某動力裝置領先試飛液壓負載系統設計

丁旭 孫科 段小維

摘 要：液壓負載系統是用于被試發動機領先試飛中的試驗設備，用于提取被試發動機帶動液壓泵工作時機械功率，文章針對某型動力裝置領先試飛模擬液壓負載加載的工作要求，設計了基于電液伺服閥和自主增壓供油的液壓負載系統。針對機載液壓負載存在的換熱困難，設計了熱交換系統。針對機載設備要求可靠性高、體積小、重量輕的特點，選用航空附件，保證試飛中安全可靠。實現了試飛中液壓負載的無級加載和提取功率的計算。

關鍵詞：液壓負載系統；領先試飛；電液伺服閥

中圖分類號：V216.8 文獻標志碼：A 文章編號：2095-2945（2019）01-0088-02

Abstract： The hydraulic load system is the test equipment used in the leading flight test of the tested engine， which is used to extract the mechanical power when the tested engine drives the hydraulic pump to work. This paper aims at the working requirements of simulating the hydraulic loading for the leading flight test of a certain type of power plant. A hydraulic load system based on electro-hydraulic servo valve and self-pressurized oil supply is designed. In view of the difficulty of heat transfer in airborne hydraulic load， a heat exchange system is designed. In view of the characteristics of high reliability， small volume and light weight of airborne equipment， aviation accessories are selected to ensure safety and reliability in flight test. The stepless loading of hydraulic load and the calculation of extracting power are realized in the flight test.

Keywords： hydraulic load system； leading flight test； electro-hydraulic servo valve

引言

在飛行試驗中，一般采用他機領先試飛，來降低試飛樣機試飛風險，縮短試飛周期，節約試飛經費。他機領先試飛是型號試飛的重要組成部分，在型號試飛中發揮重要作用。為了提取被試發動機帶動液壓泵工作的機械功率，我們一般采用液壓負載系統進行試驗，實現被試發動機液壓系統的能量消耗。

因此，新型動力裝置的研制以及定型，必須依托著一個性能穩定可靠的液壓負載系統的正常工作。本文針對某型機動力裝置領先試飛模擬液壓負載加載的工作要求，設計了基于電液伺服閥和自主增壓供油的液壓負載系統。針對機載液壓負載存在的換熱困難，設計了熱交換系統。針對機載設備要求可靠性高、體積小、重量輕的特點，選用航空附件，保證試飛中安全可靠。實現了試飛中液壓負載的無級加載和提取功率的計算。

1 液壓負載系統實施方案

液壓負載系統功能是提供真實的液壓負載，模擬飛機液壓系統載荷，以考核液壓泵及發動機在真實液壓功率提取條件下的工作情況。

液壓負載系統在結構上可分為機械系統和測控系統兩大部分，機械系統和傳感器集成在液壓負載機柜內，測控系統集成在機箱內，兩大部分相對獨立，液壓負載機柜安裝在被試飛機貨艙內靠近2#發動機的位置，通過管路與2#發動機短艙內的液壓泵相連。測控系統機箱安裝在飛機押運艙的測控機柜內。兩部分之間通過電纜相連，構成一個完整的液壓負載系統。

液壓負載系統的總體組成見圖1，液壓負載機柜機上安裝見圖2。

2 液壓負載系統設計

2.1 液壓負載系統工作原理

液壓負載系統工作時，由發動機輸出的機械功率帶動工作，液壓泵1、液壓泵2所需的油液由自主增壓液壓油箱液沿著低壓管路供給。經液壓泵增壓的液壓油進入高壓管路，液壓油流經高壓液壓油慮、單向閥、通過電液伺服閥減壓，將液壓壓力能轉換為熱能、升高了液壓油溫度，過熱的液壓油通過液-液換熱器降溫冷卻回到液壓油箱；經過液-液換熱器的液壓油把熱量傳遞給液冷系統冷卻液，液冷系統利用液冷增壓泵（高壓離心泵）驅動冷卻液循環，再經過氣-液散熱器及溫度控制活門等實現液壓油溫度在規定范圍內（40℃～80℃）的有效控制，從而實現液壓油的降溫冷卻。其中，液壓泵的殼體回油有單獨換熱器冷卻。由于液壓泵距液壓油箱距離較遠，為減少壓力損失，每個液壓泵的液壓負載為獨立的系統，分別為1號液壓負載系統（37.5kW）、2號液壓負載系統（27.5kW）。如圖3，為一單獨液壓負載系統設計工作的原理圖。

2.2 液壓泵入口壓力的實現

為了提高系統工作時的穩定性，提高油液的清潔度，防止油液氧化，選用密閉式自主增壓液壓油箱。液壓泵入口壓力要求0.1～0.5MPa，液壓泵最大輸出流量下的入口壓力要求0.25～0.5MPa。由于液壓泵距液壓油箱距離較遠，為減少壓力損失，故每個液壓泵單獨配置一個液壓油箱。

飛機原液壓系統選用的自主增壓液壓油箱高壓入口是28MPa，最高增壓壓力0.5MPa。由于無法購置到這一型號自主增壓液壓油箱，只能選用現有某特定一型號自主增壓液壓油箱，該油箱高壓入口是20.6MPa，在油箱高壓入口處需對液壓油泵后引入的28MPa液壓油進行減壓處理，安裝油箱增壓減壓閥，將28MPa壓力減至20.6MPa。

油泵起動時，油箱內的增壓壓力為增壓蓄壓器提供的壓力。當液壓泵一開始供壓，其中一部分油液就供入油箱增壓系統。從系統壓力口進入液壓油箱，在大活塞上側由活塞筒和活塞桿之間構成的環形面積上作用系統壓力，從而在大活塞下側產生小于或等于0.35MPa（表壓）的增壓壓力。選液壓泵吸油管路通經25mm，最大流量60L/min，計算油箱到液壓泵入口的壓力損失≯0.05MPa，輸入到液壓泵入口的壓力為0.3MPa，可滿足液壓泵最大輸出流量下的入口壓力要求，使液壓泵在任何飛行狀態和飛行高度下均能平穩地工作，向系統提供壓力和流量。

2.3 液壓負載系統溫度控制

液壓泵負載系統是一個能量的轉換系統，把發動機的機械能通過液壓泵轉化為液壓油的動能和壓力能，最后以發熱的形式通過熱能消耗了，因此系統的發熱量較大；在被試發動機起動后，液壓泵與被試發動機一起轉動，即使液壓泵在卸載狀態下仍然運轉，管路附件的沿程和局部阻力，需消耗能量，系統仍產生熱量，故系統必須安裝換熱器，用冷卻介質對液壓油進行冷卻，確保液壓油的工作溫度符合要求。為保證液壓泵散熱，殼體回油采用單獨的換熱器進行換熱，殼體回油接油箱回油口。

2.4 提取液壓功率計算

液壓負載功率計算公式如下：

N=（P增壓-P泵進口）×Q/（60×η）

式中：N-提取的功率，kW；Q-負載管線的液壓油流量（L/min）；P增壓-泵出口的壓力，MPa；P泵進口-泵進口的壓力，MPa；η-總機械效率，是機械效率和容積效率的乘積，取η=0.8。

3 結束語

本文介紹了他機領先試飛中，某動力裝置，基于電液伺服閥和自主增壓供油的液壓負載系統設計。實現了液壓泵入口壓力以及液壓負載系統溫度的控制，并實現了提取液壓功率的計算。為后續不同型號動力裝置的液壓負載系統的設計提供了設計思路以及經驗。

參考文獻：

[1]GJB638A-97.飛機液壓系統設計和安裝要求[S].

[2]機械設計手冊（第5卷）[M].機械工業出版社，1992.

[3]非標準設備設計手冊（第2冊）[M].兵器工業出版社，1993.