飞机冲压空气涡轮系统液压泵的卸荷方法

为解决飞机冲压空气涡轮系统(RAT)在低速时启动困难的问题,保证RAT快速完成从启动到正常工作,防止RAT涡轮停转,提出了RAT液压泵的三种卸荷方法,对卸荷机构原理以及基于AMESim的动态特性仿真进行了分析,并进行了性能试验验证。结果表明,三种卸荷方法均实现了小负载扭矩启动,卸荷时出口压力均为低压力;旁通阀卸荷流量为全流量,卸荷损失功率最大,最大冲击瞬时压力最高,适用于排量较小的RAT液压泵;内控恒压卸荷从卸荷阶段过渡到恒压变量阶段调节时间最短;结构上,旁通阀卸荷机构最简单,内控恒压卸荷机构最复杂。

航空柱塞泵缸体疲劳分析及寿命预测方法

缸体是航空柱塞泵核心部件之一,其直接影响航空柱塞泵的功能。针对目前缸体寿命研究的实验周期长、缺乏理论分析方法的不足,提出了基于有限元分析和线性累积损伤理论的缸体疲劳分析和寿命预测方法。首先,基于理论力学和材料力学建立缸体的力学模型,在MATLAB平台上进行仿真分析,计算缸体受力;其次,建立缸体的有限元模型,在ANSYS平台上计算缸体的应力和应变;然后,将缸体应力、应变等结果导入nCode中,基于线性累积损伤理论,探究缸体的薄弱部位及影响缸体疲劳寿命的因素;最后,进行实验验证。结果表明,靠近配流盘一侧的柱塞腔外壁较为薄弱,容易出现疲劳破坏,与仿真结果基本吻合,验证了所提的缸体疲劳分析和寿命预测方法的正确性,为结构紧凑型柱塞泵缸体的设计提供参考。

航空液压泵加速寿命试验现状及方法研究(连载4) 航空液压泵的寿命影响因素研究与分析

从定量研究航空液压泵环境工况参数与寿命之间关系的需求出发,介绍了影响航空液压泵寿命的因素与磨损寿命定量关系研究的方法。温度提升对于泵寿命的影响主要在于改变摩擦副油膜特性,从而劣化其润滑摩擦状况,加速磨损。分别介绍了基于试验、解析和数值方法对摩擦副油膜特性的研究成果,并对比分析了各种方法的优点和局限性。针对使用流体-固体-热耦合模型的油膜特性分析方法进行了详细说明。最后,对现有的基于油膜特性分析的磨损寿命估计方法、加速寿命试验方法,寿命模型的校核和验证方法进行了总结。

液压能源系统压力脉动分析及抑制方法研究

液压能源系统的压力脉动直接影响液压系统的工作性能,因而对压力脉动源的研究非常必要。该文在柱塞泵源系统压力脉动原理与现象的基础上,介绍了抑制液压能源系统压力脉动的多种方法,在综合优化和应用的基础上获得了较好的效果。

航空液压泵加速寿命试验现状及方法研究(连载5) 基于虚拟样机的航空液压泵寿命试验方法

基于虚拟样机的(加速)寿命试验是开展常规试验的一种有效的辅助手段。针对影响航空液压泵寿命的典型失效模式-疲劳,介绍了基于虚拟样机进行疲劳分析的整体方案。然后,针对四种关键技术分别进行了阐述:多领域建模技术、数据和流程管理方法、疲劳寿命分析流程、多学科模型的校核验证和确认方法。并以某型液压泵为案例,展示了两种不同工作状态下虚拟寿命试验的结果。最后总结了虚拟寿命试验的优点和局限性,以及虚拟寿命试验结果与常规(加速)寿命试验的结合方式。

高压泵压力脉动抑制技术研究

随着飞机对液压功率需求的不断提高,液压泵压力级别不断提升,压力脉动抑制问题已是刻不容缓亟待解决的问题。分析了压力脉动来源,针对液压泵压力脉动抑制技术进行了分析研究和试验验证,提出了需要合理选用柱塞数和缓冲瓶等解决方案。

基于虚拟仪器的高压液压泵试验台测试系统设计

按照高压泵的试验要求,建立了一套基于虚拟仪器技术的测试系统,具有实时控制、工况转换、信号采集、显示和分析等功能。对该系统的液压回路、测试系统硬件和测控软件进行了论述。

民机发动机驱动泵的长寿命设计技术

针对民用飞机特点,提出了民机发动机驱动泵长寿命设计技术。分析了入口内置涡轮增压泵、出口集成压力脉动衰减缓冲瓶、壳体回油腔设置主动抽油泵对发动机驱动泵寿命的影响,并进行了仿真分析和试验验证。结果表明:入口腔内置涡轮增压泵可将入口压力增加0.15 MPa,出口集成缓冲瓶可将液压泵压力脉动控制在额定输出压力±3%以内,且缓冲瓶容积越大,对压力脉动衰减越明显,壳体回油腔设置主动抽油的摆线齿轮泵可将液压泵壳体回油相对入口的温升控制到小于6℃,壳体回油温度甚至低于泵出口温度。

某型航空液压柱塞泵压力脉动优化设计

为解决飞机液压能源系统中液压柱塞泵压力脉动带来的危害,保证航空液压系统的工作稳定性,防止管路系统的损坏,以某型航空液压柱塞泵为研究对象,提出了基于配流盘包角和缓冲瓶容积的柱塞泵压力脉动优化设计方法,探究了柱塞泵压力脉动产生机理与配流盘包角设计原理。基于AMESim软件进行了柱塞泵压力脉动仿真分析,并通过试验进行了验证。结果表明:2号配流盘和240 mL缓冲瓶组合的压力脉动优化效果最佳。

基于AMESim的某型收放作动装置建模与仿真

某型能源系统用于为飞机提供二次能源。收放作动装置是该能源系统的收放机构。该文根据收放作动装置的工作机能,运用AMESim提供的元件设计库构建收放作动装置的仿真模型,并依据收放作动装置的相关数据设置模型的各项基本参数,进行仿真。通过仿真结果和实验结果对收放作动装置进行性能分析,为装置的后续设计优化等工作提供依据。

电液混合式冲压空气涡轮系统性能试验台设计

为验证电液混合式冲压空气涡轮（以下简称RAT）系统风洞气动性能，提出一种RAT系统性能试验台设计方案。该试验台由操作控制台、自增压油箱、RAT作动筒油源、液压负载、电负载、电源、测控系统及软件等部分组成，其中自增压油箱模拟飞机油箱为RAT液压泵供油，液压负载模拟飞机正弦交变、阶跃液压负载，电负载模拟飞机电负载，通过调节油液负载、电负载对RAT系统进行性能测试，RAT系统性能参数通过计算机进行实时采集、显示及存储，并可根据需要在操控台上进行动态显示和回显。经RAT系统风洞性能试验验证，该试验台完全满足RAT系统性能试验要求。

冲压空气涡轮展开过程联合仿真研究

冲压空气涡轮系统属于飞机应急能源,收放作动装置是冲压空气涡轮系统的重要组成部分。根据收放装置的工作原理,运用LMS Virtual.lab Motion构造刚柔耦合的多体动力学模型,运用AMESim构造作动筒液压模型。将两种模型关联从而实现联合仿真,分析收放装置动态展开过程的关键部件应变,在风洞中对其进行展开试验,并使用应变片测量了关键部位的应变水平。通过计算结果与试验数据对比可以发现,该模型的计算误差在6%以内。

某型应急能源系统收放作动装置联合仿真

某型应急能源系统用于在紧急情况下为飞机提供应急电能和应急液压能,收放作动装置是该系统的收放机构。以构建更贴近真实工况的某型收放作动装置虚拟样机仿真模型为目标,构建了基于AMESim和ADAMS的装置虚拟样机联合仿真模型,重点对装置高空带载展开时的动态性能进行仿真研究,并实现了仿真结果和试验结果的对比分析,有利于装置的后续改进等工作。

冲压空气涡轮系统结构协同优化

针对冲压空气涡轮系统,首先分析了结构在贮存场景和工作场景下的载荷工况,然后对各工况下的约束进行数学建模。基于敏感性分析方法发现,冲压空气涡轮结构方案设计中的关键设计变量包括支撑臂、收放作动器、舱门连杆的内外径以及它们之间的连接点位置。之后,建立了冲压空气涡轮系统结构的动态松弛协同优化模型。该优化模型中,首先针对贮存场景和工作场景分别进行考虑多工况约束的结构优化,然后在系统级借助动态松弛因子进行优化变量的协调。最终,本文在Isight多学科设计优化软件中实现相关仿真分析、工具集成和优化求解。基于动态松弛的协同优化方法,本文将冲压空气涡轮的结构重量优化至初始重量的87%,优化效果显著。

冲压空气涡轮舱门联动机构动力学仿真及优化

分析了冲压空气涡轮系统(RAT)的舱门联动机构的结构及工作原理,并在运动学仿真平台ADAMS环境下建立舱门联动机构的多体动力学仿真模型。通过对影响舱门联动机构性能的各关键因素进行参数化处理,运用试验研究方法,仿真分析了各设计变量对目标值的影响。通过Design exploration工具,对舱门联动机构主要铰接点位置进行了优化,优化后收放作动筒的受力情况得到了有效改善,达到了优化目的。

双压力柱塞泵建模与仿真研究

双压力泵源系统是机载液压系统发展方向之一。分析双压力柱塞泵的工作原理;以AMESim工程软件为平台,建立双压力柱塞泵仿真模型,对双压力柱塞泵的动态特性进行仿真分析。仿真结果符合设计要求,为机载双压力柱塞泵的优化设计提供了依据。

基于虚拟样机技术的冲压空气涡轮仿真研究

冲压空气涡轮(Ram Air Turbine,RAT)是飞机的应急能源系统,在正常情况下,回收在RAT舱内,当飞机主能源系统失效时,RAT接受释放信号,通过作动筒将涡轮投放至气流中开始工作,为飞机提供应急液压能/电能,从而保证飞机的可操控性。通过虚拟样机技术,在ADAMS环境中,建立RAT虚拟样机模型,对RAT的展开、启动、稳态性能、动态调速性能等进行了仿真分析。在ANSYS环境下对RAT的主要支撑部件进行柔性化处理,运用ADAMS/Flex模块,建立虚拟样机的刚柔耦合仿真模型,对产品展开过程中主要支撑部件进行动态强度仿真计算。

直轴式恒压泵的脉动分析与研究

本文分析了直轴式恒压泵的流量特性 ,从该类泵流量脉动源出发 ,提出了减少泵压力脉动双幅值误差的方法。

飞机冲压空气涡轮系统的动态特性分析

冲压空气涡轮是飞机能源失效时使用的关键应急系统。首先依据冲击空气涡轮(RAT)工作原理确定其物理架构;然后对涡轮部件、能源转换装置、展开装置和展开随动机构等4个主要部件进行力学分析,建立各部件的力学方程组。依据该力学方程组,建立涉及力学、液压、刚体动力学的多学科冲压空气涡轮系统模型。使用该模型仿真了某真实系统在不同工况和设计参数下的动态特性,研究了关键设计参数对系统性能的影响,为冲压空气涡轮系统正向设计提供依据。最终,某型冲压空气涡轮系统风洞试验数据验证了所提系统模型的准确性。