典型工況下飛機液壓系統溫度特性仿真分析

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

引言

液壓系統溫度特性一直是飛機液壓系統設計考慮的重要因素之一。液壓系統油液溫度太高，油液黏性降低，會導致系統泄漏量增加，效率下降，同時會引起液壓油氧化分解變質和密封件老化等一系列問題[1]。液壓系統油液溫度太低，油液黏性增加，會導致系統黏性阻尼損失增加，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，同時會引起系統啟動困難和密封件硬化等一系列問題。因此液壓系統溫度特性仿真計算對飛機液壓系統設計和優化是十分重要的。

國內研究人員針對飛機液壓系統的溫度特性分析已經開展了一些研究工作。韓波、王紀森等[3]研究了通過控制體算法搭建飛機液壓元件和系統熱模型的過程；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元件的很多詳細設備參數未知，導致完全采用理論分析的方法可能由于缺少元件參數無法進行，而且對于一些液壓系統元件，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化成熱量。同時目前關于飛機液壓系統的溫度特性研究也較少關注實際飛機運行過程中的典型工況。本研究從工程應用的角度出發以某型飛機液壓系統為例，對多種典型工況下的液壓系統溫度特性進行了仿真分析。

1 某型飛機液壓系統簡介

某型飛機液壓系統由多套獨立的子液壓系統組成[5]，相互之間不存在油液混合，每套子系統的工作原理和系統組成大致相同。飛機液壓系統工作原理是通過發動機驅動或電驅動的方式驅動液壓泵工作，液壓泵輸出的高壓油液流經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的旁通閥，旁通閥會根據液壓泵殼體回油油溫的高低控制油液是否需要經過熱交換器。本研究以某型飛機單套液壓系統作為研究對象進行系統溫度特性分析，其他液壓子系統的分析方法類似，可參照進行。

2 某型飛機液壓系統溫度特性建模

某型飛機液壓系統的發熱主要來自：

(1) 液壓泵和液壓用戶的機械損失生熱和內泄漏節流損失生熱。由于液壓用戶在液壓系統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，只考慮內泄漏節流損失生熱；

(2) 液壓油流經管路產生的黏性阻尼損失生熱；

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

某型飛機液壓系統的散熱主要包括液壓油，液壓元件和周圍環境之間的傳導、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

液壓系統中液壓泵是主要的發熱源，液壓泵的生熱[8-9]主要來源于泵的機械損失和內泄漏節流損失，根據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速相關，即：

Htotal=f(Q,R)

(1)

式中,Htotal—— 總生熱量

Q—— 輸出流量

R—— 轉速

根據泵的性能特性曲線提取不同轉速下的總生熱量-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速之間的三維曲面關系圖，如圖1所示。

圖1 液壓泵總生熱量與轉速和輸出流量關系圖

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，它們都與泵的運行工況密切相關，可通過泵的特性試驗數據總結得到。泵的殼體回油泄漏流量在未明顯磨損的狀態下會穩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。總結泵的熱特性試驗數據可知，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，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表面之間的對流換熱，管路內外表面之間的熱傳導，管路外表面與外界環境之間的對流和輻射換熱。

換熱系數是影響管路熱計算的重要參數[10-12]。液壓油和管路內表面之間的對流換熱系數可由軟件中管路熱模型自帶的經驗公式計算得到。管路的熱傳導系數跟管路材料密切相關，在軟件中定義好管路材料后熱傳導系數隨之確定。管路外表面與外界環境之間存在對流和輻射傳熱，其中管路外界環境為空氣的對流換熱系數按空氣中自然對流取值，大部分區域的換熱條件與之類似，同時在模型中適當增大對流換熱系數以包含輻射換熱效應。部分經過機翼的液壓管路是浸在燃油箱中的，其換熱環境與其他區域不同，在進行換熱系數參數設置時需考慮。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泄漏節流損失生熱，在AMESim軟件中作動筒兩端設置旁通節流口，或者直接在作動筒參數設置中定義內泄漏流量，以模擬用戶的內泄漏特性。系統中熱交換器詳細的設備參數未知，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，可根據具體的運行工況估算出液壓油流經熱交換器被帶走的熱量設置到模型中。

對液壓系統中各元件進行建模后，形成整個液壓系統的溫度特性模型，如圖4所示。圖4是液壓系統溫度特性模型的示例圖，系統元件和相應的輸入參數在具體工況中可能會發生變化，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液壓用戶的內泄漏特性；飛機從地面爬升至空中時外界環境溫度降低管路外表面對流換熱系數也會相應變化等等，在具體工況中需對模型中的元件和參數設置進行相應調整。模型中的管路布置參照飛機實際液壓系統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 液壓系統溫度特性模型示例圖

3 典型工況下某型飛機液壓系統溫度仿真分析

某型飛機液壓系統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溫度仿真分析

極熱天氣地面正常運行工況下，設置模型中的外界溫度和燃油溫度為54 ℃。液壓系統各關鍵點的穩態溫度仿真結果見表2，各關鍵點的溫度變化曲線如圖5和圖6所示。分析仿真結果可知，極熱天氣地面正常運行工況下液壓系統運行一段時間達到穩態，系統內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關鍵點穩態溫度仿真結果表

圖5 極熱天氣地面正常運行工況下液壓系統關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關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顯著降低，嚴重影響系統散熱。系統正常工作時出現此種情況的概率較低，因此這種工況的分析結果可僅供參考。極熱天氣低燃油量工況下，設置模型中的外界環境溫度和燃油溫度為46 ℃。液壓系統各關鍵點的穩態溫度仿真結果見表3，各關鍵點的溫度變化曲線如圖7和圖8所示。分析仿真結果可知，極熱天氣低燃油量工況下液壓系統運行一段時間達到穩態，系統內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，在這個階段中發動機驅動泵的轉速會發生相應變化，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關鍵點穩態溫度仿真結果表

圖7 極熱天氣低燃油量工況下液壓系統關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關鍵點溫度變化曲線圖

系統外界環境溫度會隨著飛機爬升高度的增加而降低，設置系統外界環境溫度在飛機爬升階段由15 ℃線性變化至-54 ℃，同時設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境中，存在某種內部加熱機制使燃油箱內燃油溫度基本保持不變，下同)。此工況下歷時3000 s后，液壓系統各關鍵點溫度仿真結果見表4，各關鍵點溫度變化曲線如圖9和圖10所示，曲線圖中的橫坐標t是3000～6000 s，這是由于前3000 s用于形成系統穩定的初始狀態，外界環境溫度為15 ℃時系統達到穩態時各關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關鍵點溫度仿真結果表

圖9 正常高空巡航工況下液壓系統關鍵點溫度變化曲線圖

圖10 正常高空巡航工況下液壓系統關鍵點溫度變化曲線圖

3.4 正常低空巡航工況下液壓系統溫度仿真分析

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，發動機驅動泵的轉速在過程中也會相應變化，電動泵在起飛爬升階段會短時開啟。系統外界環境溫度隨著飛機爬升高度的增加而降低，設置系統外界環境溫度在飛機爬升階段由15 ℃線性變化至-15 ℃，同時設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，液壓系統各關鍵點溫度仿真結果見表5，各關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關鍵點溫度仿真結果表

圖11 正常低空巡航工況下液壓系統關鍵點溫度變化曲線圖

圖12 正常低空巡航工況下液壓系統關鍵點溫度變化曲線圖

3.5 起飛爬升工況下液壓系統溫度仿真分析

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，發動機驅動泵轉速迅速增加，電動泵也開啟運行，系統生熱量顯著增加，所以在爬升初始階段系統溫度會繼續上升，后續電動泵關閉，外界環境溫度顯著降低后，系統溫度會開始降低。起飛爬升工況下的系統熱分析可用于確認系統溫度是否會在爬升初始階段有比較明顯的上升。此工況下設置系統外界環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，液壓系統各關鍵點溫度仿真結果見表6，各關鍵點溫度變化曲線如圖13和圖14所示。分析仿真結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穩態殼體回油油溫高8 ℃，但從油箱油溫變化曲線可以看出，由于系統殼體回油流量較小，殼體回油溫升對整個系統的影響并不大，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關鍵點溫度仿真結果表

物理量仿真結果/℃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(出現在初始爬升階段)96

圖13 起飛爬升工況下液壓系統關鍵點溫度變化曲線圖

圖14 起飛爬升工況下液壓系統關鍵點溫度變化曲線圖

4 結論

總結典型工況下的某型飛機液壓系統溫度仿真結果，正常運行情況下液壓系統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，但對液壓系統油箱油溫影響不大。正常巡航工況下的液壓系統溫度仿真可用于分析在巡航狀態下的油箱油溫會不會低于油箱內油液的最低全性能溫度，影響系統性能。在進行飛機液壓系統設計和優化時，評估液壓系統溫度是否在正常范圍內，可重點關注典型工況和典型階段的極限狀態點，以覆蓋諸多復雜工況下全飛行階段的液壓系統溫度計算。本研究介紹的液壓系統溫度仿真分析方法和典型工況具有通用性，可為飛機液壓系統溫度計算分析提供參考。