某飛行臺被試發(fā)動機液壓負(fù)載系統(tǒng)設(shè)計

段小維+++薛文鵬

摘 要：文章針對某飛行臺被試發(fā)動機試驗要求，設(shè)計研發(fā)了一套被試發(fā)動機液壓負(fù)載系統(tǒng)。該系統(tǒng)以流量作為加載目標(biāo)，用于實現(xiàn)對被試發(fā)動機轉(zhuǎn)子機械功率的提取與考核，同時考察飛機液壓負(fù)載對發(fā)動機工作穩(wěn)定性和性能特性的影響。文章介紹了該液壓負(fù)載系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)、控制方式、實現(xiàn)方法及功能特點。試驗表明，該液壓負(fù)載系統(tǒng)能夠滿足某發(fā)動機飛行臺試飛過程中液壓系統(tǒng)試驗的要求。

關(guān)鍵詞：飛行臺；液壓負(fù)載；電液伺服閥；流量控制；PID

1 概述

被試發(fā)動機的飛行臺試驗是將被試發(fā)動機安裝于成熟載機平臺，從而在真實高空飛行條件下完成對被試發(fā)動機功能及性能的暴露、考核、評估的試驗方法。一般用于新型發(fā)動機的研制試飛及取證試飛階段。在該階段試驗過程中，對發(fā)動機轉(zhuǎn)子機械功率的提取與考核，對液壓泵與發(fā)動機的匹配性考察，及各個狀態(tài)下飛機液壓負(fù)載對發(fā)動機工作穩(wěn)定性和性能特性影響的衡量與評估是該階段試驗的一項重要內(nèi)容。

本文針對某飛行臺被試發(fā)動機試驗任務(wù)系統(tǒng)，在結(jié)合該飛行臺實際技術(shù)條件及動力裝置飛行臺試驗內(nèi)容、試驗要求的基礎(chǔ)上，設(shè)計研發(fā)了一套被試發(fā)動機液壓負(fù)載系統(tǒng)。考慮到載機平臺及試驗過程的安全性，該系統(tǒng)設(shè)計為一個自封閉的液壓系統(tǒng)，獨立于載機平臺之上，通過控制調(diào)節(jié)液壓泵出口壓力及流量實現(xiàn)模擬負(fù)載運行，可實現(xiàn)被試發(fā)動機各狀態(tài)下設(shè)計值范圍內(nèi)液壓系統(tǒng)負(fù)載的模擬及控制監(jiān)控，負(fù)載流量手動自動可調(diào)。該負(fù)載系統(tǒng)安裝于被試吊艙進(jìn)氣道唇口艙內(nèi)，具有體積小，結(jié)構(gòu)緊湊的特點。

2 系統(tǒng)設(shè)計

2.1 系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計

該發(fā)動機液壓負(fù)載系統(tǒng)用于某型發(fā)動機的飛行臺試驗過程中，用于模擬飛機液壓系統(tǒng)負(fù)載運行，實現(xiàn)對被試發(fā)動機所驅(qū)動液壓泵的功率提取、測量及控制，從而間接獲得被試發(fā)動機轉(zhuǎn)子的機械功率?？紤]到新型發(fā)動機飛行臺試驗的特殊性及安全性，系統(tǒng)采用自封閉式設(shè)計方案，不作為載機液壓附件供能單元。整個系統(tǒng)由液壓油源模塊、泵源模塊、負(fù)載模擬模塊、溫度控制模塊、管路及安全控制部件、測控模塊組成，系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖1所示。

由自主式增壓油箱，蓄能器及組件構(gòu)成的液壓油源模塊，為整個系統(tǒng)提供液壓油源，并通過預(yù)設(shè)蓄能器壓力來調(diào)整及穩(wěn)定油箱供油壓力，實現(xiàn)并滿足被試液壓泵的入口壓力需求。泵源模塊為被試發(fā)動機帶轉(zhuǎn)的恒壓變量泵及其保護(hù)油路，為整個系統(tǒng)提供壓力源，其輸出性能為系統(tǒng)考核目標(biāo)。負(fù)載模塊采用并聯(lián)式液壓伺服閥方案，以流量為被控目標(biāo)，模擬飛機用壓系統(tǒng)運行，是該系統(tǒng)的核心部分。溫度控制模塊則以被試發(fā)動機供油油箱燃油為冷卻介質(zhì)對系統(tǒng)進(jìn)行冷卻，以確保整個試驗過程中液壓油的工作溫度及特性。系統(tǒng)通過管路上的油濾、單向閥、卸荷閥等安全組件保證故障及非正常運行狀態(tài)下的安全性要求，并由測控系統(tǒng)完成液壓加載控制及系統(tǒng)各種工作狀態(tài)參數(shù)監(jiān)控及數(shù)據(jù)處理。

系統(tǒng)加載功率按公式（1）計算。

式中：N-提取的功率，kW；Q-負(fù)載管線的液壓油流量；P泵出口-泵出口的壓力，kgf/cm2；P泵進(jìn)口-泵進(jìn)口的壓力，kgf/cm2；η-泵的工作效率。

2.1.1 液壓泵源及系統(tǒng)壓力控制

該系統(tǒng)的被試對象為被試發(fā)動機轉(zhuǎn)子帶轉(zhuǎn)的某型號航空斜盤式軸向恒壓柱塞變量泵，由恒壓變量泵的原理可知，額定流量范圍內(nèi)，泵出口壓力基本保證恒定，因此，系統(tǒng)壓力由液壓泵自身來調(diào)節(jié)。同時，系統(tǒng)設(shè)置了一個帶應(yīng)急卸載的比例溢流閥如圖1中所示，設(shè)置系統(tǒng)保護(hù)壓力Pa，當(dāng)液壓泵出口壓力大于Pa時，系統(tǒng)自動泄壓。該電磁比例溢流閥包括一個先導(dǎo)式比例溢流閥和一個電磁換向閥。先導(dǎo)式比例溢流閥在輸入為零時，可起卸荷作用；電磁換向閥在通電時保證系統(tǒng)的正常工作，當(dāng)系統(tǒng)出現(xiàn)故障，電磁溢流閥斷電，系統(tǒng)卸壓，也可以作為液壓負(fù)載系統(tǒng)打開和關(guān)閉的開關(guān)。

2.1.2 負(fù)載模擬及流量控制

該系統(tǒng)是通過調(diào)節(jié)被試液壓泵出口壓力及流量來模擬飛機液壓負(fù)載的運行，系統(tǒng)壓力由被試液壓泵控制，流量則成為該系統(tǒng)最為核心的控制需求。結(jié)合安裝位置及實際控制需要，系統(tǒng)采用電液伺服閥為被控元件，由電液伺服閥的輸出特性曲線可知，一定的供油壓力下，在負(fù)載為零時，電液伺服閥輸出的流量與輸入電流（閥口開度）成正比。最為典型的電液伺服閥流量閉環(huán)控制系統(tǒng)原理如圖2（a）所示。

根據(jù)實際情況，該系統(tǒng)采用兩個FF106-100型電液伺服閥（參數(shù)如表1所示）并聯(lián)控制的策略，在供油壓力為Ps時其空載流量最大為200L/min，滿足最大流量的工作要求，并且并聯(lián)控制過程近似的簡化為2個流量閥的均流疊加控制過程。

將電液伺服閥近似的看作二階震蕩環(huán)節(jié)，由控制原理圖及控制流程可得到統(tǒng)控制方塊圖如圖2（b）所示。其中KSV為電液伺服閥的流量增益，ωSV為電液伺服閥的固有頻率，ξSV為電液伺服閥的阻尼比。結(jié)合伺服閥參數(shù)及系統(tǒng)實際工作壓力情況，得到系統(tǒng)控制流程及傳遞函數(shù)如圖2（c）所示。根據(jù)試驗要求及實際使用過程中的控制精度需求，系統(tǒng)采用成熟的PID控制模式。系統(tǒng)經(jīng)MATBLE仿真采用Ziegler-Nichols方法并結(jié)合試湊法，取控制參數(shù)KP=1.58， Ki=0.67，Kd=0，系統(tǒng)80L/min設(shè)定值下的階躍響應(yīng)曲線如圖3所示，系統(tǒng)穩(wěn)定時間0.21s滿足發(fā)動機起動及狀態(tài)突變過程加載使用需求。

2.1.3 系統(tǒng)溫度控制

作為一個能量的轉(zhuǎn)換系統(tǒng)，該系統(tǒng)是把發(fā)動機的機械能通過液壓泵轉(zhuǎn)化為液壓油的動能和壓力能，最后以發(fā)熱的形式消耗掉，因此系統(tǒng)的發(fā)熱很大。由于被試發(fā)動機吊艙內(nèi)空間及安裝位置的限制，使得系統(tǒng)油箱容量有限，為了確保液壓油的溫度及特性，系統(tǒng)采用被試發(fā)動機供油油箱燃油為冷卻介質(zhì)對液壓油進(jìn)行冷卻。根據(jù)試驗要求，系統(tǒng)連續(xù)工作時間應(yīng)保證≥10min。以燃油入口溫度≤50℃，燃油出口溫度≤60℃，液壓油允許油溫達(dá)到油溫80℃為設(shè)計目標(biāo)。因液壓系統(tǒng)管路少以及油箱體積小，在熱傳遞中不計其散熱功率，即假設(shè)液壓系統(tǒng)的發(fā)熱量全部由冷卻介質(zhì)燃油帶走，則有：

（1）設(shè)系統(tǒng)滿負(fù)荷工作允許的時間為t（min），則產(chǎn)生的熱量為：

（2）由飛行臺被試發(fā)動機油箱容量及發(fā)動機實際供油量可確定冷卻燃油供油量12000L/h（200L/min），則冷卻器在時間t（min）內(nèi)可帶走的熱量為：

（3）液壓油溫升所需熱量（液壓油最小量11L，油溫可升40℃）

（4）采用2個燃油冷卻器YSR-2（液壓油腔最大流量80l/min，燃油腔310l/min），負(fù)載系統(tǒng)滿負(fù)荷工作，可持續(xù)的時間為：

既有當(dāng)冷卻的燃油量12000L/h（200l/min），燃油入口出口溫差達(dá)到10℃，負(fù)載系統(tǒng)中的液壓油溫升40℃，系統(tǒng)滿負(fù)荷可運行16.25min，可滿足使用要求。

2.2 測控系統(tǒng)結(jié)構(gòu)及功能設(shè)計

2.2.1 測控系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)

該測控系統(tǒng)用以完成整個試驗過程中所有狀態(tài)下的液壓加載控制及系統(tǒng)狀態(tài)監(jiān)控功能。結(jié)合實際使用情況，選擇采用PC/104總線結(jié)構(gòu)的嵌入式計算機和主控計算機相結(jié)合的分布式測控方案，二者之間通過網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行數(shù)據(jù)交互。其系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)如圖4所示。嵌入式計算機由CPU模塊、擴展功能模塊和數(shù)據(jù)采集與控制模塊等構(gòu)成，主要用于完成實時的測控功能，并將測試數(shù)據(jù)發(fā)送到主控計算機；主控計算機完成系統(tǒng)管理和數(shù)據(jù)的事后分析與存儲。

2.2.2 軟件及功能設(shè)計

根據(jù)實驗對象某型發(fā)動機液壓負(fù)載試驗系統(tǒng)特點及其飛行臺它機試飛階段的試驗內(nèi)容及流程要求，以C++ Builder5.0、Datalab為開發(fā)平臺采用模塊化結(jié)構(gòu)完成系統(tǒng)測控軟件編制調(diào)試。整個軟件根據(jù)功能劃分為試驗配置、測控通道標(biāo)定、試驗過程控制、試驗數(shù)據(jù)處理等幾大功能模塊，其結(jié)構(gòu)如圖5所示。該系統(tǒng)具備以下功能：

（1）系統(tǒng)自檢及試驗配置功能：完成系統(tǒng)開機自檢，對系統(tǒng)硬件進(jìn)行配置，包括接口板卡（A/D卡、D/A卡、DI/O卡）配置、AD/DA/DIO通道配置及網(wǎng)絡(luò)數(shù)據(jù)協(xié)議配置。

（2）測控通道標(biāo)定功能：包括輸入通道標(biāo)定、輸出通道標(biāo)定及數(shù)字I/O通道標(biāo)定。輸入通道標(biāo)定主要完成信號及反饋通道的零、滿點及量綱標(biāo)定；輸出通道標(biāo)定主要完成模擬輸出通道電流的零、滿點調(diào)整及額定電流設(shè)置；數(shù)字I/O通道標(biāo)定可對系統(tǒng)中所使用的數(shù)字I/O通道進(jìn)行檢查和設(shè)置。

（3）加載控制及實時監(jiān)控功能：系統(tǒng)可實現(xiàn)對于被試發(fā)動機各種狀態(tài)下的液壓負(fù)載模擬及緊急狀態(tài)下的手動卸荷，加載流量范圍滿足被試發(fā)動機液壓泵最大流量需求，可根據(jù)實際情況及需要進(jìn)行手動或自動調(diào)節(jié)。并實現(xiàn)對于試驗過程中功率，流量，各測量點壓力及溫度的實時監(jiān)控。

（4）報警及應(yīng)急卸荷功能：在系統(tǒng)運行參數(shù)超出限制值時進(jìn)行報警提示，并在系統(tǒng)超壓及油溫超溫時進(jìn)行自動卸荷。

（5）加載系統(tǒng)工作參數(shù)數(shù)據(jù)處理、顯示、存儲和回放等。

3 液壓負(fù)載系統(tǒng)試驗

被試飛行臺在某高度平飛過程中，被試發(fā)動機分別在不同狀態(tài)下進(jìn)行了被試液壓泵10%額定流量，25%額定流量，65%額定流量，95%額定流量四個流量下各兩分鐘的加載試驗。試驗過程中，被試液壓泵工作正常，被試發(fā)動機工作正常，液壓負(fù)載系統(tǒng)工作參數(shù)正常（試驗曲線見圖6）。

4 結(jié)束語

本文針對某型發(fā)動機的飛行臺試驗內(nèi)容及要求，結(jié)合飛行臺及被試發(fā)動機試驗及吊艙系統(tǒng)，設(shè)計研發(fā)了一套被試發(fā)動機液壓負(fù)載系統(tǒng)。該系統(tǒng)獨立于載機平臺之上，可實現(xiàn)對發(fā)動機各狀態(tài)下液壓系統(tǒng)帶載狀態(tài)的模擬，負(fù)載流量手動自動可調(diào)，最大流量滿足被試液壓泵及系統(tǒng)需求。并且完成了發(fā)動機多個狀態(tài)下空中不同流量下的加載試驗，從試驗結(jié)果看，飛行臺液壓加載系統(tǒng)在被試發(fā)動機試驗過程中，可以按試驗要求模擬被試發(fā)動機液壓系統(tǒng)負(fù)載運行過程，完成對于發(fā)動液壓系統(tǒng)帶載能力及帶載狀態(tài)下發(fā)動機性能的考核，整個系統(tǒng)及試驗過程安全、準(zhǔn)確、有效，滿足系統(tǒng)設(shè)計指標(biāo)及功能要求。

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作者簡介：段小維（1985-），女，碩士，工程師，主要研究方向：航空發(fā)動機飛行試驗電氣控制技術(shù)。