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系统详细设计方案. 飞机液压系统脉冲试验技术研究. 2004 年 10 月. 目 录. 1. 设计依据 2. 研究内容 3. 技术指标 4. 液压脉冲波形成的机理分析 5. 飞机液压脉冲试验系统组成 6. 飞机液压脉冲试验系统静态设计 7. 飞机液压脉冲系统测控设计 8. 液压脉冲主动控制技术研究. 1. 设计依据. 本方案是依据国防基础科研项目建议书提出的 《 先进工业技术研究 — 飞机液压系统脉冲试验技术研究 》 项目而制定的设计方案。. 2. 研究内容. 液压脉冲波形形成机理分析、仿真和试验。 脉冲波形主动控制技术研究。
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系统详细设计方案 飞机液压系统脉冲试验技术研究 2004年10月
目 录 1.设计依据 2.研究内容 3.技术指标 4.液压脉冲波形成的机理分析 5.飞机液压脉冲试验系统组成 6.飞机液压脉冲试验系统静态设计 7.飞机液压脉冲系统测控设计 8.液压脉冲主动控制技术研究
1.设计依据 本方案是依据国防基础科研项目建议书提出的《先进工业技术研究—飞机液压系统脉冲试验技术研究》项目而制定的设计方案。
2.研究内容 • 液压脉冲波形形成机理分析、仿真和试验。 • 脉冲波形主动控制技术研究。 • 测试和控制系统设计研究。 • 研制标准液压脉冲试验系统。
3.技术指标 系统额定压力范围 P=2MPa～28MPa 连续可调 最大脉冲峰值 125%P～150%P 压力升率 100MPa/s～2100MPa/s 试验波形 水锤波、梯形波、正弦波 被试件容腔 不小于3升 (P=21MPa-28MPa) 试验环境温度 T= －60℃～＋150℃ 脉冲频率 f = 0.1Hz～2Hz 测量误差 小于1% 脉冲峰值控制误差 小于3％ 可靠性指标 平均无故障工作时间 600 h
4.液压脉冲波形成的机理分析 4.1 标准脉冲波形
4.3 脉冲发生过程 4.3.1 初始状态 容积为 V0 的试件已预先充满工作介质，试件经换向阀与油箱沟通，此时试件内压力 P0≈0 ，油泵按额定工作压力 P 运行，其排出流量为蓄压器充压，多余的油液经溢流阀流回油箱。 V0， P0≈ 0 通回油管
4.3.2 产生液压脉冲 油泵按额定压力 P 运行，换向阀快速换向，来自系统的高压油经换向阀快速冲入试件，形成液压压力脉冲波形。 V0+ΔV； P0 Pmax P P、Q(V) 4.3.3 脉冲波形消失 换向阀反向切换，试件与油箱沟通，脉冲波形消失，V0、P0 恢复为脉冲发生前的状态。
4.4 机理分析 电磁阀打开瞬间状态 ΔV P0P P、Q(V·t) Δt1 t 这是一个典型的由液压动能转化为弹性势能的变化过程，主要为静压压力传递。
由于油液的可压缩性，试件压力继续上升至Pmax。其压力曲线为：由于油液的可压缩性，试件压力继续上升至Pmax。其压力曲线为： Pmax P t Δt1 Δt2 油液的动能变为压力能的过程。
当试件压力上升至 Pmax ，由于系统压力不平衡， Pmax 将回落，试件内部出现压力振荡，直到 P=P0。 Pmax P0 t Δt3 电磁阀反向切换后，试件压力回零。
5.飞机液压脉冲试验系统组成 整个系统由下列三个部分组成： • 液压脉冲系统 • PXI总线计算机测控系统 • 高、低温环控箱
主液压系统 系统输入功率55KW，选用压力及流量可调的PV092排量变量柱塞泵，试验时通过限压作定量泵使用。配置4台总有效容积为52升的蓄压器，作为瞬间补充供油。设有比例压力阀和比例流量阀，以实现对波形的主动控制。靠外控外泄的先导式电液换向阀快速切换，形成脉冲波。 额定压力28MPa，可调 脉冲峰值42MPa，可控 瞬间最大流量1500升/min，可调 该系统主要用于1～4升高压大容腔试件脉冲试验。
控制液压系统 系统输入功率22KW，选用PV046排量泵，配13升蓄压器，采用比例压力调节和比例伺服阀配合电液换向阀，可产生脉冲波、正弦波、梯形波等不同压力波形。 当主系统工作时，用作主系统的外控油源；主系统不工作时，可单独承担容腔小于1升试件的高压脉冲试验。 额定压力28MPa，可调 脉冲峰值42MPa，可控 瞬间最大流量350L/min，可调
低压补油系统 系统功率1.5KW，P=1.45MPa，Q=35L/min 在试验准备阶段，用于给试件加液排气； 在试验阶段用于给试件补油； 该系统可以进行循环高温补油，以满足试件的高温试验要求，设定最高油温为150℃。
高压补油系统 由气压过滤器、减压阀和气驱液压泵组成，标准液气比率为60∶1，最大液压压力为42MPa，用于特殊波形试验的高压补油。 • 气压增压补油系统 由气压减压阀和增压补油箱组成，主要用于0～0.1MPa之间的精确低压补油；试验结束，可利用增压气体排出试验件中的油液。
5.2 PXI总线计算机测控系统组成 PXI总线的特性 PXI是PCI总线在仪器领域的扩展，它继承了VXI总线规范的诸多优点，是一种开放型、模块化、易于集成、功能强、可靠性好、价格低、软件与个人计算机兼容的测控系统平台。PXI支持多扩展槽，有很强的I/O能力、用于高速定时的系统参考时钟，以及用于多板精确同步的星形触发总线及相邻仪器模板间高速通信的局部总线。
AI AO DO 液压脉冲试验测控系统框图
5.3 高、低温环控箱 2M3高低温环控箱 用于试验时的高、低温环境控制 温控范围：－60℃～＋150℃ 温变率：4 ℃/min ～5℃/min
6.飞机液压脉冲试验系统静态设计 为进行液压脉冲试验技术研究，必须研制标准液压脉冲试验系统。这套系统本身就包含了本课题的关键技术，如系统功率；瞬间补充供油的蓄压器参数；增压缸参数等，只有这些参数的合理配置，才能保证脉冲波形各项特征参数符合规范要求。
主要技术依据 脉冲试验规范所要求的标准脉冲波形如图所示，
基本参数如下： 试件额定工作压力 Ps＝ 28MPa 压力脉冲峰值 Psmax＝ 1.5Ps＝ 42MPa 脉冲频率 f ＝ 2Hz 试件容积 V1＝ 4L （要求≮3L） 蛇行管容积 V2＝ 1.256L （管径20mm，管长4000mm） 增压缸高压端容积 V3＝ 0.527L 高压脉冲段总容积 V ＝ V1＋V2+V3=5.783L 取V＝6L计算
6.1高压脉冲段油液压缩量ΔV计算 根据下面这个公式计算出冲击到最高压力时的油液压缩量。 ΔV ＝β·V·ΔP 公式中β为液压油的压缩参数； V为液压油的总体积； ΔP为最高压力和最低压力的压差。 经计算ΔV =0.318L
6.2 脉冲过程瞬时最大功率N Psmax＝ 42MPa QS ＝ 954升/min 这样大的试验动力，实际实现起来是及其困难的，即使可以实现，对液压脉冲这样的特殊要求，在能源配置上也会造成极大的浪费，动力配置必须采取切实可行的对策。 最佳解决办法：采用小功率液压动力系统加上大容腔蓄压器以满足瞬间大流量的要求。
6.3 蓄压器技术参数 V0＝48L －蓄压器有效气体容积； P0＝12MPa－预充气压力； P1=18.2MPa －最低工作压力； P=18.7MPa －最高工作压力（即系统额定工作压力）； ΔV0=0.477L －蓄压器从P到P1时的有效输出油液量。 6.4 主系统油泵输出功率 经计算，主系统功率为55KW。
6.5 增压缸参数 D＝100mm 低压腔直径 d＝82mm 高压腔直径 L＝100mm 增压缸行程 i＝1.4872 增压比
6.6 结论 V＝4L 被试件容积 Ps＝28MPa 被试件额定工作压力 Psmax＝42MPa 压力脉冲峰值 f=2Hz 脉冲频率 ΔV=318cm3试验段容积变化量 D＝100mm 增压缸输入端直径 d＝82mm 增压缸输出端直径 i=1.5 增压比 L＝100mm 增压缸最大行程 蓄压器有效容积 12L×4＝48L P0＝120bar 蓄压器预充压压力 P1＝18.7MPa 系统额定工作压力 P2＝18.2MPa 蓄压器最低工作压力 Q≥120L/min 油泵流量 N＝55KW 电机功率
7.飞机液压脉冲系统测控设计 7.1 信号统计 压力测量信号 11点 流量测量信号 6点 温度测量信号 6点 模拟量输出控制信号 4点 开关量输出控制信号 9点 详细统计见附表
7.2测控系统信号调理输入及输出 压力和温度传感器的输出信号均为4～20mA，统一信号调理为1～5V电压信号，接入采集卡。 流量信号输出为频率信号，经单片机处理后，通过串口传递。 模拟量输出控制信号可以通过手动调节也可以计算机自动控制，通过面板双刀双掷开关选择。 开关量输出控制信号由操作台的继电器控制，该继电器可以由面板手动控制，也可以计算机自动控制，通过面板开关选择。
7.3测控系统构成 测控系统由两部份构成：数据采集系统和波形控制系统。 硬件组成： • 工控机 • MXI-3连接器NI PXI-PC8335 • PXI机箱 NI PXI-1042，通用8槽机箱，300W电源 • 多功能数据采集模块，2块NI PXI-6025E
波形控制系统框图 AI AO DO
7.4 适配电路 适配电路的功能是：完成传感器信号的转换；隔离及功率放大。适配电路包括： • 压力与温度传感器信号调理； • 流量传感器信号调理； • 模拟信号输出； • 开关量信号控制。 该适配电路自行研制。
7.5 系统软件 • 系统管理 • 系统自检 • 系统组态 • 脉冲试验控制 • 试验数据分析 液压脉冲试验系统选用了NI公司的LabWindows/CVI作为应用软件开发工具。
8.液压脉冲主动控制技术研究 液压脉冲波形主动控制技术研究是为了产生与控制试验所需的液压脉冲波形，保证波形的上升斜率、脉冲峰值、频率和波形的重复性。 采用了变阻尼控制技术、神经网络内模控制技术、学习迭代自适应控制技术三项技术措施。
