某飞行台被试发动机液压负载系统设计.docVIP

　　某飞行台被试发动机液压负载系统设计 摘 要：文章针对某飞行台被试发动机试验要求，设计研发了一套被试发动机液压负载系统。该系统以流量作为加载目标，用于实现对被试发动机转子机械功率的提取与考核，同时考察飞机液压负载对发动机工作稳定性和性能特性的影响。文章介绍了该液压负载系统的结构、控制方式、实现方法及功能特点。试验表明，该液压负载系统能够满足某发动机飞行台试飞过程中液压系统试验的要求。 中国 1/vie 　　关键词：飞行台；液压负载；电液伺服阀；流量控制；PID 　　1 概述 　　被试发动机的飞行台试验是将被试发动机安装于成熟载机平台，从而在真实高空飞行条件下完成对被试发动机功能及性能的暴露、考核、评估的试验方法。一般用于新型发动机的研制试飞及取证试飞阶段。在该阶段试验过程中，对发动机转子?C械功率的提取与考核，对液压泵与发动机的匹配性考察，及各个状态下飞机液压负载对发动机工作稳定性和性能特性影响的衡量与评估是该阶段试验的一项重要内容。 　　本文针对某飞行台被试发动机试验任务系统，在结合该飞行台实际技术条件及动力装置飞行台试验内容、试验要求的基础上，设计研发了一套被试发动机液压负载系统。考虑到载机平台及试验过程的安全性，该系统设计为一个自封闭的液压系统，独立于载机平台之上，通过控制调节液压泵出口压力及流量实现模拟负载运行，可实现被试发动机各状态下设计值范围内液压系统负载的模拟及控制监控，负载流量手动自动可调。该负载系统安装于被试吊舱进气道唇口舱内，具有体积小，结构紧凑的特点。 　　2 系统设计 　　2.1 系统结构设计 　　该发动机液压负载系统用于某型发动机的飞行台试验过程中，用于模拟飞机液压系统负载运行，实现对被试发动机所驱动液压泵的功率提取、测量及控制，从而间接获得被试发动机转子的机械功率。考虑到新型发动机飞行台试验的特殊性及安全性，系统采用自封闭式设计方案，不作为载机液压附件供能单元。整个系统由液压油源模块、泵源模块、负载模拟模块、温度控制模块、管路及安全控制部件、测控模块组成，系统结构如图1所示。 　　由自主式增压油箱，蓄能器及组件构成的液压油源模块，为整个系统提供液压油源，并通过预设蓄能器压力来调整及稳定油箱供油压力，实现并满足被试液压泵的入口压力需求。泵源模块为被试发动机带转的恒压变量泵及其保护油路，为整个系统提供压力源，其输出性能为系统考核目标。负载模块采用并联式液压伺服阀方案，以流量为被控目标，模拟飞机用压系统运行，是该系统的核心部分。温度控制模块则以被试发动机供油油箱燃油为冷却介质对系统进行冷却，以确保整个试验过程中液压油的工作温度及特性。系统通过管路上的油滤、单向阀、卸荷阀等安全组件保证故障及非正常运行状态下的安全性要求，并由测控系统完成液压加载控制及系统各种工作状态参数监控及数据处理。 　　系统加载功率按公式（1）计算。 　　式中：N-提取的功率，kATBLE仿真采用Ziegler-Nichols方法并结合试凑法，取控制参数KP=1.58， Ki=0.67，Kd=0，系统80L/min设定值下的阶跃响应曲线如图3所示，系统稳定时间0.21s满足发动机起动及状态突变过程加载使用需求。 　　2.1.3 系统温度控制 　　作为一个能量的转换系统，该系统是把发动机的机械能通过液压泵转化为液压油的动能和压力能，最后以发热的形式消耗掉，因此系统的发热很大。由于被试发动机吊舱内空间及安装位置的限制，使得系统油箱容量有限，为了确保液压油的温度及特性，系统采用被试发动机供油油箱燃油为冷却介质对液压油进行冷却。根据试验要求，系统连续工作时间应保证≥10min。以燃油入口温度≤50℃，燃油出口温度≤60℃，液压油允许油温达到油温80℃为设计目标。因液压系统管路少以及油箱体积小，在热传递中不计其散热功率，即假设液压系统的发热量全部由冷却介质燃油带走，则有：