典型工況下飛機液壓系統(tǒng)溫度特性仿真分析

(1.中國商用飛機有限責(zé)任公司 上海飛機設(shè)計研究院，上海 200000；2.中國航空工業(yè)集團有限公司 金城南京機電液壓工程研究中心，江蘇 南京 210000)

引言

液壓系統(tǒng)溫度特性一直是飛機液壓系統(tǒng)設(shè)計考慮的重要因素之一。液壓系統(tǒng)油液溫度太高，油液黏性降低，會導(dǎo)致系統(tǒng)泄漏量增加，效率下降，同時會引起液壓油氧化分解變質(zhì)和密封件老化等一系列問題[1]。液壓系統(tǒng)油液溫度太低，油液黏性增加，會導(dǎo)致系統(tǒng)黏性阻尼損失增加，效率下降[2]，到達用戶端的壓力滿足不了液壓用戶壓力需求，同時會引起系統(tǒng)啟動困難和密封件硬化等一系列問題。因此液壓系統(tǒng)溫度特性仿真計算對飛機液壓系統(tǒng)設(shè)計和優(yōu)化是十分重要的。

國內(nèi)研究人員針對飛機液壓系統(tǒng)的溫度特性分析已經(jīng)開展了一些研究工作。韓波、王紀(jì)森等[3]研究了通過控制體算法搭建飛機液壓元件和系統(tǒng)熱模型的過程；訚耀保、徐嬌瓏等[4]以A320飛機為例通過平均油溫法對飛機液壓系統(tǒng)在不同飛行階段的油液溫度進行了計算分析等。目前對于飛機液壓系統(tǒng)及元件的溫度特性研究基本都是基于理論分析的方法，然而在工程實際中飛機液壓系統(tǒng)元件的很多詳細設(shè)備參數(shù)未知，導(dǎo)致完全采用理論分析的方法可能由于缺少元件參數(shù)無法進行，而且對于一些液壓系統(tǒng)元件，例如液壓泵，如果完全采用理論分析計算液壓泵運行時的各種能量損失作為泵的生熱量，可能會比實際液壓泵的生熱量要大得多，因為液壓泵的能量損失并非全部轉(zhuǎn)化成熱量。同時目前關(guān)于飛機液壓系統(tǒng)的溫度特性研究也較少關(guān)注實際飛機運行過程中的典型工況。本研究從工程應(yīng)用的角度出發(fā)以某型飛機液壓系統(tǒng)為例，對多種典型工況下的液壓系統(tǒng)溫度特性進行了仿真分析。

1 某型飛機液壓系統(tǒng)簡介

某型飛機液壓系統(tǒng)由多套獨立的子液壓系統(tǒng)組成[5]，相互之間不存在油液混合，每套子系統(tǒng)的工作原理和系統(tǒng)組成大致相同。飛機液壓系統(tǒng)工作原理是通過發(fā)動機驅(qū)動或電驅(qū)動的方式驅(qū)動液壓泵工作，液壓泵輸出的高壓油液流經(jīng)液壓管路和閥件等液壓附件，分配至各液壓用戶，為液壓用戶作動提供能源。為控制系統(tǒng)油液溫度，在液壓泵殼體回油油路上安裝有熱交換器和相應(yīng)的旁通閥，旁通閥會根據(jù)液壓泵殼體回油油溫的高低控制油液是否需要經(jīng)過熱交換器。本研究以某型飛機單套液壓系統(tǒng)作為研究對象進行系統(tǒng)溫度特性分析，其他液壓子系統(tǒng)的分析方法類似，可參照進行。

2 某型飛機液壓系統(tǒng)溫度特性建模

某型飛機液壓系統(tǒng)的發(fā)熱主要來自：

(1) 液壓泵和液壓用戶的機械損失生熱和內(nèi)泄漏節(jié)流損失生熱。由于液壓用戶在液壓系統(tǒng)整個運行過程中作動時間較短，在進行液壓用戶生熱特性分析時，不考慮液壓用戶的機械損失生熱，只考慮內(nèi)泄漏節(jié)流損失生熱；

(2) 液壓油流經(jīng)管路產(chǎn)生的黏性阻尼損失生熱；

(3) 液壓油流經(jīng)液壓閥和液壓油濾產(chǎn)生的節(jié)流損失生熱。考慮到液壓油經(jīng)過液壓閥和油濾產(chǎn)生的壓降較小，這里忽略這部分生熱量。

某型飛機液壓系統(tǒng)的散熱主要包括液壓油，液壓元件和周圍環(huán)境之間的傳導(dǎo)、對流和輻射換熱。液壓泵和液壓用戶的散熱面積相對于整個液壓能源系統(tǒng)的管路來說非常小，因此在建模時忽略液壓泵和液壓用戶的散熱。

液壓元件及系統(tǒng)的溫度特性建模均在AMESim軟件中完成[6-7]。

2.1 液壓泵溫度特性建模

液壓系統(tǒng)中液壓泵是主要的發(fā)熱源，液壓泵的生熱[8-9]主要來源于泵的機械損失和內(nèi)泄漏節(jié)流損失，根據(jù)液壓泵的生熱特性曲線可知泵的總生熱量與輸出流量和轉(zhuǎn)速相關(guān)，即：

Htotal=f(Q,R)

(1)

式中,Htotal—— 總生熱量

Q—— 輸出流量

R—— 轉(zhuǎn)速

根據(jù)泵的性能特性曲線提取不同轉(zhuǎn)速下的總生熱量-輸出流量曲線，采用線性差值的方法得到泵的總生熱量與輸出流量和轉(zhuǎn)速之間的三維曲面關(guān)系圖，如圖1所示。

圖1 液壓泵總生熱量與轉(zhuǎn)速和輸出流量關(guān)系圖

泵的總生熱量會同時對殼體回油油液和正常輸出油液進行加熱，泵的總生熱量分配給正常輸出油液和殼體回油油液的比例以及泵的殼體回油泄漏流量是在進行泵的溫度特性建模時需要定義的重要參數(shù)，它們都與泵的運行工況密切相關(guān)，可通過泵的特性試驗數(shù)據(jù)總結(jié)得到。泵的殼體回油泄漏流量在未明顯磨損的狀態(tài)下會穩(wěn)定在一個較低的水平，建模時取泵的殼體回油泄漏流量為一個較小的常數(shù)。總結(jié)泵的熱特性試驗數(shù)據(jù)可知，泵運行時正常輸出油液的溫升很小，建模時取分配給正常輸出油液的加熱量為一個較小的常數(shù)，則分配給殼體回油油液的加熱量=總生熱量-分配給正常輸出油液的加熱量，在進行粗略計算時也可考慮假設(shè)泵的生熱量全部用來對殼體回油油液進行加熱，液壓泵的溫度特性模型如圖2所示。

圖2 液壓泵溫度特性模型示意圖

2.2 液壓管路溫度特性建模

液壓管路的傳熱主要包括液壓油和管路內(nèi)表面之間的對流換熱，管路內(nèi)外表面之間的熱傳導(dǎo)，管路外表面與外界環(huán)境之間的對流和輻射換熱。

換熱系數(shù)是影響管路熱計算的重要參數(shù)[10-12]。液壓油和管路內(nèi)表面之間的對流換熱系數(shù)可由軟件中管路熱模型自帶的經(jīng)驗公式計算得到。管路的熱傳導(dǎo)系數(shù)跟管路材料密切相關(guān)，在軟件中定義好管路材料后熱傳導(dǎo)系數(shù)隨之確定。管路外表面與外界環(huán)境之間存在對流和輻射傳熱，其中管路外界環(huán)境為空氣的對流換熱系數(shù)按空氣中自然對流取值，大部分區(qū)域的換熱條件與之類似，同時在模型中適當(dāng)增大對流換熱系數(shù)以包含輻射換熱效應(yīng)。部分經(jīng)過機翼的液壓管路是浸在燃油箱中的，其換熱環(huán)境與其他區(qū)域不同，在進行換熱系數(shù)參數(shù)設(shè)置時需考慮。液壓管路的溫度特性模型如圖3所示。液壓油箱建模與液壓管路類似，不再贅述。

圖3 液壓管路溫度特性模型示意圖

液壓用戶溫度特性建模時只考慮用戶的內(nèi)泄漏節(jié)流損失生熱，在AMESim軟件中作動筒兩端設(shè)置旁通節(jié)流口，或者直接在作動筒參數(shù)設(shè)置中定義內(nèi)泄漏流量，以模擬用戶的內(nèi)泄漏特性。系統(tǒng)中熱交換器詳細的設(shè)備參數(shù)未知，熱交換器吸收的熱量與入口油液溫度、燃油溫度和入口流量等密切相關(guān)，可根據(jù)具體的運行工況估算出液壓油流經(jīng)熱交換器被帶走的熱量設(shè)置到模型中。

對液壓系統(tǒng)中各元件進行建模后，形成整個液壓系統(tǒng)的溫度特性模型，如圖4所示。圖4是液壓系統(tǒng)溫度特性模型的示例圖，系統(tǒng)元件和相應(yīng)的輸入?yún)?shù)在具體工況中可能會發(fā)生變化，例如電動泵在飛機大流量需求情況下會短時開啟，則在模型中需增加電動泵溫度特性模型，參照液壓泵溫度特性建模方法；在不同飛行階段液壓用戶作動情況也不相同，在某些飛行階段有些液壓用戶是不作動的，例如在空中飛行時剎車用戶是不作動的，在這些飛行階段可以不考慮相應(yīng)液壓用戶的內(nèi)泄漏特性；飛機從地面爬升至空中時外界環(huán)境溫度降低管路外表面對流換熱系數(shù)也會相應(yīng)變化等等，在具體工況中需對模型中的元件和參數(shù)設(shè)置進行相應(yīng)調(diào)整。模型中的管路布置參照飛機實際液壓系統(tǒng)管路布置原理圖并進行了合理簡化，液壓油選擇Skydrol LD-4型液壓油。

圖4 液壓系統(tǒng)溫度特性模型示例圖

3 典型工況下某型飛機液壓系統(tǒng)溫度仿真分析

某型飛機液壓系統(tǒng)溫度仿真分析的幾種典型工況定義如表1中所示，取仿真時間t=3000 s。

3.1 極熱天氣地面正常運行工況下液壓系統(tǒng)溫度仿真分析

極熱天氣地面正常運行工況下，設(shè)置模型中的外界溫度和燃油溫度為54 ℃。液壓系統(tǒng)各關(guān)鍵點的穩(wěn)態(tài)溫度仿真結(jié)果見表2，各關(guān)鍵點的溫度變化曲線如圖5和圖6所示。分析仿真結(jié)果可知，極熱天氣地面正常運行工況下液壓系統(tǒng)運行一段時間達到穩(wěn)態(tài)，系統(tǒng)內(nèi)的最高溫度為殼體回油出口油溫84 ℃，油箱油溫為68.6 ℃。

表1 液壓系統(tǒng)溫度仿真分析的幾種典型工況定義

表2 極熱天氣地面正常運行工況下液壓系統(tǒng)關(guān)鍵點穩(wěn)態(tài)溫度仿真結(jié)果表

圖5 極熱天氣地面正常運行工況下液壓系統(tǒng)關(guān)鍵點溫度變化曲線圖

圖6 極熱天氣地面正常運行工況下液壓系統(tǒng)關(guān)鍵點溫度變化曲線圖

3.2 極熱天氣低燃油量工況下液壓系統(tǒng)溫度仿真分析

極熱天氣低燃油量工況是指燃油箱燃油液位較低的特殊情況，在此情況下，原本浸在燃油中的液壓管路和熱交換器均暴露在燃油蒸汽中，管路表面對流換熱系數(shù)顯著降低，嚴重影響系統(tǒng)散熱。系統(tǒng)正常工作時出現(xiàn)此種情況的概率較低，因此這種工況的分析結(jié)果可僅供參考。極熱天氣低燃油量工況下，設(shè)置模型中的外界環(huán)境溫度和燃油溫度為46 ℃。液壓系統(tǒng)各關(guān)鍵點的穩(wěn)態(tài)溫度仿真結(jié)果見表3，各關(guān)鍵點的溫度變化曲線如圖7和圖8所示。分析仿真結(jié)果可知，極熱天氣低燃油量工況下液壓系統(tǒng)運行一段時間達到穩(wěn)態(tài)，系統(tǒng)內(nèi)的最高溫度為殼體回油出口油溫88 ℃，油箱油溫為69 ℃。

3.3 正常高空巡航工況下液壓系統(tǒng)溫度仿真分析

正常高空巡航工況下，飛機從地面起飛，爬升至指定巡航高度，在這個階段中發(fā)動機驅(qū)動泵的轉(zhuǎn)速會發(fā)生相應(yīng)變化，同時電動泵在起飛爬升階段會短時開啟。

表3 極熱天氣低燃油量工況下液壓系統(tǒng)關(guān)鍵點穩(wěn)態(tài)溫度仿真結(jié)果表

圖7 極熱天氣低燃油量工況下液壓系統(tǒng)關(guān)鍵點溫度變化曲線圖

圖8 極熱天氣低燃油量工況下液壓系統(tǒng)關(guān)鍵點溫度變化曲線圖

系統(tǒng)外界環(huán)境溫度會隨著飛機爬升高度的增加而降低，設(shè)置系統(tǒng)外界環(huán)境溫度在飛機爬升階段由15 ℃線性變化至-54 ℃，同時設(shè)置燃油箱燃油溫度在飛機爬升階段由15 ℃線性變化至20 ℃(燃油箱并不直接暴露在外界環(huán)境中，存在某種內(nèi)部加熱機制使燃油箱內(nèi)燃油溫度基本保持不變，下同)。此工況下歷時3000 s后，液壓系統(tǒng)各關(guān)鍵點溫度仿真結(jié)果見表4，各關(guān)鍵點溫度變化曲線如圖9和圖10所示，曲線圖中的橫坐標(biāo)t是3000～6000 s，這是由于前3000 s用于形成系統(tǒng)穩(wěn)定的初始狀態(tài)，外界環(huán)境溫度為15 ℃時系統(tǒng)達到穩(wěn)態(tài)時各關(guān)鍵點的溫度值即為此工況下的初始值，下同。

表4 正常高空巡航工況下液壓系統(tǒng)關(guān)鍵點溫度仿真結(jié)果表

圖9 正常高空巡航工況下液壓系統(tǒng)關(guān)鍵點溫度變化曲線圖

圖10 正常高空巡航工況下液壓系統(tǒng)關(guān)鍵點溫度變化曲線圖

3.4 正常低空巡航工況下液壓系統(tǒng)溫度仿真分析

正常低空巡航工況與正常高空巡航工況類似，只是巡航高度較低，發(fā)動機驅(qū)動泵的轉(zhuǎn)速在過程中也會相應(yīng)變化，電動泵在起飛爬升階段會短時開啟。系統(tǒng)外界環(huán)境溫度隨著飛機爬升高度的增加而降低，設(shè)置系統(tǒng)外界環(huán)境溫度在飛機爬升階段由15 ℃線性變化至-15 ℃，同時設(shè)置燃油箱燃油溫度在飛機爬升階段由15 ℃線性變化至20 ℃。此工況下歷時3000 s后，液壓系統(tǒng)各關(guān)鍵點溫度仿真結(jié)果見表5，各關(guān)鍵點溫度變化曲線如圖11、圖12所示。

表5 正常低空巡航工況下液壓系統(tǒng)關(guān)鍵點溫度仿真結(jié)果表

圖11 正常低空巡航工況下液壓系統(tǒng)關(guān)鍵點溫度變化曲線圖

圖12 正常低空巡航工況下液壓系統(tǒng)關(guān)鍵點溫度變化曲線圖

3.5 起飛爬升工況下液壓系統(tǒng)溫度仿真分析

起飛爬升工況實際是極熱天氣地面正常運行工況的延伸，由于在起飛爬升初始階段，用戶流量需求陡增，發(fā)動機驅(qū)動泵轉(zhuǎn)速迅速增加，電動泵也開啟運行，系統(tǒng)生熱量顯著增加，所以在爬升初始階段系統(tǒng)溫度會繼續(xù)上升，后續(xù)電動泵關(guān)閉，外界環(huán)境溫度顯著降低后，系統(tǒng)溫度會開始降低。起飛爬升工況下的系統(tǒng)熱分析可用于確認系統(tǒng)溫度是否會在爬升初始階段有比較明顯的上升。此工況下設(shè)置系統(tǒng)外界環(huán)境溫度在飛機爬升階段由54 ℃線性變化至9 ℃，燃油箱燃油溫度在飛機爬升階段由54 ℃線性變化至20 ℃。此工況下歷時3000 s后，液壓系統(tǒng)各關(guān)鍵點溫度仿真結(jié)果見表6，各關(guān)鍵點溫度變化曲線如圖13和圖14所示。分析仿真結(jié)果可知在起飛爬升初始階段，殼體回油出口油溫明顯增加，最高達到96 ℃，比極熱天氣地面正常運行工況系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)殼體回油油溫高8 ℃，但從油箱油溫變化曲線可以看出，由于系統(tǒng)殼體回油流量較小，殼體回油溫升對整個系統(tǒng)的影響并不大，油箱油溫在起飛爬升初始階段并無明顯上升。

表6 起飛爬升工況下液壓系統(tǒng)關(guān)鍵點溫度仿真結(jié)果表

物理量仿真結(jié)果/℃泵的入口溫度36.8泵的出口溫度39.8殼體回油出口溫度64.4熱交換器入口溫度61.7熱交換器出口溫度44.6燃油箱入口溫度38燃油箱出口溫度30油箱油溫37.4殼體回油最高溫度(出現(xiàn)在初始爬升階段)96

圖13 起飛爬升工況下液壓系統(tǒng)關(guān)鍵點溫度變化曲線圖

圖14 起飛爬升工況下液壓系統(tǒng)關(guān)鍵點溫度變化曲線圖

4 結(jié)論

總結(jié)典型工況下的某型飛機液壓系統(tǒng)溫度仿真結(jié)果，正常運行情況下液壓系統(tǒng)的最高油溫為極熱天氣運行時飛機起飛爬升初始階段的殼體回油出口油溫，在飛機起飛爬升初始階段液壓系統(tǒng)短時大流量需求會引起殼體回油出口油溫的明顯上升，但對液壓系統(tǒng)油箱油溫影響不大。正常巡航工況下的液壓系統(tǒng)溫度仿真可用于分析在巡航狀態(tài)下的油箱油溫會不會低于油箱內(nèi)油液的最低全性能溫度，影響系統(tǒng)性能。在進行飛機液壓系統(tǒng)設(shè)計和優(yōu)化時，評估液壓系統(tǒng)溫度是否在正常范圍內(nèi)，可重點關(guān)注典型工況和典型階段的極限狀態(tài)點，以覆蓋諸多復(fù)雜工況下全飛行階段的液壓系統(tǒng)溫度計算。本研究介紹的液壓系統(tǒng)溫度仿真分析方法和典型工況具有通用性，可為飛機液壓系統(tǒng)溫度計算分析提供參考。