某型飛機(jī)液壓系統(tǒng)改進(jìn)研究-

1、某型飛機(jī)液壓系統(tǒng)改進(jìn)研究肖文鍵奚盛海 甄海萬(wàn)景川 摘要本文簡(jiǎn)要說(shuō)明了某型飛機(jī)液壓系統(tǒng)改進(jìn)的背景指出該型飛機(jī)液壓系統(tǒng)失效為相關(guān)失效通過(guò)分析和試驗(yàn)工作最后簡(jiǎn)要敘述了研究成果的應(yīng)用情況助力液壓系統(tǒng)和應(yīng)急液壓系統(tǒng)據(jù)不完全統(tǒng)計(jì)某型飛機(jī)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(jī)液壓系統(tǒng)失效機(jī)理研究2.1機(jī)上地面模擬試驗(yàn)為確認(rèn)某型飛機(jī)液壓系統(tǒng)多次發(fā)生相繼失效的故障機(jī)理試驗(yàn)中拆除了助力液壓系統(tǒng)液壓泵出口導(dǎo)管然后進(jìn)行地面開(kāi)車(chē)試驗(yàn)過(guò)程見(jiàn)表1MPa17min時(shí)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(dòng)主系統(tǒng)壓力下降到18MPa左右擺動(dòng)隨后主系小于0統(tǒng)組合單向活門(mén)接頭爆破上述

2、試驗(yàn)結(jié)果與飛行事故的發(fā)展過(guò)程比較吻和某型飛機(jī)液壓系統(tǒng)相繼失效的故障屬于相關(guān)失效助力液壓系統(tǒng)液壓泵出口導(dǎo)管的材料均為1Cr18Ni9Ti-JG12在實(shí)際使用中a.管路內(nèi)部流體的脈動(dòng)應(yīng)力c.發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)機(jī)體振動(dòng)不同步引起的導(dǎo)管徑向應(yīng)力管路內(nèi)部流體的脈動(dòng)應(yīng)力是長(zhǎng)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(jì)算結(jié)果分別見(jiàn)圖1和圖2 某型飛機(jī)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(cuò)開(kāi)的在推力發(fā)生變化的過(guò)程中相對(duì)于飛機(jī)的軸向位移該應(yīng)力隨發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)的變化而變化該應(yīng)力達(dá)到最大發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)機(jī)體的振動(dòng)情況不會(huì)完全一致該應(yīng)力的大小隨發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)機(jī)體振動(dòng)不同步程度而變化

3、尤其是在發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)和停車(chē)的過(guò)程中長(zhǎng)此以往導(dǎo)致所屬液壓系統(tǒng)油液流失而失效液壓泵出口不銹鋼導(dǎo)管是某型飛機(jī)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(guò)飽和的空氣就分離出來(lái)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(huì)有空氣溶解在液壓油里我們認(rèn)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(shè)置有油液連通管助力液壓系統(tǒng)之間不完全獨(dú)立如果一個(gè)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(diǎn)油泵的斜盤(pán)會(huì)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?fù)壓狀態(tài)會(huì)導(dǎo)致另一個(gè)系統(tǒng)的油箱也隨之突然失去增壓壓力并處于負(fù)壓狀態(tài)還會(huì)受到系統(tǒng)回油射流的強(qiáng)烈擾動(dòng)在這種情況下3 圖3某型飛機(jī)液壓油箱結(jié)構(gòu)示意圖2.4氣穴現(xiàn)象導(dǎo)致的流體性能變化從液壓油中離散出來(lái)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(chēng)為氣穴在壓力作用下直至潰滅初始時(shí)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(dòng)液體流動(dòng)速度為0氣泡潰滅此時(shí)實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明200MPa引起流體和固壁振動(dòng)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(dòng)力粘度按下式線性增大2混入空氣時(shí)油液的動(dòng)力粘度B沒(méi)有混入空氣時(shí)油液的動(dòng)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(jì)算結(jié)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(cè)試結(jié)果也就是說(shuō)在發(fā)動(dòng)機(jī)處于80該導(dǎo)管可能會(huì)出現(xiàn)液壓泵泵送頻率導(dǎo)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(jī)液壓系統(tǒng)相關(guān)失效的過(guò)程概述綜合前文分析當(dāng)一個(gè)液壓系統(tǒng)發(fā)生故障會(huì)導(dǎo)致另一個(gè)液壓系統(tǒng)油箱突然失去增壓并處于負(fù)壓狀態(tài)一部分油液和氣體通過(guò)油液連通管進(jìn)入故障系統(tǒng)油箱并泄漏到機(jī)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(jìn)入氣泡中導(dǎo)致液壓泵進(jìn)口出現(xiàn)嚴(yán)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(dòng)加劇同時(shí)使得油液的體積彈性模量急劇降低導(dǎo)致液壓泵出口管路內(nèi)

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

7、連通兩位手動(dòng)轉(zhuǎn)換活門(mén)轉(zhuǎn)換活門(mén)處于斷開(kāi)位置使其連通功能喪失圖7是某型飛機(jī)液壓油箱增壓連通管結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)示意圖圖8改裝后的增壓連通管結(jié)構(gòu)示意圖用一個(gè)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(duì)兩個(gè)液壓油箱分別增壓從減壓器出口分成兩路由于飛機(jī)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(shè)了助力液壓油箱增壓放氣管路 3.2 研究過(guò)程中的主要分析和試驗(yàn)工作 上述方案除了結(jié)構(gòu)上能否實(shí)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(guò)程中是否會(huì)損壞 是否需要更換液壓油箱 研究過(guò)程 中

8、主要進(jìn)行了液壓油箱極限壓力試驗(yàn)和液壓油箱隔板強(qiáng)度分析 主要結(jié)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(gè)液壓油箱增壓壓力均為 0.25MPa 時(shí) 在應(yīng)急放起落架過(guò)程中 主液壓油箱最大 表壓 0.5MPa 液壓油箱及隔板無(wú)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(yīng)急放起落 架過(guò)程中 主液壓油箱瞬間最大表壓不超過(guò) 0.5MPa 液壓油箱及油箱隔板無(wú)損壞 d. 主 助液壓油箱中間隔板經(jīng)過(guò) 1000 次 交變載荷為 0.25MPa 的加載試驗(yàn)后 隔 板無(wú)損壞 也無(wú)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(yīng)力為 26.66MPa 遠(yuǎn)小于隔板材 料的疲勞持久極限 113MPa 因此 可以認(rèn)為在 0.25MPa 載荷作用下 油箱隔板可以承受近 乎無(wú)限次的應(yīng)力循環(huán) 大于 2 107 周 而不會(huì)發(fā)生破壞 通過(guò)上述分析和試驗(yàn)工作 可以得出以下結(jié)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(huì)損壞 液壓油箱隔板也不會(huì)發(fā)生疲勞破壞 因 此 改裝過(guò)程中不需要更換液壓油箱 圖 9 改裝前的液壓油箱應(yīng)急加油口 圖 10 改裝后的液壓油箱應(yīng)急加油口 4 飛機(jī)改裝及應(yīng)用情況 為驗(yàn)證改裝方案在飛機(jī)上實(shí)施的可行性和效果 于 2001 年 7 月在兩架飛機(jī)上實(shí)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(yàn)和地面發(fā)動(dòng) 機(jī)開(kāi)車(chē)檢查 證明方案合理 可行 飛機(jī)改裝工作量不大 經(jīng)過(guò)近一年的試用 改裝后的飛機(jī)液壓系統(tǒng)性能穩(wěn)定 符合技術(shù)要求 2002 年上級(jí)機(jī) 關(guān)批準(zhǔn)在所有該型飛機(jī)上全面推廣應(yīng)用這一研究成果 參考文獻(xiàn) 1 張楠