液压系统(毕业设计参考)

第二章液压系统
飞机液压系统和其他机械设备的液压系统工作原理和组成附件基本上是相似的，只不过飞机作为飞行器对液压系统有更高的要求，例如飞机液压系统一般工作在较高压力范围：有自动卸荷机构，防止过多消耗发动机功率，传动部分有较高的灵敏性与可靠性要求等问题。

在习惯上飞机液压系统一般分为供压部分和传动部分，本文对这两部分中的重点附件和附件组成的系统分别作详细叙述，一些功用类似的简单附件，本文仅取其中较有代表性的附件作简单介绍。

在现代歼强飞机上液压系统得到广泛应用，例如；自动控制系统中的舵面传动部分；机轮液压刹车部分等。

本文仅从液压传动的角度叙述有关的附件及附件间的协同工作。

液压系统在歼、强飞机上应用范围之所以逐渐扩大，是因为液压系统有独特的优点，例如；传动迅速、换向快，附件重量轻，尺寸小；运动平稳、不易受外界负载影响：调速范围大，而且为无级；功率放大系数高；效率高．当然，液压系统也存在缺点，例如：附件结构复杂、精密；制造成本高，液压能的传递需设置专用导管等．
维修工作者的任务之一就是保持液压系统性能优势，迅速、准确地排除故障，为此必须理解液压系统的工作原理，熟练掌握附件的构造和工作特性．
第一节液压系统供压部分
国产飞机液压系统一般采用YH—l0或YH—12液压油作为工作介质．
为了保证液压系-晓具有一定的传动功率，系统中的工作油液必须有一定的压力和流量，因此，供压部分的功用是：及时向各传动部分输送具有一定流量和适当压力的油液．供压部分应满足供压(传动部分工作)、卸荷(传动部分停止工作)与散热等方面的要求，并要有亢订的可靠性．供压部分发展较快、变化较大。

早期的飞机上采用定量泵——卸荷活门供压部分，之后发展为变量菜——转换活门组的双泵源供压部分，近期较为先进的飞机上则采用变量泵“多余度”供压部分。

尽管各机种的液压系统供压部分组成形式不尽相同，但按照组成供压部分的附件功用划分类别，均可分为动力附件，控制附件和辅助附件．
一、供压部分一般组成
飞机供压部分一般由油箱、油泵、单向活门、安全活门面泵接通活门组成．如图2—1所示．
液压油泵一般是窖积式变流量泵．
当发动机工作时，液压泵不停地转动，若这时传动部分不工作，从液压泵输出的油液只能亢入蓄压器，这时压力指示设备指示的压力值从零阶跃到蓄压器初姑充气压力，之后压力逐渐上升，压力上升到供压部分的额定压力时，液压泵自动将供油量调节到零，蓄压器不再充油，液压系统压力停止上升，这时液压泵仅注出少量油液供附件散热、润滑和补充渗漏。

在图2—1所示液压系统中，当传动部分1工作，液压泵出口压力下降至小于流量调节
机构的始调压力时，液压泵自动调节到最大供油状态，保证传动部分的需要。

当传动部分2工作时，蓄压器首先供油，随着蓄压器内气体的膨胀，液压系统压力降低，液压泵出口压力下降至小于始调压力时，蔽压泵自动调节到最大供油状态，这时液压泵和蓄压器联合供油，保证传动部分2传动的迅速、可靠．
发动机停车后，液压泵停止转动，因液压系统内部渗漏传动部分1和供压部分液压迅速消失，传动部分2因单向活门和蓄压器作用，油压不能很快消失，有时需人工操纵传动部分2消除油压，在消压过程中应遵守
有关操作规程，防止意外事故发生
(一)动力附件一液压泵
液压泵通常由飞机上的发动机带动工作，但在应急情况下使用的液压泵则由专门设置的动力源带动工作，尽管驱动液压泵工作的能源有多种形式，从能量转换的角度可以说液压泵是一种能量转换器，所以液压泵的功用是将发动机(或其他动力装置)带动它转动的机械能转换成液压系统的液压能．现代飞机液压系统一般配置变流量轴向柱塞液压泵，在传动工作完毕后油泵内的流量调节机构自动将供油量调节到零，以免浪费发动机功率．
轴向柱塞液压泵按结构特征可分为二大类；
第一类为直轴式，是转子体轴线与主传动轴线相重合的结构t如图2—2(a)及(b)所示该种泵应用较多。

第二类为斜轴式，油泵转子体轴线与主传动轴线相交成示。

1．轴向柱塞泵供油原理
定的夹角，如图2-1
供油部分主要由传动轴，转子、柱塞、斜盘、分油盘组成，如图2—3所示。

传动轴通过减速器与发动机轴连接，当发动机工作时，传动轴带转子旋转．柱塞在转子的柱塞腔内往复运动，在分油盘进油口吸油，当吸满油的柱塞转至分油盘出油口时，在斜盘的挤压下注油，油液在柱塞的推油力和流动阻力挤压下压力急剧升高，这样把发动机的机械能转换成油液的压力能。

2．油泵瞬时流量及脉动性分析
转子旋转一周，单个柱塞吸、注油一次，注出的油液叫理论排量，由此可得出单个柱塞的瞬时流量：
1sin t Z f Q F R tg ωγθ=••••
式中 Z F —柱塞横截面积；
f R —柱塞分布园半径：
γ—斜盘倾斜角度；
θ—第一个注油柱塞转过的角度 ω转手转动角速度．
在上式中，当Z F 、f R 、γ、ω均为定值时，瞬时流量1t Q 与转于角度θ呈正弦关系，如图2—5中曲线1所示．在注油的角度范围内(π～2π)流量脉动幅度大，为提高供油量、减小流量脉动，油泵一般是多柱塞的。

用z 代表全部柱塞数量，Z 代表处于注油的角度范围内的柱塞数目，整个油泵的瞬时供油量Q ，可用下式表示： 001sin sin()sin t Z f z z z z Q F R tg z
πθπωγπ
=-+••••
设柱塞个数Z ＝7、8、9时，瞬时供油量t Q 随转子转过角度θ而变化的曲线如图2—5所示．从图中可看出当柱塞数量为奇数时流量脉动幅度较小，柱塞数量为偶数时流量脉动幅度较大，为准确反映流量脉动情况，引用流量脉动系数δ，δ用下式计算：
max min max
Q Q Q δ-=
为减少流量脉动系数δ，柱塞数量一般为奇数。

瞬时流量的脉动频率f 与柱塞数量Z 和转速n(每分钟转过圈数)的关系如下式：
f=Z ·n(Z 为偶数)
f ＝2·Z ·n(Z 为奇数) (2—4)
流量脉动是飞机液压系统压力脉动的直接原因，压力脉动加速密封装置损坏速度，还可能造成附件、导管的共振．所以飞机液压泵一般采用9个柱塞以减小流量脉动系数，从而减小压力脉动幅度．
油泵供油部分的分油盘是用于分开油泵的进油口
和出油口，如图2—6所示．图中的l 为吸油口，2为注油
口，3表示吸油口与注油口之间的间隔带，间隔带最小
宽度为柱塞直径，为有效地分开吸、注油部分，一般间
隔带尺寸稍大于柱塞直径，但这又带来将要注油的柱塞
在通过问隔带时因油液被封闭在柱塞腔内，产生柱塞与
斜盘的刚性撞击，为防止撞击的产生，在弧形槽1、2上
开有三角形减振槽4，使将要进入注油区的柱塞通过减
振槽注出少量油液而卸压；然将要进入吸油区的柱塞也
提前吸入少量油液。

从而防止油泵工作过程产生较大振
动。

3． 供油量调节原理
公式(2—2)表明，当油泵几何尺寸和旋转角速度w 确
定之后，影响供油量Qt 的因素只
有斜盘倾斜角度r ．经过数学运算我们知道柱塞分布园
直径2Rf 与tg7的乘积即为柱塞在吸
油和注油过程中的移动行程s ，如下式
2f S R tg γ=•
把（3—5)式代入(3—2)式则有； 001sin sin()12sin Z Z Z Z Qt FZ S Z
πθπωπ-+=
•• 上式表明油泵的瞬时供油量与柱塞行程S 成正比，与油泵转子旋转角度速w 成正比．调节油泵瞬时供油量可采用两种办法，一种是改变油泵转子的旋转角速度w ；另一种最常用的办法是改变柱塞工作行程S ，尽管改变柱塞工作行程S 的方法有多种，但在实质上都是改变柱塞工作行程S 使瞬时流量Qt 发生变化。

(1)直轴式柱塞泵
直轴式柱塞泵一般采用斜盘改变柱塞工作行程达到调节油泵供油量的目的，图2—7所示就是这种类型的一种．操纵摇臂固接在斜盘的支承轴上，摇臂受到操纵力矩时，斜盘即可改变倾斜角度Y ．摇臂与操纵机构的连接可用图2—8说明，摇臂上端被随动活塞顶住，摇臂下端被弹簧顶住，油泵出口压力小于始调压力时，配油柱塞上的凹槽使2、3出油口相通，随动活塞室通过2、2通油口与转子室相通，因而随动活塞室为低压，斜盘和摇臂在回位弹簧力作用下处于倾斜最大角度位置．随着液压系统压力升高，油泵出口压力大于始调压力后，在油压力作用下配油柱塞下移，配油柱塞上凸台使油泵出口与2号通油孔相通，油泵出口的高压油液到随动活塞室，在油压作用下推随动活塞克服回位弹簧力面减小斜盘角度，当油泵出口压力达到额定压力时，斜盘处于最小角度，这时油泵的供油量很小，仅满足系统泄漏和散热回油之用．如下式所示：
t Q Q Q 泄回+
(2)斜轴式轴向柱塞泵
斜轴式轴向柱塞泵转于装于摆架中，心轴插于转于和摆架中心，心轴与转手之间用轴承支承，所以转子可以绕心轴高速旋转，摆架改变倾斜角度时通过心轴同时改变转子倾斜角度。

传动袖、转子、摆架、心轴等装配关系如图2—9所示．
摆架上接耳与供油量调节机构相连，从而供油量调节机构可改变摆架倾斜角度．也就改变柱塞工作行程s ，也就改变了油泵供油量。

图2—10是处于最大供油状态的斜轴式轴向柱塞泵．调节套筒内部油室经配油柱塞凹槽与转子低压油室相通，弹簧力使调节套筒保持在右端位置，从而使摆架处于最大倾斜角度．当液压泵出口压力大于始调压力后，配油柱塞下移，使液压泵出口压力与调节套筒室相通，油压作用力大于弹簧力后，调节套筒逐渐左移，摆架倾斜角度减小，油泵供油量减小．当油泵出口压力达到额定值时，摆架倾斜角达到最小值．这时油泵仅注出少量油液满足系统泄漏和散热回油需要．
t Q Q Q 泄回+
(3)供油特性曲线
上述两种不同结构形式的供油量调节机构，都是利用配油柱塞感受油泵出口压力值大小．配油柱塞下面定压弹簧予压力所对应的油泵出口压力即为始调压力．油泵出口压力小于始调压力阶段，油泵一直处于最大供油状态，如图2—11中ab所示，但由于泄漏量随油泵出口压力上升而增大，所以油泵的实际供油量有所降低，如图2—11中ab所示，当油泵出口压力等于、大于始调压力后，配油柱塞上的油压力大于定压弹簧力，使高压油液进入调节机构油室，调节机构使油泵供油量降低，当达到额定压力后，理论供油量最小，在图2—11中如d点所示，实际供油量为零，如图2—11中e点所示。

4.典型轴向柱塞泵的构造
轴向柱塞泵密封性易于保证，注出油液流量大、压力高，结构紧凑、径向尺寸小、转动惯量小，转速高，便于制成变量泵，所以目前飞机上广泛采用．但轴向柱塞泵结构比较复杂，零件精密度高，对使用条件要求高．在维护工作中要严格按照规定的条件进行．为掌握
斜盘式和斜轴式液压泵的维修、使用特点，下面分别介绍两种形式的液压泵构造。

(1)斜盘式轴向柱塞泵
图2—12是一种典型的斜盘式轴向柱塞泵，它由壳体、供油部分、供油量调节机构和电磁卸荷阀组成．壳体由安装座、主体和分油盖三部分组成，它们用螺栓固定在一起，安装在发动机附件传动机匣上．壳体外部有进油接头、出油接头、回油接头和漏油接头．
转子用两个滚棒轴承支承在壳体内，转子传动轴穿出壳体部位装有密封装置，防止壳体内液压油外漏和附件机匣的滑油流入液压轰。

若该密封装置不好，泄漏的液压油或滑油可由漏油接头漏出机外。

主轴与转于用齿套相连，壳体的安装座与主体安装好后，转子内的弹簧受到压缩，弹簧使转子压紧在分油盘上．主轴另一端齿套内插有传动轴，传动轴左端装有齿套，拆装油泵时不能遗忘，否则油泵不能被带动工作。

转子柱塞室内装有九个柱塞，油泵出厂时每个柱塞与柱塞室孔都已选配定位，并且打有钢印号码，拆装时切勿装错柱塞位置．柱塞头部装有滑靴，滑靴与斜盘接触面之间有一层油膜，从而减小了摩擦力和磨损速度．油膜是从柱塞顶端的小孔引出的高压油液形成的，如图2—13所示．
斜盘为钢制，通过轴销和滚棒轴承铰接在主体内，斜盘摇臂上的两个小滑轮分别与随动活塞和回位弹簧座接触，以控制斜盘角度．
在进油接头与转子室间装有卸荷活门，当转于室回油压力大于某一数值时打开，防止转于室压力过大．为降低地面发动机试车时液压管路的压力，油泵上设置电磁卸荷阀，它由线圈、卸荷活门顶杆、活塞等组成．
电磁卸荷阀的工作由座舱内专门设置的电门和液压电门(YYF一4)串联控制，当油泵出口压力大于液压电门上限压力时，打开电门电磁卸荷阀通电，在电磁力作用下卸荷活门柱塞右移，使油泵出口高压油液经卸荷活门打开的油道进入活塞上室，活塞下移，通过顶杆使配油柱塞下移，从而打开通往随动活塞室的高压油路，在油压力作用下随动活塞左移，推斜盘转动，减小倾斜角度，油泵进入卸荷状态．当液压传动部分工作或因液压系统渗漏使液压下降至液压电门下限压力时，液压电门断开电磁卸荷阀电路，电磁力消失，卸荷活门在弹簧力作用下左移，首先切断活塞上室的来油路，继而打开活塞上室的回油路，配油柱塞在调
压弹簧力作用下上移，使随动活塞室通回油．斜盘在恢复弹簧力作用下增大倾斜角度，油泵供油量增大，液压系统压力上升，压力上升至液压电门上限压力时，液压电门又接通电磁卸荷阀电路，油泵又进入卸荷状态。

对于装有电磁卸荷阀的液压泵，电磁卸荷阀仅供地面发动机试车时使用，当飞机起飞前一定要按维护规程要求关闭电磁卸荷阀电门，以防止空中电磁卸荷阀参与工作，使液压系统不能达到额定压力，造成人为事故。

(2)斜铀式轴向柱塞泵
典型斜轴式轴向柱塞泵构造如图2—14所示．
外壳主要由密封盖、壳体、外盖组成．壳体由铝合金制成．壳体上有进油接管嘴、出油接管嘴、回油接头、漏油接头和供油量调节器．在进、出油接头内插有轴颈，轴颈是空心的，用于沟通油路和支撑摆架．壳体内压有钢制杯套，用来安装支承摆架的轴颈和支承主轴的滚棒轴承。

壳体内有一条从油泵出油口通向洪油量调节器的高压油路，壳体上有两个直径14毫米的螺塞“1”，用于放气、加油；另一个直径是20毫米的螺塞“2”，是用于拆装调节套筒与摆架连接销的工艺孔．
主轴用两个滚棒轴承，一个滚珠止推轴承支承在壳体内，其前端用花键齿与传动轴结合．在主轴的传动端有一套密封装置，防止液压油与传动机匣内的滑油互相渗漏．若有少许油液渗漏，可经漏油接头排出机外．主轴另一端装有柱塞连接盘，九个柱塞分别通过带环形接头的小连杆和铜制球形座安装在连接盘上．连接盘用销子和螺钉与主轴固定．主轴通过万向轴与转子相连．万向轴两端均由带球形接头的连杆、销于和颊板组成．两端球形接头上各有一个销子安装一对颊板，分别插入主轴和转子中心的缺口衬套内，球形接头则顶在铜制支承座上．为了消除传动间隙，主轴中心设置弹簧顶住万向轴的支承座．转子中心有两个轴承，心轴与轴承内孔为紧配合，心轴把转子、分油盘、分油器三者连接在一起，心轴与分油器连接的一端设置有予压弹簧，弹簧力使转子、分油盘压紧，防止渗漏量过大。

转子上有九个柱塞孔，每个柱塞与柱塞孔之间都已选配好，切勿装错，以免造成人为故障。

分油盘安装在分油器上的定位销上，它不能随转子旋转，分油盘的两条弧形槽上均开有减振槽。

分油器固定在摆架上，在分油器与分油盘贴合的平面上开有两对通油槽，分别通过摆架上的通油孔与支承摆架的轴颈通油孔相通，轴颈中央油道与进、出油接管嘴相通．
外盖通过十二个螺栓和螺帽与壳体固接。

供油量调节器壳体内装有油滤、配油柱塞、定压弹簧两个，弹簧座、调压螺塞，导向杆和调节套筒等．壳体上的内部油路使油泵出口与配油柱塞上室相通．导向杆中心孔与配油柱塞中心油孔相通，配油柱塞中部凹糟使导向杆中心油孔与壳体内部相通，所以配油柱塞处于上端位置时，导向杆中心孔与回油沟通．为减小导向杆与调节套筒之间的摩擦力，导向杆外部套有青铜衬套，青铜衬套上开有横向沟槽均衡液压作用力．导向杆中部开有直径很小的节流孔．调节套筒与摆架之间采用耳环连接．
拧动词压螺塞可改变定压弹簧的予加张力，从而改变始调压力，额定压力。

可以通过改变调节套筒底部垫圈的厚度来改变转子的最大倾斜角，从而调整最大供油量．
这种形式的液压泵一般设置内部旁蹈回油孔，参见图2—15．
(3)应急液压泵
况下液压泵把发动机的机械能转换为液压能，供传动部分需要，但是在飞行过程中发动机一旦停车，液压泵就失去动力源，液压系统仅依靠蓄压器贮存的少量油液不能过长时间地保证舵面传动的需要，为此设置应急液压泵，应急液压泵驱动动力各机种的飞机有所不同，有的用直流电动机驱动；有的利用飞行中相对气流的动能驱动；还有的飞机本身备份有应急能源，利用应急能源的化学能驱动应急液压泵．应急液压泵参与和退出工作的时机，一般是根据舵面传动液压系统的液压油压力值大小自动进行的，压力下降至某数值应急泵启动，向舵面传动部分供油；压力上升至某数值，应急泵停止转动，从而退出工作．
应急液压泵也有直轴式和斜轴式两种轴向柱塞泵，因为应急泵工作时只向最重要的舵面传动部分供油，所以一般供油流量较小，因而应急泵尺寸较小，甚至有的应急泵为定流量轴向柱塞泵，因泵内不设置供油流量调节机构，所以体积更小，如图2—15所示定量斜轴式轴向柱塞泵重量还不到正常液压系统斜轴式轴向柱塞泵重量的十分之一．应急液压泵的构造类似于正常液压系统的斜盘式和斜轴式轴向柱塞液压泵，在此不作详细叙述．
(二)辅助附件
液压辅助附件是组成液压系统必不可少的部分，它包括：液压油箱、油滤、蓄压器、缓冲瓶、液压导管和管接头等．虽然它们起辅助作用，但由于数量多，分布广、影响大，辅助附件的故障有可能造成液压系统不能正常工作。

在维修工作中，检修液压辅助附件的工作量占相当大的比例．
1. 油箱
油箱作用是贮存油液，保证飞机在各种飞行状态中能正常供油，例如：在倒飞状态、高空低压状态、大速度高温状态等．对于航空飞行器液压油箱还要求体积小、重量轻、便于检查和维修．
根据飞机的飞行性能不同，歼强飞机液压油箱的结构形式和供油原理有所不同，封增压油箱和自供油箱两种形式。

(1)密封增压油箱
早期的飞机液压系统一般采用密封增压油箱．因为单纯靠油箱至油泵进口之间液柱高度差所产生的压力不能大于油液中的溶解气体的分离压力，特别在高空，大气压力较低，大气压力和液柱高度差压力之和若小于溶解气体的分离压力，可能在油泵进口产生“气穴”，影响油泵正常工作。

所以油箱采用密封形式(即与大气隔离)，然后从发动机引入适当压力的空气至油箱液面上，这种形式的油箱叫作密封增压油箱．
密封增压油箱尽管外形不尽相同，但其工作原理基本相同，我们用图2—16说明工作原理．
油箱壁为铝制，由内外两层构成，在两层之间通散热空气．在油箱的上部开有加油口，加油口内有铜丝油滤，加油口盖设置有密封胶圈，加油口盖拧紧后油箱即处于与大气隔离的密封状态，若此胶圈脱落、老化则不能保证油箱的密封增压．在油箱的上部还设置增压空气接头和分离活门回油接头．在油箱下部设置出油接头与油泵进口相通，在油箱内出油接头连接一管，使出油口高于油箱底部，这是为保证倒飞状态连续供油而设置的．回油接头稍高于油箱底部，回油接头内一般有回油滤．油箱内部隔板把油箱内腔分成上下两部分，这样下室充满油液，上室油液占据大部分容积，少部分空间为增压空气占据。

在隔板上一般开有通气小孔，另外还设置加油活门(也叫小弹力活门)和回油活门{也叫大弹力活门)，两活门打开方向相反，平时靠弹簧力关闭，加油时须用干净的通条压下加油活门，以加快加油速度，油液也可靠重力流入下室；当因收放工作，回油量过多时，下室油液自行顶开回油活门流入上室．
油箱增压压力一股由下式确定： Z t h 2P =P +p h P 2g V γ+∆-•ϒ-∑
式中t P —油泵入口压力，数值由油泵技术条件中查得；
h —箱液面至油泵进口的高度，
ϒ—油液的比重；
V —油泵进油管油液流动速度；
p ∆∑—油泵进油管沿程损失和局部损失压力之和
h P —飞机在最大高度的外界大气压数值．
P是由发动机在稳定工作时提供的，发动机在启动时还不能形成足够的增压压力，所以有在上式中Z
的飞机，为启动时有足够的增压压力，另设与发动机供压系统并联的冷气增压气路，增压气路组成如图2—17所示：
当发动机启动时，操纵QDF—1电动冷气开关工作，从冷气系统KJY—8A空气减压器来的冷气经过KJY —5空气减压器，一般压力降至176．4～250KPa，然后与发动机正常增压气路并联向增压安全活门供气．增压安全活门控制液压油箱增压空气压力，当增压压力过高，超过某一数值(例如274．4土29．4KPa)即打开
放气，防止鼓坏油箱。