某型機液壓系統壓力脈動測量與仿真

胡峰波，王朝暉，左登勇，朱 瑩

(1.航空工業第一飛機設計研究院，陜西 西安 710089；2.西北工業大學 自動化學院，陜西 西安 710072)

液壓系統是飛機機載系統的重要組成部分，為其他機載子系統提供動力支撐[1]。柱塞泵在飛機液壓系統中應用極為普遍[2]。柱塞泵循環往復地吸油與排油過程中，柱塞的周期性運動使柱塞泵的出口流量具有脈動特性，進而導致液壓系統的壓力產生脈動[3]。壓力脈動將會迫使導管產生耦合振動，由此引起的導管斷裂現象時有發生，使系統無法工作，甚至引發飛機嚴重事故，飛機液壓系統壓力脈動成為威脅飛機安全的重要問題。

當前，國內外學者主要是從優化液壓泵結構參數[4-5]、優化液壓系統布局[6-7]、增加脈動濾波裝置[8-9]等方面進行壓力脈動特性研究，從而提出抑制壓力脈動的方法。但鮮有人著手于壓力脈動測量方案的研究，在實際工程應用中，傳感器的選型與安裝、測點的布置與數量等對測量結果有著顯著影響，高效的測量方案和高精度的測量結果是進行壓力脈動特性研究的有效補充。蔡亦鋼等[10]采用卡式壓力傳感器設計了管道壓力脈動試驗裝置和測試系統進行動態壓力測試；齊曉燕等[11]介紹了一種應變片粘貼的具體操作流程以及適用于液壓系統管路應力測試的試驗程序、方法及其相關的數據分析應用；王勇等[12]在不同工況下設置多測點探究壓力脈動隨流量變化的規律；劉志敏等[13]結合壓力傳感器類型和測點位置介紹了壓力脈動測量的關鍵技術。但是對于工程實際中壓力脈動的測量方案和影響測量精度的因素依舊缺乏系統的研究。

采用AMESim軟件對柱塞泵進行元器件級別的原理建模，從柱塞泵的內部結構出發，搭建恒壓變量柱塞泵的仿真模型，系統地從傳感器的選型和安裝、傳感器接頭形式和管道長度進行研究,提高壓力脈動測量精度，為進行壓力脈動特性研究以及抑制壓力脈動奠定基礎。

1 傳感器選型

飛機地面模擬試驗和飛機機載試驗中，采用高速采集測量設備能方便地測量出飛機液壓系統的壓力脈動值，壓力脈動測量設備主要由高頻壓力傳感器、信號調理器和多通道高速數據采集處理系統組成。

飛機液壓系統壓力脈動測量方法主要有兩類：一種是在被測管上加裝測壓接頭或支管用于安裝壓力傳感器，直接對流體的壓力脈動進行測量；另一種是非介入式測量，通過直接在管壁上測量應變或者振動的方法來間接測量，一般需要進行專業標定，測量精度不高，不予考慮。直接壓力測量的傳感器主要包括電學式壓力傳感器、應變片、振動筒、硅壓阻等。其中，諧振筒式壓力傳感器是一種高精度、高靈敏度的壓力傳感器，可直接輸出頻率，且與數字微處理器接口方便，目前已經廣泛應用于航空、民航等領域。此外，需要綜合考慮傳感器的動靜態性能和強度性能。

2 傳感器安裝

2.1 測點選擇

液壓系統的壓力實際為分布函數，考慮到壓力波的傳遞、流固耦合等因素，各點動態壓力均有差異，測點選擇需要根據分析目的來確定。從液壓系統壓力脈動檢測來說，一般在泵出口處的壓力脈動最大。對于管路固支條件不好存在管路振動的情況，可能存在流固耦合諧振，一般在管路懸臂較大的管路前后需要加裝壓力測點和振動檢測。

在測試方案中一定要經過測點仿真預測，可以通過數學計算或有限元仿真的方法確定測試布點方案，再根據實際情況進行適當調整。測量位置的選擇關系到測試結果是否能正確地反映出系統中壓力脈動的真實情況，不僅應考慮根據不同的振動源選取不同的測量位置,而且應盡可能使所選位置能測量到壓力脈動的最大值[14]。測量位置應選擇在離所測元件最近的地方，同時考慮安裝和拆卸是否方便。測量時將原有接頭更換成三通接頭，用來連接測量傳感器。通常，除了在泵出口設置測點外，還應在管路的彎管處和擴散管處布置壓力測點。在條件允許的情況下盡可能多布置一些壓力測點，以便分析壓力脈動在整個流場內的分布與傳播情況。

液壓泵壓力脈動測試主要是測定每個液壓油泵出口段的壓力脈動最大峰值不得超過系統額定工作壓力的相應比例(通常為5%～10%)。由于該驗證科目需要測量高頻的壓力脈動信號，因而壓力測點應該盡可能采用旁路單點直插式或主路多點共用式改裝。同時這種壓力脈動測試類改裝需要較高的頻響特性指標，壓力測試傳感器應選擇帶寬較高的規格，并且測試系統需要選擇很高的采樣速率，通常在10 kHz以上；管道的脈動特性主要由管壁、油液的材料特性和管道結構參數決定。因此，一般應在上述參數發生變化的管段上布置傳感器。對于面內的橫向脈動，除上述因素外，兩支架間管道長度也是影響管道脈動特性的重要因素。因此，應將脈動傳感器布置在上述參數發生變化的管段的中部和兩端，從而全面檢測系統的脈動狀態；液壓系統中的液壓控制元件、動作元件在迅速停止、變速、換向時，會產生大的壓力脈動，應在液壓流體的入口和出口布置壓力傳感器進行測量。關于測量支管的布置方式，一些學者用實驗方法研究不同支管布置方式的輸液管路壓力脈動問題[15]，該實驗結果對于旁路單點直插式改裝具有重要的參考價值。

2.2 傳感器接頭及短管影響

針對不同支管角度(30°、60°、90°)、不同支管長度(10 mm、30 mm、50 mm、70 mm、90 mm)、不同支管直徑(5 mm、10 mm)的三通接頭進行脈動仿真分析，主管路直徑為10 mm，選用壓力為5 MPa和頻率為2000 Hz，建立圖1所示的三通接頭仿真模型圖。

圖1 三通接頭仿真模型圖

輸入為5+0.5sin(4000πt)壓力時，不同支管長度的30°、90°三通接頭脈動情況分別如圖2、圖3所示。

由圖2、圖3可知，支管路長度在10～90 mm內變化時，對脈動測量誤差幾乎無影響；輸入為5+0.5sin(4000πt)壓力時,支管直徑分別為5 mm、10 mm的三通接頭脈動情況如圖4所示。由圖4可知，測量支路管徑的變化對脈動測量誤差的影響不大；輸入為5+0.5sin(4000πt)壓力時,支管角度分別為30°、60°、90°的三通接頭脈動情況如圖5所示。由圖5可知，支路角度的變化對脈動測量誤差的影響不大。圖中1 bar=0.1 MPa。

圖2 不同支管長度的30°三通接頭脈動曲線

圖3 不同支管長度的90°三通接頭脈動曲線

圖4 不同支管直徑的三通接頭脈動曲線

圖5 不同支管角度的三通接頭脈動曲線

3 基于AMESim的液壓系統仿真建模

AMESim液壓仿真軟件能綜合考慮摩擦、泄漏以及油液自身特性，從元件級設計出發，構建液壓系統的仿真模型，參數的設置與更改都十分方便，仿真結果具有較高的精確度[16]。

液壓系統由3個完全獨立的功率源組成，油源1和油源2是主要的飛行控制系統功率源，油源3提供備份和通用系統液壓能源。

油源中包含1個恒壓變量斜盤柱塞泵、彈簧式增壓油箱、液位開關、軟管、接口對應供油、回油和殼體回油，以及熱交換模塊。某型飛機液壓系統中熱交換模塊共有2個，分別在主油源1和主油源2中，每個熱交換模塊都是一個雙組件單元，由一個電機驅動的風扇通過強制對流的方式從流體中去除熱量。備份油源3主要由1個彈簧式增壓油箱、1個熱交換單元和1個恒壓變量柱塞泵、油濾、單向閥組成。在AMESim中搭建的油源1、油源2和油源3模型如圖6所示。

圖6 油源AMESim模型

油源1和油源2共同為主槳伺服系統、尾槳伺服系統、增穩作動器提供液壓動力，在AMESim中搭建尾槳伺服作動器如圖7所示。

圖7 尾槳伺服作動器AMESim模型

轉換模塊(1,3)的作用是在備份油源3和主油源1之間進行液壓能源的切換，當主油源1出現故障導致壓力降低，切換閥進行切換，使用備份油源3來替代主油源1對液壓用戶供壓。轉換模塊(1,3)的AMESim模型如圖8所示，轉換模塊(2,3)同理。

圖8 轉換模塊(1,3)的AMESim模型

為了更好地測量飛機液壓系統的壓力脈動，采用AMESim中HCD庫細化泵的內部模型。采用柱塞數為9的斜盤柱塞泵，泵模型包括恒壓閥、變量機構、斜盤、柱塞、滑靴、配油盤，并考慮了斜盤的泄露，其AMESim模型如圖9所示，圖9中省略號處省略了7套相同的設備模型。

圖9 恒壓變量柱塞泵的AMESim模型

4 液壓系統壓力脈動仿真分析

基于AMESim模型，仿真分析相關部分的壓力脈動值。恒壓變量柱塞泵出口壓力曲線和該壓力曲線局部放大圖如圖10所示。由圖10可知，該壓力脈動峰峰值最大為13.1 bar。

圖10 恒壓變量柱塞泵出口壓力曲線及局部放大圖

泵出口軟管末端壓力脈動局部放大圖如圖11所示。由圖11可知，軟管入口壓力脈動即泵出口壓力脈動略大于軟管出口脈動，軟管出口脈動壓力脈動為12.86 bar。

圖11 泵出口軟管末端壓力曲線局部放大圖

泵出口單向閥前后壓力脈動局部放大圖如圖12所示。由圖12知，單向閥后壓力脈動明顯小于泵出口，單向閥前壓力脈動同軟管出口，單向閥后壓力脈動峰峰值為0.7 bar。

圖12 泵出口單向閥前后壓力曲線局部放大圖

模態轉換閥前后壓力脈動局部放大圖如圖13所示。由圖13可知，兩條曲線基本重合，二者的差異與轉換閥節流窗口參數有關，但總體脈動都比較小，峰峰值為0.71 bar。

圖13 模態轉換閥前后壓力曲線局部放大圖

負載用戶供油切斷閥前后壓力脈動局部放大圖如圖14所示。由圖14可知，兩條曲線基本重合，二者的差異同樣與閥節流窗口參數有關，出口脈動減小，峰峰值為0.7 bar。

圖14 負載供油切斷閥前后壓力曲線局部放大圖

雖然二者穩定時的壓力脈動相差較小，但在負載快速變化流量較大時，因切斷閥節流引起的前后壓力與負載有關。本仿真案例下的負載變化情況壓力曲線如圖15所示。舵機從0.5 s啟動運動至1.3 s到限位時結束。

圖15 供油切斷閥前后壓力時間響應

舵機伺服閥負載口的壓力脈動局部放大圖如圖16所示，壓力脈動峰峰值0.37 bar。伺服閥全開狀態壓力曲線如圖17所示。由圖17可知，在伺服閥閉環控制狀態舵機腔壓力沒有脈動。

圖16 舵機伺服閥負載口的壓力脈動曲線局部放大圖

圖17 伺服閥全開狀態壓力曲線局部放大圖

通過仿真分析，可以得出結論：

① 三通角度、支管長度和直徑對測量誤差均無明顯影響；

② 泵出口單向閥前后壓力脈動差異較大，單向閥后壓力脈動減小較多；

③ 至用戶末端，因節流、管路液阻和容積壓縮性等影響，壓力脈動較小。

5 結束語

基于AMESim軟件建模仿真，系統地針對提高飛機液壓系統壓力脈動測量精度開展研究，得出以下結論：

① 采用直接測量的方法綜合考慮傳感器的動靜態性能及強度性能進行傳感器選型；

② 液壓泵出口壓力脈動測量，測點應盡可能采用旁路單點直插式改裝，同時測試系統選用高采樣率(通常≥10 kHz)，傳感器高頻響、小容腔；

③ 工程使用中，飛機液壓系統脈動測量選用較多的為HKM375傳感器，滿足測量要求。

后續研究將基于提出的測量方案，探究壓力脈動的動態特性以及抑制壓力脈動的可行性方案。