某型飞机液压油箱故障及其改进设计

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58 液压与气动 2013年第 l0期DOI：10．11832／j．issn．1000—4858．2013．10．016某型飞机液压油箱故障及其改进设计肖文键，扈 航，位立军Hydraulic Tank of a Fighter：Fault Analysis and ImprovementXIAO Wen-jian，HU Hang，WEI Li-jun(北京航空工程技术研究中心，北京 100076)摘 要：针对某型飞机液压油箱气密隔板变形、裂纹及增压连通管断裂等问题，通过理论分析和仿真计算，明确了故障原因，并在此基础上提出了改进措施。在实现主、助力液压系统完全隔离，提高系统安全性的同时，有效解决了液压油箱隔板变形、裂纹和增压连通管断裂等问题。

关键词：液压油箱；分析；改进中图分类号-TH137；V245．1 文献标志码：B 文章编号：1000-4858(2013)10-0058-04引言液压油箱的主要作用是储存液压系统所需的油液，并有散热和分离液压油中的空气，沉淀油液中杂质等作用?，是液压系统的重要附件。通过对液压油箱中油液增压可以提高液压泵的入口压力，改善液压泵的高空性能。油箱的设计好坏直接影响到液压系统的可靠性，且对液压泵的寿命有决定性的影响【 。

某型飞机的液压油箱属于非隔离式增压油箱，在使用和大修过程中，液压油箱出现故障较多，主要表现为油箱隔板变形、增压连通管断裂 (见图1)等问题。

收稿日期 ：2013-04-03作者简介 ：肖文键(1967一)，男，湖南宜章人，高级T程师，博士，主要从事飞机机电技术方面的科研工作。

道与接口、外部设备和被控对象等部分组成。控制计算机经过输入／输出通道、检测装置与被控对象接口相连，获取压力、温度等对象状态信息以及传送控制命令或设定控制量，通过人机接 口即操作界面与外部设备相联系，完成对被控对象的各类 自动控制。

根据加载控制要求和特点，在对系统进行计算机控制时，需要考虑系统的输入／输出能力、模块化结构、标准化等因素，对数据采集、加载控制、信息管理等做好设计，计算机控制系统组成的基本工作原理见图4所示图4 计算机控制系统基本原理框图作为总体要求，系统软件都需要设置数据采集、数据分析处理、运行控制、信号实时显示等基本功能模块，其中的加载控制模块也建立相应的工作流程，在其他各模块协调下完成加载控制的任务。

4 结论本设计基于气动原理的汽车座椅检测加载装置结构简单，安装操作方便，控制运行可靠，已在某企业对汽车座椅的性能检测中得到成功应用，提高了检测的准确度和自动化程度。

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2013年第10期 液压与气动 59图1 某型飞机液压油箱典型故障针对此问题，本研究对某型飞机液压油箱及其增压系统的设计不足进行 了分析，并提出了设计改进技术方案。

1 某型飞机液压油箱及其增压系统设计不足分析某型飞机的原型机在液压油箱及其增压系统设计中存在明显不足，在实际使用中曾经多次发生相关失效，造成了飞行事故 ]。我们在设计过程中对此问题进行了考虑并采取了相应的技术措施。

1．1 液压油箱增压 系统的组成液压油箱增压系统(见图2)由沉淀器、增压气瓶、减压器、增压安全活门等组成。

图 2 液压 油箱增 压系统原 理图1．2 液压油箱的组成液压油箱由铝板焊接而成，中间用气密隔板隔开，分成主液压系统油箱(以下简称主液压油箱)和助力液压系统油箱(以下简称助力液压油箱)。在主液压油箱和助力液压油箱之间设置有油液连通管和连通的增压管(见图3)。

1．回油接头 2．出油接头 3．通气管 4．加油观察口 5．电磁活门6．增压管 7．气密隔板 8．油液连通管 9．弯管接头1O．杯形件 11．手动排气活门 12．液压油液面指示器图3 液压油箱结构图为防止主液压系统和助力液压系统发生相关失效，设计中在液压油箱内的油液连通管中安装了一个处于常通状态的电磁活门5；在连通的增压管中安装了一个带定压单向活门的弯管接头9；在位于主、助力液压油箱上部的油箱应急加油口处各安装了一个手动排气活门 11。

1．3 液压油箱增压系统的工作原理液压油箱的增压空气由发动机第八级压气机引出后，经沉淀器进入增压气瓶，再经减压器降压到 0．18— 0．25 MPa后通过增压安全活门，此后进入安装在液压油箱上的带定压单向活门的弯管接头(见图4)；弯管接头内部分成两条增压气路，一路经弯管接头周围6个2×1 mm的孔隙直接进人主液压油箱；当增压空气的压力大于 0．1 MPa时，弯管接头中间的定压单向活门打 干，增压空气进入助力液压油箱增压。

A×2图4 带定压单向活门的弯管接头结构示意图当主液压油箱失油，增压压力下降到 0．1 MPa时，定压单向活门关闭，使助力液压油箱保持 0．1 MPa的增压压力。当助力液压油箱失油时，由于弯管接头中间定压单向活门的作用，可以使主液压油箱保持0．1 MPa的增压压力，从而保证液压泵的正常工作。

若减压器后的增压气体压力大于(0．27±0．03)MPa，则增压安全活门打开放气。

飞行结束后，通过按压位于主、助力液压油箱上部60 液压与气动 201 3年第 l0期的手动排气活门，给两个液压油箱分别放气。

1．4 电磁活 门的工作 .

一 般情况下，油液连通管中安装的电磁活门使油液连通管处于连通状态，保证两个油箱的油量均衡。

当主、助力液压系统中的任一系统压力下降到 16．2MPa时，电磁活门通电关闭，使油液连通管处于断开状态，实现油液隔离；当主、助力液压系统压力上升到 19．1MPa时，电磁活门自动断电，油液连通管恢复连通状态。

1．5 液压油箱增压系统设计不足的理论分析按照某型飞机液压油箱增压系统的设计，正常情况下，主、助力液压油箱之间可以通过电磁活门和油液连通管保持连通；在主、助力液压系统中的一个压力下降到 16．2 MPa后，可以自动断开主、助力液压油箱之间的油液连通管路，加上弯管接头中间定压单向活门的作用，可以使主、助力液压系统相互之间具有一定的独立性，提高了液压系统的安全性，减少了飞行中液压系统相关失效问题的发生。

但是，由于 电磁活 门(见图 5)右腔的直径为8．8 inlrl，活门向左的行程为 0．15 mm，该处环形流通间隙的当量直径约为 0．6 mm，这一流通面积会导致主、助力液压油箱之间形成压力差。在以下几种情况下，因助力液压油箱内的压力大于主液压油箱内的压力所形成的压力差会比较明显。

图 5 电磁活 门结构示意图(1)飞行中，在收放起落架等过程中，主液压油箱内的液面下降较多，压力会迅速降低，由于弯管接头周围6个 2 x 1 mm孔隙的节流作用，主液压油箱内的压力不能及时升高，导致主、助力液压油箱之间形成持续的压力差；(2)飞行中，在大动作量操纵副翼的过程中，助力液压油箱内的液面下降较多，压力会迅速降低，弯管接头内部的定压单向活门打开，增压压力进入助力液压油箱。当助力液压油箱内的液面恢复正常后，助力液压油箱内的压力会很快升高，导致主、助力液压油箱之间形成持续的压力差；(3)主液压油箱内的压力迅速升高时，压力会通过两条通路进入助力液压油箱，一条是主液压油箱内的油液通过连通管，经电磁活门进入助力液压油箱。

另一条是经过弯管接头内部的定压单向活门进入助力液压油箱。当主液压油箱内的压力升高到(0．27±0．03)MPa时，增压安全活门打开，主液压油箱内的液压油及增压空气经增压安全活门排泄到机外，主液压油箱内的压力迅速降低，而助力液压油箱 内的压力无法通过弯管接头泄压(定压单向活门关闭)，仅能从电磁活门内部当量直径约 0．6 mm的油液通路泄至主液压油箱，造成主、助液压油箱产生持续的压力差；(4)飞行结束，发动机停车后，主液压系统蓄压器中的油液回到主液压油箱，主液压油箱内的增压气体受到压缩，升高的压力可以通过增压安全活门泄放，而助力液压系统蓄压器中的油液回到助力液 油箱，助力液压油箱内的增压气体受到压缩导致的增压气体压力上升，则只能通过电磁活门内部当量直径约0．6 mm的油液通路逐渐泄至主液压油箱，造成主、助液压油箱产生持续的压力差。

上述情况在每个飞行起落中都有可能多次 脱。

由于主、助力液压油箱之间的压力差不能迅速均衡，经过长时间使用后，将导致油箱隔板发牛变形，严重时导致了隔板裂纹、连通管断裂等现象的发生。

2 液压油箱压力均衡过程的仿真计算为了定量了解某型飞机主、助力液压油箱之问f力均衡的过程，采用 AMESim软件搭建了数学模型。

计算的初始条件为：电磁活门两侧的正常压力为0．25MPa，且与左侧相通的助力液压油箱容积为 8 L(油液6．5 L)，与右侧相通的主液压油箱容积为 10．5 L(油液6．5 L)。计算了两种状态：(1)活门左侧压力比活门右侧压力高0．1 MPa时的压力平衡时间；(2)活门右侧压力下降至 0．1 MPa时，活门两侧的压力平衡时间。

仿真结果如图6和图7所示。

由图6可知，当活门左侧压力比活门右侧压力高0．1 MPa时，需要约 3．3 S时间两侧能够达到压力平衡；由图7可知，当活门右侧压力下降至0．1 MPa时，需要约6．7 S时间两侧能够达到压力平衡。

3 分析结果从上述理论分析和仿真结果都可以看出：在主、助液压油箱出现压力差时，两腔的压力不能迅速均衡。

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11∥s图6 状态 1的仿真结果图 7 状态 2的仿真结果经过长时间使用后，由于压力差的作用就会导致油箱隔板发生变形，严重时将导致隔板裂纹、连通管断裂等现象的发生。

某型飞机液压油箱及其增压系统的这一问题在设计过程中没有被认识到，因此，在使用维护说明书和飞机维护规程中均没有对液压油箱隔板和增压连通管进行检查的要求，出现液压油箱隔板变形、破裂，增压连通管断裂等故障时，一般不能及时被发现。

在飞行中出现一个液压系统油液漏光的情况，虽然电磁活门关闭后，使油液连通管处于断开状态，由于存在液压油箱隔板裂纹或增压导管断裂等故障，飞机主、助力液压油箱之间实际上处于连通状态，弯管接头中间定压单向活门维持油箱中增压压力的作用也随之丧失，液压系统仍然会发生相关失效，导致另外一个液压系统油液漏光，引发严重的飞行事故。

4 液压油箱的设计改进针对某型飞机液压油箱及其增压系统存在的问题，必须对其进行设计改进。改进的出发点是 ：主、助力液压油箱之间必须完全隔离，并分别进行增压。改进后的系统原理图如图8所示。

该改进设计方案借鉴了其他机型的成熟技术，通过对液压油箱的改进，断开了两个液压油箱内部的油液连通管和连通的增压管，使主液压油箱和助力液压油箱相互隔离；通过对增压系统的改进设计，为助力液压油箱提供了单独的增压和泄压通道。主要改进内容包括：(1)用液压油箱转换活门替换原机的电磁活门。

图l 8 改进后液压油箱及其增压系统原理示意图飞行时 转换活门处于断开位置，切断液压油箱内部的油液连通管路。需要时，在地面可以手动将转换活门置于连通位置，均衡两个液压油箱内部的油液；(2)用一个堵塞组件和进气接头替换原机带定压单向活门的弯管接头，切断连通的增压管；(3)利用原机的增压管路为主液压油箱增压和放气；(4)增加助力液压油箱增压系统，该系统包括组合单向活门、安全活门和增压放气活门等，实现助力液压油箱独立的增压和放气。

5 结论针对某型飞机液压油箱在使用和大修过程中出现的油箱隔板变形、增压连通管断裂等问题，对其设计不足进行了分析，并在不更换原机液压油箱的前提下，对液压油箱及其增压系统进行了改进设计，使主、助液压油箱完全隔离并实现独立增压。经地面试验和飞行使用表明 该设计改进有效解决了某型飞机液压油箱隔板裂纹、增压导管断裂等问题，提高了飞机液压系统的安全性参考文献：[1] 李玉琳．液压元件与系统设计[M]．北京：北京航空航天大学出版社 ，1991.

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