某型飛機液壓系統故障分析及改進研究

馮宇

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某型飛機液壓系統故障分析及改進研究

馮宇

（中航通飛華南飛機工業有限公司，廣東 珠海 519040）

為了解決某型飛機通用液壓源系統液壓泵過熱導致空中壓力下降故障，開展了系統相關溫度特性研究工作，通過理論及試驗研究，準確定位了故障的原因、確認了故障發生的機理，并針對故障原因，研究確定了有效的改進措施。對研究過程中理論分析、試驗驗證以及改進措施確定的情況進行了歸納和總結，為類似問題的處理提供經驗和參考。

液壓泵；壓力下降故障；溫度特性；油液

1 概述

液壓系統油溫過高將促使液壓油的氧化和分解，加劇油液的腐蝕作用，進而產生的沉淀物和膠狀油泥是系統油液污染的重要來源。同時，隨著油液溫度的升高，加劇各種密封裝置的老化失靈，液壓油的黏性也將隨之減小，導致液壓泵和整個系統的泄漏量增加，液壓泵和系統工作效率大幅下降。因此，設置有效的措施控制飛機液壓系統及油液工作溫度，對延長系統、附件及介質壽命，保證飛機工作正常、節約航空裝備的維護保障費用具有重要意義[1]。某型飛機交付用戶兩年期間內，發生十余起液壓泵過熱導致通用液壓源系統空中壓力下降故障，表現為飛機起飛約20 min后，在平飛過程中液壓系統壓力下降至系統告警壓力。本文對研究過程中理論分析、試驗驗證以及改進措施確定的情況進行了歸納和總結，為類似問題的處理提供經驗和參考。

2 故障原因及機理研究

2.1 故障飛機液壓系統檢查

分解檢査故障飛機循環散熱油濾，其濾芯表面嚴重臟污，油濾流阻超標。對油濾附著物成分進行輪譜分析，油濾附著物主要來自液壓油高溫時氧化析出的含碳沉淀物。更換系統循環散熱油濾后，重復上述試驗，開車時間約25 min，系統輸出壓力穩定，工作正常。

2.2 故障機機理理論和試驗研究

通過液壓泵出口零流量、全流量狀態下發熱量計算結果，該液壓泵在零流量狀態下自身發熱量最大，為全流量工況下發熱量的1.75～2.3倍。

通過在地面試驗臺架測溫試驗，液壓泵出口零流量工況下在工作17 min左右泵腔內溫度接近液壓油氧化安定溫度，油箱溫度上升至接近Ⅱ型液壓系統允許溫度，并且溫度還在上升過程中，系統溫度還未達到熱平衡。

根據該液壓泵工作原理、油濾檢查結果和機上、地面試驗情況，判斷通用液壓源系統壓降故障原因為：系統用液壓柱塞泵自身發熱量較大，在液壓系統零流量或小流量工況下，泵腔內部熱量未能及時耗散掉，造成溫度在較短時間內升高并超出該機用航空液壓油的氧化安定性溫度指標（160 ℃），加劇氧化產生的醇類、脂類、膠質、瀝青質等含碳沉淀物附著在油濾的濾芯上，使油濾流阻增大、液壓柱塞泵冷卻循環流量進一步降低，導致泵腔溫度進一步升高，由于摩擦副中柱塞和轉子的材料不同，其中轉子的線膨脹系數較大，從而導致柱塞和轉子的配合間隙增大，造成泄漏增加，使得液壓柱塞泵效率下降，致使泵輸出壓力下降。

另一方面，油泵殼體回油管路油濾流阻的增加導致油泵回油壓力逐步上升，當回油壓力超出液壓泵回油腔內卸荷活門開啟壓力時，卸荷活門開啟，泵內用于循環散熱的液壓油直接從卸荷活門流出，未能起到內部循環散熱的作用，形成惡性循環加劇液壓泵溫度的上升，同樣導致液壓泵輸出壓力迅速下降。

3 改進措施研究

采取了從飛機系統和液壓泵本身兩方面采取措施的改進思路，一方面滿足飛機現有系統和空間的限制，同時，還需要保證飛機外場改裝的可實施性。

3.1 液壓泵改進

該泵出廠驗收對零流量條件下殼體回油流量指標只控制上限值（回油壓力0.5 MPa時，冷卻循環流量不大于5 L/min），對下限值不予控制。在地面試驗臺上進行了供油零流量狀態下不同殼體回油流量對油泵及油箱溫度影響的測量試驗。由于液壓泵殼體回油流量隨工作時間摩擦副的磨損量增加而增加，考慮到液壓泵壽命末期供油流量的指標要求，新出廠液壓泵殼體回油流量指標不應過大，結合飛機外場液壓泵殼體回油流量1 L/min以下的發生壓降故障時工作時間短、次數多的現象，確定該泵出廠時冷卻循環流量下限指標為1 L/min。

3.2 飛機通用液壓源系統改進

針對液壓泵出口零流量工況下自身發熱量大的特點，制定出取消液壓系統工作過程中液壓泵出口零流量工況條件的改進方案：①在通用液壓源系統供壓管路上增加旁路，在旁路中設置常通限流閥，控制旁路流量為5 L/min。②通過增大液壓泵散熱循環管路面積來增加散熱效率；同時，從環控系統燃油空氣散熱器排水口引約30 kg/h的低溫、潮濕空氣對限流閥進行強制冷卻，以進一步提高液壓泵冷卻效果；為增強環控引氣對限流閥的冷卻效果，限流閥外部設計成翹片形狀，裝于筒體內。

4 實施效果

4.1 地面試驗臺架改進驗證

在地面試驗臺上連接機上導管及油箱，通過控制供油管路1.96 L/min流量及5 L/min流量輸出，監測系統各測量點的壓力、流量及溫度變化情況，與系統改進前進行對比，泵腔及油箱溫度隨時間的變化曲線如圖1所示。

上述試驗結果可以得出以下結論：①隨著供油流量增加泵腔溫度上升速率變緩，油箱與泵腔之間的溫度差逐漸變小，油箱溫度控制在135 ℃以內；②不同供油流量下油泵回油流量及回油壓力隨溫度變化趨勢和變化量相當，隨著泵腔溫度升高，油泵泄漏量顯著增加，即造成泵腔內泄漏熱量增加及油泵的效率下降。

綜合分析，在通用液壓系統供油管路增加5 L/min的常通流量，可以有效地降低液壓泵腔內溫度，如果從環控系統引氣對限流閥進行冷卻散熱，則能夠進一步增強散熱效果。

4.2 機上改進驗證

機上液壓源系統改進后進行了機上測溫試驗，經約37 min開車并且不進行任何舵面操作后，液壓泵殼體溫度穩定于約115 ℃、液壓油箱出口壁溫穩定于約70 ℃，試驗結果如圖2所示。

圖1 泵腔、油箱溫度變化曲線

圖2 改進前、后油泵泵腔及殼體表面溫度對比

改進后泵腔溫度能夠穩定在135 ℃以下，低于該機用航空液壓油氧化安定性溫度160 ℃的指標；液壓油箱油液溫度可穩定在100 ℃以下，低于Ⅱ型液壓系統允許的135 ℃的指標，改進效果明顯，可以滿足使用要求。

5 結論

在理論計算分析研究的基礎上，通過開展液壓泵、飛機液壓源系統機上及地面臺架測溫試驗，摸清了液壓泵的特性及其對飛機液壓源系統的熱特性影響。確定了控制液壓泵殼體散熱流量最低值，同時，針對液壓泵零流量工況下自身發熱量大的特點，提出取消液壓系統工作過程中泵零流量工況，增加系統循環散熱面積，利用機上環控系統排棄低溫、高濕空氣對新增限流閥進行強制冷卻等綜合優化改進方案。該方案技術簡單，改進成本低、周期短，經驗證，能夠有效地解決壓力下降故障，滿足飛機的使用要求。

另外，類似液壓柱塞泵還在國內多個機型上裝備，一般采用燃油作為介質的燃油一液壓油散熱器給液壓系統散熱，即利用發動機燃燒的燃油來給液壓系統散熱，并且散熱器安裝在液壓系統總回油管路[2]。但未能充分認識到該型號系列液壓泵零流量工況下液壓泵發熱量大的特點，并采取主動消除液壓泵零流量工況的措施。本文介紹的研究結果可為機液壓源系統溫度控制提供新思路。

［1］王秀霞，蘇珉.飛機液壓系統的溫度控制方法［J］.流體傳動與控制，2009（01）.

［2］王莉，姜曼琳.某型飛機液壓系統熱計算分析與應用［J］.中國航空學會控制與應用，2008（03）.

2095－6835（2019）05－0144－02

V245.5

A

10.15913/j.cnki.kjycx.2019.05.144

〔編輯：張思楠〕