目 录
1 绪……………………………………………………………………1
2 飞机液压系统………………………………………………………………4
21 飞机液压系统……………………………………………………………4
211 飞机液压系统国外现状……………………………………………4
212 飞机液压系统原理应………………………………………………5
213 飞机液压系统组成………………………………………………………6
22 飞机动翼液压系统控制………………………………………………………6
221 动翼作…………………………………………………………………6
222 液压助力器………………………………………………………………6
223 电液复合舵机………………………………………………………………6
224 液压源回路………………………………………………………………8
3 恒压力变量泵源系统………………………………………………………11
31 恒压力变量泵式液压源……………………………………………………11
32 液压源伺服回路间相互影响……………………………………14
33 液压源求……………………………………………………………15
4 变压泵源系统…………………………………………………………………18
41 变量液压泵源系统工作原理…………………………………………………18
42 机载双级压力系统……………………………………………………………20
5 智泵源系统…………………………………………………………………22
51 系统发展概况…………………………………………………………………22
52 智泵实质………………………………………………………………24
53 智泵结构形式……………………………………………………………25
54 智泵实现形式…………………………………………………………28
541 排量调节模式………………………………………………………………28
542 转速调节模式……………………………………………………………29
543 转速排量复合调节模式………………………………………………29
6 液压系统方案元件选……………………………………………………32
61 系统概况………………………………………………………………………32
62 选元件体现特点……………………………………………33
621油位探测器选显示优越性……………………………………………33
622 泵选显示特点……………………………………………………33
623 执行器采双重密封………………………………………………………34
63 系统工作原理特点………………………………………………………35
631 飞行控制方式………………………………………………………………35
632 第三线路（应急备份）…………………………………………………35
633 通功……………………………………………………………………35
634 系统余度维护特点…………………………………………………36
64 液压元件设计选………………………………………………………………37
641 液压缸设计……………………………………………………………………… 37
642油滤选…………………………………………………………………41
643 单阀选………………………………………………………………41
644 减压阀选………………………………………………………………42
645 序阀选………………………………………………………………42
646 溢流阀选………………………………………………………………42
647 换阀选………………………………………………………………42
7 液压系统工作特性校核…………………………………………………………44
8 设计时遇问题解决方案…………………………………………………46
81 执行器时工作引发问题…………………………………………46
82 泄漏问题……………………………………………………………………47
83 系统热问题………………………………………………………………48
831 热危害………………………………………………………………48
832 解决措施………………………………………………………………49
84 油液污染控制…………………………………………………………………50
9 结束语……………………………………………………………………………51
参考文献……………………………………………………………………………52
致谢 …………………………………………………………………………………53
1 绪
第二次世界战液压技术飞机广泛应初液压系统作时高速飞机尾助力器提供液压动力20世纪60年代着液压技术电气电子技术动控制理等相关学科机结合液压技术逐渐成机械电子工程领域方飞机液压系统突飞猛进发展担负着飞机特定操驱动务
保证液压系统工作现代飞机装两套（套）相互独立液压系统分称公液压系统（液压系统）助力液压系统公液压系统起落架襟翼减速板收放前轮转弯操机轮刹车驱动风挡板雨刷燃油泵液压马达时驱动部分副翼升降舵（全动尾）方舵助力器助力液压系统身包含两套独立液压系统进步提高液压系统性系统中联应急风动泵电动泵飞机发生障时候应急电动泵应急风动泵液压系统连续工作
液压系统液压源装置控制装置执行装置包括液压油箱液压路蓄压器油滤装置组成[1]中液压源装置包括作液压泵发动机驱动泵作应急泵电动泵风动泵作备份泵提供辅助功率辅助动力装置驱动泵控制装置包括种阀油路断路器液压保险器流量调节器动压力调节器系统低压警告器等执行作动装置包括液压马达液压作动器组合式马达伺服装置助力器舵机等机载液压系统飞机安全正常飞行实现设计性飞行员生存保障起着举足轻重作
现代战斗机特点高马赫数巡航超机动性求飞行台重效载荷满足高性战斗机战术求适应世界军飞机发展趋势飞机总体设计液压系统提出十分苛刻设计求：重量轻体积功率工作[2]迎接新挑战佳途径提高液压系统工作压力采高压化飞机液压系统必然考虑系列新课题仅需重新研究设计试制液压泵油滤电磁阀舵机作动筒等液压元部件需液压路系统动态特性运动摩擦副润滑油液密封液压系统工作温度变化规律进行深入探讨尤路振动研究温升规律探索方面然存尚需攻克难关
现代飞机机载液压系统趋势高压化功率发展
（1）高压化发展国外20年量研究表明：飞机液压系统减体积降低重量效途径提高工作压力21MPa作飞机液压系统基础压力综合考虑种设计素计初试制成时系统重量压力28MPa采钢合金钢材料液压系统佳压力35MPa采钛合金材料液压系统佳压力56MPa[35]表11出21MPa基准压力提高系统工作压力飞机液压系统重量体积变化情况[4～6]
表11 液压系统重量体积变化提高工作压力关系
压力提高情况
21MPa提高28MPa
21MPa提高
35MPa
21MPa提高
56MPa
系统
变化
重量降低
246
122
30
体积缩
138
283
40
（2）未飞机特军飞机断高速高机动性方面发展求提高机载液压系统功率：① 飞机整体性提高机利液压动力控制操功越例发动机矢量推力控制机载液压功率增加50～100② 控制较高舵面速度需提高液压驱动功率未飞机求降低静态稳定度提高机动性导致飞行控制舵面承受气动力载荷变更作动速率更快驱动舵面液压作动器功率更高性飞机高空飞行程中需液压功率情形会时出现需飞机发动机提供液压系统功率应足够高着飞行高度增加发动机提供功率逐渐减目前高性战斗机需机载液压系统功率第二次世界战时5倍未飞机需机载液压系统功率现5倍总提高机载液压系统功率飞机发展必然需功率机载液压系统发展必然趋势表12FA18CDF22FA18EF例说明机载液压系统发展程技术水
着机载液压系统着高压化功率方发展带新问题：① 高压化必然导致机载液压系统效功率增加② 效功率增加必然导致系统发热油液温度升高③ 压力脉动耦合振动
面点出高压化功率飞机液压系统发展必然够味追求高压化功率化需根发展国情现制造水
金属材料研究应水进行选压力根国研究员分析试验出28MPa压力进行液压系统设计佳选择文佳压力结合国国情国外现代飞机发展水进行飞机动翼液压系统设计计算验证
表12 战斗机液压系统装备现状
机 种
液压系统
FA18CD
采207MPa恒压液压系统装两台液压泵功率694kW额定流量210Lmin功率重量73Kwkg
F22
采206MPa恒压液压系统装四台液压泵功率140kW额定流量270Lmin功率重量92Kwkg
FA18EF
采207～345MPa恒压液压系统装两台液压泵功率137kW额定流量236Lmin功率重量10Kwkg
2 飞机液压系统
21 飞机液压系统
211 飞机液压系统国外现状
液压源系统保证飞机安全飞行实现设计性飞行员生存保证起举足轻重作液压传动控制具反应快功率密度高负载刚度等特点航空航天应中够长期生存处利竞争位判定种状况未十年会太变化
利液压传动种方式作功1795年英国制成第台水压机开始已200年历史液压传动技术国重视应航空工业60年事二次世界战液压技术飞机广泛应初液压系统作时高速飞机尾助力器提供液压动力20世纪60年代着液压技术电气电子技术动控制理等相关学科机结合液压技术逐渐成机械电子工程领域方飞机液压系统突飞猛进发展担负着飞机特定操驱动务特出现高精度快速响应伺服阀伺服控制系统典液压系统元件设计计算系统分析仿真说走成熟阶段[7]
然着第四代第五代战机出现高性飞机液压系统高压功率求现代战斗机特点高马赫数巡航超机动性求飞行台重效载荷满足高性战斗机战术需求适应世界军飞机发展趋势飞机总体设计液压系统提出十分苛刻设计求重量轻体积功率工作目前飞机液压系统系统压力温度参数继续提高外电子信息技术飞机液压系统发展未发展特征：
1250℃高温液压系统成现实
235MPa高压系统飞机广泛
3飞机液压系统机电体化设计走成熟
4三余度四余度高性泵源系统伺服机构普[8]
果飞机实现超高速巡航速度体积重量隐身性求提高设计飞机液压系统时结构紧凑节省元件系统量充分利通常1～2台液压泵驱动执行器实现执行器特定功现种设计执行器时参工作时系统会出现相互干扰工作稳定性降甚引发功障影响飞行安全目前急需解决问题
图21 三发动机飞机液压系统示意图
212 飞机液压系统原理应
飞机油液工作介质油压驱动执行机构完成特定操动作整套装置保证液压系统工作特提高飞行操系统液压动力源性现代飞机装两套(套)相互独立液压系统分称公液压系统助力（操）液压系统公液压系统起落架襟翼减速板收放前轮转弯操驱动风挡雨刷燃油泵液压马达等时驱动部分副翼升降舵（全动尾）方舵助力器助力液压系统仅驱动述飞行操系统助力器阻尼舵机等助力液压系统身包含两套独立液压系统进步提高液压系统性系统中联应急电动油泵风动泵飞机发动机发生障液压系统失源时应急电动油泵伸出应急风动泵液压系统继续工作
213 飞机液压系统组成
液压系统通常部分组成：①供压部分：包括油泵应急油泵蓄器等油泵装飞机发动机传动机匣发动机带动蓄器保持整系统工作稳②执行部分：包括作动筒液压马达助力器等通油液压力转换机械③控制部分：控制系统中油液流量压力执行元件运动方包括压力阀流量阀方阀伺服阀等④辅助部分：保证系统正常工作环境条件指示工作状态需元件包括油箱导油滤压力表散热器等图21飞机总体液压系统简画图
22 飞机动翼液压控制系统
221 动翼作
飞机飞行时升降转弯起飞降落程求飞行员准确稳定操飞机副翼方舵升降舵襟翼阻流板偏转角度完成见图22
动翼偏转飞机飞行程中空气阻力发生变化产生控制力控制力矩起操飞机作副翼舵面够偏转套助力装置(液压助力器)动装置(电液舵机)
222 液压助力器
谓液压助力器飞行员助操杆通液压机构操舵面液压装置
波音747飞机提高系统性采冗余技术装垂直尾翼方舵例首先方舵分成方舵方舵两部分见图23 [9]方舵出现障单保证功次方舵装双串联缸见图24分两液压系统驱动坏情况三系统出现障时剩系统工作
223 电液复合舵机
谓电液舵机翼根电信号动操舵面液压装置液压助力器二者复合起称电液复合舵机
典型电液复合舵机系统原理图25示输入手动操装置动操装置电信号动操装置电液伺服阀伺服放器伺服液压缸位移传感器组成位置伺服闭环回路动操装置位移(伺服液压缸位移)输入电信号成例舵机输出负载液压缸活塞杆位移位移通连
图22 飞机外形图
1发动机2副翼3方舵
4升降舵5襟冀6阻流板
图23 方舵系统示意图
1No2系统 2No4系统 3Nol系统
4No 3系统 5方舵 6方舵
7双串联缸
杆机构带动舵面偏转手动操装置动操装置输入信号连杆带动串联控制阀运动串联阀左右位移控制液压油进入串联液压缸方流量
图24 双串联缸示意图
1液压缸 2动翼 3操杆 P压力油 7回油
活塞杆带动舵面动作运动通反馈杆反馈串联阀串联阀恢复原始位置时油路切断串联液压缸停止运动两套液压系统液压源分发动机驱动系统出现障系统会受影响功率减半动作速度稍慢实际操时分三种状态：①驾驶员手操状态助力操状态时摇臂A点支点转动B点带动连杆起移动串联阀运动②动操状态时摇臂O点支点转动B点样带动连杆起移动(区仅传动)串联阀运动③复合操状态时摇臂A点O点均运动B点复合运动
述电液复合舵机系统原理图画成结构方框图见图26伺服放器作位移传感器电压定电压较放驱动电液伺服阀力矩马达输入量输出量分电压△U电流I电液伺服阀伺服液压缸组电液压机械量间转换机构输入量输出量分电流I位移x助力器滑阀负载液压缸反馈摇臂组成输入量输出量分滑阀位移负载液压缸位移舵机系统中舵面操杆等连接般采杠杆等组件输入输出杆位移转角
224 液压源回路
图27中套飞机动翼液压源回路示意图套独立液压源供油压力般21 MPa液压源中采带压力补偿恒压变量泵1种变量泵动调节泵排量输出压力保持恒定负载流量变动动保持致恒定压力减泵驱动功率两套液压源供舵机串联控制阀外中意套时供电液伺服阀必须着重指出控制精度高舵机电液伺服系统中始终保持良工作性必须控制油液污染油液污染会伺服阀阀芯卡死造成伺服装置失效尚未卡死会伺服装置性降般规定舵机液压油清洁度需控制NAS6级路滤器2采5精细滤器防止精细滤器堵塞前面串联20滤器3节省功率防止油温升高般变量泵调定成满足均流量蓄器储存压力油满足瞬时流量需作面试验装置中液压源油温控制定范围需回路中设置冷装置4加热装置5液压源回路中溢流阀6处常闭位置作安全阀油箱中磁分离器7通电磁方式液压油中铁粉清掉
图25 舵机系统原理示意图
1伺服放器 2电液伺服阀 3伺服液压缸 4摇臂 3串联控制阀
6串联液压缸 7反馈杆 8位移传感器 9连杆
图26 舵机系统方框图
图27 液压源回路图
3 恒压力变量泵源系统
31 恒压力变量泵式液压源
恒压力变量泵式液压源原理图31示恒压力变量泵1原动机2滤器3蓄器4单阀5油箱6冷器7组成
图31 恒压力变量泵式液压源
恒压力变量泵动调节机构两部分动调节机构结构原理图3 2示
动调压机构调压活门（称压力补偿阀）1两油泵斜盘转轴称安装泵壳中动活塞2回程弹簧3组成调压活门滑阀型活门包括阀芯阀套调压弹簧调压螺丝等系统油压通调压弹簧定阀芯4凸肩凸肩a行阀芯轴线圆周均匀分布铣3面沟通凸肩a左右两腔阀套ABC3通孔A孔接泵输出端C孔接回油路B孔阀芯凸肩b配合[10]
泵输出压力油通A孔进凸肩a左腔通油滤作凸肩a左端面通凸肩a3面形成通道进入凸肩a右腔伺服系统需流量时泵出口压力调定压力时泵出口压力阀芯左端面作力调压弹簧压力阀芯调压弹簧作处左边位置动左动活塞腔回油路接通动活塞回程弹簧倾斜盘产生力矩油压作力矩倾斜盘处倾斜角位置泵输出流量泵出口压力达调定压力时阀芯左
图32 变量泵动调节机构
端液压作力调压弹簧作力阀芯右移动直新衡位置时阀芯凸肩b正准阀套孔B通动活塞油路堵塞动活塞固定动倾斜盘处倾斜角泵输出流量伺服系统需流量减泵供应流量变泵出口压力增高阀芯左端作液压力继续克服调压弹簧作力阀芯继续右运动时通油孔B泵出口油路A接通泵输出高压油进入左动活塞腔油压倾斜盘作力矩回程弹簧倾斜盘作力矩倾斜盘减倾斜角方偏转压缩回程弹簧直新衡位置泵输出流量减伺服系统停止工作需流量时泵出口压力升值时B孔开动活塞作液压力倾斜盘产生力矩倾斜盘倾斜角减泵输出流量补充系统 泄漏泵身需伺服系统需流量时泵出口压力降低B孔关回程弹簧作力矩倾斜盘偏角加泵输出伺服系统需流量
恒压力变量泵输出流量压力特性图3 4示泵动调压机构工作范围a—b区域PmaxPs差泵压力波动范围
类源装置优点泵输出流量取决系统需效率高济效果适应高压功率系统适流量变化系统适间歇工作系统系统组成简单重量轻目前航空液压伺服系统广泛采类
源装置缺点应注意方：伺服系统需流量变化较时动调节机构够灵敏泵调节快速峰值流量需引起压力较变化求较高系统中常安装蓄器蓄器满足系统快速峰值流量
图33 变量泵液压源工作形式
图3 4 变量泵流量压力特性
需直泵身够赶供应峰值流量止时消系统中压力脉动伺服系统需流量尤伺服系统处衡位置时泵输出流量泵b点附工作时泵压力没卸泵运动副产生热量够油液带走会时泵温度快升高损泵寿命特间隙工作系统中泵发热问题应解决采外循环回路泵泄漏流量直接引泵吸入腔引回油箱等措施提高泵寿命
应注意问题果动调压机构稳定性差引起泵出口压力a—b区域发生波动尤伺服系统处衡位置附工作处稳定性差情况工作处b点附压力波动情况工作时保证源回路稳定工作非常重
32 液压源伺服回路间相互影响
图35示恒压力变量泵构成液压源（原动机1变量泵2动调压机构3油箱4等组成）供控制阀5执行作动筒6恒压力油时源输出压力PS变化会引起负载流量Qf变化负载流量变化引起恒压泵动调节机构进行工作调整泵输出压力保持求恒值样液压源伺服负载间构成控制回路通试验计算出液压源伺服负载整交感回路动态结构图变量泵调节压力KVx0意外负载Ft恒定时交感回路动态结构图图示图见交感回路通负载流量Qf闭合形成负反馈回路稳定性应该开环传递函数频率特性图确定
图35 具伺服负载恒压力液压源
结构图出交感回路开环增益实际液压源稳态柔度伺服负载流量压力系数积负值
源稳态柔度总负值函数总正伺服负载说般源源说柔度交感回路开环增益两量积频率值通常远1交感回路稳定性成问题分析液压伺服系统时通常假设源压力恒值稳定性观点合理
稳定性成问题液压源伺服系统间存存交感影响呢？
伺服系统中负载速度发生突然变化时会源流量发生突然变化引起供油压力发生显著变化系统渡时间加长动态性降说液压源伺服系统交感影响降低伺服系统动态品质必须引起注意交感回路包含许变量非线性素想预计类压力瞬变程困难
33 液压源求
（1）液压伺服作动器泵输出求较严格般求恒值外动态方面应满足稳定性定快速性品质求特求战斗机调节时间短脉动
（2）功率流量压力求源装置功率流量压力应满足负载功率速度力需外系统效率出发负载曲线完全源装置流量压力曲线包围适考虑定损失图36示负载曲线换算成流量压力曲线画源压力流量特性曲线加较图中1液压源流量压力曲线234负载曲线图331中出负载曲线2表示源流量足满足负载速度求负载曲线3表示源流量足满足负载力求负载曲线4表示源流量压力选择较合理外充分发挥源作提高效率负载曲线功率点应量接源输出功率点
图36 负载源功率匹配
工程考虑泄漏损失选择源流量时应留余量伺服马达
伺服作动筒
式中系统泄漏流量中包括伺服阀零位泄漏流量伺服马达排量max负载角速度减速器传动
（3）油温定限制般3675kW（5马力）功率源应冷装置
（4）油清洁般液压伺服系统求10滤精度求较高系统求5滤精度
（5）防止空气进入求油空气含量超规定值求工程般采油加015～017MPa压力解决问题
（6）动态响应求特战斗机国标中明确规定外航空液压源体积重量求希体积重量轻
美国军方研究结果难出架典型战斗机讲飞机机载液压泵源求工作压力552MPa（8000psi）时间飞行时间10余时间包括起飞飞行战斗位置返航着陆207MPa（3000psi）机载液压系统已完全满足求表31RockWell实施军飞机某项研究统计结果
表31 飞行程统计表
次序
状 态
持续时间
min
占总飞行时间
高度
km
马赫数
Ma
1
起 飞
3
19
SK
028
2
爬升巡航
48
296
35K
08
3
搜巡降
36
222
30K
07
4
突击
4
24
SK
11
5
战斗
5
32
10K
06
6
巡航降
48
296
40K
08
7
着陆
18
111
SK
028
总计
162
100
现机载液压系统恒压变量泵源系统满足未飞机需系统恒压力必须飞机求高压力设定时间短必然带源消耗鉴西方发达国家特美国英国研制变压力机载液压系统提出双级压力变流量泵（Dual Pressure Pump）智泵（Intelligent Pump or Pump）两种机载液压系统泵源形式双级压力变量泵原理：飞机飞行程中飞机需高压时候（进入战斗特技飞行）机载液压系统泵源工作恒高压变量形式需低压时（巡航飞行）机载液压系统泵源系统工作恒低压变量形式相两恒压值变量泵综合作
4 变压泵源系统
目前飞机采液压源基液压变量泵源压力设计高压力工况设计345MPa造成功率浪费实际架典型战斗机讲特技飞行进入战斗等求高工作压力时间整飞行时间10余90巡航时间包括起飞进入站域返航着陆207MPa液压系统已满足求变压泵源系统种吸引力方案仅节减少系统热损失系统工作较低压力207MPa减压力工作时间利提高系统寿命性改进FA18EF战斗机采207～345Mpa变压泵源系统飞控计算机根飞行控制舵面负载选择207MPa者345MPa工作压力该泵功率137kW
41 变量液压泵源系统工作原理
恒压变量泵源压力全部流量范围保持恒定图41描述泵恒压系统中提供额定流量35情况图标注泵工作压力点实际系统压力求低工作点阴影区表示转变热解决问题效办法设计种仅改变排量够调节压力泵源系统
恒压变量泵中补偿弹簧（恒压调节弹簧）座工作时固定双压力型泵中弹簧座外部信号E调节额定压力压力信号E简单电磁阀进行控制控制指令飞控计算机种计算机控制液压泵压力补偿特性应双滑曲线图42示
压力高压级低压级二级转换方案双压力泵源调节机构原理图43示阀芯静态力衡方程
动活塞静态力方程
（41）
两式
（42）
图41 低载荷压力流量求
图4 2 双压泵流量压力特性曲线
式中分阀芯位移动活塞位移分阀芯调节弹簧动活塞回位弹簧刚度分阀芯端面积动活塞侧面积分滑阀窗口面积梯度节流窗口射流角流量系数折算动活塞作力分泵出口压力动活塞腔压力
式(42)中较忽略时泵出口压力调压弹簧压缩量成正决定实现两级变化设法调压弹簧压缩进行两次变化图43知电磁阀通电泵出口压力设计恒压力21MPa电磁阀通电输出压力设计28MPa（35MPa）电磁阀断电泵出口压力变成21MPa
6 液压系统方案拟定元件选
图61 全机动翼液压系统
通前面分析知道满足现代飞机飞行高速性稳定性求改变回路情况通较出选择泵源系统够拥四种工作模式实现高压变流量变压力智泵源系统面选定泵源回路做液压系统设计
该系统包含许减少简化维护提高性特点独特系统余度降低作战损伤影响油箱油位探测器转换阀隔离阀具障诊断定位力液压系统设计中应非电子产品检测技术根前章描述较基节系统利率提高泵源采智泵源系统飞机障分析功率油压分配达匹配面该系统特点选元件作介绍
61 系统概况
系统两套28MPa液压系统设计工作温度40～135℃（40～275℉）MILH83282液压油1号系统飞行控制2号系统飞行控制通功提供动力应急情况采手摇泵提供液压源套系统泵油滤组件立分成两独立子系统（线路AB）两套系统提供相4系统余度
7 液压系统工作特性核算
油泵单独供压时简单系统进行核算图71示全回路压力方程 （71）
式中 ——油泵出口压力
——层流液阻
——紊流液阻
464 （72）
006 （73）
油泵特性曲线简化图72示
图71 系统核算图
油泵Ⅰ区工作油泵供油流量压力关系
（74）
（75）
油泵Ⅱ区工作时
（76）
（77）
油泵Ⅰ区工作时解联立方程式
（78）
图72 简化油泵特性图
作动筒运动速度
17ms （79）
油泵Ⅱ区工作时解联立方程式
（710）
作动筒运动速度
15ms （711）
作动筒载荷曲线方程表示值代入述速度式速度行程变化方程式求关系代入式算出作动筒收放时间
≈3s
8 设计时遇问题解决方案
81 执行器时工作引发问题
设计飞机液压系统时结构紧凑节省元件系统量充分利通常1～ 2台液压泵驱动执行器实现执行器特定功种设计表明执行器时参工作时系统会出现相互干扰工作稳定
性降甚会引发功障影响飞行安全时会出现问题：
(1)执行器工作时间较长
执行器复合工作时执行器操作量累加起泵源供油量会足难满足执行器时工作需流量泵源压力法升正常驱动高负载执行器造成执行器工作速度降低运动时间延长
( 2)飞机操性降低
( 3)液压系统回油路产生液压击
执行器复合工作时供油回油路均会产生液压撞击供油部分设缓瓶畜器等功部件液压击控制设计规范回油路部分油液压力会瞬间迅速增瞬态峰值稳态值许时间较短数值出现起落架进行收放工作时回油压力0 0ls达10 976MPa[14]尤伴系统回油压力升高时会产生高频压力振荡影响导附件寿命影响系统正常工作
改进设计方案：
(1)改进思路
针飞机中出现问题实验结果现液压系统作太改动前提确定改进思路飞机执行器液压系统中操部分需全程相部分更重情况确保操部分液压系统源优先权需高优先级起落架部分工作需源时机少执行器工作时优先级定低泵源排量足时旦影响部分工作立动断开该部分进油路起落架部分停止工作
( 2)设计方案
根改进思路原系统起落架部分加控制工作序优先阀放液压电磁阀前解决执行器液压系统复合工作时干扰问题系统工作更趋合理
执行器液压系统应选适高压流量精度高先导式溢流阀作优先阀优先阀控制压力达调定值时阀芯开启流体通控制执行器序动作压力控制阀
改进系统具稳定性响应快效率高抗十扰力强回油击优点障率非常低先导式优先阀低开启压力设定15MPa左右较合适
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9 结束语
通课程设计飞机结构飞机控制系统特飞机液压控制系统做较深入解现方面现状发展趋势掌握资料事工作工作思路方法相帮助特液压系统电子控制方面值研究占分量变压泵源系统代智泵源系统着计算机力发展飞控计算机会越越智化系统负载响应速度会更加快速够相提高飞机机动性安全性性
国水较国外相差太远液压系统应时间说欧美晚段方面着东西需研究发展
特飞机系统方面发动欧美国家差距断创新研究试验够推动方面发展改善现局面
参 考 文 献
[1] 章宏甲黄谊编液压传动北京：机械工业出版社20009
[2] 王占林陈斌裘丽华飞机液压系统发展趋势液压气动密封20001：14
[3] 李培滋2000年飞机液压技术国际航空19848
[4] 敦战斗机液压系统发展方航空信息研究报告HY950101995
[5] 王绍博飞机液压系统高压化研究发展国际航空19933
[6] 王道荫迈21世纪航空科学技术北京：航空工业出版社1994
[7] 李培滋王占林编飞机液压传动伺服控制（册）北京：国防工业出版社19797
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1 绪……………………………………………………………………1
2 飞机液压系统………………………………………………………………4
21 飞机液压系统……………………………………………………………4
211 飞机液压系统国外现状……………………………………………4
212 飞机液压系统原理应………………………………………………5
213 飞机液压系统组成………………………………………………………6
22 飞机动翼液压系统控制………………………………………………………6
221 动翼作…………………………………………………………………6
222 液压助力器………………………………………………………………6
223 电液复合舵机………………………………………………………………6
224 液压源回路………………………………………………………………8
3 恒压力变量泵源系统………………………………………………………11
31 恒压力变量泵式液压源……………………………………………………11
32 液压源伺服回路间相互影响……………………………………14
33 液压源求……………………………………………………………15
4 变压泵源系统…………………………………………………………………18
41 变量液压泵源系统工作原理…………………………………………………18
42 机载双级压力系统……………………………………………………………20
5 智泵源系统…………………………………………………………………22
51 系统发展概况…………………………………………………………………22
52 智泵实质………………………………………………………………24
53 智泵结构形式……………………………………………………………25
54 智泵实现形式…………………………………………………………28
541 排量调节模式………………………………………………………………28
542 转速调节模式……………………………………………………………29
543 转速排量复合调节模式………………………………………………29
6 液压系统方案元件选……………………………………………………32
61 系统概况………………………………………………………………………32
62 选元件体现特点……………………………………………33
621油位探测器选显示优越性……………………………………………33
622 泵选显示特点……………………………………………………33
623 执行器采双重密封………………………………………………………34
63 系统工作原理特点………………………………………………………35
631 飞行控制方式………………………………………………………………35
632 第三线路（应急备份）…………………………………………………35
633 通功……………………………………………………………………35
634 系统余度维护特点…………………………………………………36
64 液压元件设计选………………………………………………………………37
641 液压缸设计……………………………………………………………………… 37
642油滤选…………………………………………………………………41
643 单阀选………………………………………………………………41
644 减压阀选………………………………………………………………42
645 序阀选………………………………………………………………42
646 溢流阀选………………………………………………………………42
647 换阀选………………………………………………………………42
7 液压系统工作特性校核…………………………………………………………44
8 设计时遇问题解决方案…………………………………………………46
81 执行器时工作引发问题…………………………………………46
82 泄漏问题……………………………………………………………………47
83 系统热问题………………………………………………………………48
831 热危害………………………………………………………………48
832 解决措施………………………………………………………………49
84 油液污染控制…………………………………………………………………50
9 结束语……………………………………………………………………………51
参考文献……………………………………………………………………………52
致谢 …………………………………………………………………………………53
1 绪
第二次世界战液压技术飞机广泛应初液压系统作时高速飞机尾助力器提供液压动力20世纪60年代着液压技术电气电子技术动控制理等相关学科机结合液压技术逐渐成机械电子工程领域方飞机液压系统突飞猛进发展担负着飞机特定操驱动务
保证液压系统工作现代飞机装两套（套）相互独立液压系统分称公液压系统（液压系统）助力液压系统公液压系统起落架襟翼减速板收放前轮转弯操机轮刹车驱动风挡板雨刷燃油泵液压马达时驱动部分副翼升降舵（全动尾）方舵助力器助力液压系统身包含两套独立液压系统进步提高液压系统性系统中联应急风动泵电动泵飞机发生障时候应急电动泵应急风动泵液压系统连续工作
液压系统液压源装置控制装置执行装置包括液压油箱液压路蓄压器油滤装置组成[1]中液压源装置包括作液压泵发动机驱动泵作应急泵电动泵风动泵作备份泵提供辅助功率辅助动力装置驱动泵控制装置包括种阀油路断路器液压保险器流量调节器动压力调节器系统低压警告器等执行作动装置包括液压马达液压作动器组合式马达伺服装置助力器舵机等机载液压系统飞机安全正常飞行实现设计性飞行员生存保障起着举足轻重作
现代战斗机特点高马赫数巡航超机动性求飞行台重效载荷满足高性战斗机战术求适应世界军飞机发展趋势飞机总体设计液压系统提出十分苛刻设计求：重量轻体积功率工作[2]迎接新挑战佳途径提高液压系统工作压力采高压化飞机液压系统必然考虑系列新课题仅需重新研究设计试制液压泵油滤电磁阀舵机作动筒等液压元部件需液压路系统动态特性运动摩擦副润滑油液密封液压系统工作温度变化规律进行深入探讨尤路振动研究温升规律探索方面然存尚需攻克难关
现代飞机机载液压系统趋势高压化功率发展
（1）高压化发展国外20年量研究表明：飞机液压系统减体积降低重量效途径提高工作压力21MPa作飞机液压系统基础压力综合考虑种设计素计初试制成时系统重量压力28MPa采钢合金钢材料液压系统佳压力35MPa采钛合金材料液压系统佳压力56MPa[35]表11出21MPa基准压力提高系统工作压力飞机液压系统重量体积变化情况[4～6]
表11 液压系统重量体积变化提高工作压力关系
压力提高情况
21MPa提高28MPa
21MPa提高
35MPa
21MPa提高
56MPa
系统
变化
重量降低
246
122
30
体积缩
138
283
40
（2）未飞机特军飞机断高速高机动性方面发展求提高机载液压系统功率：① 飞机整体性提高机利液压动力控制操功越例发动机矢量推力控制机载液压功率增加50～100② 控制较高舵面速度需提高液压驱动功率未飞机求降低静态稳定度提高机动性导致飞行控制舵面承受气动力载荷变更作动速率更快驱动舵面液压作动器功率更高性飞机高空飞行程中需液压功率情形会时出现需飞机发动机提供液压系统功率应足够高着飞行高度增加发动机提供功率逐渐减目前高性战斗机需机载液压系统功率第二次世界战时5倍未飞机需机载液压系统功率现5倍总提高机载液压系统功率飞机发展必然需功率机载液压系统发展必然趋势表12FA18CDF22FA18EF例说明机载液压系统发展程技术水
着机载液压系统着高压化功率方发展带新问题：① 高压化必然导致机载液压系统效功率增加② 效功率增加必然导致系统发热油液温度升高③ 压力脉动耦合振动
面点出高压化功率飞机液压系统发展必然够味追求高压化功率化需根发展国情现制造水
金属材料研究应水进行选压力根国研究员分析试验出28MPa压力进行液压系统设计佳选择文佳压力结合国国情国外现代飞机发展水进行飞机动翼液压系统设计计算验证
表12 战斗机液压系统装备现状
机 种
液压系统
FA18CD
采207MPa恒压液压系统装两台液压泵功率694kW额定流量210Lmin功率重量73Kwkg
F22
采206MPa恒压液压系统装四台液压泵功率140kW额定流量270Lmin功率重量92Kwkg
FA18EF
采207～345MPa恒压液压系统装两台液压泵功率137kW额定流量236Lmin功率重量10Kwkg
2 飞机液压系统
21 飞机液压系统
211 飞机液压系统国外现状
液压源系统保证飞机安全飞行实现设计性飞行员生存保证起举足轻重作液压传动控制具反应快功率密度高负载刚度等特点航空航天应中够长期生存处利竞争位判定种状况未十年会太变化
利液压传动种方式作功1795年英国制成第台水压机开始已200年历史液压传动技术国重视应航空工业60年事二次世界战液压技术飞机广泛应初液压系统作时高速飞机尾助力器提供液压动力20世纪60年代着液压技术电气电子技术动控制理等相关学科机结合液压技术逐渐成机械电子工程领域方飞机液压系统突飞猛进发展担负着飞机特定操驱动务特出现高精度快速响应伺服阀伺服控制系统典液压系统元件设计计算系统分析仿真说走成熟阶段[7]
然着第四代第五代战机出现高性飞机液压系统高压功率求现代战斗机特点高马赫数巡航超机动性求飞行台重效载荷满足高性战斗机战术需求适应世界军飞机发展趋势飞机总体设计液压系统提出十分苛刻设计求重量轻体积功率工作目前飞机液压系统系统压力温度参数继续提高外电子信息技术飞机液压系统发展未发展特征：
1250℃高温液压系统成现实
235MPa高压系统飞机广泛
3飞机液压系统机电体化设计走成熟
4三余度四余度高性泵源系统伺服机构普[8]
果飞机实现超高速巡航速度体积重量隐身性求提高设计飞机液压系统时结构紧凑节省元件系统量充分利通常1～2台液压泵驱动执行器实现执行器特定功现种设计执行器时参工作时系统会出现相互干扰工作稳定性降甚引发功障影响飞行安全目前急需解决问题
图21 三发动机飞机液压系统示意图
212 飞机液压系统原理应
飞机油液工作介质油压驱动执行机构完成特定操动作整套装置保证液压系统工作特提高飞行操系统液压动力源性现代飞机装两套(套)相互独立液压系统分称公液压系统助力（操）液压系统公液压系统起落架襟翼减速板收放前轮转弯操驱动风挡雨刷燃油泵液压马达等时驱动部分副翼升降舵（全动尾）方舵助力器助力液压系统仅驱动述飞行操系统助力器阻尼舵机等助力液压系统身包含两套独立液压系统进步提高液压系统性系统中联应急电动油泵风动泵飞机发动机发生障液压系统失源时应急电动油泵伸出应急风动泵液压系统继续工作
213 飞机液压系统组成
液压系统通常部分组成：①供压部分：包括油泵应急油泵蓄器等油泵装飞机发动机传动机匣发动机带动蓄器保持整系统工作稳②执行部分：包括作动筒液压马达助力器等通油液压力转换机械③控制部分：控制系统中油液流量压力执行元件运动方包括压力阀流量阀方阀伺服阀等④辅助部分：保证系统正常工作环境条件指示工作状态需元件包括油箱导油滤压力表散热器等图21飞机总体液压系统简画图
22 飞机动翼液压控制系统
221 动翼作
飞机飞行时升降转弯起飞降落程求飞行员准确稳定操飞机副翼方舵升降舵襟翼阻流板偏转角度完成见图22
动翼偏转飞机飞行程中空气阻力发生变化产生控制力控制力矩起操飞机作副翼舵面够偏转套助力装置(液压助力器)动装置(电液舵机)
222 液压助力器
谓液压助力器飞行员助操杆通液压机构操舵面液压装置
波音747飞机提高系统性采冗余技术装垂直尾翼方舵例首先方舵分成方舵方舵两部分见图23 [9]方舵出现障单保证功次方舵装双串联缸见图24分两液压系统驱动坏情况三系统出现障时剩系统工作
223 电液复合舵机
谓电液舵机翼根电信号动操舵面液压装置液压助力器二者复合起称电液复合舵机
典型电液复合舵机系统原理图25示输入手动操装置动操装置电信号动操装置电液伺服阀伺服放器伺服液压缸位移传感器组成位置伺服闭环回路动操装置位移(伺服液压缸位移)输入电信号成例舵机输出负载液压缸活塞杆位移位移通连
图22 飞机外形图
1发动机2副翼3方舵
4升降舵5襟冀6阻流板
图23 方舵系统示意图
1No2系统 2No4系统 3Nol系统
4No 3系统 5方舵 6方舵
7双串联缸
杆机构带动舵面偏转手动操装置动操装置输入信号连杆带动串联控制阀运动串联阀左右位移控制液压油进入串联液压缸方流量
图24 双串联缸示意图
1液压缸 2动翼 3操杆 P压力油 7回油
活塞杆带动舵面动作运动通反馈杆反馈串联阀串联阀恢复原始位置时油路切断串联液压缸停止运动两套液压系统液压源分发动机驱动系统出现障系统会受影响功率减半动作速度稍慢实际操时分三种状态：①驾驶员手操状态助力操状态时摇臂A点支点转动B点带动连杆起移动串联阀运动②动操状态时摇臂O点支点转动B点样带动连杆起移动(区仅传动)串联阀运动③复合操状态时摇臂A点O点均运动B点复合运动
述电液复合舵机系统原理图画成结构方框图见图26伺服放器作位移传感器电压定电压较放驱动电液伺服阀力矩马达输入量输出量分电压△U电流I电液伺服阀伺服液压缸组电液压机械量间转换机构输入量输出量分电流I位移x助力器滑阀负载液压缸反馈摇臂组成输入量输出量分滑阀位移负载液压缸位移舵机系统中舵面操杆等连接般采杠杆等组件输入输出杆位移转角
224 液压源回路
图27中套飞机动翼液压源回路示意图套独立液压源供油压力般21 MPa液压源中采带压力补偿恒压变量泵1种变量泵动调节泵排量输出压力保持恒定负载流量变动动保持致恒定压力减泵驱动功率两套液压源供舵机串联控制阀外中意套时供电液伺服阀必须着重指出控制精度高舵机电液伺服系统中始终保持良工作性必须控制油液污染油液污染会伺服阀阀芯卡死造成伺服装置失效尚未卡死会伺服装置性降般规定舵机液压油清洁度需控制NAS6级路滤器2采5精细滤器防止精细滤器堵塞前面串联20滤器3节省功率防止油温升高般变量泵调定成满足均流量蓄器储存压力油满足瞬时流量需作面试验装置中液压源油温控制定范围需回路中设置冷装置4加热装置5液压源回路中溢流阀6处常闭位置作安全阀油箱中磁分离器7通电磁方式液压油中铁粉清掉
图25 舵机系统原理示意图
1伺服放器 2电液伺服阀 3伺服液压缸 4摇臂 3串联控制阀
6串联液压缸 7反馈杆 8位移传感器 9连杆
图26 舵机系统方框图
图27 液压源回路图
3 恒压力变量泵源系统
31 恒压力变量泵式液压源
恒压力变量泵式液压源原理图31示恒压力变量泵1原动机2滤器3蓄器4单阀5油箱6冷器7组成
图31 恒压力变量泵式液压源
恒压力变量泵动调节机构两部分动调节机构结构原理图3 2示
动调压机构调压活门（称压力补偿阀）1两油泵斜盘转轴称安装泵壳中动活塞2回程弹簧3组成调压活门滑阀型活门包括阀芯阀套调压弹簧调压螺丝等系统油压通调压弹簧定阀芯4凸肩凸肩a行阀芯轴线圆周均匀分布铣3面沟通凸肩a左右两腔阀套ABC3通孔A孔接泵输出端C孔接回油路B孔阀芯凸肩b配合[10]
泵输出压力油通A孔进凸肩a左腔通油滤作凸肩a左端面通凸肩a3面形成通道进入凸肩a右腔伺服系统需流量时泵出口压力调定压力时泵出口压力阀芯左端面作力调压弹簧压力阀芯调压弹簧作处左边位置动左动活塞腔回油路接通动活塞回程弹簧倾斜盘产生力矩油压作力矩倾斜盘处倾斜角位置泵输出流量泵出口压力达调定压力时阀芯左
图32 变量泵动调节机构
端液压作力调压弹簧作力阀芯右移动直新衡位置时阀芯凸肩b正准阀套孔B通动活塞油路堵塞动活塞固定动倾斜盘处倾斜角泵输出流量伺服系统需流量减泵供应流量变泵出口压力增高阀芯左端作液压力继续克服调压弹簧作力阀芯继续右运动时通油孔B泵出口油路A接通泵输出高压油进入左动活塞腔油压倾斜盘作力矩回程弹簧倾斜盘作力矩倾斜盘减倾斜角方偏转压缩回程弹簧直新衡位置泵输出流量减伺服系统停止工作需流量时泵出口压力升值时B孔开动活塞作液压力倾斜盘产生力矩倾斜盘倾斜角减泵输出流量补充系统 泄漏泵身需伺服系统需流量时泵出口压力降低B孔关回程弹簧作力矩倾斜盘偏角加泵输出伺服系统需流量
恒压力变量泵输出流量压力特性图3 4示泵动调压机构工作范围a—b区域PmaxPs差泵压力波动范围
类源装置优点泵输出流量取决系统需效率高济效果适应高压功率系统适流量变化系统适间歇工作系统系统组成简单重量轻目前航空液压伺服系统广泛采类
源装置缺点应注意方：伺服系统需流量变化较时动调节机构够灵敏泵调节快速峰值流量需引起压力较变化求较高系统中常安装蓄器蓄器满足系统快速峰值流量
图33 变量泵液压源工作形式
图3 4 变量泵流量压力特性
需直泵身够赶供应峰值流量止时消系统中压力脉动伺服系统需流量尤伺服系统处衡位置时泵输出流量泵b点附工作时泵压力没卸泵运动副产生热量够油液带走会时泵温度快升高损泵寿命特间隙工作系统中泵发热问题应解决采外循环回路泵泄漏流量直接引泵吸入腔引回油箱等措施提高泵寿命
应注意问题果动调压机构稳定性差引起泵出口压力a—b区域发生波动尤伺服系统处衡位置附工作处稳定性差情况工作处b点附压力波动情况工作时保证源回路稳定工作非常重
32 液压源伺服回路间相互影响
图35示恒压力变量泵构成液压源（原动机1变量泵2动调压机构3油箱4等组成）供控制阀5执行作动筒6恒压力油时源输出压力PS变化会引起负载流量Qf变化负载流量变化引起恒压泵动调节机构进行工作调整泵输出压力保持求恒值样液压源伺服负载间构成控制回路通试验计算出液压源伺服负载整交感回路动态结构图变量泵调节压力KVx0意外负载Ft恒定时交感回路动态结构图图示图见交感回路通负载流量Qf闭合形成负反馈回路稳定性应该开环传递函数频率特性图确定
图35 具伺服负载恒压力液压源
结构图出交感回路开环增益实际液压源稳态柔度伺服负载流量压力系数积负值
源稳态柔度总负值函数总正伺服负载说般源源说柔度交感回路开环增益两量积频率值通常远1交感回路稳定性成问题分析液压伺服系统时通常假设源压力恒值稳定性观点合理
稳定性成问题液压源伺服系统间存存交感影响呢？
伺服系统中负载速度发生突然变化时会源流量发生突然变化引起供油压力发生显著变化系统渡时间加长动态性降说液压源伺服系统交感影响降低伺服系统动态品质必须引起注意交感回路包含许变量非线性素想预计类压力瞬变程困难
33 液压源求
（1）液压伺服作动器泵输出求较严格般求恒值外动态方面应满足稳定性定快速性品质求特求战斗机调节时间短脉动
（2）功率流量压力求源装置功率流量压力应满足负载功率速度力需外系统效率出发负载曲线完全源装置流量压力曲线包围适考虑定损失图36示负载曲线换算成流量压力曲线画源压力流量特性曲线加较图中1液压源流量压力曲线234负载曲线图331中出负载曲线2表示源流量足满足负载速度求负载曲线3表示源流量足满足负载力求负载曲线4表示源流量压力选择较合理外充分发挥源作提高效率负载曲线功率点应量接源输出功率点
图36 负载源功率匹配
工程考虑泄漏损失选择源流量时应留余量伺服马达
伺服作动筒
式中系统泄漏流量中包括伺服阀零位泄漏流量伺服马达排量max负载角速度减速器传动
（3）油温定限制般3675kW（5马力）功率源应冷装置
（4）油清洁般液压伺服系统求10滤精度求较高系统求5滤精度
（5）防止空气进入求油空气含量超规定值求工程般采油加015～017MPa压力解决问题
（6）动态响应求特战斗机国标中明确规定外航空液压源体积重量求希体积重量轻
美国军方研究结果难出架典型战斗机讲飞机机载液压泵源求工作压力552MPa（8000psi）时间飞行时间10余时间包括起飞飞行战斗位置返航着陆207MPa（3000psi）机载液压系统已完全满足求表31RockWell实施军飞机某项研究统计结果
表31 飞行程统计表
次序
状 态
持续时间
min
占总飞行时间
高度
km
马赫数
Ma
1
起 飞
3
19
SK
028
2
爬升巡航
48
296
35K
08
3
搜巡降
36
222
30K
07
4
突击
4
24
SK
11
5
战斗
5
32
10K
06
6
巡航降
48
296
40K
08
7
着陆
18
111
SK
028
总计
162
100
现机载液压系统恒压变量泵源系统满足未飞机需系统恒压力必须飞机求高压力设定时间短必然带源消耗鉴西方发达国家特美国英国研制变压力机载液压系统提出双级压力变流量泵（Dual Pressure Pump）智泵（Intelligent Pump or Pump）两种机载液压系统泵源形式双级压力变量泵原理：飞机飞行程中飞机需高压时候（进入战斗特技飞行）机载液压系统泵源工作恒高压变量形式需低压时（巡航飞行）机载液压系统泵源系统工作恒低压变量形式相两恒压值变量泵综合作
4 变压泵源系统
目前飞机采液压源基液压变量泵源压力设计高压力工况设计345MPa造成功率浪费实际架典型战斗机讲特技飞行进入战斗等求高工作压力时间整飞行时间10余90巡航时间包括起飞进入站域返航着陆207MPa液压系统已满足求变压泵源系统种吸引力方案仅节减少系统热损失系统工作较低压力207MPa减压力工作时间利提高系统寿命性改进FA18EF战斗机采207～345Mpa变压泵源系统飞控计算机根飞行控制舵面负载选择207MPa者345MPa工作压力该泵功率137kW
41 变量液压泵源系统工作原理
恒压变量泵源压力全部流量范围保持恒定图41描述泵恒压系统中提供额定流量35情况图标注泵工作压力点实际系统压力求低工作点阴影区表示转变热解决问题效办法设计种仅改变排量够调节压力泵源系统
恒压变量泵中补偿弹簧（恒压调节弹簧）座工作时固定双压力型泵中弹簧座外部信号E调节额定压力压力信号E简单电磁阀进行控制控制指令飞控计算机种计算机控制液压泵压力补偿特性应双滑曲线图42示
压力高压级低压级二级转换方案双压力泵源调节机构原理图43示阀芯静态力衡方程
动活塞静态力方程
（41）
两式
（42）
图41 低载荷压力流量求
图4 2 双压泵流量压力特性曲线
式中分阀芯位移动活塞位移分阀芯调节弹簧动活塞回位弹簧刚度分阀芯端面积动活塞侧面积分滑阀窗口面积梯度节流窗口射流角流量系数折算动活塞作力分泵出口压力动活塞腔压力
式(42)中较忽略时泵出口压力调压弹簧压缩量成正决定实现两级变化设法调压弹簧压缩进行两次变化图43知电磁阀通电泵出口压力设计恒压力21MPa电磁阀通电输出压力设计28MPa（35MPa）电磁阀断电泵出口压力变成21MPa
6 液压系统方案拟定元件选
图61 全机动翼液压系统
通前面分析知道满足现代飞机飞行高速性稳定性求改变回路情况通较出选择泵源系统够拥四种工作模式实现高压变流量变压力智泵源系统面选定泵源回路做液压系统设计
该系统包含许减少简化维护提高性特点独特系统余度降低作战损伤影响油箱油位探测器转换阀隔离阀具障诊断定位力液压系统设计中应非电子产品检测技术根前章描述较基节系统利率提高泵源采智泵源系统飞机障分析功率油压分配达匹配面该系统特点选元件作介绍
61 系统概况
系统两套28MPa液压系统设计工作温度40～135℃（40～275℉）MILH83282液压油1号系统飞行控制2号系统飞行控制通功提供动力应急情况采手摇泵提供液压源套系统泵油滤组件立分成两独立子系统（线路AB）两套系统提供相4系统余度
7 液压系统工作特性核算
油泵单独供压时简单系统进行核算图71示全回路压力方程 （71）
式中 ——油泵出口压力
——层流液阻
——紊流液阻
464 （72）
006 （73）
油泵特性曲线简化图72示
图71 系统核算图
油泵Ⅰ区工作油泵供油流量压力关系
（74）
（75）
油泵Ⅱ区工作时
（76）
（77）
油泵Ⅰ区工作时解联立方程式
（78）
图72 简化油泵特性图
作动筒运动速度
17ms （79）
油泵Ⅱ区工作时解联立方程式
（710）
作动筒运动速度
15ms （711）
作动筒载荷曲线方程表示值代入述速度式速度行程变化方程式求关系代入式算出作动筒收放时间
≈3s
8 设计时遇问题解决方案
81 执行器时工作引发问题
设计飞机液压系统时结构紧凑节省元件系统量充分利通常1～ 2台液压泵驱动执行器实现执行器特定功种设计表明执行器时参工作时系统会出现相互干扰工作稳定
性降甚会引发功障影响飞行安全时会出现问题：
(1)执行器工作时间较长
执行器复合工作时执行器操作量累加起泵源供油量会足难满足执行器时工作需流量泵源压力法升正常驱动高负载执行器造成执行器工作速度降低运动时间延长
( 2)飞机操性降低
( 3)液压系统回油路产生液压击
执行器复合工作时供油回油路均会产生液压撞击供油部分设缓瓶畜器等功部件液压击控制设计规范回油路部分油液压力会瞬间迅速增瞬态峰值稳态值许时间较短数值出现起落架进行收放工作时回油压力0 0ls达10 976MPa[14]尤伴系统回油压力升高时会产生高频压力振荡影响导附件寿命影响系统正常工作
改进设计方案：
(1)改进思路
针飞机中出现问题实验结果现液压系统作太改动前提确定改进思路飞机执行器液压系统中操部分需全程相部分更重情况确保操部分液压系统源优先权需高优先级起落架部分工作需源时机少执行器工作时优先级定低泵源排量足时旦影响部分工作立动断开该部分进油路起落架部分停止工作
( 2)设计方案
根改进思路原系统起落架部分加控制工作序优先阀放液压电磁阀前解决执行器液压系统复合工作时干扰问题系统工作更趋合理
执行器液压系统应选适高压流量精度高先导式溢流阀作优先阀优先阀控制压力达调定值时阀芯开启流体通控制执行器序动作压力控制阀
改进系统具稳定性响应快效率高抗十扰力强回油击优点障率非常低先导式优先阀低开启压力设定15MPa左右较合适
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9 结束语
通课程设计飞机结构飞机控制系统特飞机液压控制系统做较深入解现方面现状发展趋势掌握资料事工作工作思路方法相帮助特液压系统电子控制方面值研究占分量变压泵源系统代智泵源系统着计算机力发展飞控计算机会越越智化系统负载响应速度会更加快速够相提高飞机机动性安全性性
国水较国外相差太远液压系统应时间说欧美晚段方面着东西需研究发展
特飞机系统方面发动欧美国家差距断创新研究试验够推动方面发展改善现局面
参 考 文 献
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