高壓液壓能源系統熱特性及熱控制仿真分析

劉家輝， 顧單婷， 權凌霄， 趙國慶， 葛曜文， 衛 健， 姚建勇

(1.南京理工大學 機械工程學院， 江蘇 南京 210094；2.燕山大學 河北重型機械流體動力傳輸與控制實驗室， 河北 秦皇島 066004；3.燕山大學 機械工程學院， 河北 秦皇島 066004；4.中國航空工業集團有限公司 金城南京機電液壓工程研究中心， 江蘇 南京 210000)

引言

現代飛機向高速、大型化方向發展，機載液壓系統減小體積和降低重量的最有效途徑是提高系統工作壓力。高壓意味著可以縮小動力元件尺寸，減輕液壓系統重量，提升飛機承載能力。液壓系統重量減少1 kg，可以使飛機結構重量減少4 kg，或者使飛機承載能力提高15 kg[1]。但是，隨著系統壓力提高，損耗功率也隨之增加，在能量的轉化過程中以熱能形式耗散，由于元件尺寸小，自身散熱能力下降，且安裝空間結構復雜，散熱不暢，進而導致高壓系統溫度的急劇升高，飛機液壓系統壓力從21 MPa提高到56 MPa時，液壓系統溫度會從110 ℃升高到180 ℃。每當溫度升高15 ℃，油液的穩定使用壽命降低90%。過高的油溫會使液壓油氧化分解、變質，液壓油黏度和潤滑性能下降，元件泄漏增加，導致系統效率下降等問題[2]。

針對液壓系統的生熱散熱問題，近些年，學者們分別對元件級與系統級做了大量研究。李成功[3]提出了基本熱-液元件的關聯規則和自動生成整個熱-液系統模型的方法。在液壓元件方面，學者針對柱塞泵發熱，從泵泄漏生熱和摩擦生熱進行分析，并提出了基于柱塞泵的工作過程和傳熱機理的熱力學建模方法，對柱塞泵溫度特性進行分析[4-6]。羅艷彥等[7]對液壓管路建立熱模型，分析比較了機翼區域不同風速對管路散熱的影響。在高溫高壓管路上，陳建云等[8]對高溫高壓進氣管路系統進行仿真模擬以對航空發動機進氣管道性能優化。在液壓系統方面，學者針對系統級的飛機液壓能源系統發熱，分析了飛機液壓系統發熱和散熱的主要因素，搭建了熱特性仿真模型,計算復雜工況下全飛行階段的液壓系統溫度，評估液壓系統溫度是否在正常范圍內[9-12]。張學雷等[13]對直升機液壓系統熱特性進行分析。訚耀保等[14]建立船舶調距槳液壓系統模型，得到不同工況下溫升特性。在系統熱分析方面研究人員做了大量研究[15-17]，但未考慮持續的環境變化對系統溫度的影響。電靜液作動器(Electro-Hydrostatic Actuator，EHA)由于具有高功率密度、高集成化、高效率等優勢而受到關注，但EHA系統散熱條件較差制約其發展。針對伺服電機和液壓泵整體熱特性問題，學者建立電機、液壓泵熱力學模型，研究溫升規律[18-20]。為了將EHA的工作溫度控制在合理范圍內，對其進行熱分析并采用一定的措施對溫度進行控制[21-22]。

現階段對高壓液壓能源系統在不同飛行階段的溫度分析研究較少。本研究以35 MPa液壓能源系統工作原理設計為基礎，分析其主要元件生熱與散熱形式，利用AMESim技術重點開展35 MPa液壓能源系統溫度變化仿真，權衡其是否需要熱交換器，以及分析燃油-液壓油熱交換器安裝位置對該液壓系統溫度特性的影響，在此基礎上進行不同飛行階段下不同環境溫度的液壓系統的油液溫度變化仿真，為飛機液壓系統熱設計提供數據參考。

1 35 MPa液壓系統簡介

以35 MPa液壓能源系統為研究對象，開展飛機液壓系統熱建模與分析，系統原理圖如圖1所示，包括供壓線路、泵回油線路、泵吸油線路、系統回油線路等。該液壓系統工作原理是通過發動機驅動液壓泵工作，提供增壓壓力為自增壓油箱高壓腔和油箱增壓蓄壓器供壓，油箱高壓腔的壓力通過活塞面積比傳遞到儲油腔，保證飛機液壓泵具有良好的自吸性；液壓泵輸出的高壓油液流經液壓管路和控制元件，為液壓用戶作動提供能源；油箱增壓蓄壓器用以保持自增壓回路的壓力穩定，減小壓力波動；優先閥優先維持高優先級用戶壓力；在系統回油油路和液壓泵殼體回油油路預設熱交換器位置，作為權衡熱交換器安裝與否的參考。該液壓系統由2套原理設計相同的液壓能源系統組成，本研究僅建立1套液壓能源系統模型進行仿真分析。

1.自增壓油箱 2.油箱增壓蓄壓器 3.優先閥 4.系統安全閥 5.恒壓變量泵 6.高壓過濾器 7.泵回油熱交換器 8.泵回油過濾器 9.系統回油過濾器 10.系統回油熱交換器

2 液壓系統熱模型建立

2.1 發動機傳熱分析

發動機驅動齒輪箱傳遞扭矩驅動其發熱，只有很小一部分通過熱傳導傳至泵，再由泵將一部分熱量傳至液壓油，最終傳至液壓油的熱量很小，因此可忽略不計。

2.2 液壓泵傳熱分析

液壓泵的生熱可以分為機械損失生熱和容積損失生熱兩部分。機械損失生熱主要由各種機械摩擦和流體動力損失產生，如柱塞與缸體、滑靴與斜盤、缸體與配油盤以及其他相對運動摩擦產生的熱量，泵攪動損失等。容積損失生熱主要由泵的內泄漏產生，即高壓油液經縫隙由高壓向低壓泄流而產生的泄漏生熱。

液壓泵模型如圖2所示，液壓泵的散熱是各種損失產生的熱量通過強迫對流換熱傳遞到油液內，轉動部分與殼體、油液分別進行熱傳導和對流換熱，液壓泵外殼體與外界艙室環境進行對流換熱和輻射換熱。可認為液壓泵的機械功率損失全部轉化為熱量傳遞到液壓油液當中，因此，液壓泵的機械功率損失產生的熱量通過式(1)計算并傳遞到系統：

圖2 液壓泵模型

(1)

式中，Ppm—— 液壓泵機械損失功率

ηpm—— 液壓泵機械效率

Δp—— 液壓泵進出口壓差

q—— 液壓泵輸出流量

液壓油與泵體之間的對流換熱表示為：

Qpi=kpi(To-Tp)Api

(2)

泵體與空氣之間的對流換熱表示為：

Qpo=kpo(Tp-Tair)Apo

(3)

式中，kpi，kpo—— 液壓泵內、外側的換熱系數

Tp—— 液壓泵體溫度

To，Tair—— 液壓油液及環境空氣溫度

Api，Apo—— 泵內、外側的換熱面積

泵殼體同環境間的輻射換熱采用較簡單的模型，表示為：

(4)

式中，ε1—— 殼體材料黑度

σ—— 斯忒芬-波爾斯曼常數

2.3 液壓管路傳熱分析

液壓管路模型如圖3所示，液壓管路的生熱主要來源于油液在流動時的內、外摩擦力所引起的沿程壓力損失和油液流經彎管、通流截面變化等局部阻力引起的局部壓力損失。液壓管路的散熱主要是其通過熱傳導、熱對流和熱輻射3種傳熱形式與外界環境進行換熱。油液與管內壁發生強迫對流換熱，管內壁通過熱傳導將熱量傳遞給管外壁，同時管外壁與外界艙室環境進行對流換熱和輻射換熱。

圖3 液壓管路模型

液壓管路生熱：

(5)

式中，Pg—— 液壓管路損失功率

qg—— 通過管路的流量

λ—— 沿程阻力系數

v—— 液壓油液的流速

l—— 管路的長度

ξ—— 局部阻力系數

d—— 管路直徑

液壓油與管路之間的對流換熱表示為：

Qgi=kgi(To-Tg)Agi

(6)

管路與空氣之間的對流換熱表示為：

Qgo=kgo(Tg-Tair)Ago

(7)

式中，kgi,kgo—— 管路內、外壁的換熱系數

Tg—— 管路溫度

Agi，Ago—— 管路內、外壁的換熱面積

液壓管路同環境間的輻射換熱表示為：

(8)

式中,ε2為管路材料黑度。

2.4 自增壓油箱

自增壓油箱模型如圖4所示，自增壓油箱中由于高壓腔油液的泄漏和活塞運動時的摩擦都會造成功率損失，但其生熱量較小，故忽略不計。油箱散熱形式是油液的熱量通過對流換熱傳遞給油箱內壁面，油箱內壁通過熱傳導將熱量傳遞給油箱外壁，油箱外壁與外界艙室環境進行對流換熱和輻射換熱。

圖4 自增壓油箱模型

油箱的對流換熱與管路相似，表示為：

Qt=AtktΔTt

(9)

式中,kt—— 油箱與外界空氣的對流換熱系數

At—— 油箱的散熱面積

ΔTt—— 油箱內壁面與外壁面的對數平均溫差

油箱同環境間的輻射換熱表示為：

(10)

式中，ε3—— 油箱材料黑度

Tt—— 油箱溫度

2.5 熱交換器

如果自增壓油箱油液溫度或泵殼體回油油液溫度過高，則需要采用換熱器來降低液壓系統的溫度。常用的換熱器有空氣-液壓油換熱器和燃油-液壓油換熱器。燃油-液壓油換熱器熱邊是液壓油，冷邊為燃油，燃油既是熱沉又是熱傳輸介質。由于采用了緊湊式設計，采用液-液換熱，換熱系數僅次于相變換熱，熱傳輸效率高[23]。與此同時，航空燃油具有良好的熱容性，且適當提高燃油溫度有助于增加燃油流動性，增加發動機的燃油利用效率[24]。

熱交換器模型如圖5所示，當液壓系統工作時，液壓油經過換熱器造成的壓力損失會產生少量的熱量，故可以不考慮換熱器的生熱問題。當液壓系統溫度過高需要進行散熱時，液壓油會經過燃油-液壓油換熱器與燃油進行熱交換。

圖5 燃油-液壓油熱交換器模型

液壓油與燃油交換的換熱表示為：

Qe=AekeΔTe

(11)

式中，Ae—— 熱交換器總換熱面積

ke—— 熱交換器綜合換熱系數

ΔTe—— 液壓油液與航空燃油的對數平均溫差

3 35 MPa液壓系統熱特性模型及熱分析

為分析不同工況下環境溫度、熱交換器安裝位置、風速對液壓系統影響，按照系統工作原理，在AMESim中利用熱液壓庫搭建系統仿真模型。無熱交換器的系統仿真模型如圖6所示，設置液壓泵、管路形狀尺寸，換熱系數由軟件自帶公式計算，液壓油選擇Skydrol LD-4，主要仿真參數如表1所示。

表1 系統主要仿真參數

圖6 系統仿真模型

3.1 液壓泵出入口壓力

液壓泵出口、入口壓力變化曲線如圖7所示。液壓泵出口壓力p1約35 MPa，入口壓力p2約0.46 MPa。液壓泵、自增壓油箱模型設置滿足預期系統壓力要求。

圖7 液壓泵出口、入口壓力變化曲線

3.2 熱交換器位置對系統影響

由于設計油箱尺寸限制，須考慮僅依靠系統固有散熱能否滿足油液保持合適溫度，否則將采用熱交換器進行降溫。

設置環境溫度恒為20 ℃，與管壁接觸的空氣流速為0 m/s，相對空氣濕度為0%以模擬極端環境。調節節流閥開度模擬對稱負載和非對稱負載的液壓用戶流量需求變化，液壓泵泵源輸出流量如圖8所示。設置大流量工況，即0～50 s和150～200 s，油液流量包含液壓用戶需求流量和液壓泵等元部件的泄漏量；小流量工況，即50～150 s階段，油液流量主要為液壓泵的泄漏量。分別在殼體回油油路和系統回油油路添加燃油-液壓油熱交換器模型，選取系統最高溫度點(液壓泵殼體回油口處)溫度，如圖9所示。

圖8 泵源輸出流量

通過圖8、圖9可以看出，35 MPa液壓能源系統在泵源輸出大流量工況下溫升明顯， 很快就突破120 ℃的最高允許溫度。由于泵源輸出流量隨用戶需求變化幅度大，并且變化速率快，因此系統功率急劇變化，損耗功率相應增加。但由于系統油箱尺寸限制，且管路長度較短，系統依靠元件自身散熱效果不明顯，因此回路中增加熱交換器是必要的。

圖9 熱交換器不同位置時液壓泵殼體回油口處溫度

由圖9可知，將燃油-液壓油熱交換器安裝在不同位置時，系統溫度變化不同。熱交換器安裝在殼體回油路中：大流量工況時，大量油液未流經熱交換器，且系統發熱量大，溫度變化劇烈，由于泵的泄漏油液得到冷卻，油液溫度有所下降；小流量工況時，油液基本流經熱交換器，系統發熱量減少，散熱效果好，系統溫度降低。熱交換器安裝在系統回油路中：大流量工況時，油液基本流經熱交換器，散熱效果好，系統溫度大幅下降；小流量工況時，泵泄漏油液未流經熱交換器，此時油液溫度繼續升高。

因此，可根據具體飛行階段和發熱量來確定熱交換器安裝在系統回油路還是液壓泵殼體回油路上。若系統長時間處于高壓大流量工況下時，系統的發熱量較大，將熱交換器布置于系統回油路效果好；若系統主要是以小流量工作時，系統發熱量較小，主要為系統的泵閥等泄漏產熱，熱交換器安裝在殼體回油路上效果好。

3.3 熱交換器流量對系統影響

在系統回油油路添加燃油-液壓油熱交換器模型，設置環境溫度恒為20 ℃，與管壁接觸的空氣流速為0 m/s，相對空氣濕度為0%以模擬極端環境。通過改變熱交換器燃油流量，以分析燃油流量對液壓系統的散熱的影響。選取系統最高溫度點(液壓泵殼體回油口處)溫度，如圖10所示。

由圖10可以看出，在系統大流量工況時，熱交換器冷卻燃油流量越大，系統回油油液的散熱效果越好，系統油液溫度降低明顯；與此同時，由于系統油液溫度降低，在系統小流量工況時，液壓泵殼體回油溫度也下降，系統整體油液溫升下降。所以，熱交換器通過更多的燃油流量，以降低液壓能源系統油液溫度。

圖10 熱交換器不同流量時液壓泵殼體回油口處溫度

3.4 熱天高空飛行工況

在此工況中，因為液壓用戶大流量工況時間非常短暫(如減速板收放系統、起落架收放系統、襟翼收放系統)，對整個液壓系統溫度變化影響不大，因此只考慮液壓用戶的內泄漏節流損失生熱。熱天工況為夏季出現高溫極值時的工作狀態，地面環境溫度為55 ℃，設置液壓泵出口流量約為12 L/min，其中液壓泵殼體泄漏流量為液壓泵額定流量5%，約為9.8 L/min，液壓用戶生熱主要是由內泄漏產生，故取內泄漏量為用戶流量需求的1%，約為2.2 L/min。因為系統發熱量較小，巡航時間占飛行時間較長，將熱交換器安裝在殼體回油路上。

根據35 MPa液壓能源系統熱分析任務需求，進行熱天高空飛行工況模擬。環境溫度設置如圖11所示，隨飛行高度上升，外界環境溫度由地面55 ℃降至高空環境溫度-30 ℃并保持，隨飛行高度下降環境溫度上升至地面溫度55 ℃。液壓泵入口、出口及殼體回油油液溫度變化如圖12所示。

圖11 熱天高空工況環境溫度變化曲線

由圖12可得，在此工況下，35 MPa液壓能源系統液壓泵入口油液最高溫度為61.8 ℃，液壓泵出口油液最高溫度為67.6 ℃，殼體回油出口油液最高溫度為81.3 ℃，油箱最高溫度62.1 ℃。

根據圖11、圖12分析，飛機從地面起飛過程中，由于液壓泵的機械損失和容積損失、液壓用戶的泄漏等因素導致高壓液壓能源系統發熱，此時燃油箱的燃油溫度與環境溫度接近，系統的散熱效果不明顯，因此液壓能源系統的溫度不斷升高。隨著飛行高度上升并進入高空巡航工況，環境溫度降低至-30 ℃，系統的高溫油液通過管路和油箱等進行散熱，同時，燃油箱中的燃油溫度也隨高度上升而下降，在燃油-液壓油熱交換器作用下，液壓系統溫度逐漸降低。在飛機降落過程中，環境溫度逐漸上升，系統與外界環境的散熱效率下降，液壓系統溫度逐漸上升。

圖12 熱天高空工況液壓泵入口、出口及殼體回油油液溫度變化曲線

3.5 熱天低空盤旋工況

根據35 MPa液壓能源系統熱分析任務需求，進行熱天低空盤旋工況模擬。環境溫度設置如圖13所示，隨飛行高度的上升，外界環境溫度由地面55 ℃降至高空環境溫度28 ℃并保持，隨飛行高度下降環境溫度上升至地面溫度55 ℃。其余設置與熱天高空工況相同。液壓泵入口、出口及殼體回油油液溫度變化如圖14所示。

圖13 熱天低空盤旋工況環境溫度變化曲線

由圖14可得，在此工況下，35 MPa液壓能源系統液壓泵入口最高溫度為63.6 ℃，液壓泵出口油液最高溫度為69.4 ℃，殼體回油出口油液最高溫度為84.0 ℃，油箱最高溫度63.7 ℃。

圖14 熱天低空工況液壓泵入口、出口及殼體回油油液溫度變化曲線

由圖13、圖14可以看出，相比熱天高溫工況，開始時液壓能源系統溫度不斷上升，隨著飛行高度上升并進入低空盤旋工況，外界環境溫度逐漸下降至28 ℃并保持恒定，外界環境溫度與熱天高空工況相比變化不劇烈，系統熱交換不強烈，因此油液溫度降低較為緩慢且平衡溫度高于熱天高空工況下的溫度。在飛機降落過程中，環境溫度逐漸上升，系統與外界環境的散熱效率下降，液壓系統溫度逐漸上升。

因此，對于巡航時間占飛行時間較長，主要以小流量工作時的工況，將熱交換器布置在殼體回油路，系統溫度維持在90 ℃內。同時，環境溫度變化越劇烈，系統熱交換越強烈，有助于液壓能源系統散熱。

3.6 機翼處管路引入冷空氣散熱

根據液壓用戶出入口管路布置，在相應管路上施加不同風速，以分析冷空氣流速對液壓系統的散熱的影響。在熱天低空盤旋工況的條件下，選取自增壓油箱儲油腔油液溫度如圖15所示。

由圖15可看出，油箱儲油腔溫度變化與熱天低空盤旋工況趨勢相同。隨著環境溫度變化，高溫油液通過管路與外界進行強烈地換熱，同時由于在液壓用戶出入口的管路上施加冷空氣流速，雖然系統穿過機翼的管路較短，但經過液壓用戶的回油油液經機翼回到油箱的溫度仍下降約2 ℃。因此，在一定范圍內，機翼處管路施加的冷空氣流速越大，越有利于系統散熱。

圖15 油箱儲油腔油液溫度

4 結論

本研究以35 MPa液壓能源系統為例，對液壓系統的主要組成液壓元件的生熱和散熱機理進行研究。原設計由于油箱尺寸限制，且管路長度較短，元件自身散熱效果不明顯，因此須采用燃油作為冷卻介質的熱交換器，以降低液壓系統油溫，對燃油-液壓油熱交換器位于不同位置、系統在不同飛行階段下不同環境溫度、機翼處管路引入冷氣流等工況下溫度變化趨勢進行了分析，為飛機液壓系統熱設計提供參考。