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基于AMESim的民用航空器液压供应系统的设计分析与优化
李涛
摘要：液压供油系统建模与仿真已成为民用飞机液压系统设计与分析的重要手段。在此基础上，建立了液压供油系统仿真模型。然后对整个液压系统的设计过程进行了仿真分析，包括系统结构和方案设计、液压系统和设备的参数分布、试验验证等，以保证液压系统的最完美性能。在从设计到测试的设计过程中进行仿真，可以大大缩短开发时间，降低成本和风险。
一、引言
液压供油系统是民用飞机的关键系统之一，其主要目的是为飞行控制系统、高升力系统、起落架控制系统和刹车系统提供液压动力，以实现对飞机的控制。液压供油系统的工作能力和性能将直接影响到民用飞机的安全性和可靠性。对液压供油系统进行高效、准确的分析和验证，以确保系统能够满足飞机和系统水平的要求，已成为整个设计过程中必须面对的一个新课题。用于液压供应的分析和验证传统的方法主要集中在根据经验设计系统和设备，然后构建真正的测试平台以确认系统性能，如地面试验台和飞行试验。只是根据经验和测试，很难实现最佳的系统性能并花费大量的成本和时间。
随着计算机的广泛应用仿真技术在研究过程中得到了迅速的发展民用航空器液压供应的整体设计过程系统。本文介绍了一种液压仿真模型系统AMESim，然后进行了一些典型的工作系统开发过程中的条件是分析以验证系统容量和性能。在系统方案设计和确认周期期间,AMESim仿真系统可用于确认系统方案和结构可以实现预期的功能和性能。在液压系统和设备中参数分配周期，AMESim模拟可以用于系统和设备参数优化确保最佳系统性能。
在测试验证中期间，AMESim模拟可用于突破试验环境的限制，确认液压供应在极端工作条件下的系统性能。在液压供油系统的整个设计寿命中进行仿真，可以大大缩短开发周期，降低设计成本和风险。
二、民用航空器液压供给系统液压仿真简介
A、液压仿真技术
现代液压系统设计不仅要满足静态性要求，更要满足动态特性要求。基于这些要求，液压供应系统仿真技术营运而出，该仿真技术是通过先进的开发编程来提高最新的时间计算机技术、控制理论和建模方法的软件。仿真软件包括DSHPLUS、MATLAB/SIMULINK，Hopan、Easy5和AMESim等等。它们可对已有液压元件和系统通过理论推导建立描述它们的数学模型，确定参数调整范围，并可分析元件各部分结构参数和动态性，通过仿真实验验证控制方案的可行性。AMESim已广泛应用于液压供油系统的分析与仿真。液压仿真技术在液压系统的设计分析、优化、参数匹配和需求验证过程中起到了预言者的作用，成为整个液压系统设计过程中必不可少的实用技术。
B、软件介绍
面向工程系统仿真的高级建模环境是一种用于建模、分析和预测汽车、发动机等机械系统性能的商业仿真模型。AMESim拥有一套标准且优化的应用库，拥有4500个多领域的模型。这些库中包含了来自不同物理领域预先定义好并经试验验证的部件。库中的模型和子模型是基于物理现象的数学解析表达式，可以通过LMS Imagine.Lab AMESim求解器来计算。不同应用库的完全兼容省去了大量额外的编程。使用大量的机械知识来描述和分析这些系统，包括控制系统、自动控制系统、机械设备库、机械系统库、热系统库和航空航天系统库。AMESim仿真软件在使用时用户可以在这个单一平台上建立复杂的多学科领域的系统模型，并在此基础上进行仿真计算和深入分析，也可以在这个平台上研究任何元件或系统的稳态和动态性能。AMESim已经成功应用于航空航天、车辆、船舶、工程机械等多学科领域，成为包括流体、机械、热分析、电气、电磁以及控制等复杂系统建模和仿真的优选平台。
- 民用飞机液压供应系统
如图1所示，通常情况下，民用飞机液压供应系统使用3个独立的系统，以确保飞行控制系统所需的安全目标得到满足。目前民用飞机液压供应系统为保障安全性和可操作性，在设计时通常会采用冗余和备份技术，但同时也会带来成本、重量和复杂性问题。液压系统是在正常的飞机运行和环境条件下，采用液压泵和副泵相结合的方式，满足用户的所有流量要求的液压系统。每个系统由一台主泵、一台备用泵、一台电动机泵(简称“备用泵”)或一台动力输送装置(简称“转向器”)、一套系统、一套储液器、流体过滤装置和必要的控制阀组成。每个系统都区别与其他系统，不发生流体混合。液压供油系统的设计工作压力为20.7MPa，最大瞬态系统压力应低于25.9MPa。该系统可在-40°C至135°C的温度范围内工作，并在-7°C至107°C的流体温度范围内可提供充足的流量供应。
右电机
压力控制顺序阀
起落装置
高压泵系统
线性控制系统
线性控制系统
高压泵系统
线性控制系统
高压泵系统
制动系统
线性控制系统
左电机
2#系统
3#系统
1#系统
图1.典型民用飞机液压供应系统
三、液压系统设计过程中的典型仿真
AMESim仿真在整个液压供应系统结构设计、系统和设备“参数分配”、“测试验证过程”起着至关重要的作用，以确保液压系统最完美的性能。
- 系统结构设计
仿真技术可以用来确定目前的系统方案和系统结构是否能提供预期的功能和性能。2#型系统有EMP和PTU两种类型的备用泵。有的采用2#型系统的备用泵，有的兼用两种方式。而另一种方法则只使用PTU，这与本文所示的系统结构是一致的。很显然，PTU是一个固定的位移，无方向的设备，用于将流体动力从1#型系统转移到2#型系统，而不需要在系统之间共享流体。它由两个固定排量、轴向活塞旋转组、液压马达和泵组成，它们是由一个轴向活塞旋转组连接的。对于本文的系统结构，使用PTU有两个目的：一是在地面维护情况下一次也不运行发动机来驱动泵，然后1#型系统备用B1 EMP泵，并且PTU将开始工作。B1 EMP泵将提供足够的流体动力来驱动PTU的电机，然后PTU的一侧泵将从2#型系统库中吸取液压油，并为控制2#型系统液压元件提供液压动力以进行地面维护。在这种情况下，液压元件的最小可接受压差为10.5 MPa。同时，另一种情况下，在飞行任务中备份只会在2#型系统主泵或发动机发生故障后才能运行。为了驱动起落架系统和其他液压元件，PTU被要求在12.5 MPa时提供至少55升/分钟的液压流量。
在设计前应进行行业研究，以确定本文的系统方案和结构是否适合这一要求。在此基础上，建立了PTU工作过程的仿真模型，并给出了仿真结果。以典型的高流量要求液压元件为执行机构，对地面维护过程中的系统性能进行了分析。对地面维修过程中的PTU性能进行了仿真，并给出了仿真结果。仿真结果表明，差动器的压差为12.5MPa，超过了最小压力要求10.5MPa。
图2.PTU性能AMESim仿真模型
EMP1B排气压力
PTU发动机进气压力
PTU泵出口压力
入口压力
时间（S）
系统压力（MPa）
图3.PTU地面维护中的系统压力性能
系统流量（l/min）
时间（S）
EMP1B排气流量
PTU发动机进气流量
PTU泵出口流量
入口流量
图4.PTU地面维护过程中的系统流量性能
分析最终计算结果并给出了飞行任务性能的仿真结果。仿真结果表明，2#型系统一次泵故障或右发动机故障后3秒内启动，在压力为12.8MPa的放电压力下，稳定流量为60 L/min，能满足飞行任务的最低性能要求。PTU可为地面维护和飞行任务提供足够性能的电缆。
仿真结果表明，采用PTU方案能够满足预期的要求。
时间（S）
1#系统排气压力
PTU发动机排气压力
PTU泵出口压力
系统压力（MPa）
图5.飞行任务期间的系统压力性能
时间（S）
系统流量（l/min）
图6.飞行任务期间的系统流程性能
B、系统和设备的参数匹配
同时，仿真技术对于系统和设备参数的分配，特别是对系统的动态性能有很大的帮助。三种液压系统都有优先阀在压力回路前面的高升力系统和起落架系统，如图所示。该阀在系统流量需求高峰期关闭起落架系统和高扬程系统的流量，使飞行控制系统和制动系统成为飞行控制所必需的流量优先系统。
图7为优先阀的示意图，优先阀是一个简单的直列式装置,并控制作为入口压力的函数的流体流动。该阀当入口压力大于16.5MPa时全开。当入口压力下降到14.5MPa以下时，阀门开始关闭，仅允许小的泄漏流量在在14MPa下完全关闭时出口。优先阀之间的参数匹配、液压管尺寸和液压用户位置对液压供油系统的动态性能有着重要的影响。如果优先阀、定径和管长不匹配，就会出现一种称为“液压冲击”的瞬态高压，同时也会产生振动。当液压冲击的极限压力超过允许的瞬变系统压力要求25.9MPa，会给液压系统带来巨大的危害。当发生液压冲击时，液压系统将承受高频液压负荷，疲劳损伤将大大降低液压系统和管道的工作命寿。
阀口开度
入口压力
液压用 户
长细管
管长
压力控制顺序阀
进气口
图7.系统优先级阀原理图
为了分析液压冲击的影响因素，应当建立了水力冲击模型，并在此基础上进行了数值模拟。然后分析了优先阀的开裂时间、管径和管长对系统性能的影响，以达到最佳的系统性能。由系统的压力分析结果表明，优先阀在进口压力下开裂，最终系统压力稳定在16.5MPa。当优先阀发生裂纹时，优先阀与下游液压用户之间的连接管末端会出现瞬态高压。
图8.1#系统 AMESim仿真模型
图9系统的压力分析结果表明，优先阀在进口压力为16.5MPa时开裂，最终系统压力稳定在20.7MPa。当优先阀发生裂纹时，优先阀与下游液压用户之间的连接管末端会出现瞬态高压。
时间（S）
液压振动
蓄能器预先充电
进口压力16.5Mpa时先导阀口出现裂纹
系统压力（MPa）
系统压力
储能器压力
终端压力
图9.系统压力分析结果
开裂时间对液压冲击中最大瞬态压力的影响如图10所示。仿真结果表明，开裂时间对系统的最大压力起着至关重要的作用。在液压冲击中，开裂时间与最大压力呈正相关。当开裂时间为23 ms时，最大压力为28.15MPa，几乎是正常压力20.7MPa的1.36倍，超过了允许的瞬态系统压力要求25.9MPa。在系统和设备参数分配周期内，应设计较大的开裂时间，以降低液压冲击。
入口压力
开裂时间23ms
开裂时间34ms
开裂时间68ms
最大压力（Mpa）
时间（S）
图10.裂纹时间对水动力冲击的影响
在研究裂纹时间对液压冲击过程中最大瞬态压力的影响时，仿真结果表明，开裂时间对系统的最大压力起着至关重要的作用。在液压冲击中，开裂时间与最大压力呈正相关。当开裂时间为23ms时，其最大压力为28.15Mpa，几乎是正常压力的两倍，超过了允许的瞬态系统压力要求25.9MPa。在系统和设备参数分配周期内，应设计较大的开裂时间，以降低液压冲击。
在飞机制造企业中，用于民用飞机液压系统的管径几乎是通用的。管径对最大压力的影响表现在最大压力下。仿真模拟结果表明，直径越大，最大压力越小。此外，较大的直径还会对液压元件的可用压差产生一定的好处。然而液压元件的压力降较低，将会存在过重的问题。在系统和设备参数分配周期内，应兼顾液压冲击和重量效应，以达到最佳的系统性能。较短的管长在一定程度上有利于液压冲击时的最大压力。但不幸的是，管道长度受到优先阀门和液压元件位置的限制。
图11.管径对水动力冲击的影响
最大压力（Mpa）
入口压力
管直径9.525mm
管直径19.05mm
管直径25.4mm
时间（S）
管长对最大压力的影响如图12所示。较短的管长在一定程度上有利于液压冲击时的最大压力。但不幸的是，管道长度受到优先阀门和液压用户位置的限制。
时间（S）
入口压力
管长8m
管长11m
管长14m
最大压力（Mpa）
图12.管长对水动力冲击的影响
从模拟结果和分析来看，裂纹时间越长，管径越大，管长越短，系统的最大压力就会大大降低。AMESim仿真技术有助于实现液压系统的参数配置，实现系统的最佳性能。
C、扩大测试验证范围，确认系统在工作环境中的性能
民用飞机液压系统是为在一定的温度和高度范围内提供预期的功能和性能而设计的。在试验验证阶段，为了验证系统的容量，进行了多次地面试验和飞行试验。但是测试环境往往有一定的局限性，不能满足最终的工作环境要求。因此，在液压系统的试验验证阶段，仿真是对于测试是非常有帮助的，因而得到了广泛的应用。所建立的精确仿真模型通过测试证据进行验证，确定的仿真模型有助于拓宽测试环境，验证系统在最终工作环境下的性能。
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资料编号：[4257]
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