某型飛機液壓系統(tǒng)改進研究-

1、某型飛機液壓系統(tǒng)改進研究肖文鍵奚盛海 甄海萬景川 摘要本文簡要說明了某型飛機液壓系統(tǒng)改進的背景指出該型飛機液壓系統(tǒng)失效為相關失效通過分析和試驗工作最后簡要敘述了研究成果的應用情況助力液壓系統(tǒng)和應急液壓系統(tǒng)據(jù)不完全統(tǒng)計某型飛機由于主液壓系統(tǒng)和助力液壓系統(tǒng)相繼失效事故征候5起2某型飛機液壓系統(tǒng)失效機理研究2.1機上地面模擬試驗為確認某型飛機液壓系統(tǒng)多次發(fā)生相繼失效的故障機理試驗中拆除了助力液壓系統(tǒng)液壓泵出口導管然后進行地面開車試驗過程見表1MPa17min時壓力降為0主系統(tǒng)壓力保持21MPa不變主系統(tǒng)壓力在21MPa左右擺動主系統(tǒng)壓力下降到18MPa左右擺動隨后主系小于0統(tǒng)組合單向活門接頭爆破上述

2、試驗結果與飛行事故的發(fā)展過程比較吻和某型飛機液壓系統(tǒng)相繼失效的故障屬于相關失效助力液壓系統(tǒng)液壓泵出口導管的材料均為1Cr18Ni9Ti-JG12在實際使用中a.管路內(nèi)部流體的脈動應力c.發(fā)動機與飛機機體振動不同步引起的導管徑向應力管路內(nèi)部流體的脈動應力是長期存在的流體管道頻率特性模型為1主要在400主液壓泵和助力液壓泵出口管路的仿真計算結果分別見圖1和圖2 某型飛機主在大部分情況下與液壓泵的泵送頻率及其回沖頻率是錯開的在推力發(fā)生變化的過程中相對于飛機的軸向位移該應力隨發(fā)動機工作狀態(tài)的變化而變化該應力達到最大發(fā)動機與飛機機體的振動情況不會完全一致該應力的大小隨發(fā)動機與飛機機體振動不同步程度而變化

3、尤其是在發(fā)動機啟動和停車的過程中長此以往導致所屬液壓系統(tǒng)油液流失而失效液壓泵出口不銹鋼導管是某型飛機液壓系統(tǒng)的薄弱環(huán)節(jié)液體中都含有一定量的空氣溶入液體中的空氣量隨之增加過飽和的空氣就分離出來成為氣泡除油中所含的空氣析出形成氣泡外為保證液壓泵可靠地工作增壓空氣與液壓油直接接觸0.25MPa 會有空氣溶解在液壓油里我們認為即主液壓油箱與助力液壓油箱的增壓管路是相通的主液壓油箱與助力液壓油箱之間還設置有油液連通管助力液壓系統(tǒng)之間不完全獨立如果一個系統(tǒng)發(fā)生油液泄漏故障根據(jù)ZB-34液壓泵的工作特點油泵的斜盤會迅速增至最大角度由于液壓油箱增壓管路中增壓空氣的最大流量只有15l/min油箱內(nèi)部立刻由增壓狀

4、態(tài)變?yōu)樨搲籂顟B(tài)會導致另一個系統(tǒng)的油箱也隨之突然失去增壓壓力并處于負壓狀態(tài)還會受到系統(tǒng)回油射流的強烈擾動在這種情況下3 圖3某型飛機液壓油箱結構示意圖2.4氣穴現(xiàn)象導致的流體性能變化從液壓油中離散出來的氣泡是以油液中原有的一些小氣泡為核心液體中氣泡所形成的空穴也稱為氣穴在壓力作用下直至潰滅初始時刻氣泡表面和表面外的液體將以很高的速度向氣泡中心流動液體流動速度為0氣泡潰滅此時實驗結果表明200MPa引起流體和固壁振動油液中的聲速降低空氣中的聲速為350m/s油液中混入1%的空氣油液的動力粘度按下式線性增大2混入空氣時油液的動力粘度B沒有混入空氣時油液的動力粘度油液中混入空氣的體積百分比助力液壓系統(tǒng)

5、液壓泵出口管路的壓力比傳遞特性仿真計算結果管內(nèi)流體的壓力比傳遞特性發(fā)生了明顯的變化根據(jù)固有頻率測試結果也就是說在發(fā)動機處于80該導管可能會出現(xiàn)液壓泵泵送頻率導管固有頻率接近的而發(fā)生流固耦合的現(xiàn)象2.6某型飛機液壓系統(tǒng)相關失效的過程概述綜合前文分析當一個液壓系統(tǒng)發(fā)生故障會導致另一個液壓系統(tǒng)油箱突然失去增壓并處于負壓狀態(tài)一部分油液和氣體通過油液連通管進入故障系統(tǒng)油箱并泄漏到機外而混有大量氣泡和汽泡的其它油液在液壓泵吸油腔的抽吸作用下油液的蒸汽也進入氣泡中導致液壓泵進口出現(xiàn)嚴重的氣穴現(xiàn)象油液被柱塞增壓產(chǎn)生局部的壓力沖擊并使液壓泵的供油流量脈動加劇同時使得油液的體積彈性模量急劇降低導致液壓泵出口管路內(nèi)

6、的流體液壓脈動頻率發(fā)生急劇變化這樣迫使導管或部件產(chǎn)生疲勞而迅速破壞設置了主液壓系統(tǒng)但是導致主液壓系統(tǒng)在特定情況下會發(fā)生相關失效3某型飛機液壓系統(tǒng)改進研究3.1液壓系統(tǒng)改進方案簡介進行液壓系統(tǒng)改進的目的在于消除原機液壓系統(tǒng)的薄弱環(huán)節(jié)改進工作包括以下三個方面的內(nèi)容助液壓系統(tǒng)油泵出口的導管材料利用軟管的變形能力來消除原不銹鋼導管承受的變形和應力為了提高液壓系統(tǒng)的安全余度必須斷開液壓油箱油液連通管和增壓連通管圖5是某型飛機液壓油箱油液連通管結構示意圖用一個可以人工控制的液壓油箱轉換活門替換原機液壓油箱內(nèi)的工藝堵塞圖5油液連通管結構示意圖圖6加裝油量均衡控制裝置后的連通管新設計的液壓油箱轉換活門為斷開/

7、連通兩位手動轉換活門轉換活門處于斷開位置使其連通功能喪失圖7是某型飛機液壓油箱增壓連通管結構示意圖只能采取堵死通往助力液壓油箱通路的方案增壓管路隔離組件圖7增壓連通管結構示意圖圖8改裝后的增壓連通管結構示意圖用一個可拆卸的增壓接管嘴該增壓接管嘴與助力液壓油箱增壓管路連接必須對兩個液壓油箱分別增壓從減壓器出口分成兩路由于飛機的液壓油箱為密閉式壓力加油在增壓系統(tǒng)改裝方案中增設了助力液壓油箱增壓放氣管路 3.2 研究過程中的主要分析和試驗工作 上述方案除了結構上能否實現(xiàn)以外 由于改變了液壓油箱原先的工作狀態(tài) 是否可行 還取決于液壓油箱及其隔板在使用過程中是否會損壞 是否需要更換液壓油箱 研究過程 中

8、主要進行了液壓油箱極限壓力試驗和液壓油箱隔板強度分析 主要結論是 a. 正常情況下 主 助液壓油箱中間隔板所承受的增壓空氣壓力差不大于 0.25MPa b. 兩個液壓油箱增壓壓力均為 0.25MPa 時 在應急放起落架過程中 主液壓油箱最大 表壓 0.5MPa 液壓油箱及隔板無損壞 c. 放盡助力油箱油液 主液壓油箱油量在刻度上限 油箱增壓 0.25MPa 應急放起落 架過程中 主液壓油箱瞬間最大表壓不超過 0.5MPa 液壓油箱及油箱隔板無損壞 d. 主 助液壓油箱中間隔板經(jīng)過 1000 次 交變載荷為 0.25MPa 的加載試驗后 隔 板無損壞 也無明顯變形 e. 液壓油箱隔板在 0.25

9、MPa 壓差載荷作用下的最大應力為 26.66MPa 遠小于隔板材 料的疲勞持久極限 113MPa 因此 可以認為在 0.25MPa 載荷作用下 油箱隔板可以承受近 乎無限次的應力循環(huán) 大于 2 107 周 而不會發(fā)生破壞 通過上述分析和試驗工作 可以得出以下結論 將主 助液壓油箱完全隔離并分別增 壓以后 在極限使用條件下 液壓油箱不會損壞 液壓油箱隔板也不會發(fā)生疲勞破壞 因 此 改裝過程中不需要更換液壓油箱 圖 9 改裝前的液壓油箱應急加油口 圖 10 改裝后的液壓油箱應急加油口 4 飛機改裝及應用情況 為驗證改裝方案在飛機上實施的可行性和效果 于 2001 年 7 月在兩架飛機上實施了試 改裝 并完成了液壓油箱密封性 液壓系統(tǒng)氣密性 地面正常增壓 超壓試驗和地面發(fā)動 機開車檢查 證明方案合理 可行 飛機改裝工作量不大 經(jīng)過近一年的試用 改裝后的飛機液壓系統(tǒng)性能穩(wěn)定 符合技術要求 2002 年上級機 關批準在所有該型飛機上全面推廣應用這一研究成果 參考文獻 1 張楠