飛機(jī)液壓系統(tǒng)建模與仿真研究

引言

液壓系統(tǒng)由于具備功率重量比大、體積小、頻響高,壓力、流量可控性好,可柔性傳送動(dòng)力等優(yōu)點(diǎn)而廣泛應(yīng)用于航空、航天、汽車、船舶和工程機(jī)械等多個(gè)領(lǐng)域。飛機(jī)液壓系統(tǒng)是為飛機(jī)起飛、操縱、起落架收放和剎車等提供能源的關(guān)鍵系統(tǒng),要求在整個(gè)飛行過程中可以連續(xù)可靠地運(yùn)行。作為大型設(shè)備的重要組成部分,在軍民兩大領(lǐng)域,液壓裝置均起著不可替代的作用,而其運(yùn)行狀態(tài)健康與否直接影響到整臺(tái)設(shè)備能否正常工作。故本文依據(jù)飛機(jī)液壓系統(tǒng)基本框架,針對(duì)液壓各部件數(shù)學(xué)模型建立了液壓系統(tǒng)正常工作模型,利用AMESim仿真軟件對(duì)液壓系統(tǒng)飛行時(shí)起飛階段的正常工作情況進(jìn)行了仿真分析。

1飛機(jī)液壓系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型

液壓系統(tǒng)是由液壓元件連接而成的,液壓系統(tǒng)的模型也由液壓元件的模型組成。以液壓元件模型為基本模塊(子模型),模塊間數(shù)據(jù)傳遞是以信號(hào)或功率鍵的連接方式完成的。針對(duì)功率的傳遞,通過功率鍵進(jìn)行雙向數(shù)據(jù)傳遞,采取的是功率流的方法,從而使元件連接可讀性強(qiáng):針對(duì)控制信號(hào)連接,采用的是信號(hào)流的方法實(shí)現(xiàn)單向傳遞,也可將兩類信號(hào)結(jié)合在一起,通過端口進(jìn)行元件之間數(shù)據(jù)的傳遞。這樣端口不僅傳遞功率信號(hào),也傳遞控制及其他數(shù)據(jù)信號(hào),這種端口定義為多端口,AMESim即采用此種方法。

在軟件中基本建模模塊的單位為液壓元件的模型,其模型直接用數(shù)學(xué)方程表達(dá)。軟件通過元件模型間連接的拓?fù)潢P(guān)系,以元件的數(shù)學(xué)模型為基礎(chǔ),通過一定的算法自動(dòng)建立其液壓系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型,從而完成正確求解。液壓系統(tǒng)元件數(shù)學(xué)模型及相關(guān)參數(shù)設(shè)置如下。

1.1自供增壓油箱數(shù)學(xué)模型

選用密閉式自供增壓液壓油箱,液壓泵啟動(dòng)時(shí),油箱內(nèi)的增壓壓力為增壓蓄壓器提供的壓力。液壓泵一開始供壓,其中一部分油液就供入油箱增壓系統(tǒng),壓力油進(jìn)入液壓油箱。油箱中包含有增壓腔及儲(chǔ)油腔,兩腔之間通過結(jié)構(gòu)完全隔離。工作中,利用活塞兩端建立的力平衡過程為儲(chǔ)油腔提供增壓壓力。當(dāng)液壓泵運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí),高壓油便經(jīng)過油箱的增壓管流進(jìn)增壓腔,通過增壓壓力的作用,油箱的活塞逐漸向儲(chǔ)油腔內(nèi)移動(dòng),從而完成活塞對(duì)儲(chǔ)油腔的增壓過程。對(duì)油箱增壓情況進(jìn)行靜態(tài)計(jì)算,以確定油箱增壓的設(shè)計(jì)能力。自供增壓型油箱設(shè)計(jì)參數(shù)如表1所示。

根據(jù)上述幾何參數(shù)和系統(tǒng)壓力值,結(jié)合靜態(tài)計(jì)算公式(1)得到自供增壓油箱的增壓壓力為:

式中:Ps為增壓腔額定壓力:s2為增壓腔面積:s1為儲(chǔ)油腔面積:f為摩擦力:r1為殼體內(nèi)徑:r2為活塞桿內(nèi)徑:r3為通油軸內(nèi)徑:r4為通油軸外徑。

最終確定油箱增壓壓力為(0.45±0.03)MPa。

1.2軸向柱塞泵數(shù)學(xué)模型

本文采用的柱塞泵為恒壓變量式柱塞泵,它是利用柱塞在缸體柱塞孔內(nèi)作往復(fù)運(yùn)動(dòng)時(shí),密封工作容積的變化來實(shí)現(xiàn)進(jìn)油和排油的。恒壓變量式柱塞泵的排量為11.25mL/rev,其最大全流壓力為20MPa,零流量的輸出壓力為21MPa,則理論上其輸出流量和輸出壓力間的關(guān)系可近似為帶有轉(zhuǎn)折點(diǎn)的分段直線[5],如式(2)所示:

式中:Q為變量泵的輸出流量:V為液壓泵的排量,為11.25mL/rev:n為液壓泵的輸出轉(zhuǎn)速:k1為壓力設(shè)定點(diǎn)之前液壓泵的輸出流量隨壓力降低系數(shù):k2為壓力設(shè)定點(diǎn)之后液壓泵的輸出流量隨壓力降低系數(shù):p為液壓泵的輸出壓力:pmax為零流量時(shí)輸出壓力。

建立用于描述液壓泵壓力一流量曲線的數(shù)學(xué)方程,如式(3)所示:

因此,液壓泵排量可由式(4)計(jì)算:

模型初步搭建后,給每個(gè)元件分配合適的子模型,給AMEsim所建立的模型的每個(gè)元件設(shè)定好相應(yīng)的參數(shù),AMEsim可自行計(jì)算。

2基于AMESim的飛機(jī)液壓系統(tǒng)仿真

模型元件部分取自液壓庫,部分取自機(jī)械庫、信號(hào)控制庫。液壓部分利用取自液壓系統(tǒng)的標(biāo)準(zhǔn)元件構(gòu)建。圖1為由AMEsim構(gòu)建的飛機(jī)液壓系統(tǒng)仿真模型。為仿真飛機(jī)起飛階段真實(shí)過程,設(shè)置液壓系統(tǒng)在起飛階段下的流量需求。飛機(jī)在不同飛行狀態(tài)時(shí),液壓用戶所需流量各不相同:(1)0~300s為滑跑階段,此時(shí)液壓能源系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)飛控系統(tǒng)的方向舵作動(dòng)器、副翼作動(dòng)器、升降舵作動(dòng)器,通用液壓系統(tǒng)的機(jī)輪剎車動(dòng)作:(2)300~400s為拉起階段,此時(shí)驅(qū)動(dòng)飛控系統(tǒng)的方向舵作動(dòng)器、副翼作動(dòng)器、升降舵作動(dòng)器工作,通用液壓系統(tǒng)無流量需求:(3)400~500s為爬高階段,此時(shí)分別驅(qū)動(dòng)飛控系統(tǒng)的方向舵作動(dòng)器、副翼作動(dòng)器、升降舵作動(dòng)器,通用液壓系統(tǒng)起落架收放作動(dòng)器工作。

該飛機(jī)液壓系統(tǒng)配備一臺(tái)AC電機(jī)為液壓泵供應(yīng)能量,從油箱中吸取液壓油。油液從液壓泵出口經(jīng)高壓油濾、單向活門流向用戶。當(dāng)系統(tǒng)壓力達(dá)到某個(gè)設(shè)定值時(shí),卸壓安全閥打開,部分油液通過卸壓安全閥返回油箱。當(dāng)系統(tǒng)壓力低于(10±0.7)MPa時(shí),停止向下游通用系統(tǒng)用戶供壓,由優(yōu)先閥控制。A、B為液壓油流經(jīng)方向。

3仿真結(jié)果及分析

對(duì)系統(tǒng)起飛階段工作過程進(jìn)行動(dòng)態(tài)仿真,并分析仿真結(jié)果,為飛機(jī)液壓系統(tǒng)設(shè)計(jì)及分析提供有價(jià)值的參考。

3.1液壓用戶流量需求、入口壓力

飛控用戶流量需求通過設(shè)置模擬負(fù)載輸入信號(hào),分別如下:0~300s時(shí)輸入信號(hào)為1.5,300~400s時(shí)輸入信號(hào)為4,400~500s時(shí)輸入信號(hào)為4.5。通過可變節(jié)流閥的橫截面積變化規(guī)律與其一致,0~300s時(shí)為1.2mm2,300~400s時(shí)為3.1mm2,400~500s時(shí)為3.5mm2。飛控系統(tǒng)的液壓用戶流量需求及入口壓力變化如圖2和圖3所示。

由圖2及圖3可知,0~300s為滑跑階段,飛機(jī)正常姿態(tài)下液壓能源系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)飛控系統(tǒng)的方向舵作動(dòng)器、副翼作動(dòng)器、升降舵作動(dòng)器工作,流量需求為7.4L/min,入口壓力為20.08MPa:300~400s為拉起階段,此時(shí)升降舵作動(dòng)器流量需求增大,其值為19.7L/min,用戶入口壓力降低,為20.06MPa:400~500s為爬高階段,飛機(jī)在收起落架狀態(tài)升降舵作動(dòng)器流量需求增大,流量需求為20.2L/min,入口壓力為18.5MPa。

由此可見,飛控系統(tǒng)用戶流量消耗與入口壓力大小成反比。用戶流量需求增大時(shí),入口壓力減小:用戶流量需求減小時(shí),入口壓力增大。

設(shè)置通用液壓系統(tǒng)模擬負(fù)載輸入信號(hào):0~300s時(shí)為4.5、300~400s時(shí)為0、400~500s時(shí)為9,通過可變節(jié)流閥的橫截面積變化規(guī)律與其一致,0~300s時(shí)為3.5mm2,300~400s時(shí)為0mm2,400~500s時(shí)為7mm2。通用液壓系統(tǒng)用戶流量需求大小和用戶入口壓力變化如圖4和圖5所示。

由圖4及圖5可知,0~300s為滑跑階段,飛機(jī)正常姿態(tài)下液壓能源系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)通用液壓系統(tǒng)的機(jī)輪剎車動(dòng)作,流量消耗為13.5L/min,用戶入口壓力為14.2MPa:300~400s為拉起階段,無流量需求,用戶入口壓力為14.3MPa:400~500s為爬高階段,需要驅(qū)動(dòng)起落架收放系統(tǒng)作動(dòng)器動(dòng)作,流量需求增大為21.5L/min。用戶入口壓力下降,其值為12.7MPa。由此可見,隨著通用液壓系統(tǒng)用戶流量需求的增大,用戶入口壓力降低。

3.2系統(tǒng)壓力、流量仿真

對(duì)系統(tǒng)壓力、流量變化情況,即液壓泵輸出壓力及流量進(jìn)行仿真分析。圖6和圖7分別為液壓泵出口流量、壓力大小。

由液壓泵出口壓力、流量仿真結(jié)果可知 ,0~300s期 間,系統(tǒng)輸出壓力為21 MPa,泵出口流量穩(wěn)定到21 L/min。 飛機(jī)由滑跑階段至拉起階段(300~400 s) ,液壓泵出口流量略微降低 ,對(duì)應(yīng)的出口壓力升高 ,但變化不大:爬升階段(400~500 s) 由于液壓能源系統(tǒng)需驅(qū)動(dòng)起落架收放系統(tǒng)完成收起動(dòng)作,流量需求變大,故液壓泵出口壓力降低到20L/min,出口流量增大到40L/min。

4結(jié)語

本文為仿真分析飛機(jī)液壓系統(tǒng)工作性能,為后續(xù)預(yù)測研究提供參數(shù)數(shù)據(jù),研究了飛機(jī)液壓系統(tǒng)各部件的數(shù)學(xué)模型。利用AMEsim平臺(tái)建立了整個(gè)飛機(jī)液壓系統(tǒng)仿真模型,對(duì)飛機(jī)起飛階段滑跑一拉起一爬升真實(shí)過程進(jìn)行仿真分析,得到系統(tǒng)及液壓用戶的流量、壓力等變化情況,驗(yàn)證了所建系統(tǒng)模型的正確性。