飛機機電綜合管理框架下的液壓系統仿真平臺

鄧 碩 楊 波 王云路 王江云

(北京航空航天大學 自動化科學與電氣工程學院，北京100191)

傳統的飛機機電系統各自獨立，控制單元布局分散，維護性、可靠性差，因此采用機載機電系統綜合控制和管理技術已經成為提高飛機性能、降低成本和改善可用性的迫切需要［1－2］.

在飛機機電綜合管理系統的設計階段，為保證方案的正確性和可行性，需要對設計方案進行原理性驗證，因此在ARINC429總線互連的分布式計算機系統硬件平臺上，以飛機液壓系統、燃油系統、水廢水系統為研究對象，運用建模、分布式系統管理技術搭建了機電綜合管理仿真平臺，對飛機機電綜合系統的自動邏輯控制、飛機機載系統外特性等進行了建模仿真.

仿真平臺由仿真管理及綜合顯示系統、機電綜合系統、機電仿真系統組成，各系統之間通過ARINC429總線通訊.

目前，對飛機液壓系統仿真，主要是針對飛機液壓系統的某個負載用戶在特定的飛行階段內的工作狀態進行仿真.文獻［3－4］利用AMESim建模技術，對飛機起落架收放系統進行了仿真.文獻［5］在理論上分析了飛機液壓系統的自動控制邏輯的設計方案，探討了液壓負載用戶流量需求與邏輯控制的鉸鏈關系，但該文獻并未考慮液壓油液對控制邏輯的影響.目前，尚未查到綜合闡述飛機液壓系統自動控制邏輯、飛機不同飛行階段液壓負載用戶工作狀況、液壓油液溫度狀況以及它們之間相互鉸鏈關系，并對其進行建模仿真的文獻.

綜合考慮機電綜合管理仿真平臺的擴展性、ARINC429總線的數據傳輸方式等因素，本文在飛機機電綜合管理的框架下，基于VC++與Matlab建立了飛機液壓系統的仿真平臺，為飛機液壓系統機電綜合管理的實施和優化提供了有利的支撐.

1 飛機液壓系統

飛機液壓系統為飛機上的飛行操縱、起落架收放、前輪轉彎、機輪剎車和發動機反推力等液壓用戶提供液壓能源.目前飛機上一般采用3套獨立的液壓能源系統，以滿足液壓用戶對供壓壓力、流量及可靠性的要求，如圖1所示.其中1#系統的壓力由左側發動機泵1A和與其并聯的電動泵1B來提供;2#系統的壓力由右側發動機泵2A和與其并聯的電動泵2B來提供;1#和2#液壓能源系統之間配備有一個能源轉換裝置PTU(Power Transfer Unit).當2#系統發生故障時，1#系統開始向2#系統供壓，以保證2#系統用戶的正常工作.3#液壓能源系統由電動泵3A和電動泵3B組成，3#系統正常工作及應急工作時，只使用一臺電動泵，另一臺作備用.這兩臺電動泵可互為備用.

圖1 某型飛機液壓系統結構

2 液壓系統仿真平臺設計方案

液壓系統仿真平臺由液壓仿真管理及綜合顯示系統、液壓機電綜合管理系統、液壓功能仿真系統組成.

液壓仿真工作原理為:液壓仿真管理及綜合顯示系統完成仿真任務初始化設置，并通過液壓機電綜合管理系統實時監測及控制液壓功能仿真系統的運行狀態，完成給定任務的仿真.在仿真過程中，可以通過液壓仿真管理顯示系統的駕駛艙顯示和控制面板進行人機交互，并記錄仿真實例運行結果.

2.1 液壓仿真管理及綜合顯示系統設計方案

液壓仿真管理及顯示系統的功能是:為仿真操縱人員提供仿真界面，完成系統的人機交互、仿真模型參數設置以及實時顯示飛機在不同飛行階段時液壓系統的工作狀態.液壓仿真管理及顯示系統由液壓顯示模塊、仿真設置模塊、飛行參數產生模塊、系統間通信模塊、駕駛艙控制模塊組成.液壓顯示模塊實時顯示液壓機電管理系統和液壓功能仿真系統的仿真狀態;仿真設置模塊主要用來對模型參數進行設置;飛行參數產生模塊用來產生飛機在各個飛行階段的飛行數據;系統間通信模塊完成VC++平臺與其他系統的通信接口功能;駕駛艙控制模塊用來提供駕駛員輸入面板，在仿真過程中進行人機交互.

2.2 液壓機電綜合管理系統設計方案

液壓機電綜合管理系統的功能是:根據駕駛員指令、飛機飛行狀態信息和液壓功能仿真系統反饋的狀態信息，對液壓功能仿真系統進行控制及綜合管理仿真液壓系統的自動控制邏輯.

根據液壓系統的邏輯控制要求，在Matlab/Simulink開發平臺上，建立了液壓機電綜合管理系統的模型，實現了液壓系統的全部控制邏輯.機電綜合管理系統由1#系統EDP邏輯控制模塊，1#系統ACMP邏輯控制模塊，2#系統EDP邏輯控制模塊，2#系統ACMP邏輯控制模塊，3A#系統邏輯ACMP控制模塊，3B#系統ACMP邏輯控制模塊，PTU選擇閥邏輯控制模等7個模塊組成.由于控制邏輯繁多，各個控制模塊的實現方式以及工作原理相同，因此下面僅以液壓系統1#ACMP泵的控制邏輯為例說明機電綜合管理系統的工作流程.

圖2為液壓系統1#ACMP泵邏輯控制模塊，該模塊的輸入信號和輸出信號分別在表1和表2中給出.當駕駛艙控制HYD_ACMP_1B_SWB_ON_set=1時，駕駛艙控制ACMP為ON，強制打開電動泵;當HYD_ACMP_1B_SWB_ON_set=0，并且HYD_ACMP_1B_SWB_AUTO_Set=1時，駕駛艙控制ACMP為AUTO，則根據相應的邏輯來控制其運行與否，正常情況下將ACMP置AUTO位，把它作為發動機驅動泵EDP的備用，只有當EDP失效，EDP_1A_PRESS_SWB_LOW_set=1 時，ACMP1B啟動，保證飛行的安全.

圖2 1#液壓系統ACMP控制模塊

2.3 液壓功能仿真系統設計方案

液壓功能仿真系統功能為:實時模擬飛機液壓系統中各個液壓用戶在不同的飛行階段工作時的流量和壓力，以及油箱油液的平均溫度.液壓功能系統由1#～3#系統組成，各系統結構及所包含的液壓負載用戶與圖1中各系統對應.1#～3#系統的組成結構相同，均由液壓能源模塊、液壓負載模塊以及油箱油液溫度測量模塊組成，只是每個子系統的液壓負載模塊所包含的液壓用戶不同.由于缺乏詳細的液壓能源系統和液壓用戶的物理模型，本文從流量、壓力、油液溫度等方面模擬液壓系統工作時液壓能源模塊與負載用戶的外特性.各子系統結構以及包含的液壓用戶類型相同，下面以1#系統為例，介紹液壓功能系統的設計方案.

表1 1#系統ACMP控制模塊輸入信號

表2 1#系統ACMP控制模塊輸出信號

2.3.1 液壓能源模塊設計

現代飛機液壓能源系統一般屬于恒壓力變量泵式液壓能源系統［6－7］.1#系統液壓能源模塊由自增壓式油箱、EDP泵、ACMP泵、系統蓄壓器和滅火切斷閥組成，向系統液壓負載用戶提供能源.利用Simulink提供的液壓元件構建系統能源模塊.

2.3.2 液壓負載模塊設計

液壓負載模塊的功能為:模擬液壓系統液壓負載用戶在不同飛行階段工作時流量、壓力的特性.由于缺乏詳細的液壓負載資料，本文根據負載用戶內部的核心部件特征和負載功能對其建模，仿真液壓負載用戶在不同的飛行階段所需流量與壓力的外特性.

本文利用Simulink提供的液壓馬達、恒流源、卸壓閥、質量塊、阻尼器和彈簧等液壓元件組成的系統來模擬負載用戶的特性.采用質量塊、阻尼器、彈簧組成的二階系統模擬液壓馬達所驅動的實際負載特性.通過控制流量恒流源來模擬負載工作時的平均流量.模型如圖3所示.

圖3 液壓功能系統負載模塊

2.3.3 油箱油液溫度測量模塊設計

液壓系統無效功率主要通過油液進行消耗，表現為油液溫度的上升，因此液壓系統油溫是液壓系統能否正常工作的重要指標之一.

本文采用平均油溫計算方法估計液壓系統油箱油液溫度.根據不同飛行階段液壓能源模塊與系統負載的流量、壓力來計算液壓系統的發熱量，得到油液通過負載用戶后所吸收的熱量，減去通過換熱器油液釋放的熱量后，就得到使油液溫度上升的熱量，從而計算出飛機飛行時油箱油液的平均溫度.為了簡化計算，忽略溫度上升引起的油液物理特性變化，液壓油液的換熱系數、密度、導熱系數視為常值.

飛機液壓系統油液溫度主要受以下4個方面因素影響［8］.

1)液壓泵發熱功率為

式中，n為液壓泵的輸入功率;ηP為液壓泵效率.

2)管道及其它損失發熱量.油液經過管道及各種流道時，克服油液與管壁的摩擦力，有部分局部損失和沿程損失，這部分壓力損失轉換為熱量使油液溫度上升.忽略系統的局部壓力損失，只考慮系統沿程壓力損失時，損失的功率為

3)液壓執行元件發熱量.通常情況下液壓執行元件的發熱功率為

式中，pa為液壓執行元件的有效功率;ηv為執行元件的效率.液壓馬達的效率一般按0.95計算.

4)液壓油熱交換器.通過液壓油熱交換器后，釋放的熱量為

式中，H為換熱系數;A為散熱面積;ΔT為液壓油與換熱器溫度差.

因此，可根據液壓系統不同飛行階段的系統自身的發熱量與液壓油熱交換器的散熱量來估算油箱油液的平均溫度.液壓油溫計算公式為

式中，Tn，Tn－1為不同時刻油箱油液溫度;C 為液壓油液比熱容;M為液壓油液質量.T1為油液熱交換器的基準溫度，不同的飛行階段基準溫度不同.液壓系統的負載工作效率與飛機所處的飛行階段息息相關，因此，根據上述油溫計算公式可知，液壓系統油箱油溫的計算涉及飛行階段的劃分、各階段持續時間以及在每個飛行階段內，液壓負載用戶所需的流量.

飛機的飛行分為8個飛行階段，表3列出了飛機的飛行階段及其持續時間.由于缺乏詳細的飛控操縱數據，因此根據文獻［9］以及參考國內某新型飛機和大型客機同類機型(例如A320)的流量需求情況，得出飛機液壓系統負載用戶在各個飛行階段的液壓系統流量.對于襟翼和縫翼，本文擬根據A320的飛控用戶間的功率比確定其流量［5］，根據式(6)，即可實時模擬飛機液壓系統油箱油液平均溫度.

表3 飛機飛行階段及持續時間

2.4 仿真過程中數據交互的方案設計

仿真過程中數據交互的原理為:利用外部VC++程序創建并管理共享內存，使其容量和數據格式滿足交互的需求.Matalb/Simulink模型通過輸入模塊訪問共享內存，獲取所需數據，完成數據的接收;利用輸出模塊則將模型仿真數據寫入共享內存.外部VC++程序從共享內存中獲取信息后經ARINC429總線實現數據的發送.

為了避免VC++程序與Simulink模型對共享內存的訪問沖突，采用Windows事件技術保證在一個仿真步長內，VC++程序與Simulink模型是互斥運行，即在VC++程序寫入操作完成之前，模型不會訪問共享內存，反之亦然.仿真數據交互示意圖如圖4所示.

圖4 VC++平臺與Matlab平臺數據交互機制

3 仿真驗證與測試

3.1 液壓機電綜合邏輯功能測試

1)1#系統供壓邏輯測試.啟動發動機，打開左防火切斷閥，啟動EDP，將ACMP_1B控制鈕置“AUTO”位，如圖5所示，EDP_1A泵管道狀態與1#系統負載管道相同，即1#系統由EDP_1A向用戶供壓.

圖5 液壓系統1#系統EDP_1A供壓

將ACMP1B控制鈕置“AUTO”位，關閉EDP_1A，如圖6所示.EDP_1A泵管道狀態與系統負載管道不同，ACMP_1B泵管道狀態與負載管道相同，即EDP閥壓力降低后，ACMP閥自動開啟，此時1#系統由ACMP_1B向負載用戶供壓.測試表明，1#液壓系統供壓邏輯正確.

圖6 液壓系統1#系統ACMP1B供壓

2)PTU閥供壓邏輯測試.將2#系統EDP_2A和ACMP_2B關閉，將 PTU置于“AUTO”位，PTU泵自動打開，如圖7所示.2#系統EDP_2A與ACMP_2B泵管道狀態與2#系統負載管道狀態均不同，PTU管道狀態與2#系統負載管道狀態相同，即2#系統EDP泵與ACMP泵不工作，EDP泵、ACMP泵壓力都為低，此時PTU裝置啟動，由1#系統供壓向2#系統供壓.測試表明，PTU邏輯正確.

圖7 液壓系統PTU閥供壓

3.2 液壓功能系統測試

以1#系統仿真結果為例進行分析，圖8為1#系統在整個飛行過程中油箱油液溫度的變化情況，圖9為1#系統負載在整個飛行階段所用流量情況.由圖8、圖9與表3可知，飛機液壓系統在起飛爬升階段液壓負載用戶大量做功，油液溫度快速上升;進入巡航階段后，液壓負載用戶做功較少，通過液壓油液熱交換器的作用，油液溫度逐漸降低至穩定狀態;降落進場、準備著陸、著陸滑跑等階段飛機處于大流量工作狀態，飛機液壓油液溫度急劇上升，尤其是著陸滑跑階段，持續時間雖然很短但是非常活躍;飛機停止后，液壓油液溫度慢慢降低至穩定溫度.由于本文著重分析的是飛機各飛行階段的平均溫度，忽略了液壓系統管道內流量變化的過程，導致出現了某些時刻溫度階躍性的變化，但這并不影響分析液壓系統各階段的平均溫度，因此仿真情況與實際相符，負載用戶模型及溫度測量模型設計合理.

圖8 1#液壓負載系統溫度曲線

圖9 1#液壓系統負載流量特性曲線

4 結論

從仿真結果可以看出，液壓仿真管理及顯示系統實現了接受人機交互界面的駕駛員指令，對飛機機電系統進行控制及綜合管理，同時實時監控液壓功能子系統的運行狀況的功能;液壓機電綜合管理系統實現了對液壓系統控制邏輯的模擬;液壓功能仿真系統模擬了液壓用戶在飛機不同的飛行階段的流量壓力等外特性和系統油液溫度的變化.仿真系統的設計達到了設計要求，為飛機液壓綜合管理系統設計提供了實驗依據，所以該仿真系統具有重要的工程價值.

References)

［1］李艷君.飛機液壓傳動與控制［M］.北京:科學出版社，2009

Li Yanjun.Aircraft hydraulic transmission and control［M］.Beijing:Science Press，2009(in Chinese)

［2］Wang Zhanlin，Chen Bin.Characters of future aircraft hydraulic system［J］.Engineering Science，1999，1(3):5 －10

［3］郭軍，吳亞峰，儲妮晟.AMESim仿真技術在飛機液壓系統中的應用［J］.計算機輔助工程，2006，15(2):43 －45

Guo Jun，Wu Yafeng，Chu Nisheng.Application of amesim in aircraft hydraulic system［J］.Computer Aided Engineering，2006，15(2):43－45(in Chinese)

［4］唐毅，魏鑫，曹克強.基于AMESim的某型飛機液壓系統仿真［J］.機床與液壓，2007，35(6):198 －200

Tang Yi，Wei Xin，Cao Keqiang.The simulation of aerohydraulic system based on amesim［J］.Machine Tool＆ Hydraulics，2007，35(6):198－200(in Chinese)

［5］丁斐.大型客機液壓系統綜合管理技術研究［D］.杭州:浙江大學機械工程系，2010

Ding Fei.Research on integrated management of hydraulic systems for trunk line aircrafts［D］.Hangzhou:Dept of Mechanical Engineering，Zhejiang University，2010(in Chinese)

［6］Robert W M.High pressure hydraulics for the A380［J］.Overhand＆Maintenance，2005，18(6):43 －45

［7］丁華，曹克強，李永林，等.基于Modelica和Dymola的飛機液壓能源系統動態特性仿真［J］.機床與液壓，2010，38(7):120－134

Ding Hua，Cao Keqiang，Li Yonglin，et al.Modeling and performance simulation for aircraft hydraulic energy system based on modelica and dymola［J］.Machine Tool ＆ Hydraulics，2010，38(7):120－134(in Chinese)

［8］訚耀保，徐嬌瓏，胡興華，等.飛機液壓系統油液溫度分析［J］.液壓與氣動，2010(9):55 －58

Yin Yaobao，Xu Jiaolong，Hu Xinghua，et al.Analysis of oil temperature of hydraulic systems of commercial aircraft［J］.Chinese Hydraulics＆Pneumatics，2010(9):55 －58(in Chinese)

［9］Airbus Company.A319/A320 aircraft maintenance manual，chapter 29［R］.Toulouse:Airbus Company，2004