航空發動機通用飛行臺液壓負載系統設計與應用

丁旭，宋江濤，高非凡，金利強

(中國航空工業集團公司中國飛行試驗研究院，陜西西安710089)

0 前言

航空發動機在設計、研制后，需要開展航空發動機高空測試，模擬發動機在真實的高度、速度條件下的使用性能，其中美國聯合規范指南JSSG—2007/A/B[1]以及我國GJB-241A[2]中均有對航空發動機的高空測試試驗的要求，主要分為模擬高空試驗臺和航空發動機通用飛行臺測試試驗，其中航空發動機通用飛行臺是在發動機飛行測試要求下進行的高空測試試驗，其更能代表發動機真實工作的條件，在航空發達國家中被廣泛應用。我國在這方面雖然起步較晚，但是經過幾型飛行臺建設，也積累了很多寶貴的經驗。隨著航空發動機試驗的發展，越來越多的新研發動機型號需要進行飛行臺試驗，加快我國通用飛行臺以及相應的試驗系統的建設，對我國航空發動機的設計、研制、改進具有重要意義[3-6]。

一般來說，航空發動機的通用飛行試驗臺需具備基本的試驗任務系統，同時依據GJB 243A—2004[7]中的規定應當檢查發動機在液壓泵最大功率提取、引氣最大流量抽引下的工作性能，所以航空發動機飛行臺需要具備引氣抽引、液壓泵功率提取以及發動機功率提取的能力。其中發動機液壓泵用于飛機液壓系統的供壓，包括飛機剎車、起落架收放、舵面機構的調節等，其運行能力和安全性就決定了航空發動機的工作運行穩定性，因此需要構建航空發動機通用飛行臺液壓負載系統，開展相關加載試驗，驗證發動機工作性能[8-10]。

國外相關研究主要集中在飛行器液壓控制系統原理性的設計和分析，如美國民用飛機制造廠商Boeing和AirBus等公司制造的B737、A320、CRJ-700型號。在飛機研制過程中設計了壓力負載模擬器，通過控制壓力負載模擬器可以模擬出液壓裝置在飛機各工作狀態下的壓力變化，從而確定了液壓控制系統的運行穩定性[4]。

歐美等西方國家在液壓負載系統的設計中積極發展機電液系統綜合仿真技術，并研發了Dymola、AMESim等通用的系統仿真軟件，用于液壓負載系統的聯合建模仿真計算。如AMESim軟件中含有典型的液壓介質、油箱、閥門、液壓彎管/直管、液壓缸、液壓泵、壓力/流量傳感器等，通過合理設計使用液壓元器件，完成系統模型的建立及設計分析等，可通過模型分析散熱器、飛行高度等對液壓油熱平衡的影響[5]。

國內的航空發動機與液壓負載裝置，一般在發動機主機廠的地面測試平臺、發動機通用飛行臺上試飛測試使用。在地面測試平臺的系統上一般使用壓力供油或油泵供油，來進行液壓功率的提??；在飛行臺上使用時，一般設計、使用自主增壓油缸進行系統供油，以實現負載功率的提取。

本文作者針對航空發動機通用平臺建設，提出一種能夠滿足絕大多數航空發動機液壓泵功率提取的液壓負載系統，以實現最高100 kW功率的提取及功能加載能夠無級可調。

1 液壓負載系統研制總體要求

1.1 系統布局

為了滿足絕大多數發動機安裝布局的需求，飛行臺液壓負載系統安裝布局形式一般分為發動機短艙式和飛機機艙式2種形式，廣泛應用于飛行臺的液壓負載系統設計中。

1.1.1 發動機短艙式

飛行試驗過程中，由于試驗條件的限制，所能使用空間較小，對條件要求比較嚴苛，因此需要設計的系統體積小、安全性好，所以設計難度高。所設計的液壓負載系統形式應當根據發動機結構以及試驗用飛行臺結構特性進行布置。若試驗用飛行臺短艙內空間允許，可將系統集成安裝在短艙內，通過與發動機供油系統進行熱交換實現負載系統油溫控制，這種換熱方法需要對飛行臺的燃油系統進行改造，系統改裝難度大。同時由于燃料供給流量及換熱器本身工作特性的影響，換熱效率難以保證，而且換熱燃油流量供給壓力調節不良，容易干擾發動機正常供油。受艙內結構布置的影響，系統可維護性差，設計中需重點考慮調試口蓋、采樣口蓋、卸壓口蓋、放油口蓋及密封性檢查等。系統結構形式如圖1所示[11]。

圖1 短艙式液壓負載系統結構形式

1.1.2 飛機機艙式

液壓負載裝置的另一個布置方法是把設備整體布置在飛行平臺的機艙中，通過安裝液壓管道實現液壓泵與液壓負載設備的相連。

通過自主增壓油箱供油，將全部的液壓單元整體布置在一個機柜中，并對其結構進行減震處理后安裝于機艙內。但由于艙內結構距離短，艙內的發動機液壓泵距離較遠，在系統設計時就需要考慮管路壓力的沿程損失，并選擇選風-液冷卻的方式。其主要工作原理為：首先通過液-液換熱器將高溫液壓油熱量傳輸給液冷系統的冷卻液，再通過氣-液換熱器驅動艙外冷氣對冷卻液進行減溫冷卻。此種對流換熱方法換熱效率較好，通過電液伺服驅動閥控制系統流量，可實現無級式控制，將液壓負載裝置布置于機艙內，可維護性較強。系統結構如圖2所示[12]。

圖2 機艙式液壓負載系統結構形式

1.2 主要技術指標

為了滿足絕大多數發動機液壓功率的提取，參考國內發動機配套的液壓泵，通用型液壓負載系統主要技術指標如下：

(1)航空發動機飛行臺液壓負載系統一般需要滿足液壓泵出口的壓力，最大工作壓力pmax≥20 MPa，最大工作流量Qmax≥200 L/min；

(2)能夠滿足提取功率的無級調節；

(3)能夠滿足發動機起動狀態條件下的加載；

(4)能夠實現高壓泄壓功能，起到一定保護作用；

(5)滿足飛行條件下機載工作環境需求。

2 液壓負載系統設計

2.1 總體方案設計

液壓負載系統需考慮機械系統、測控系統等設計，機械系統指用于實現液壓負載相關功能的硬件(如增壓油箱、調節閥、流量計、換熱器、單向閥等)，測控系統指用于調節液壓流量和監測系統溫度壓力等控制元器件、傳感器和軟件等，圖3所示為液壓負載系統總體設計方案[13]。

圖3 液壓負載系統總體方案

2.2 機械系統設計

液壓負載的機械系統可以實現對液壓泵功率的無級提取，同時也可以進行超壓保護，利用自主增壓油箱對液壓泵輸入高壓進行設定，系統高壓來源于被試發動機液壓泵出口處的高壓，液壓泵配有殼體回油，用于系統散熱。整個系統主要通過調節系統工作流量來實現不同功率的提取，不同流量條件下，液壓泵出口額定壓力變化不大。

系統設計安全閥，當系統超壓時，安全閥打開，將高壓油卸壓到低壓油箱中，以達到對系統卸壓的效果。整個負載系統通過電液伺服機構將液壓油的壓力能轉化為熱能，再通過冷卻系統對高溫油進行冷卻，所以系統需要選擇合適的冷卻系統，以滿足不同工況條件下的冷卻需求。

2.2.1 功率提取

系統提取功率通過式(1)進行計算：

N=Q×(p增壓-p泵進口)/η

(1)

式中：N為系統提取的功率，kW；Q為系統中液壓油流量，L/s；p增壓為液壓泵出口壓力，MPa；p泵進口為液壓泵進口壓力，MPa；η為泵工作效率(一般為0.8～0.9)。

2.2.2 入口壓力實現

液壓泵工作時，必須有一個初始工作壓力，通常選用主動升壓油缸或密閉壓力式供油形成最初壓力，同時確保整個系統工作的穩定性、液壓油系統的清潔性和避免空氣進入。主動升壓油缸工作機制如下：當液壓泵開始工作時，由增壓油箱為增壓蓄壓器提供壓力。一旦液壓泵開始工作，一部分液壓油即進入油箱增壓裝置，在油箱大活塞環面上形成系統作用壓力，這樣便形成了符合要求的進口壓力，其工作形式如圖4所示。

圖4 液壓泵入口壓力建立原理

2.2.3 液壓泵保護機制

被試發動機采用傳動軸牽引液壓泵運行，液壓泵的供給量根據泵的轉速以及每一轉排量確定，當液壓泵轉速確定時，改變液壓泵斜盤和驅動軸的角度，進而改變每一轉排量來實現供給油量的變化。

泵的出口設有高壓油濾和單向閥。高壓油濾用來濾除液壓泵輸出的高壓油液中的顆粒雜質，確保系統工作安全可靠，避免損壞液壓附件。油箱回油管路上設有回油油濾，用來濾除回油油液中的顆粒雜質，從而保證進入油箱的液壓油油質清潔。液壓泵的殼體回油，經過液壓管道、循環油濾回到油箱。液壓泵的殼體回油只進行壓力、油溫的測量，不進行調節。在液壓泵的殼體回油管路上，安裝有循環油濾，用來濾除液壓泵工作時從殼體隨循環油液排除的顆粒雜質，防止該雜質污染液壓油箱中的油液。

安裝在油箱增壓管路與系統壓力管路之間的單向活門，其主要作用是當飛機試飛完畢后，在系統泄壓時隔斷增壓管路與系統壓力管路之間的聯通，使增壓系統管路中的壓力可以保持一定的時間，提高液壓泵再次起動工作時的充填性，保證液壓泵一開始就可以提供一個穩定的壓力。

在系統的壓力管路上安裝安全閥，當系統超壓時，安全閥打開，將高壓油卸壓到低壓油箱中，以達到對系統卸壓的效果。其原理如圖5所示。

圖5 液壓泵出口保護原理

2.2.4 系統負載模擬及流量功率測量

負載系統壓力主要來源于液壓泵，壓力大小根據液壓泵工作情況進行調節，系統提取的功率大小主要靠電液伺服閥來調節，伺服閥依據式(1)調節閥門的開度，實現系統的流量調節，以完成功率的無級調節。

2.2.5 液壓負載冷卻系統

液壓負載系統的本質就是將液壓泵的機械壓力能轉化液壓油的熱能，然后將熱能釋放掉，就完成了系統的功率提取。系統發熱量較大，需要對它進行冷卻，一般采用液冷和風冷作為冷卻方式對高溫液壓油進行冷卻，將溫度降低到符合要求的范圍。

2.2.6 系統泵前壓力損失

系統中主要的壓力損失分為系統沿程損失、局部壓力損失以及系統高度差損失。

(1)沿程損失

(2)

式中：Δp1為管路的沿程壓力損失，105Pa；v為液壓油的流速，m/s；l為連接的液壓管路長度，m；d為連接的液壓管路管徑，mm。

(2)局部壓力損失

系統中液壓油流過各個斷面和元器件引起的局部損失如下：

(3)

式中：Δp3為系統的局部損失壓力，kPa；ζ為系統的局部阻力系數，可參見相關手冊[14]；v為系統管路中液壓流流速，m/s；γ為液壓油的重度，10 N/m3；g為重力加速度，其值為9.8 m/s2。

(3)高度差引起的損失

系統液壓油由于高度差而引起的壓力損失：

Δp2=ρgh×10-5

(4)

式中：Δp2為由于系統與液壓泵出口高度差而造成的壓損，105Pa；h為系統高度差，m ；ρ為液壓油密度，kg/m3。

設計系統時，需要計算壓力損失，液壓泵前的壓力需要滿足液壓泵入口壓力的要求。

2.3 測控系統設計

測控系統主要由控制部分和測試部分組成。測控系統以計算機為中心，將試驗數據檢測處理和試驗狀態參數自動控制融為一體，可以快速、準確地完成試驗過程中壓力、流量、溫度等多路試驗數據的采集處理。另外，測控系統可快速、準確地調節液壓油泵負載變化，實現工作狀態的切換，滿足液壓泵在不同狀態下工作的要求[15]。

系統控制主要采用成熟的PID控制，輸出流量由測控軟件給定輸入值，并通過調節液壓伺服閥開度及讀取相應的流量計數值，進行相應的運算后進行的PID控制，具有技術成熟、可靠性高、控制精度高等特點，因此PID控制至今仍被廣泛使用[16-17]。其控制原理如圖6所示。

圖6 控制原理

為了實現對液壓流量迅速、精確的控制，重點設計了液壓控制系統，對負載提取功率、液壓泵進口壓力、液壓泵輸出流量、液壓泵輸出壓力、液壓油箱溫度、系統散熱器前/后溫度、冷卻液前/后溫度、殼體回油壓力/溫度、卸荷開關及顯示、超溫報警等參數進行監控/顯示。

測控系統(見圖7)由PC/104總線結構的嵌入式計算機系統以及主控計算機的分布式測控系統組成，并通過互聯網技術實現信息通信。嵌入式計算機系統主要進行實時的測控工作，其功能是將測試的數據傳輸給主控計算機，主控計算機再進行信息控制、分析、存儲。而PC/104總線嵌入式計算機系統一般由CPU模塊、數據傳輸采集模塊、擴展功能模塊、管理模塊組成[18-23]。

圖7 測控組成框圖

系統的測控軟件主要實現測控通道標定、試驗配置、試驗數據處理以及試驗過程控制等基本功能。其中通過通用參數設置，如壓力控制、流量控制、溫度控制等試驗參數設置，以及通信、控制算法、數據采集等實現試驗控制。軟件組成及工作原理如圖8所示。

圖8 測控軟件組成框圖

測控系統所有采購成品都能夠滿足機載環境要求，選用貨架成熟產品；非標設備按機載設備要求嚴格測試，并通過振動沖擊試驗，以此來增加系統工作的可靠性。

3 應用實施

3.1 系統集成安裝

完成設計及選型后，需進行系統搭建及調試工作。系統搭建時根據安裝位置的不同(發動機短艙式、飛機機艙式)需考慮系統組裝形式，重點考慮系統各部件的安裝位置及空間，以便于安裝維護為原則。

液壓負載系統不能對飛行臺的其他系統產生影響；安裝前首先在CATIA等建模軟件中進行預裝配，檢查負載系統元器件安裝布置是否合適，與其他系統有無干涉等。

液壓負載系統各附件的安裝位置以便于調試、維護為原則(如加油/放油開關、地面及機上調試、采樣點、卸壓閥門等)。

進行管路設計及加工，注意接頭密封及安裝工藝要求；嚴格按照設計原理進行安裝，并隨時檢查核對。

機柜總體集成后如圖9所示。

圖9 系統總體外觀(a)和內部集成結構(b)

3.2 系統調試試驗

主要調試內容有以下幾個方面：

(1)液壓負載系統密封性檢查(漏油、漏氣等)；

(2)模擬進口壓降試驗；

(3)安全活門、泄壓活門等設定；

(4)系統換熱性能檢查；

(5)系統性能及功能調試檢查；

(6)測試系統聯試調試。

現場系統調試時需提供地面的油泵車(關注壓力、流量等)以及系統加油打壓裝置，進行系統管路的打壓測試，避免系統發生泄漏，同時設計負載系統模擬管路，對系統進行地面調試運行試驗，結果顯示整個系統無故障、運行情況良好。在調整試驗中，進口壓力和模擬加載的功率均隨加載流量變化，其結果如圖10所示?？梢钥闯觯弘S著加載流量的增加，液壓泵出口壓力減小，同時管路中的流阻增加，液壓泵入口壓力也會減小，液壓泵入口的油溫也會升高，而整個負載系統的提取功率隨著系統工作流量的增加成正比增加。

圖10 調試試驗時參數曲線

3.3 飛行試驗

某架次的飛行試驗各關鍵參數如圖11所示，可以看出：當某型號被試發動機進行飛行臺試飛時，提取液壓負載的功率，液壓負載系統流量升高至11.2 L/min；在加載開始時，液壓泵出口迅速建立壓力，泵進口壓力、泵進口溫度隨著液壓油的流動先微降然后升高，整個系統完成液壓泵功率的提取。加載完成后，系統所有參數逐漸恢復到初始狀態。

圖11 飛行試驗時各關鍵參數曲線

圖12所示為飛行試驗時系統各油溫曲線，可以看出：試驗過程中，開始加載后，系統換熱器入口油溫隨著系統開始工作先微降然后上升，隨后冷卻系統工作，系統換熱器出口油溫降低，泵入口油溫也隨之降低，達到了降溫效果。經過計算，此次液壓功率加載試驗進行了10 min左右，最大提取功率約為40 kW，其功率遠小于負載系統的額定功率，驗證了被試發動機的工作穩定性。

圖12 飛行試驗時系統各油溫

4 結論

(1)對航空發動機通用飛行臺研制現狀進行了相關分析，針對通用飛行臺研制相關要求，提出了航空發動機通用飛行臺液壓負載系統的需求。

(2)提出了液壓負載系統總體布局的形式，主要分為發動機短艙式和飛機機艙式。

(3)通過系統功率提取方式、入口壓力實現、模擬流量測量以及冷卻系統設計，提出了液壓負載機械系統設計的準則和方法，并對液壓負載測控系統設計進行了論述，用于指導后續型號的設計。

(4)對某型發動機飛行臺試飛中設計的液壓負載系統進行了系統集成安裝、調試試驗以及飛行試驗，研制的液壓負載系統滿足了功率提取需求，可以應用到其他型號。