胡峰波，王朝暉，左登勇，朱 瑩

(1.航空工業(yè)第一飛機設(shè)計研究院，陜西 西安 710089；2.西北工業(yè)大學 自動化學院，陜西 西安 710072)

液壓系統(tǒng)是飛機機載系統(tǒng)的重要組成部分，為其他機載子系統(tǒng)提供動力支撐[1]。柱塞泵在飛機液壓系統(tǒng)中應(yīng)用極為普遍[2]。柱塞泵循環(huán)往復(fù)地吸油與排油過程中，柱塞的周期性運動使柱塞泵的出口流量具有脈動特性，進而導(dǎo)致液壓系統(tǒng)的壓力產(chǎn)生脈動[3]。壓力脈動將會迫使導(dǎo)管產(chǎn)生耦合振動，由此引起的導(dǎo)管斷裂現(xiàn)象時有發(fā)生，使系統(tǒng)無法工作，甚至引發(fā)飛機嚴重事故，飛機液壓系統(tǒng)壓力脈動成為威脅飛機安全的重要問題。

當前，國內(nèi)外學者主要是從優(yōu)化液壓泵結(jié)構(gòu)參數(shù)[4-5]、優(yōu)化液壓系統(tǒng)布局[6-7]、增加脈動濾波裝置[8-9]等方面進行壓力脈動特性研究，從而提出抑制壓力脈動的方法。但鮮有人著手于壓力脈動測量方案的研究，在實際工程應(yīng)用中，傳感器的選型與安裝、測點的布置與數(shù)量等對測量結(jié)果有著顯著影響，高效的測量方案和高精度的測量結(jié)果是進行壓力脈動特性研究的有效補充。蔡亦鋼等[10]采用卡式壓力傳感器設(shè)計了管道壓力脈動試驗裝置和測試系統(tǒng)進行動態(tài)壓力測試；齊曉燕等[11]介紹了一種應(yīng)變片粘貼的具體操作流程以及適用于液壓系統(tǒng)管路應(yīng)力測試的試驗程序、方法及其相關(guān)的數(shù)據(jù)分析應(yīng)用；王勇等[12]在不同工況下設(shè)置多測點探究壓力脈動隨流量變化的規(guī)律；劉志敏等[13]結(jié)合壓力傳感器類型和測點位置介紹了壓力脈動測量的關(guān)鍵技術(shù)。但是對于工程實際中壓力脈動的測量方案和影響測量精度的因素依舊缺乏系統(tǒng)的研究。

采用AMESim軟件對柱塞泵進行元器件級別的原理建模，從柱塞泵的內(nèi)部結(jié)構(gòu)出發(fā)，搭建恒壓變量柱塞泵的仿真模型，系統(tǒng)地從傳感器的選型和安裝、傳感器接頭形式和管道長度進行研究,提高壓力脈動測量精度，為進行壓力脈動特性研究以及抑制壓力脈動奠定基礎(chǔ)。

1 傳感器選型

飛機地面模擬試驗和飛機機載試驗中，采用高速采集測量設(shè)備能方便地測量出飛機液壓系統(tǒng)的壓力脈動值，壓力脈動測量設(shè)備主要由高頻壓力傳感器、信號調(diào)理器和多通道高速數(shù)據(jù)采集處理系統(tǒng)組成。

飛機液壓系統(tǒng)壓力脈動測量方法主要有兩類：一種是在被測管上加裝測壓接頭或支管用于安裝壓力傳感器，直接對流體的壓力脈動進行測量；另一種是非介入式測量，通過直接在管壁上測量應(yīng)變或者振動的方法來間接測量，一般需要進行專業(yè)標定，測量精度不高，不予考慮。直接壓力測量的傳感器主要包括電學式壓力傳感器、應(yīng)變片、振動筒、硅壓阻等。其中，諧振筒式壓力傳感器是一種高精度、高靈敏度的壓力傳感器，可直接輸出頻率，且與數(shù)字微處理器接口方便，目前已經(jīng)廣泛應(yīng)用于航空、民航等領(lǐng)域。此外，需要綜合考慮傳感器的動靜態(tài)性能和強度性能。

2 傳感器安裝

2.1 測點選擇

液壓系統(tǒng)的壓力實際為分布函數(shù)，考慮到壓力波的傳遞、流固耦合等因素，各點動態(tài)壓力均有差異，測點選擇需要根據(jù)分析目的來確定。從液壓系統(tǒng)壓力脈動檢測來說，一般在泵出口處的壓力脈動最大。對于管路固支條件不好存在管路振動的情況，可能存在流固耦合諧振，一般在管路懸臂較大的管路前后需要加裝壓力測點和振動檢測。

在測試方案中一定要經(jīng)過測點仿真預(yù)測，可以通過數(shù)學計算或有限元仿真的方法確定測試布點方案，再根據(jù)實際情況進行適當調(diào)整。測量位置的選擇關(guān)系到測試結(jié)果是否能正確地反映出系統(tǒng)中壓力脈動的真實情況，不僅應(yīng)考慮根據(jù)不同的振動源選取不同的測量位置,而且應(yīng)盡可能使所選位置能測量到壓力脈動的最大值[14]。測量位置應(yīng)選擇在離所測元件最近的地方，同時考慮安裝和拆卸是否方便。測量時將原有接頭更換成三通接頭，用來連接測量傳感器。通常，除了在泵出口設(shè)置測點外，還應(yīng)在管路的彎管處和擴散管處布置壓力測點。在條件允許的情況下盡可能多布置一些壓力測點，以便分析壓力脈動在整個流場內(nèi)的分布與傳播情況。

液壓泵壓力脈動測試主要是測定每個液壓油泵出口段的壓力脈動最大峰值不得超過系統(tǒng)額定工作壓力的相應(yīng)比例(通常為5%～10%)。由于該驗證科目需要測量高頻的壓力脈動信號，因而壓力測點應(yīng)該盡可能采用旁路單點直插式或主路多點共用式改裝。同時這種壓力脈動測試類改裝需要較高的頻響特性指標，壓力測試傳感器應(yīng)選擇帶寬較高的規(guī)格，并且測試系統(tǒng)需要選擇很高的采樣速率，通常在10 kHz以上；管道的脈動特性主要由管壁、油液的材料特性和管道結(jié)構(gòu)參數(shù)決定。因此，一般應(yīng)在上述參數(shù)發(fā)生變化的管段上布置傳感器。對于面內(nèi)的橫向脈動，除上述因素外，兩支架間管道長度也是影響管道脈動特性的重要因素。因此，應(yīng)將脈動傳感器布置在上述參數(shù)發(fā)生變化的管段的中部和兩端，從而全面檢測系統(tǒng)的脈動狀態(tài)；液壓系統(tǒng)中的液壓控制元件、動作元件在迅速停止、變速、換向時，會產(chǎn)生大的壓力脈動，應(yīng)在液壓流體的入口和出口布置壓力傳感器進行測量。關(guān)于測量支管的布置方式，一些學者用實驗方法研究不同支管布置方式的輸液管路壓力脈動問題[15]，該實驗結(jié)果對于旁路單點直插式改裝具有重要的參考價值。

2.2 傳感器接頭及短管影響

針對不同支管角度(30°、60°、90°)、不同支管長度(10 mm、30 mm、50 mm、70 mm、90 mm)、不同支管直徑(5 mm、10 mm)的三通接頭進行脈動仿真分析，主管路直徑為10 mm，選用壓力為5 MPa和頻率為2000 Hz，建立圖1所示的三通接頭仿真模型圖。

圖1 三通接頭仿真模型圖

輸入為5+0.5sin(4000πt)壓力時，不同支管長度的30°、90°三通接頭脈動情況分別如圖2、圖3所示。

由圖2、圖3可知，支管路長度在10～90 mm內(nèi)變化時，對脈動測量誤差幾乎無影響；輸入為5+0.5sin(4000πt)壓力時,支管直徑分別為5 mm、10 mm的三通接頭脈動情況如圖4所示。由圖4可知，測量支路管徑的變化對脈動測量誤差的影響不大；輸入為5+0.5sin(4000πt)壓力時,支管角度分別為30°、60°、90°的三通接頭脈動情況如圖5所示。由圖5可知，支路角度的變化對脈動測量誤差的影響不大。圖中1 bar=0.1 MPa。

圖2 不同支管長度的30°三通接頭脈動曲線

圖3 不同支管長度的90°三通接頭脈動曲線

圖4 不同支管直徑的三通接頭脈動曲線

圖5 不同支管角度的三通接頭脈動曲線

3 基于AMESim的液壓系統(tǒng)仿真建模

AMESim液壓仿真軟件能綜合考慮摩擦、泄漏以及油液自身特性，從元件級設(shè)計出發(fā)，構(gòu)建液壓系統(tǒng)的仿真模型，參數(shù)的設(shè)置與更改都十分方便，仿真結(jié)果具有較高的精確度[16]。

液壓系統(tǒng)由3個完全獨立的功率源組成，油源1和油源2是主要的飛行控制系統(tǒng)功率源，油源3提供備份和通用系統(tǒng)液壓能源。

油源中包含1個恒壓變量斜盤柱塞泵、彈簧式增壓油箱、液位開關(guān)、軟管、接口對應(yīng)供油、回油和殼體回油，以及熱交換模塊。某型飛機液壓系統(tǒng)中熱交換模塊共有2個，分別在主油源1和主油源2中，每個熱交換模塊都是一個雙組件單元，由一個電機驅(qū)動的風扇通過強制對流的方式從流體中去除熱量。備份油源3主要由1個彈簧式增壓油箱、1個熱交換單元和1個恒壓變量柱塞泵、油濾、單向閥組成。在AMESim中搭建的油源1、油源2和油源3模型如圖6所示。

圖6 油源AMESim模型

油源1和油源2共同為主槳伺服系統(tǒng)、尾槳伺服系統(tǒng)、增穩(wěn)作動器提供液壓動力，在AMESim中搭建尾槳伺服作動器如圖7所示。

圖7 尾槳伺服作動器AMESim模型

轉(zhuǎn)換模塊(1,3)的作用是在備份油源3和主油源1之間進行液壓能源的切換，當主油源1出現(xiàn)故障導(dǎo)致壓力降低，切換閥進行切換，使用備份油源3來替代主油源1對液壓用戶供壓。轉(zhuǎn)換模塊(1,3)的AMESim模型如圖8所示，轉(zhuǎn)換模塊(2,3)同理。

圖8 轉(zhuǎn)換模塊(1,3)的AMESim模型

為了更好地測量飛機液壓系統(tǒng)的壓力脈動，采用AMESim中HCD庫細化泵的內(nèi)部模型。采用柱塞數(shù)為9的斜盤柱塞泵，泵模型包括恒壓閥、變量機構(gòu)、斜盤、柱塞、滑靴、配油盤，并考慮了斜盤的泄露，其AMESim模型如圖9所示，圖9中省略號處省略了7套相同的設(shè)備模型。

圖9 恒壓變量柱塞泵的AMESim模型

4 液壓系統(tǒng)壓力脈動仿真分析

基于AMESim模型，仿真分析相關(guān)部分的壓力脈動值。恒壓變量柱塞泵出口壓力曲線和該壓力曲線局部放大圖如圖10所示。由圖10可知，該壓力脈動峰峰值最大為13.1 bar。

圖10 恒壓變量柱塞泵出口壓力曲線及局部放大圖

泵出口軟管末端壓力脈動局部放大圖如圖11所示。由圖11可知，軟管入口壓力脈動即泵出口壓力脈動略大于軟管出口脈動，軟管出口脈動壓力脈動為12.86 bar。

圖11 泵出口軟管末端壓力曲線局部放大圖

泵出口單向閥前后壓力脈動局部放大圖如圖12所示。由圖12知，單向閥后壓力脈動明顯小于泵出口，單向閥前壓力脈動同軟管出口，單向閥后壓力脈動峰峰值為0.7 bar。

圖12 泵出口單向閥前后壓力曲線局部放大圖

模態(tài)轉(zhuǎn)換閥前后壓力脈動局部放大圖如圖13所示。由圖13可知，兩條曲線基本重合，二者的差異與轉(zhuǎn)換閥節(jié)流窗口參數(shù)有關(guān)，但總體脈動都比較小，峰峰值為0.71 bar。

圖13 模態(tài)轉(zhuǎn)換閥前后壓力曲線局部放大圖

負載用戶供油切斷閥前后壓力脈動局部放大圖如圖14所示。由圖14可知，兩條曲線基本重合，二者的差異同樣與閥節(jié)流窗口參數(shù)有關(guān)，出口脈動減小，峰峰值為0.7 bar。

圖14 負載供油切斷閥前后壓力曲線局部放大圖

雖然二者穩(wěn)定時的壓力脈動相差較小，但在負載快速變化流量較大時，因切斷閥節(jié)流引起的前后壓力與負載有關(guān)。本仿真案例下的負載變化情況壓力曲線如圖15所示。舵機從0.5 s啟動運動至1.3 s到限位時結(jié)束。

圖15 供油切斷閥前后壓力時間響應(yīng)

舵機伺服閥負載口的壓力脈動局部放大圖如圖16所示，壓力脈動峰峰值0.37 bar。伺服閥全開狀態(tài)壓力曲線如圖17所示。由圖17可知，在伺服閥閉環(huán)控制狀態(tài)舵機腔壓力沒有脈動。

圖16 舵機伺服閥負載口的壓力脈動曲線局部放大圖

圖17 伺服閥全開狀態(tài)壓力曲線局部放大圖

通過仿真分析，可以得出結(jié)論：

① 三通角度、支管長度和直徑對測量誤差均無明顯影響；

② 泵出口單向閥前后壓力脈動差異較大，單向閥后壓力脈動減小較多；

③ 至用戶末端，因節(jié)流、管路液阻和容積壓縮性等影響，壓力脈動較小。

5 結(jié)束語

基于AMESim軟件建模仿真，系統(tǒng)地針對提高飛機液壓系統(tǒng)壓力脈動測量精度開展研究，得出以下結(jié)論：

① 采用直接測量的方法綜合考慮傳感器的動靜態(tài)性能及強度性能進行傳感器選型；

② 液壓泵出口壓力脈動測量，測點應(yīng)盡可能采用旁路單點直插式改裝，同時測試系統(tǒng)選用高采樣率(通?！?0 kHz)，傳感器高頻響、小容腔；

③ 工程使用中，飛機液壓系統(tǒng)脈動測量選用較多的為HKM375傳感器，滿足測量要求。

后續(xù)研究將基于提出的測量方案，探究壓力脈動的動態(tài)特性以及抑制壓力脈動的可行性方案。