某型飞机液压系统故障分析及改进研究

冯宇



某型飞机液压系统故障分析及改进研究

冯宇

（中航通飞华南飞机工业有限公司，广东 珠海 519040）

为了解决某型飞机通用液压源系统液压泵过热导致空中压力下降故障，开展了系统相关温度特性研究工作，通过理论及试验研究，准确定位了故障的原因、确认了故障发生的机理，并针对故障原因，研究确定了有效的改进措施。对研究过程中理论分析、试验验证以及改进措施确定的情况进行了归纳和总结，为类似问题的处理提供经验和参考。

液压泵；压力下降故障；温度特性；油液

1 概述

液压系统油温过高将促使液压油的氧化和分解，加剧油液的腐蚀作用，进而产生的沉淀物和胶状油泥是系统油液污染的重要来源。同时，随着油液温度的升高，加剧各种密封装置的老化失灵，液压油的黏性也将随之减小，导致液压泵和整个系统的泄漏量增加，液压泵和系统工作效率大幅下降。因此，设置有效的措施控制飞机液压系统及油液工作温度，对延长系统、附件及介质寿命，保证飞机工作正常、节约航空装备的维护保障费用具有重要意义[1]。某型飞机交付用户两年期间内，发生十余起液压泵过热导致通用液压源系统空中压力下降故障，表现为飞机起飞约20 min后，在平飞过程中液压系统压力下降至系统告警压力。本文对研究过程中理论分析、试验验证以及改进措施确定的情况进行了归纳和总结，为类似问题的处理提供经验和参考。

2 故障原因及机理研究

2.1 故障飞机液压系统检查

分解检査故障飞机循环散热油滤，其滤芯表面严重脏污，油滤流阻超标。对油滤附着物成分进行轮谱分析，油滤附着物主要来自液压油高温时氧化析出的含碳沉淀物。更换系统循环散热油滤后，重复上述试验，开车时间约25 min，系统输出压力稳定，工作正常。

2.2 故障机机理理论和试验研究

通过液压泵出口零流量、全流量状态下发热量计算结果，该液压泵在零流量状态下自身发热量最大，为全流量工况下发热量的1.75～2.3倍。

通过在地面试验台架测温试验，液压泵出口零流量工况下在工作17 min左右泵腔内温度接近液压油氧化安定温度，油箱温度上升至接近Ⅱ型液压系统允许温度，并且温度还在上升过程中，系统温度还未达到热平衡。

根据该液压泵工作原理、油滤检查结果和机上、地面试验情况，判断通用液压源系统压降故障原因为：系统用液压柱塞泵自身发热量较大，在液压系统零流量或小流量工况下，泵腔内部热量未能及时耗散掉，造成温度在较短时间内升高并超出该机用航空液压油的氧化安定性温度指标（160 ℃），加剧氧化产生的醇类、脂类、胶质、沥青质等含碳沉淀物附着在油滤的滤芯上，使油滤流阻增大、液压柱塞泵冷却循环流量进一步降低，导致泵腔温度进一步升高，由于摩擦副中柱塞和转子的材料不同，其中转子的线膨胀系数较大，从而导致柱塞和转子的配合间隙增大，造成泄漏增加，使得液压柱塞泵效率下降，致使泵输出压力下降。

另一方面，油泵壳体回油管路油滤流阻的增加导致油泵回油压力逐步上升，当回油压力超出液压泵回油腔内卸荷活门开启压力时，卸荷活门开启，泵内用于循环散热的液压油直接从卸荷活门流出，未能起到内部循环散热的作用，形成恶性循环加剧液压泵温度的上升，同样导致液压泵输出压力迅速下降。

3 改进措施研究

采取了从飞机系统和液压泵本身两方面采取措施的改进思路，一方面满足飞机现有系统和空间的限制，同时，还需要保证飞机外场改装的可实施性。

3.1 液压泵改进

该泵出厂验收对零流量条件下壳体回油流量指标只控制上限值（回油压力0.5 MPa时，冷却循环流量不大于5 L/min），对下限值不予控制。在地面试验台上进行了供油零流量状态下不同壳体回油流量对油泵及油箱温度影响的测量试验。由于液压泵壳体回油流量随工作时间摩擦副的磨损量增加而增加，考虑到液压泵寿命末期供油流量的指标要求，新出厂液压泵壳体回油流量指标不应过大，结合飞机外场液压泵壳体回油流量1 L/min以下的发生压降故障时工作时间短、次数多的现象，确定该泵出厂时冷却循环流量下限指标为1 L/min。

3.2 飞机通用液压源系统改进

针对液压泵出口零流量工况下自身发热量大的特点，制定出取消液压系统工作过程中液压泵出口零流量工况条件的改进方案：①在通用液压源系统供压管路上增加旁路，在旁路中设置常通限流阀，控制旁路流量为5 L/min。②通过增大液压泵散热循环管路面积来增加散热效率；同时，从环控系统燃油空气散热器排水口引约30 kg/h的低温、潮湿空气对限流阀进行强制冷却，以进一步提高液压泵冷却效果；为增强环控引气对限流阀的冷却效果，限流阀外部设计成翘片形状，装于筒体内。

4 实施效果

4.1 地面试验台架改进验证

在地面试验台上连接机上导管及油箱，通过控制供油管路1.96 L/min流量及5 L/min流量输出，监测系统各测量点的压力、流量及温度变化情况，与系统改进前进行对比，泵腔及油箱温度随时间的变化曲线如图1所示。

上述试验结果可以得出以下结论：①随着供油流量增加泵腔温度上升速率变缓，油箱与泵腔之间的温度差逐渐变小，油箱温度控制在135 ℃以内；②不同供油流量下油泵回油流量及回油压力随温度变化趋势和变化量相当，随着泵腔温度升高，油泵泄漏量显著增加，即造成泵腔内泄漏热量增加及油泵的效率下降。

综合分析，在通用液压系统供油管路增加5 L/min的常通流量，可以有效地降低液压泵腔内温度，如果从环控系统引气对限流阀进行冷却散热，则能够进一步增强散热效果。

4.2 机上改进验证

机上液压源系统改进后进行了机上测温试验，经约37 min开车并且不进行任何舵面操作后，液压泵壳体温度稳定于约115 ℃、液压油箱出口壁温稳定于约70 ℃，试验结果如图2所示。

图1 泵腔、油箱温度变化曲线

图2 改进前、后油泵泵腔及壳体表面温度对比

改进后泵腔温度能够稳定在135 ℃以下，低于该机用航空液压油氧化安定性温度160 ℃的指标；液压油箱油液温度可稳定在100 ℃以下，低于Ⅱ型液压系统允许的135 ℃的指标，改进效果明显，可以满足使用要求。

5 结论

在理论计算分析研究的基础上，通过开展液压泵、飞机液压源系统机上及地面台架测温试验，摸清了液压泵的特性及其对飞机液压源系统的热特性影响。确定了控制液压泵壳体散热流量最低值，同时，针对液压泵零流量工况下自身发热量大的特点，提出取消液压系统工作过程中泵零流量工况，增加系统循环散热面积，利用机上环控系统排弃低温、高湿空气对新增限流阀进行强制冷却等综合优化改进方案。该方案技术简单，改进成本低、周期短，经验证，能够有效地解决压力下降故障，满足飞机的使用要求。

另外，类似液压柱塞泵还在国内多个机型上装备，一般采用燃油作为介质的燃油一液压油散热器给液压系统散热，即利用发动机燃烧的燃油来给液压系统散热，并且散热器安装在液压系统总回油管路[2]。但未能充分认识到该型号系列液压泵零流量工况下液压泵发热量大的特点，并采取主动消除液压泵零流量工况的措施。本文介绍的研究结果可为机液压源系统温度控制提供新思路。

［1］王秀霞，苏珉.飞机液压系统的温度控制方法［J］.流体传动与控制，2009（01）.

［2］王莉，姜曼琳.某型飞机液压系统热计算分析与应用［J］.中国航空学会控制与应用，2008（03）.

2095－6835（2019）05－0144－02

V245.5

A

10.15913/j.cnki.kjycx.2019.05.144

〔编辑：张思楠〕