某飞行台被试发动机液压负载系统设计

段小维+++薛文鹏

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。

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，对发动机转子機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，kW；Q-负载管线的液压油流量；P泵出口-泵出口的压力，kgf/cm2；P泵进口-泵进口的压力，kgf/cm2；η-泵的工作效率。

2.1.1 液压泵源及系统压力控制

该系统的被试对象为被试发动机转子带转的某型号航空斜盘式轴向恒压柱塞变量泵，由恒压变量泵的原理可知，额定流量范围内，泵出口压力基本保证恒定，因此，系统压力由液压泵自身来调节。同时，系统设置了一个带应急卸载的比例溢流阀如图1中所示，设置系统保护压力Pa，当液压泵出口压力大于Pa时，系统自动泄压。该电磁比例溢流阀包括一个先导式比例溢流阀和一个电磁换向阀。先导式比例溢流阀在输入为零时，可起卸荷作用；电磁换向阀在通电时保证系统的正常工作，当系统出现故障，电磁溢流阀断电，系统卸压，也可以作为液压负载系统打开和关闭的开关。

2.1.2 负载模拟及流量控制

该系统是通过调节被试液压泵出口压力及流量来模拟飞机液压负载的运行，系统压力由被试液压泵控制，流量则成为该系统最为核心的控制需求。结合安装位置及实际控制需要，系统采用电液伺服阀为被控元件，由电液伺服阀的输出特性曲线可知，一定的供油压力下，在负载为零时，电液伺服阀输出的流量与输入电流（阀口开度）成正比。最为典型的电液伺服阀流量闭环控制系统原理如图2（a）所示。

根据实际情况，该系统采用两个FF106-100型电液伺服阀（参数如表1所示）并联控制的策略，在供油压力为Ps时其空载流量最大为200L/min，满足最大流量的工作要求，并且并联控制过程近似的简化为2个流量阀的均流叠加控制过程。

将电液伺服阀近似的看作二阶震荡环节，由控制原理图及控制流程可得到统控制方块图如图2（b）所示。其中KSV为电液伺服阀的流量增益，ωSV为电液伺服阀的固有频率，ξSV为电液伺服阀的阻尼比。结合伺服阀参数及系统实际工作压力情况，得到系统控制流程及传递函数如图2（c）所示。根据试验要求及实际使用过程中的控制精度需求，系统采用成熟的PID控制模式。系统经MATBLE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：

（1）设系统满负荷工作允许的时间为t（min），则产生的热量为：

（2）由飞行台被试发动机油箱容量及发动机实际供油量可确定冷却燃油供油量12000L/h（200L/min），则冷却器在时间t（min）内可带走的热量为：

（3）液压油温升所需热量（液压油最小量11L，油温可升40℃）

（4）采用2个燃油冷却器YSR-2（液压油腔最大流量80l/min，燃油腔310l/min），负载系统满负荷工作，可持续的时间为：

既有当冷却的燃油量12000L/h（200l/min），燃油入口出口温差达到10℃，负载系统中的液压油温升40℃，系统满负荷可运行16.25min，可满足使用要求。

2.2 测控系统结构及功能设计

2.2.1 测控系统硬件结构

该测控系统用以完成整个试验过程中所有状态下的液压加载控制及系统状态监控功能。结合实际使用情况，选择采用PC/104总线结构的嵌入式计算机和主控计算机相结合的分布式测控方案，二者之间通过网络进行数据交互。其系统硬件结构如图4所示。嵌入式计算机由CPU模块、扩展功能模块和数据采集与控制模块等构成，主要用于完成实时的测控功能，并将测试数据发送到主控计算机；主控计算机完成系统管理和数据的事后分析与存储。

2.2.2 软件及功能设计

根据实验对象某型发动机液压负载试验系统特点及其飞行台它机试飞阶段的试验内容及流程要求，以C++ Builder5.0、Datalab为开发平台采用模块化结构完成系统测控软件编制调试。整个软件根据功能划分为试验配置、测控通道标定、试验过程控制、试验数据处理等几大功能模块，其结构如图5所示。该系统具备以下功能：

（1）系统自检及试验配置功能：完成系统开机自检，对系统硬件进行配置，包括接口板卡（A/D卡、D/A卡、DI/O卡）配置、AD/DA/DIO通道配置及网络数据协议配置。

（2）测控通道标定功能：包括输入通道标定、输出通道标定及数字I/O通道标定。输入通道标定主要完成信号及反馈通道的零、满点及量纲标定；输出通道标定主要完成模拟输出通道电流的零、满点调整及额定电流设置；数字I/O通道标定可对系统中所使用的数字I/O通道进行检查和设置。

（3）加载控制及实时监控功能：系统可实现对于被试发动机各种状态下的液压负载模拟及紧急状态下的手动卸荷，加载流量范围满足被试发动机液压泵最大流量需求，可根据实际情况及需要进行手动或自动调节。并实现对于试验过程中功率，流量，各测量点压力及温度的实时监控。

（4）报警及应急卸荷功能：在系统运行参数超出限制值时进行报警提示，并在系统超压及油温超温时进行自动卸荷。

（5）加载系统工作参数数据处理、显示、存储和回放等。

3 液压负载系统试验

被试飞行台在某高度平飞过程中，被试发动机分别在不同状态下进行了被试液压泵10%额定流量，25%额定流量，65%额定流量，95%额定流量四个流量下各两分钟的加载试验。试验过程中，被试液压泵工作正常，被试发动机工作正常，液压负载系统工作参数正常（试验曲线见图6）。

4 结束语

本文针对某型发动机的飞行台试验内容及要求，结合飞行台及被试发动机试验及吊舱系统，设计研发了一套被试发动机液压负载系统。该系统独立于載机平台之上，可实现对发动机各状态下液压系统带载状态的模拟，负载流量手动自动可调，最大流量满足被试液压泵及系统需求。并且完成了发动机多个状态下空中不同流量下的加载试验，从试验结果看，飞行台液压加载系统在被试发动机试验过程中，可以按试验要求模拟被试发动机液压系统负载运行过程，完成对于发动液压系统带载能力及带载状态下发动机性能的考核，整个系统及试验过程安全、准确、有效，满足系统设计指标及功能要求。

参考文献

[1]江辉军.某型飞机液压能源系统原理验证试验系统研究[D].西安：西北工业大学自动化学院，2010.

[2]李大伟，郭建，赵玮.一种液压负载模拟系统的研究[J].机床与液压，2014（2）.

[3]贾铭新.液压传动与控制[M].国防工业出版社，2001.

作者简介：段小维（1985-），女，硕士，工程师，主要研究方向：航空发动机飞行试验电气控制技术。