基于负载自适应的高升力系统高效液压驱动技术

基于负载自适应的高升力系统高效液压驱动技术

康建强;史佑民;王家庆

【摘要】民用飞机对经济性特别关注,大型民用飞机高升力系统工作时间虽短,但消耗功率却很大,可达到主飞控作动系统的3倍以上.传统的飞机高升力系统普遍采用节流控制的液压驱动方案,导致液压驱动效率低.介绍了高升系统应用的4种典型液压驱动方案,阐述了应用变排量液压马达的高效液压驱动理念,对4种方案进行了建模和仿真分析.结果表明,变排量液压马达驱动系统比其他方案的综合效率高21％以上,为国内科技人员研发大型民用飞机高升力系统提供参考.

【期刊名称】《液压与气动》

【年(卷),期】2019(000)009

【总页数】8页(P93-100)

【关键词】高升力系统;动力驱动装置;变排量液压马达;容积控制;负载自适应

【作者】康建强;史佑民;王家庆

【作者单位】庆安集团有限公司航空设备研究所,陕西西安710077;庆安集团有限公司航空设备研究所,陕西西安710077;庆安集团有限公司航空设备研究所,陕西西安710077

【正文语种】中文

【中图分类】TH137

引言

高升力系统只在飞机起飞和降落阶段工作，系统从一个极限位置全偏到另一个极限位置的时间大约为30～40 s，工作时间虽然很短，但消耗功率却很大，可达到主

飞行控制系统功率的3倍以上。为了满足高升力系统短时工作的功率需求，并且

尽量不影响飞机其他系统的工作，飞机液压系统不得不按短时需求设计，造成飞机液压能源在绝大部分工作时间的输出功率过于富裕，造成能源浪费[1]。

现代大型民用飞机高升力系统的动力驱动功能是由动力驱动装置实现的，传统液压动力驱动装置大多采用阀控定排量液压马达方案，节流控制方案使得液压阀块结构复杂，并且在实现功能的过程中导致大量能量损失。以常用的电液伺服阀控液压马达系统为例，其最高效率约为40%。

大型民用飞机高升力系统的性能直接影响飞机的市场竞争力[2]，因此，提升动力

驱动装置的效率以降低功率需求，对提高飞机经济性和市场竞争力具有重要的意义。

1 动力驱动装置介绍

动力驱动装置安装于高升力系统襟翼/缝翼的中间位置，用于驱动高升力系统到达

指定的位置(符合规定的时间、速度、角度等)，并根据指令实现高升力系统的制动和把持，典型的高升力系统结构布局如图1所示[3]。

1、7.翼尖制动器 2.缝翼运动机构 3、14.齿轮旋转作动器 4.控制手柄 5.高升力系

统电子控制装置 6.缝翼 8.襟翼 9、11、12.角齿轮箱 10.动力驱动装置 13.襟翼运

动机构 15.位置监测装置图1 典型的高升力系统结构布局

高升力系统的动力驱动装置通常采用双动力源构型，通过速度综合后输出。由于液压动力驱动装置具有输出功率大、体积小、重量轻、技术成熟等优点，因此现代大型民用飞机高升力系统都采用双液压或液电混合驱动的方案[1]。典型的液电混合

动力驱动装置的结构如图2所示。

2 典型的节流控制液压驱动系统

2.1 电液伺服阀控定排量液压马达驱动系统

该方案采用电液伺服阀控制液压马达的流量，通过速度传感器实现对液压马达速度的闭环控制，其原理如图3所示。

该方案具有技术成熟高、可靠性高、运动品质好的优点。对控制系统要求较高，同时受大流量电液伺服阀元件的技术限制，在宽体飞机中的应用受限。

图2 典型的液-电混合动力驱动装置结构

1.油滤

2.关闭阀电磁阀

3.关闭阀

4.压力传感器

5.制动器电磁阀

6.电液伺服阀

7.液压马达

8.掉压制动器

9.速度传感器图3 电液伺服阀控定排量液压马达驱动系统原理图

国产的C919飞机高升力系统就采用了该方案。

2.2 液压调速式定排量液压马达驱动系统

该方案采用流量控制阀对系统流量进行自适应调节，进而实现对液压马达的速度控制，其原理如图4所示。

该方案具有结构简单、可靠性高、控制简单的优点，在一定的负载变化范围内其流量和速度受影响较小。在顺载工况下，该方案速度受负载影响较大，系统启动及高低速转换时冲击较大，影响飞机的飞行品质。B-777、B-787飞机均采用了该方案[4]。

2.3 固定节流式定排量液压马达驱动系统

该方案采用固定节流口对流量进行限制，进而实现对液压马达的速度限制，其原理如图5所示。

1.油滤

2.关闭阀电磁阀

3.关闭阀

4.高-低速电磁阀

5.高-低速阀

6.流量控制阀

7.制动器电磁阀

8.伸出方向电磁阀

9.收回方向电磁阀 10.方向控制阀 11.液压马达 12.掉压制动器图4 液压调速式定排量液压马达驱动系统原理图

1.油滤

2.制动器电磁阀

3.高-低速电磁阀

4.伸出方向电磁阀

5.收回方向电磁阀

6.主控阀

7.液压马达

8.掉压制动器图5 固定节流式定排量液压马达驱动系统原理图

该方案具有结构简单、可靠性高、控制简单的优点。系统速度和流量随负载变化，影响飞机的飞行品质，需要设置功率限制装置以限制高升力系统的流量。

早期的高升力系统大多采用该类方案，A-340飞机和国产的AG600飞机均采用了该方案。

3 基于负载自适应的变排量液压马达驱动系统

该方案采用容积控制方法，通过电液伺服阀控制液压马达的排量变化，实现对液压马达输出速度和扭矩的控制，其原理如图6所示。

该方案具有结构简单、效率高、运动品质好的优点，但控制系统较复杂，成本较高，可靠性低于其他方案[5]。

A-380飞机高升力系统首次采用该技术，其最大流量需求只有固定节流式定排量

液压马达驱动系统的47%，在后续的A-350飞机中空客公司继续采用了该技术，并通过设置力矩传感器首次实现了高升力系统输出力矩的主动控制，大幅降低了高升力系统的故障卡滞载荷。

1.油滤

2.关闭阀电磁阀

3.关闭阀

4.压力传感器

5.溢流阀

6.制动器电磁阀

7.电液伺服阀

8.马达斜盘角度传感器

9.变排量液压马达 10.马达斜盘作动活塞 11.掉压制动器 12.速度传感器图6 变排量液压马达驱动系统原理图

4 液压驱动系统建模和仿真

4.1 主要液压元件数学模型

1) 定排量液压马达数学模型

定排量液压马达流量方程为：

(1)

式中， Qm ——液压马达进油腔流量

Ctm ——液压马达总泄漏系数