基于AMESim的飞机液压能源系统优先阀动态特性分析

阀关闭 ， 液压能源系统优先保证优先 阀上游飞控用户、 刹 车用户 的压 力需 求 。 优先阀、 液压管路、 液压系统布置安装等因素对液 压 系统 的动态 特性 有 着重 要 的影 响 ， 当液压 系统 设 备
和管 路 的关 键 参 数 设 计 和 系 统 的 布 置 安 装 匹 配 不 当
首先对优先阀、 下游液压管路及作动器展开理论分 析， 如图 ３ 所 示 。本研 究通 过 能量 守 恒 的角 度 ， 从 理论 上定仿真 角
验方法对飞机的液压冲击进行分析。文献 ［ １ ］ 根据试
验 公式 ， 定性 分析 了飞机液压 系统液压 冲击 现象 ， 并 给
能 的优 劣直接 影 响 民用 飞 机 的安 全性 和可 靠性 。如 果
想实现液压系统及用户工作稳定 、 响应快速准确 ， 就必
须对 液压 能 源系 统 的动 态 特 性进 行 深 入 的研 究 ， 从 而 对 系统设 计 的关键 参 数 和 布 置 安装 进 行 合 理 的匹 配 ， 优化 系统 的动态 响应 。
Ａｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ｏ ｆ Ｄｙ ｎ ａ ｍｉ ｃ Ｐ ｅ ｒ ｆ ｏ ｒ ｍａ ｎ ｃ ｅ Ｂａ ｓ ｅ ｄ ｏ ｎ ＡＭＥＳ ｉ ｍ ｆ ｏ ｒ Ａｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ Ｈｙ ｄ ｒ ａ ｕ ｌ ｉ ｃ Ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ Ｐ ｒ ｉ ｏ ｒ ｉ ｔ ｙ Ｖａ ｌ ｖ ｅ
９ ８
ｄ ｏ ｉ ： １ ０ ． １ １ ８ ３ ２ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ０ ０ ０ － ４ ８ ５ ８ ． ２ ０ １ ６ ． １ １ ． ０ １ ８
液压 与 气 动
２ ０ １ ６年 第 １ １期
基于 Ａ ＭＥ Ｓ ｉ ｍ 的 飞 机 液 压 能 源 系 统 优 先 阀 动 态 特 性 分 析
ｈ ａ ｖ ｅ ｐｒ ｏ ｖ ｉ ｄ ｅ ｄ ｂ ａ ｓ ｉ ｓ ｔ ｏ ｔ ｈｅ ｈ ｙ ｄ ｒ ａ ｕ ｌ ｉ ｃ ｅ ｑ ｕ ｉ ｐ ｍｅ ｎｔ ｓ ａ ｎｄ ｔ ｕｂ ｅ ｓ ｐ ａ ｒ ａ ｍｅ ｔ ｅ ｒ ｍａ ｔ ｃ ｈ ｉ ｎ ｇ ａ ｎ ｄ ｌ ａ ｙ ｏ ｕ ｔ ａ ｒ ｒ ａ ｎｇ ｅ ｍｅ ｎ ｔ ｏｒ ｆ ｔ ｈ ｅ ａ ｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ ． Ｋｅ ｙ ｗｏ ｒ ｄ ｓ：ｈ ｙ ｄ ｒ ａ ｕ ｌ ｉ ｃ ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ ，ｈ ｙ ｄ ｒ ａ ｕ ｌ ｉ ｃ ｉ ｍｐ ａ ｃ ｔ ，ｄ ｙ ｎａ ｍｉ ｃ ｐ ｅ ｒ ｆ ｏ ｒ ｍａ ｎ ｃ ｅ
收稿 日期 ： ２ ０ １ ６ － ０ ４ － ０ ５
作者 简介 ： 李涛 （ １ ９ ８ ８ 一） ， 男， 河 南信 阳人 ， 工程 师 ， 硕士 ， 主 要从事 民用 飞机液压 系统设计方面 的研究工作 。
２ ０ １ ６年第 １ １期
液压 与 气动
壳体 单 向阀弹簧 单 向阀 流道 主 阀芯 主弹簧 弹簧座
Ｌ Ｉ Ｔ ａ ｏ ，ＹＡＮＧ Ｂ ｉ ｎ，Ｚ ＨＡ ＮＧ Ｊ ｉ ａ ｎ － ｂ ｏ，ＸＩ Ｅ Ｍｅ ｎ ｇ ・ ｋ ａ ｉ ，Ｗ Ａ ＮＧ Ｈｏ ｎ ｇ － ｘ ｉ ｎ （ Ｓ ｈ ａ ｎ ｇ ｈ ａ ｉ Ａ ｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ Ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ａ ｎ ｄ Ｒ ｅ ｓ ｅ ａ ｒ ｃ ｈ Ｉ ｎ ｓ ｔ ｉ ｔ ｕ ｔ ｅ ，Ｈ ｙ ｄ ｒ ａ ｕ ｌ ｉ ｃ Ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ａ ｎ ｄ Ｒ ｅ ｓ ｅ ａ ｒ ｃ ｈ Ｄ ｅ ｐ ａ ｒ ｔ ｍｅ ｎ ｔ ， Ｓ ｈ ａ ｎ ｇ ｈ ａ ｉ ２ ０ １ ２ ０ ３ ）
引言
针对 液压 系统 的 动 态特 性 分 析 ， 国 内外 学者 开 展 了广泛研 究 。然 而 国 内学 者 的分 析 模 型 往 往 较 为 简 单， 主要 集 中于单 个 元 件 的动 态 特 性 分 析 。对 飞机 液 压 系统 而言 ，国内飞 机液 压系统 的设 计多 以估算 或试
李 涛。 杨 斌， 张建波 ， 谢孟恺 ， 王鸿鑫
２ ０ １ ２ ０ ３ ） （ 上海飞机设计研究院 液压系统设 计研究部 ， 上海
摘
要： 针 对飞机 液压 系统的液 压 冲击 问题 ， 在 分析 液 压 冲 击产 生机 理 的基 ａ． Ｙ － ， 运用Ａ ＭＥ Ｓ ｉ ｍ 仿 真软
件 建立 民 用飞机 液压 系统动 态特 性仿 真模 型 ， 并分析 优 先 阀 开启 时 间、 管路 长度 、 管 径和 壁 厚 对液 压 冲 击 的 影 响规律 。仿真 结果 表 明 ， 通过 增 大优 先 阀开启 时 间， 适 当缩短 管路 长度和 增 大管径 能够有 效 降低 液 压 系统
民用 飞机 一 般 包 含 三 套 相 互 独 立 的液 压 能 源 系 统， 为 飞控 用 户 、 高升 力 用 户 、 刹 车 用 户 和起 落架 用 户 提 供压 力 能 量 。典 型 的液 压 能 源 系 统 包 括 自增 压 油 箱、 液 压泵 、 油滤、 蓄压 器 、 液 压 阀及遍 布 全机 的管 路等 组成 ， 如图 １ 所示。
进 度 压力 。
１ 民用 飞机 液压 系统 简介
图 ２ 优 先 阀的 结 构 简 图
当优 先 阀 人 口 的压 力 下 降 到 １ ６ ． ５ ４ ＭＰ ａ 至 １ ３ ． ７ ９ Ｍ Ｐ ａ之 间 时 ， 主 阀芯受 主 弹簧力 作用 ， 压 迫 至 主 阀芯 限位 位 置 。此 时优 先 阀 内部 压力 克服单 向阀弹簧 阻力 ， 推 开单 向阀 ， 此 时液压 油液 仍然 能够 流通 。 当优 先 阀入 口压 力 继 续 降 低 至 １ ３ ． ７ ９ Ｍ Ｐ ａ以下 时， 油液无 法 克服单 向 阀 弹簧 阻 力 ， 单 向阀复 位 ， 优 先
出缓 冲飞 机液 压 系统液 压 冲 击 的措 施 ［ １ ］ 。文 献 ［ ２ ］ 根 据 飞机 地 面液 压源 研 制 实 际情 况 ， 针 对 飞机 地 面液 压
油泵源中的液压管路特定使用要求 ， 对液压 冲击现象 及管路 中导管 、 管接头在苛刻的工作 条件下产生泄漏 的原因进行 了分析说明， 并就液压管 路的加工和装配 工 艺提 出 了改 进 措 施 － ２ ］ 。理 论 估 算 加 试 验 验 证 的 方 法， 无法在飞机设计阶段对 液压 系统 的动态特性和液 压 冲击 现象 进行 定量 分 析 ， 也 就无 法为 液压 元件 、 管 路 的参数匹配和布置安装提供理论依据。如果后续地面 和 飞行试 验 过程 出现 相 关 问题 ， 会 带 来 巨大 的 经 费 和
液压 能源 系统 是 民用 飞 机 的关 键 系 统 之一 ， 通 过 发动 机 驱动泵 和 电动 泵 输 出一定 压 力 的液 压 油液 ， 为
飞控 用户 、 起 落架用 户 、 高升 力用 户 和刹车 用户 提供 压
力能 量 ， 维持 飞机 的操 纵 。因此 ， 液压 能源 系统 工作 性
有 优先 阀 ， 如 图 １所 示 。优 先 阀在 液 压 能 源 系统 中起
到 非 常重要 的作用 ， 在 出现 大 流 量 需 求 导 致优 先 阀人 口压力 低 于设 定值 时 ， 优先 阀 自动关 闭 ， 切断 向高 升力 和起 落架 用户 的流量 供 应 ， 优 先 保 障 飞 控 用 户 和 刹 车 用 户 的流 量 和压力 需求 。 优 先 阀 的结构 简 图见 图 ２ 。当优 先 阀入 口压 力 高 于１ ６ ． ５ ４ ＭＰ ａ时 ， 油 液 克 服 主 弹簧 阻力 ， 推 动 主 阀芯 ，
１ ． ５倍 。 当出现 液 压 冲击 时 ， 液压 管 路 和 液 压 阀要 承
图 １ 典 型 的 飞机 液 压 能 源 系统
受高频率的重复载荷 ， 容易使作动器、 液压导管疲劳损
坏， 降低使 用 寿命 。
２ 液压 冲击 理论分 析
液 压 能源 系统 在起 落架 用 户和 高升 力用 户前 设置
Ａｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ：Ｂａ ｓ ｅ ｄ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ ｍｅ ｃ ｈ ａ ｎ ｉ ｓ ｍ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ｏ ｆ ｈ ｙ ｄ ｒ ａ ｕ ｌ ｉ ｃ ｉ ｍｐ ａ ｃ ｔ ，ｔ ｈ ｅ ＡＭＥ Ｓ ｉ ｍ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｍｏ ｄ ｅ ｌ ｉ ｓ ｂ ｕ ｉ ｌ ｔ ｉ ｎ ｏ ｒ ｄ ｅ ｒ ｔ ｏ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｚ ｅ ｔ ｈ ｅ ｈ ｙ ｄ ｒ ａ ｕ ｌ ｉ ｃ ｉ ｍｐ ａ ｃ ｔ ｆ ｏ ｒ ｔ ｈ ｅ ａ ｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ ． Ａｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｎ，ｉ ｎ ｆ ｌ ｕ ｅ ｎ ｃ ｅ ｓ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｐ ｒ ｉ ｏ ｉ ｒ ｔ ｙ ｖ ａ ｌ ｖ ｅ ｃ ｒ ａ ｃ ｋ ｉ ｎ ｇ ｔ ｉ ｍｅ ，ｔ ｕ ｂ ｅ ｌ ｅ ｎ ｇ ｔ ｈ，ｔ ｕ ｂ ｅ ｄ ｉ ａ ｍｅ ｔ ｅ ｒ ａ ｎ ｄ ｔ ｕ ｂ ｅ ｔ ｈ ｉ ｃ ｋ ｎ ｅ ｓ ｓ ａ ｒ ｅ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｅ ｄ ａ ｎ ｄ ｓ ｔ ｕ ｄ ｉ ｅ ｄ ．Ｔ ｈ ｅ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｒ ｅ ｓ ｕ ｌ ｔ ｓ ｓ ｈ ｏ ｗ ｔ ｈ ａ ｔ ，ｔ ｈ ｅ ｅ ｘ ｔ ｅ ｎ － ｓ ｉ ｏ ｎ ｏ ｆ ｐ ｒ ｉ ｏ ｉ ｒ ｔ ｙ ｖ ａ ｌ ｖ ｅ ｃ ｒ ａ ｃ ｋ ｉ ｎ ｇ ｔ ｉ ｍｅ，ｓ ｈ ｏ ｒ ｔ ｅ ｎ ｉ ｎ ｇ ｔ ｕ ｂ ｅ ｌ ｅ ｎ ｇ ｔ ｈ ａ ｎ ｄ ｉ ｎ ｃ ｒ ｅ ａ ｓ ｉ ｎ ｇ ｔ ｕ ｂ ｅ ｄ ｉ ａ ｍｅ ｔ ｅ ｒ ｗｉ ｌ ｌ ｂ ｅ ｈ ｅ ｌ ｐ ｆ ｕ ｌ ｔ ｏ ｒ ｅ ｄ ｕ ｃ ｅ ｔ ｈ ｅ ｈ ｙ ｄ ｒ ａ ｕ ｌ ｉ ｃ ｉ ｍｐ ａ ｃ ｔ ．Ｆ ｉ ｎ ａ ｌ ｌ ｙ，ｓ ｏ ｍｅ ｐ ｒ ｏ ｐ ｏ ｓ ａ ｌ ｓ ａ ｒ ｅ ｇ ｉ ｖ ｅ ｎ ｔ ｏ ｒ ｅ ｄ ｕ ｃ ｅ ｔ ｈ ｅ ｈ ｙ ｄ ｒ ａ ｕ ｌ ｉ ｃ ｉ ｍｐ ａ ｃ ｔ ．Ｔ ｈ ｅ ａ ｄ ｏ ｐ ｔ ｅ ｄ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ｓ
时， 系统内会产生压力的高频剧烈变化 ， 造成瞬时的压
力峰值 ， 并 伴 随着液 压导 管 的振动 ， 这种 现象 就是液 压
冲击 。液压冲击的危害主要如下 ： ① 液压管路 、 液压 元件和作动器等因为过高的液压压力而破坏 Ｊ ， 或者 出现误动作 ； ② 液压系统会产生较大 的异常振动和 噪声 ， 影响飞行员、 机务 和乘 客的乘机 感受 ； ③ 作动 器 的耐压 压 力 为 液 压 系 统 设 计 压 力 （ ２ Ｏ ． ６ ８ ＭＰ ａ ） 的 １ ． ２ ５倍 ， 液压 管路 和液 压 阀的 耐压 压 力 为设 计 压力 的
的液压冲击现象。所采用的研究方法和仿真模 型能够为民用飞机元件和管路的参数 匹配和布置安装提供理
论 依据 。
关键 词 ： 液压 系统 ； 液压 冲击 ； 动 态特性 中图 分类 号 ： Ｔ Ｈ１ ３ ７ 文献标 志码 ： Ｂ 文 章编 号 ： １ ０ ０ ０ － ４ ８ ５ ８ （ ２ ０ １ ６ ） １ １ － ０ ０ ９ ８ － ０ ６