航空發(fā)動(dòng)機(jī)通用飛行臺(tái)液壓負(fù)載系統(tǒng)設(shè)計(jì)與應(yīng)用

丁旭，宋江濤，高非凡，金利強(qiáng)

(中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西西安710089)

0 前言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)在設(shè)計(jì)、研制后，需要開(kāi)展航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空測(cè)試，模擬發(fā)動(dòng)機(jī)在真實(shí)的高度、速度條件下的使用性能，其中美國(guó)聯(lián)合規(guī)范指南JSSG—2007/A/B[1]以及我國(guó)GJB-241A[2]中均有對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的高空測(cè)試試驗(yàn)的要求，主要分為模擬高空試驗(yàn)臺(tái)和航空發(fā)動(dòng)機(jī)通用飛行臺(tái)測(cè)試試驗(yàn)，其中航空發(fā)動(dòng)機(jī)通用飛行臺(tái)是在發(fā)動(dòng)機(jī)飛行測(cè)試要求下進(jìn)行的高空測(cè)試試驗(yàn)，其更能代表發(fā)動(dòng)機(jī)真實(shí)工作的條件，在航空發(fā)達(dá)國(guó)家中被廣泛應(yīng)用。我國(guó)在這方面雖然起步較晚，但是經(jīng)過(guò)幾型飛行臺(tái)建設(shè)，也積累了很多寶貴的經(jīng)驗(yàn)。隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)的發(fā)展，越來(lái)越多的新研發(fā)動(dòng)機(jī)型號(hào)需要進(jìn)行飛行臺(tái)試驗(yàn)，加快我國(guó)通用飛行臺(tái)以及相應(yīng)的試驗(yàn)系統(tǒng)的建設(shè)，對(duì)我國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)、研制、改進(jìn)具有重要意義[3-6]。

一般來(lái)說(shuō)，航空發(fā)動(dòng)機(jī)的通用飛行試驗(yàn)臺(tái)需具備基本的試驗(yàn)任務(wù)系統(tǒng)，同時(shí)依據(jù)GJB 243A—2004[7]中的規(guī)定應(yīng)當(dāng)檢查發(fā)動(dòng)機(jī)在液壓泵最大功率提取、引氣最大流量抽引下的工作性能，所以航空發(fā)動(dòng)機(jī)飛行臺(tái)需要具備引氣抽引、液壓泵功率提取以及發(fā)動(dòng)機(jī)功率提取的能力。其中發(fā)動(dòng)機(jī)液壓泵用于飛機(jī)液壓系統(tǒng)的供壓，包括飛機(jī)剎車、起落架收放、舵面機(jī)構(gòu)的調(diào)節(jié)等，其運(yùn)行能力和安全性就決定了航空發(fā)動(dòng)機(jī)的工作運(yùn)行穩(wěn)定性，因此需要構(gòu)建航空發(fā)動(dòng)機(jī)通用飛行臺(tái)液壓負(fù)載系統(tǒng)，開(kāi)展相關(guān)加載試驗(yàn)，驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能[8-10]。

國(guó)外相關(guān)研究主要集中在飛行器液壓控制系統(tǒng)原理性的設(shè)計(jì)和分析，如美國(guó)民用飛機(jī)制造廠商Boeing和AirBus等公司制造的B737、A320、CRJ-700型號(hào)。在飛機(jī)研制過(guò)程中設(shè)計(jì)了壓力負(fù)載模擬器，通過(guò)控制壓力負(fù)載模擬器可以模擬出液壓裝置在飛機(jī)各工作狀態(tài)下的壓力變化，從而確定了液壓控制系統(tǒng)的運(yùn)行穩(wěn)定性[4]。

歐美等西方國(guó)家在液壓負(fù)載系統(tǒng)的設(shè)計(jì)中積極發(fā)展機(jī)電液系統(tǒng)綜合仿真技術(shù)，并研發(fā)了Dymola、AMESim等通用的系統(tǒng)仿真軟件，用于液壓負(fù)載系統(tǒng)的聯(lián)合建模仿真計(jì)算。如AMESim軟件中含有典型的液壓介質(zhì)、油箱、閥門、液壓彎管/直管、液壓缸、液壓泵、壓力/流量傳感器等，通過(guò)合理設(shè)計(jì)使用液壓元器件，完成系統(tǒng)模型的建立及設(shè)計(jì)分析等，可通過(guò)模型分析散熱器、飛行高度等對(duì)液壓油熱平衡的影響[5]。

國(guó)內(nèi)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)與液壓負(fù)載裝置，一般在發(fā)動(dòng)機(jī)主機(jī)廠的地面測(cè)試平臺(tái)、發(fā)動(dòng)機(jī)通用飛行臺(tái)上試飛測(cè)試使用。在地面測(cè)試平臺(tái)的系統(tǒng)上一般使用壓力供油或油泵供油，來(lái)進(jìn)行液壓功率的提??；在飛行臺(tái)上使用時(shí)，一般設(shè)計(jì)、使用自主增壓油缸進(jìn)行系統(tǒng)供油，以實(shí)現(xiàn)負(fù)載功率的提取。

本文作者針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)通用平臺(tái)建設(shè)，提出一種能夠滿足絕大多數(shù)航空發(fā)動(dòng)機(jī)液壓泵功率提取的液壓負(fù)載系統(tǒng)，以實(shí)現(xiàn)最高100 kW功率的提取及功能加載能夠無(wú)級(jí)可調(diào)。

1 液壓負(fù)載系統(tǒng)研制總體要求

1.1 系統(tǒng)布局

為了滿足絕大多數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝布局的需求，飛行臺(tái)液壓負(fù)載系統(tǒng)安裝布局形式一般分為發(fā)動(dòng)機(jī)短艙式和飛機(jī)機(jī)艙式2種形式，廣泛應(yīng)用于飛行臺(tái)的液壓負(fù)載系統(tǒng)設(shè)計(jì)中。

1.1.1 發(fā)動(dòng)機(jī)短艙式

飛行試驗(yàn)過(guò)程中，由于試驗(yàn)條件的限制，所能使用空間較小，對(duì)條件要求比較嚴(yán)苛，因此需要設(shè)計(jì)的系統(tǒng)體積小、安全性好，所以設(shè)計(jì)難度高。所設(shè)計(jì)的液壓負(fù)載系統(tǒng)形式應(yīng)當(dāng)根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)以及試驗(yàn)用飛行臺(tái)結(jié)構(gòu)特性進(jìn)行布置。若試驗(yàn)用飛行臺(tái)短艙內(nèi)空間允許，可將系統(tǒng)集成安裝在短艙內(nèi)，通過(guò)與發(fā)動(dòng)機(jī)供油系統(tǒng)進(jìn)行熱交換實(shí)現(xiàn)負(fù)載系統(tǒng)油溫控制，這種換熱方法需要對(duì)飛行臺(tái)的燃油系統(tǒng)進(jìn)行改造，系統(tǒng)改裝難度大。同時(shí)由于燃料供給流量及換熱器本身工作特性的影響，換熱效率難以保證，而且換熱燃油流量供給壓力調(diào)節(jié)不良，容易干擾發(fā)動(dòng)機(jī)正常供油。受艙內(nèi)結(jié)構(gòu)布置的影響，系統(tǒng)可維護(hù)性差，設(shè)計(jì)中需重點(diǎn)考慮調(diào)試口蓋、采樣口蓋、卸壓口蓋、放油口蓋及密封性檢查等。系統(tǒng)結(jié)構(gòu)形式如圖1所示[11]。

圖1 短艙式液壓負(fù)載系統(tǒng)結(jié)構(gòu)形式

1.1.2 飛機(jī)機(jī)艙式

液壓負(fù)載裝置的另一個(gè)布置方法是把設(shè)備整體布置在飛行平臺(tái)的機(jī)艙中，通過(guò)安裝液壓管道實(shí)現(xiàn)液壓泵與液壓負(fù)載設(shè)備的相連。

通過(guò)自主增壓油箱供油，將全部的液壓?jiǎn)卧w布置在一個(gè)機(jī)柜中，并對(duì)其結(jié)構(gòu)進(jìn)行減震處理后安裝于機(jī)艙內(nèi)。但由于艙內(nèi)結(jié)構(gòu)距離短，艙內(nèi)的發(fā)動(dòng)機(jī)液壓泵距離較遠(yuǎn)，在系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)就需要考慮管路壓力的沿程損失，并選擇選風(fēng)-液冷卻的方式。其主要工作原理為：首先通過(guò)液-液換熱器將高溫液壓油熱量傳輸給液冷系統(tǒng)的冷卻液，再通過(guò)氣-液換熱器驅(qū)動(dòng)艙外冷氣對(duì)冷卻液進(jìn)行減溫冷卻。此種對(duì)流換熱方法換熱效率較好，通過(guò)電液伺服驅(qū)動(dòng)閥控制系統(tǒng)流量，可實(shí)現(xiàn)無(wú)級(jí)式控制，將液壓負(fù)載裝置布置于機(jī)艙內(nèi)，可維護(hù)性較強(qiáng)。系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖2所示[12]。

圖2 機(jī)艙式液壓負(fù)載系統(tǒng)結(jié)構(gòu)形式

1.2 主要技術(shù)指標(biāo)

為了滿足絕大多數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)液壓功率的提取，參考國(guó)內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)配套的液壓泵，通用型液壓負(fù)載系統(tǒng)主要技術(shù)指標(biāo)如下：

(1)航空發(fā)動(dòng)機(jī)飛行臺(tái)液壓負(fù)載系統(tǒng)一般需要滿足液壓泵出口的壓力，最大工作壓力pmax≥20 MPa，最大工作流量Qmax≥200 L/min；

(2)能夠滿足提取功率的無(wú)級(jí)調(diào)節(jié)；

(3)能夠滿足發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)狀態(tài)條件下的加載；

(4)能夠?qū)崿F(xiàn)高壓泄壓功能，起到一定保護(hù)作用；

(5)滿足飛行條件下機(jī)載工作環(huán)境需求。

2 液壓負(fù)載系統(tǒng)設(shè)計(jì)

2.1 總體方案設(shè)計(jì)

液壓負(fù)載系統(tǒng)需考慮機(jī)械系統(tǒng)、測(cè)控系統(tǒng)等設(shè)計(jì)，機(jī)械系統(tǒng)指用于實(shí)現(xiàn)液壓負(fù)載相關(guān)功能的硬件(如增壓油箱、調(diào)節(jié)閥、流量計(jì)、換熱器、單向閥等)，測(cè)控系統(tǒng)指用于調(diào)節(jié)液壓流量和監(jiān)測(cè)系統(tǒng)溫度壓力等控制元器件、傳感器和軟件等，圖3所示為液壓負(fù)載系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)方案[13]。

圖3 液壓負(fù)載系統(tǒng)總體方案

2.2 機(jī)械系統(tǒng)設(shè)計(jì)

液壓負(fù)載的機(jī)械系統(tǒng)可以實(shí)現(xiàn)對(duì)液壓泵功率的無(wú)級(jí)提取，同時(shí)也可以進(jìn)行超壓保護(hù)，利用自主增壓油箱對(duì)液壓泵輸入高壓進(jìn)行設(shè)定，系統(tǒng)高壓來(lái)源于被試發(fā)動(dòng)機(jī)液壓泵出口處的高壓，液壓泵配有殼體回油，用于系統(tǒng)散熱。整個(gè)系統(tǒng)主要通過(guò)調(diào)節(jié)系統(tǒng)工作流量來(lái)實(shí)現(xiàn)不同功率的提取，不同流量條件下，液壓泵出口額定壓力變化不大。

系統(tǒng)設(shè)計(jì)安全閥，當(dāng)系統(tǒng)超壓時(shí)，安全閥打開(kāi)，將高壓油卸壓到低壓油箱中，以達(dá)到對(duì)系統(tǒng)卸壓的效果。整個(gè)負(fù)載系統(tǒng)通過(guò)電液伺服機(jī)構(gòu)將液壓油的壓力能轉(zhuǎn)化為熱能，再通過(guò)冷卻系統(tǒng)對(duì)高溫油進(jìn)行冷卻，所以系統(tǒng)需要選擇合適的冷卻系統(tǒng)，以滿足不同工況條件下的冷卻需求。

2.2.1 功率提取

系統(tǒng)提取功率通過(guò)式(1)進(jìn)行計(jì)算：

N=Q×(p增壓-p泵進(jìn)口)/η

(1)

式中：N為系統(tǒng)提取的功率，kW；Q為系統(tǒng)中液壓油流量，L/s；p增壓為液壓泵出口壓力，MPa；p泵進(jìn)口為液壓泵進(jìn)口壓力，MPa；η為泵工作效率(一般為0.8～0.9)。

2.2.2 入口壓力實(shí)現(xiàn)

液壓泵工作時(shí)，必須有一個(gè)初始工作壓力，通常選用主動(dòng)升壓油缸或密閉壓力式供油形成最初壓力，同時(shí)確保整個(gè)系統(tǒng)工作的穩(wěn)定性、液壓油系統(tǒng)的清潔性和避免空氣進(jìn)入。主動(dòng)升壓油缸工作機(jī)制如下：當(dāng)液壓泵開(kāi)始工作時(shí)，由增壓油箱為增壓蓄壓器提供壓力。一旦液壓泵開(kāi)始工作，一部分液壓油即進(jìn)入油箱增壓裝置，在油箱大活塞環(huán)面上形成系統(tǒng)作用壓力，這樣便形成了符合要求的進(jìn)口壓力，其工作形式如圖4所示。

圖4 液壓泵入口壓力建立原理

2.2.3 液壓泵保護(hù)機(jī)制

被試發(fā)動(dòng)機(jī)采用傳動(dòng)軸牽引液壓泵運(yùn)行，液壓泵的供給量根據(jù)泵的轉(zhuǎn)速以及每一轉(zhuǎn)排量確定，當(dāng)液壓泵轉(zhuǎn)速確定時(shí)，改變液壓泵斜盤和驅(qū)動(dòng)軸的角度，進(jìn)而改變每一轉(zhuǎn)排量來(lái)實(shí)現(xiàn)供給油量的變化。

泵的出口設(shè)有高壓油濾和單向閥。高壓油濾用來(lái)濾除液壓泵輸出的高壓油液中的顆粒雜質(zhì)，確保系統(tǒng)工作安全可靠，避免損壞液壓附件。油箱回油管路上設(shè)有回油油濾，用來(lái)濾除回油油液中的顆粒雜質(zhì)，從而保證進(jìn)入油箱的液壓油油質(zhì)清潔。液壓泵的殼體回油，經(jīng)過(guò)液壓管道、循環(huán)油濾回到油箱。液壓泵的殼體回油只進(jìn)行壓力、油溫的測(cè)量，不進(jìn)行調(diào)節(jié)。在液壓泵的殼體回油管路上，安裝有循環(huán)油濾，用來(lái)濾除液壓泵工作時(shí)從殼體隨循環(huán)油液排除的顆粒雜質(zhì)，防止該雜質(zhì)污染液壓油箱中的油液。

安裝在油箱增壓管路與系統(tǒng)壓力管路之間的單向活門，其主要作用是當(dāng)飛機(jī)試飛完畢后，在系統(tǒng)泄壓時(shí)隔斷增壓管路與系統(tǒng)壓力管路之間的聯(lián)通，使增壓系統(tǒng)管路中的壓力可以保持一定的時(shí)間，提高液壓泵再次起動(dòng)工作時(shí)的充填性，保證液壓泵一開(kāi)始就可以提供一個(gè)穩(wěn)定的壓力。

在系統(tǒng)的壓力管路上安裝安全閥，當(dāng)系統(tǒng)超壓時(shí)，安全閥打開(kāi)，將高壓油卸壓到低壓油箱中，以達(dá)到對(duì)系統(tǒng)卸壓的效果。其原理如圖5所示。

圖5 液壓泵出口保護(hù)原理

2.2.4 系統(tǒng)負(fù)載模擬及流量功率測(cè)量

負(fù)載系統(tǒng)壓力主要來(lái)源于液壓泵，壓力大小根據(jù)液壓泵工作情況進(jìn)行調(diào)節(jié)，系統(tǒng)提取的功率大小主要靠電液伺服閥來(lái)調(diào)節(jié)，伺服閥依據(jù)式(1)調(diào)節(jié)閥門的開(kāi)度，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)的流量調(diào)節(jié)，以完成功率的無(wú)級(jí)調(diào)節(jié)。

2.2.5 液壓負(fù)載冷卻系統(tǒng)

液壓負(fù)載系統(tǒng)的本質(zhì)就是將液壓泵的機(jī)械壓力能轉(zhuǎn)化液壓油的熱能，然后將熱能釋放掉，就完成了系統(tǒng)的功率提取。系統(tǒng)發(fā)熱量較大，需要對(duì)它進(jìn)行冷卻，一般采用液冷和風(fēng)冷作為冷卻方式對(duì)高溫液壓油進(jìn)行冷卻，將溫度降低到符合要求的范圍。

2.2.6 系統(tǒng)泵前壓力損失

系統(tǒng)中主要的壓力損失分為系統(tǒng)沿程損失、局部壓力損失以及系統(tǒng)高度差損失。

(1)沿程損失

(2)

式中：Δp1為管路的沿程壓力損失，105Pa；v為液壓油的流速，m/s；l為連接的液壓管路長(zhǎng)度，m；d為連接的液壓管路管徑，mm。

(2)局部壓力損失

系統(tǒng)中液壓油流過(guò)各個(gè)斷面和元器件引起的局部損失如下：

(3)

式中：Δp3為系統(tǒng)的局部損失壓力，kPa；ζ為系統(tǒng)的局部阻力系數(shù)，可參見(jiàn)相關(guān)手冊(cè)[14]；v為系統(tǒng)管路中液壓流流速，m/s；γ為液壓油的重度，10 N/m3；g為重力加速度，其值為9.8 m/s2。

(3)高度差引起的損失

系統(tǒng)液壓油由于高度差而引起的壓力損失：

Δp2=ρgh×10-5

(4)

式中：Δp2為由于系統(tǒng)與液壓泵出口高度差而造成的壓損，105Pa；h為系統(tǒng)高度差，m ；ρ為液壓油密度，kg/m3。

設(shè)計(jì)系統(tǒng)時(shí)，需要計(jì)算壓力損失，液壓泵前的壓力需要滿足液壓泵入口壓力的要求。

2.3 測(cè)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)

測(cè)控系統(tǒng)主要由控制部分和測(cè)試部分組成。測(cè)控系統(tǒng)以計(jì)算機(jī)為中心，將試驗(yàn)數(shù)據(jù)檢測(cè)處理和試驗(yàn)狀態(tài)參數(shù)自動(dòng)控制融為一體，可以快速、準(zhǔn)確地完成試驗(yàn)過(guò)程中壓力、流量、溫度等多路試驗(yàn)數(shù)據(jù)的采集處理。另外，測(cè)控系統(tǒng)可快速、準(zhǔn)確地調(diào)節(jié)液壓油泵負(fù)載變化，實(shí)現(xiàn)工作狀態(tài)的切換，滿足液壓泵在不同狀態(tài)下工作的要求[15]。

系統(tǒng)控制主要采用成熟的PID控制，輸出流量由測(cè)控軟件給定輸入值，并通過(guò)調(diào)節(jié)液壓伺服閥開(kāi)度及讀取相應(yīng)的流量計(jì)數(shù)值，進(jìn)行相應(yīng)的運(yùn)算后進(jìn)行的PID控制，具有技術(shù)成熟、可靠性高、控制精度高等特點(diǎn)，因此PID控制至今仍被廣泛使用[16-17]。其控制原理如圖6所示。

圖6 控制原理

為了實(shí)現(xiàn)對(duì)液壓流量迅速、精確的控制，重點(diǎn)設(shè)計(jì)了液壓控制系統(tǒng)，對(duì)負(fù)載提取功率、液壓泵進(jìn)口壓力、液壓泵輸出流量、液壓泵輸出壓力、液壓油箱溫度、系統(tǒng)散熱器前/后溫度、冷卻液前/后溫度、殼體回油壓力/溫度、卸荷開(kāi)關(guān)及顯示、超溫報(bào)警等參數(shù)進(jìn)行監(jiān)控/顯示。

測(cè)控系統(tǒng)(見(jiàn)圖7)由PC/104總線結(jié)構(gòu)的嵌入式計(jì)算機(jī)系統(tǒng)以及主控計(jì)算機(jī)的分布式測(cè)控系統(tǒng)組成，并通過(guò)互聯(lián)網(wǎng)技術(shù)實(shí)現(xiàn)信息通信。嵌入式計(jì)算機(jī)系統(tǒng)主要進(jìn)行實(shí)時(shí)的測(cè)控工作，其功能是將測(cè)試的數(shù)據(jù)傳輸給主控計(jì)算機(jī)，主控計(jì)算機(jī)再進(jìn)行信息控制、分析、存儲(chǔ)。而PC/104總線嵌入式計(jì)算機(jī)系統(tǒng)一般由CPU模塊、數(shù)據(jù)傳輸采集模塊、擴(kuò)展功能模塊、管理模塊組成[18-23]。

圖7 測(cè)控組成框圖

系統(tǒng)的測(cè)控軟件主要實(shí)現(xiàn)測(cè)控通道標(biāo)定、試驗(yàn)配置、試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理以及試驗(yàn)過(guò)程控制等基本功能。其中通過(guò)通用參數(shù)設(shè)置，如壓力控制、流量控制、溫度控制等試驗(yàn)參數(shù)設(shè)置，以及通信、控制算法、數(shù)據(jù)采集等實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)控制。軟件組成及工作原理如圖8所示。

圖8 測(cè)控軟件組成框圖

測(cè)控系統(tǒng)所有采購(gòu)成品都能夠滿足機(jī)載環(huán)境要求，選用貨架成熟產(chǎn)品；非標(biāo)設(shè)備按機(jī)載設(shè)備要求嚴(yán)格測(cè)試，并通過(guò)振動(dòng)沖擊試驗(yàn)，以此來(lái)增加系統(tǒng)工作的可靠性。

3 應(yīng)用實(shí)施

3.1 系統(tǒng)集成安裝

完成設(shè)計(jì)及選型后，需進(jìn)行系統(tǒng)搭建及調(diào)試工作。系統(tǒng)搭建時(shí)根據(jù)安裝位置的不同(發(fā)動(dòng)機(jī)短艙式、飛機(jī)機(jī)艙式)需考慮系統(tǒng)組裝形式，重點(diǎn)考慮系統(tǒng)各部件的安裝位置及空間，以便于安裝維護(hù)為原則。

液壓負(fù)載系統(tǒng)不能對(duì)飛行臺(tái)的其他系統(tǒng)產(chǎn)生影響；安裝前首先在CATIA等建模軟件中進(jìn)行預(yù)裝配，檢查負(fù)載系統(tǒng)元器件安裝布置是否合適，與其他系統(tǒng)有無(wú)干涉等。

液壓負(fù)載系統(tǒng)各附件的安裝位置以便于調(diào)試、維護(hù)為原則(如加油/放油開(kāi)關(guān)、地面及機(jī)上調(diào)試、采樣點(diǎn)、卸壓閥門等)。

進(jìn)行管路設(shè)計(jì)及加工，注意接頭密封及安裝工藝要求；嚴(yán)格按照設(shè)計(jì)原理進(jìn)行安裝，并隨時(shí)檢查核對(duì)。

機(jī)柜總體集成后如圖9所示。

圖9 系統(tǒng)總體外觀(a)和內(nèi)部集成結(jié)構(gòu)(b)

3.2 系統(tǒng)調(diào)試試驗(yàn)

主要調(diào)試內(nèi)容有以下幾個(gè)方面：

(1)液壓負(fù)載系統(tǒng)密封性檢查(漏油、漏氣等)；

(2)模擬進(jìn)口壓降試驗(yàn)；

(3)安全活門、泄壓活門等設(shè)定；

(4)系統(tǒng)換熱性能檢查；

(5)系統(tǒng)性能及功能調(diào)試檢查；

(6)測(cè)試系統(tǒng)聯(lián)試調(diào)試。

現(xiàn)場(chǎng)系統(tǒng)調(diào)試時(shí)需提供地面的油泵車(關(guān)注壓力、流量等)以及系統(tǒng)加油打壓裝置，進(jìn)行系統(tǒng)管路的打壓測(cè)試，避免系統(tǒng)發(fā)生泄漏，同時(shí)設(shè)計(jì)負(fù)載系統(tǒng)模擬管路，對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行地面調(diào)試運(yùn)行試驗(yàn)，結(jié)果顯示整個(gè)系統(tǒng)無(wú)故障、運(yùn)行情況良好。在調(diào)整試驗(yàn)中，進(jìn)口壓力和模擬加載的功率均隨加載流量變化，其結(jié)果如圖10所示?？梢钥闯觯弘S著加載流量的增加，液壓泵出口壓力減小，同時(shí)管路中的流阻增加，液壓泵入口壓力也會(huì)減小，液壓泵入口的油溫也會(huì)升高，而整個(gè)負(fù)載系統(tǒng)的提取功率隨著系統(tǒng)工作流量的增加成正比增加。

圖10 調(diào)試試驗(yàn)時(shí)參數(shù)曲線

3.3 飛行試驗(yàn)

某架次的飛行試驗(yàn)各關(guān)鍵參數(shù)如圖11所示，可以看出：當(dāng)某型號(hào)被試發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行飛行臺(tái)試飛時(shí)，提取液壓負(fù)載的功率，液壓負(fù)載系統(tǒng)流量升高至11.2 L/min；在加載開(kāi)始時(shí)，液壓泵出口迅速建立壓力，泵進(jìn)口壓力、泵進(jìn)口溫度隨著液壓油的流動(dòng)先微降然后升高，整個(gè)系統(tǒng)完成液壓泵功率的提取。加載完成后，系統(tǒng)所有參數(shù)逐漸恢復(fù)到初始狀態(tài)。

圖11 飛行試驗(yàn)時(shí)各關(guān)鍵參數(shù)曲線

圖12所示為飛行試驗(yàn)時(shí)系統(tǒng)各油溫曲線，可以看出：試驗(yàn)過(guò)程中，開(kāi)始加載后，系統(tǒng)換熱器入口油溫隨著系統(tǒng)開(kāi)始工作先微降然后上升，隨后冷卻系統(tǒng)工作，系統(tǒng)換熱器出口油溫降低，泵入口油溫也隨之降低，達(dá)到了降溫效果。經(jīng)過(guò)計(jì)算，此次液壓功率加載試驗(yàn)進(jìn)行了10 min左右，最大提取功率約為40 kW，其功率遠(yuǎn)小于負(fù)載系統(tǒng)的額定功率，驗(yàn)證了被試發(fā)動(dòng)機(jī)的工作穩(wěn)定性。

圖12 飛行試驗(yàn)時(shí)系統(tǒng)各油溫

4 結(jié)論

(1)對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)通用飛行臺(tái)研制現(xiàn)狀進(jìn)行了相關(guān)分析，針對(duì)通用飛行臺(tái)研制相關(guān)要求，提出了航空發(fā)動(dòng)機(jī)通用飛行臺(tái)液壓負(fù)載系統(tǒng)的需求。

(2)提出了液壓負(fù)載系統(tǒng)總體布局的形式，主要分為發(fā)動(dòng)機(jī)短艙式和飛機(jī)機(jī)艙式。

(3)通過(guò)系統(tǒng)功率提取方式、入口壓力實(shí)現(xiàn)、模擬流量測(cè)量以及冷卻系統(tǒng)設(shè)計(jì)，提出了液壓負(fù)載機(jī)械系統(tǒng)設(shè)計(jì)的準(zhǔn)則和方法，并對(duì)液壓負(fù)載測(cè)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)進(jìn)行了論述，用于指導(dǎo)后續(xù)型號(hào)的設(shè)計(jì)。

(4)對(duì)某型發(fā)動(dòng)機(jī)飛行臺(tái)試飛中設(shè)計(jì)的液壓負(fù)載系統(tǒng)進(jìn)行了系統(tǒng)集成安裝、調(diào)試試驗(yàn)以及飛行試驗(yàn)，研制的液壓負(fù)載系統(tǒng)滿足了功率提取需求，可以應(yīng)用到其他型號(hào)。