(1.中国商用飞机有限责任公司 上海飞机设计研究院，上海 200000；2.中国航空工业集团有限公司 金城南京机电液压工程研究中心，江苏 南京 210000)

引言

液压系统温度特性一直是飞机液压系统设计考虑的重要因素之一。液压系统油液温度太高，油液黏性降低，会导致系统泄漏量增加，效率下降，同时会引起液压油氧化分解变质和密封件老化等一系列问题[1]。液压系统油液温度太低，油液黏性增加，会导致系统黏性阻尼损失增加，效率下降[2]，到达用户端的压力满足不了液压用户压力需求，同时会引起系统启动困难和密封件硬化等一系列问题。因此液压系统温度特性仿真计算对飞机液压系统设计和优化是十分重要的。

国内研究人员针对飞机液压系统的温度特性分析已经开展了一些研究工作。韩波、王纪森等[3]研究了通过控制体算法搭建飞机液压元件和系统热模型的过程；訚耀保、徐娇珑等[4]以A320飞机为例通过平均油温法对飞机液压系统在不同飞行阶段的油液温度进行了计算分析等。目前对于飞机液压系统及元件的温度特性研究基本都是基于理论分析的方法，然而在工程实际中飞机液压系统元件的很多详细设备参数未知，导致完全采用理论分析的方法可能由于缺少元件参数无法进行，而且对于一些液压系统元件，例如液压泵，如果完全采用理论分析计算液压泵运行时的各种能量损失作为泵的生热量，可能会比实际液压泵的生热量要大得多，因为液压泵的能量损失并非全部转化成热量。同时目前关于飞机液压系统的温度特性研究也较少关注实际飞机运行过程中的典型工况。本研究从工程应用的角度出发以某型飞机液压系统为例，对多种典型工况下的液压系统温度特性进行了仿真分析。

1 某型飞机液压系统简介

某型飞机液压系统由多套独立的子液压系统组成[5]，相互之间不存在油液混合，每套子系统的工作原理和系统组成大致相同。飞机液压系统工作原理是通过发动机驱动或电驱动的方式驱动液压泵工作，液压泵输出的高压油液流经液压管路和阀件等液压附件，分配至各液压用户，为液压用户作动提供能源。为控制系统油液温度，在液压泵壳体回油油路上安装有热交换器和相应的旁通阀，旁通阀会根据液压泵壳体回油油温的高低控制油液是否需要经过热交换器。本研究以某型飞机单套液压系统作为研究对象进行系统温度特性分析，其他液压子系统的分析方法类似，可参照进行。

2 某型飞机液压系统温度特性建模

某型飞机液压系统的发热主要来自：

(1) 液压泵和液压用户的机械损失生热和内泄漏节流损失生热。由于液压用户在液压系统整个运行过程中作动时间较短，在进行液压用户生热特性分析时，不考虑液压用户的机械损失生热，只考虑内泄漏节流损失生热；

(2) 液压油流经管路产生的黏性阻尼损失生热；

(3) 液压油流经液压阀和液压油滤产生的节流损失生热。考虑到液压油经过液压阀和油滤产生的压降较小，这里忽略这部分生热量。

某型飞机液压系统的散热主要包括液压油，液压元件和周围环境之间的传导、对流和辐射换热。液压泵和液压用户的散热面积相对于整个液压能源系统的管路来说非常小，因此在建模时忽略液压泵和液压用户的散热。

液压元件及系统的温度特性建模均在AMESim软件中完成[6-7]。

2.1 液压泵温度特性建模

液压系统中液压泵是主要的发热源，液压泵的生热[8-9]主要来源于泵的机械损失和内泄漏节流损失，根据液压泵的生热特性曲线可知泵的总生热量与输出流量和转速相关，即：

Htotal=f(Q,R)

(1)

式中,Htotal—— 总生热量

Q—— 输出流量

R—— 转速

根据泵的性能特性曲线提取不同转速下的总生热量-输出流量曲线，采用线性差值的方法得到泵的总生热量与输出流量和转速之间的三维曲面关系图，如图1所示。

图1 液压泵总生热量与转速和输出流量关系图

泵的总生热量会同时对壳体回油油液和正常输出油液进行加热，泵的总生热量分配给正常输出油液和壳体回油油液的比例以及泵的壳体回油泄漏流量是在进行泵的温度特性建模时需要定义的重要参数，它们都与泵的运行工况密切相关，可通过泵的特性试验数据总结得到。泵的壳体回油泄漏流量在未明显磨损的状态下会稳定在一个较低的水平，建模时取泵的壳体回油泄漏流量为一个较小的常数。总结泵的热特性试验数据可知，泵运行时正常输出油液的温升很小，建模时取分配给正常输出油液的加热量为一个较小的常数，则分配给壳体回油油液的加热量=总生热量-分配给正常输出油液的加热量，在进行粗略计算时也可考虑假设泵的生热量全部用来对壳体回油油液进行加热，液压泵的温度特性模型如图2所示。

图2 液压泵温度特性模型示意图

2.2 液压管路温度特性建模

液压管路的传热主要包括液压油和管路内表面之间的对流换热，管路内外表面之间的热传导，管路外表面与外界环境之间的对流和辐射换热。

换热系数是影响管路热计算的重要参数[10-12]。液压油和管路内表面之间的对流换热系数可由软件中管路热模型自带的经验公式计算得到。管路的热传导系数跟管路材料密切相关，在软件中定义好管路材料后热传导系数随之确定。管路外表面与外界环境之间存在对流和辐射传热，其中管路外界环境为空气的对流换热系数按空气中自然对流取值，大部分区域的换热条件与之类似，同时在模型中适当增大对流换热系数以包含辐射换热效应。部分经过机翼的液压管路是浸在燃油箱中的，其换热环境与其他区域不同，在进行换热系数参数设置时需考虑。液压管路的温度特性模型如图3所示。液压油箱建模与液压管路类似，不再赘述。

图3 液压管路温度特性模型示意图

液压用户温度特性建模时只考虑用户的内泄漏节流损失生热，在AMESim软件中作动筒两端设置旁通节流口，或者直接在作动筒参数设置中定义内泄漏流量，以模拟用户的内泄漏特性。系统中热交换器详细的设备参数未知，热交换器吸收的热量与入口油液温度、燃油温度和入口流量等密切相关，可根据具体的运行工况估算出液压油流经热交换器被带走的热量设置到模型中。

对液压系统中各元件进行建模后，形成整个液压系统的温度特性模型，如图4所示。图4是液压系统温度特性模型的示例图，系统元件和相应的输入参数在具体工况中可能会发生变化，例如电动泵在飞机大流量需求情况下会短时开启，则在模型中需增加电动泵温度特性模型，参照液压泵温度特性建模方法；在不同飞行阶段液压用户作动情况也不相同，在某些飞行阶段有些液压用户是不作动的，例如在空中飞行时刹车用户是不作动的，在这些飞行阶段可以不考虑相应液压用户的内泄漏特性；飞机从地面爬升至空中时外界环境温度降低管路外表面对流换热系数也会相应变化等等，在具体工况中需对模型中的元件和参数设置进行相应调整。模型中的管路布置参照飞机实际液压系统管路布置原理图并进行了合理简化，液压油选择Skydrol LD-4型液压油。

图4 液压系统温度特性模型示例图

3 典型工况下某型飞机液压系统温度仿真分析

某型飞机液压系统温度仿真分析的几种典型工况定义如表1中所示，取仿真时间t=3000 s。

3.1 极热天气地面正常运行工况下液压系统温度仿真分析

极热天气地面正常运行工况下，设置模型中的外界温度和燃油温度为54 ℃。液压系统各关键点的稳态温度仿真结果见表2，各关键点的温度变化曲线如图5和图6所示。分析仿真结果可知，极热天气地面正常运行工况下液压系统运行一段时间达到稳态，系统内的最高温度为壳体回油出口油温84 ℃，油箱油温为68.6 ℃。

表1 液压系统温度仿真分析的几种典型工况定义

表2 极热天气地面正常运行工况下液压系统关键点稳态温度仿真结果表

图5 极热天气地面正常运行工况下液压系统关键点温度变化曲线图

图6 极热天气地面正常运行工况下液压系统关键点温度变化曲线图

3.2 极热天气低燃油量工况下液压系统温度仿真分析

极热天气低燃油量工况是指燃油箱燃油液位较低的特殊情况，在此情况下，原本浸在燃油中的液压管路和热交换器均暴露在燃油蒸汽中，管路表面对流换热系数显著降低，严重影响系统散热。系统正常工作时出现此种情况的概率较低，因此这种工况的分析结果可仅供参考。极热天气低燃油量工况下，设置模型中的外界环境温度和燃油温度为46 ℃。液压系统各关键点的稳态温度仿真结果见表3，各关键点的温度变化曲线如图7和图8所示。分析仿真结果可知，极热天气低燃油量工况下液压系统运行一段时间达到稳态，系统内的最高温度为壳体回油出口油温88 ℃，油箱油温为69 ℃。

3.3 正常高空巡航工况下液压系统温度仿真分析

正常高空巡航工况下，飞机从地面起飞，爬升至指定巡航高度，在这个阶段中发动机驱动泵的转速会发生相应变化，同时电动泵在起飞爬升阶段会短时开启。

表3 极热天气低燃油量工况下液压系统关键点稳态温度仿真结果表

图7 极热天气低燃油量工况下液压系统关键点温度变化曲线图

图8 极热天气低燃油量工况下液压系统关键点温度变化曲线图

系统外界环境温度会随着飞机爬升高度的增加而降低，设置系统外界环境温度在飞机爬升阶段由15 ℃线性变化至-54 ℃，同时设置燃油箱燃油温度在飞机爬升阶段由15 ℃线性变化至20 ℃(燃油箱并不直接暴露在外界环境中，存在某种内部加热机制使燃油箱内燃油温度基本保持不变，下同)。此工况下历时3000 s后，液压系统各关键点温度仿真结果见表4，各关键点温度变化曲线如图9和图10所示，曲线图中的横坐标t是3000～6000 s，这是由于前3000 s用于形成系统稳定的初始状态，外界环境温度为15 ℃时系统达到稳态时各关键点的温度值即为此工况下的初始值，下同。

表4 正常高空巡航工况下液压系统关键点温度仿真结果表

图9 正常高空巡航工况下液压系统关键点温度变化曲线图

图10 正常高空巡航工况下液压系统关键点温度变化曲线图

3.4 正常低空巡航工况下液压系统温度仿真分析

正常低空巡航工况与正常高空巡航工况类似，只是巡航高度较低，发动机驱动泵的转速在过程中也会相应变化，电动泵在起飞爬升阶段会短时开启。系统外界环境温度随着飞机爬升高度的增加而降低，设置系统外界环境温度在飞机爬升阶段由15 ℃线性变化至-15 ℃，同时设置燃油箱燃油温度在飞机爬升阶段由15 ℃线性变化至20 ℃。此工况下历时3000 s后，液压系统各关键点温度仿真结果见表5，各关键点温度变化曲线如图11、图12所示。

表5 正常低空巡航工况下液压系统关键点温度仿真结果表

图11 正常低空巡航工况下液压系统关键点温度变化曲线图

图12 正常低空巡航工况下液压系统关键点温度变化曲线图

3.5 起飞爬升工况下液压系统温度仿真分析

起飞爬升工况实际是极热天气地面正常运行工况的延伸，由于在起飞爬升初始阶段，用户流量需求陡增，发动机驱动泵转速迅速增加，电动泵也开启运行，系统生热量显著增加，所以在爬升初始阶段系统温度会继续上升，后续电动泵关闭，外界环境温度显著降低后，系统温度会开始降低。起飞爬升工况下的系统热分析可用于确认系统温度是否会在爬升初始阶段有比较明显的上升。此工况下设置系统外界环境温度在飞机爬升阶段由54 ℃线性变化至9 ℃，燃油箱燃油温度在飞机爬升阶段由54 ℃线性变化至20 ℃。此工况下历时3000 s后，液压系统各关键点温度仿真结果见表6，各关键点温度变化曲线如图13和图14所示。分析仿真结果可知在起飞爬升初始阶段，壳体回油出口油温明显增加，最高达到96 ℃，比极热天气地面正常运行工况系统稳态壳体回油油温高8 ℃，但从油箱油温变化曲线可以看出，由于系统壳体回油流量较小，壳体回油温升对整个系统的影响并不大，油箱油温在起飞爬升初始阶段并无明显上升。

表6 起飞爬升工况下液压系统关键点温度仿真结果表

物理量仿真结果/℃泵的入口温度36.8泵的出口温度39.8壳体回油出口温度64.4热交换器入口温度61.7热交换器出口温度44.6燃油箱入口温度38燃油箱出口温度30油箱油温37.4壳体回油最高温度(出现在初始爬升阶段)96

图13 起飞爬升工况下液压系统关键点温度变化曲线图

图14 起飞爬升工况下液压系统关键点温度变化曲线图

4 结论

总结典型工况下的某型飞机液压系统温度仿真结果，正常运行情况下液压系统的最高油温为极热天气运行时飞机起飞爬升初始阶段的壳体回油出口油温，在飞机起飞爬升初始阶段液压系统短时大流量需求会引起壳体回油出口油温的明显上升，但对液压系统油箱油温影响不大。正常巡航工况下的液压系统温度仿真可用于分析在巡航状态下的油箱油温会不会低于油箱内油液的最低全性能温度，影响系统性能。在进行飞机液压系统设计和优化时，评估液压系统温度是否在正常范围内，可重点关注典型工况和典型阶段的极限状态点，以覆盖诸多复杂工况下全飞行阶段的液压系统温度计算。本研究介绍的液压系统温度仿真分析方法和典型工况具有通用性，可为飞机液压系统温度计算分析提供参考。