飞机起落架液压系统设计说明书Word格式文档下载.doc
《飞机起落架液压系统设计说明书Word格式文档下载.doc》由会员分享，可在线阅读，更多相关《飞机起落架液压系统设计说明书Word格式文档下载.doc（39页珍藏版）》请在冰点文库上搜索。
6结论 27
7参考文献 28
8附录 29
摘要
众所周知，飞机包括至少有一个液压压力源和至少一个液压回油管路的用于操作飞机的起落架的液压系统。
这种用于操作起落架的液压系统包括多个用于使用油管路的用于使飞机的各起落架运动的作动器（液压缸）。
这些作动器连接于一个液压回路，而液压回路包括一个在被加压时可将飞机起落架放下的第一液压管路和一个在被加压时可将飞机起落架收起的第二液压管路。
用一个液压分配不见可选择性地使这两个管路加压，这个分配不见包括一个用于选择性地将液压回路隔断于飞机的压力源的总隔断阀和至少一个使两个液压管路之一连通于压力源而另一液压管路连通于会有管路的选择器。
万一出现故障，例如，如果选择器卡死在一个中间位置而把两个液压回路都关闭了并把液压流体锁在各作动器里，以致可能阻止起落架的放下。
所以，重要的是，应使液压回路具有能够使至少收起管路连通于回油管路的设置，以使起落架至少在重力作用下的放下不受阻碍。
在这一方面，现在已知的作法是，给液压回路设置一个总卸压阀，这个阀门由飞行员通过缆绳直接控制，或通过一个电动机来控制，当飞行员按压一个进入紧急伸出模式开关时电动机就转动。
卸压阀就把两个液压管路都连通于回油管路，从而可避免任何流体被锁在各作动器内进而避免阻碍起落架的放下。
所以说设计设计一种安全可靠性能良好和轻便的飞机起落架液压控制系统是十分必要的。
本次设计就一这论题展开设计。
关键词：
液压系统，起落架，设计，阀，控制
1绪论
液压传动相对于机械传动来说，是一门发展较晚的技术。
自18世纪末英国制成世界上第一台水压机算起，液压传动技术只有二三百年的历史。
直到20世纪30年代它才较普遍地用于起重机、机床及工程机械。
在第二次世界大战期间，由于战争需要，出现了由响应迅速、精度高的液压控制机构所装备的各种军事武器。
第二次世界大战结束后，战后液压技术迅速转向民用工业，液压技术不断应用于各种自动机及自动生产线，从而使它在机械制造、工程机械、农业机械、汽车制造、飞机制造等行业得到推广应用。
正确合理的设计和使用液压系统,对于提高各类液压机械装置的工作品质和技术经济性能更具有重要意义。
飞机液压系统设计可以说是极具代表性能的液压系统设计,现在就以飞机起落架液压系统作为本次设计。
本次设计飞机起落架液压系统设计主要包括下述内容：
1.1液压系统工作原理设计
液压传动系统主要由供压部分（泵源回路）与工作部分（工作回路）所组成的。
设计新的液压系统，首先根据飞机起落架总体对液压系统所提出的操纵要求,性能品质要求,可靠性要求选用合适的泵源回路与各操纵机构的液压工作回路组成整个起落架液压系统。
1）液压系统方案原理图设计；
2）液压原理方案说明书；
3）液压系统可靠性、温度估算；
4）方案总体评估说明。
1.2确定液压系统主要参数
液压系统参数应满足标准化与规范化要求,为此进行系统参数设计前按总体要求首先确定：
1）液压系统所用液压油；
2）液压系统的工作压力等级；
3）液压系统的工作范围；
4）液压装置的尺寸及性能；
5）液压系统的额定流量；
6）各管段的导管直径。
1.3选择液压附件,开展对新研制附件的设计工作
根据工作原理图对附件的功能要求与所确定的系统主要参数选择定型的液压附件,对新研制的附件提出指标要求,同时开展对辅助附件的设计工作。
1.4液压系统的安装调试
通过试装，把附件导管和主机机体结构的连接关系最后确定下来，这这个基础上可绘制液压系统安装图，固定连接件的零构件图及编制导管表。
1.5液压系统工作性能核算
在完成液压系统设计工作后，系统有关参数已基本确定，在生产、装配与试验前，应用计算机对系统性能进行数字仿真核算，检查所设计的液压系统是否满足性能指标要求，以便消除设计中的缺陷，改进设计，以保证生产出来的液压系统能满足性能指标要求。
对飞机液压系统应进行：
（1）系统工作性能核算；
（2）系统工作温度核算；
（3）系统频率相应核算；
（4）系统瞬态相应核算；
（5）系统机械振动核算。
1.6液压系统安装、调试及性能试验
按液压系统的设计要求把整个系统在试验室里组装起来，通过1:
1地面模拟试验，对液压系统进行全面的性能考核，通过模拟试验能在飞机试飞前考核液压系统性能，并对飞机产生过程中系统的重大更改作出鉴定，为进一步改进液压系统设计和提高系统安全性提供重要保证。
2液压系统设计指标及要求
2.1使用方面要求
一个液压系统往往包括多个工作部分，对它们各自都有不同的使用要求，大致可分为以下几方面：
2.1.1不同的操纵特点
工作部分液压部件的操纵特点基本上可以划分为两类型：
一类是传动系统，它们有得要求完成一位或多位的方向控制，有的要求进行一级或多级的压力控制，有的要求进行一速或多速控制；
另一类是伺服系统，它们要求液压部件跟随操纵指令变化而动作，常用的有机液伺服与电液伺服两类系统。
2.1.2不同的操纵顺序
按照整个系统的要求，了解整个使用过程中各液压部件操纵的先后顺序，哪些是单独工作的，哪些复合运动的。
对影响安全的液压部件，还应了解在应急情况下有关部件的操纵情况。
对不同的飞机还会有一些不同的使用要求。
上述要求对液压系统的布局与参数选择有很大的影响。
例如对伺服系统要求供压泵源保持恒压，而流量有变化要小。
对某些危机及安全的液压部件应采用冗余措施，应备有应急操纵系统和应急泵源。
2.2工作环境要求
系统工作环境如最高与最低温度、振动频率与幅值、冲击强度、过载大小、湿度大小、噪音强度、污染和腐蚀情况对系统影响都比较大，所以应注意。
2.3外载荷
作用在液压装置上的外载荷基本有下述几种类形:
1）质量力
作用在作动部件活动部分的重心上，它包括作动部件的重量和因飞机作加速运动或作动部件本身加速运动时产生的惯性矩。
2）外力（接触力）
作用在作动部件表面上的力，例如飞机操纵面上作用的气动力，压紧机构的压紧力等。
除了上述的主要载荷外，对液压作动部件本身有上开锁力，轴承与密封装置产生的摩擦力及粘性阻尼力等。
但这些力一般都比较小，在计算时通常按基本载荷的百分之几加以估算。
2.4性能要求
飞机总体对各动作部件所提出的性能要求时液压系统设计的主要原始依据，它包括：
动作部件的行程（或转角），运动速度范围，加速度范围，动作部件的位置误差和同步动作的时间误差等。
下面列举飞机液压系统各个动作部件的收放时间的大致要求:
表2-1收放时间表
机型
收放起落架时间（s）
收放减速板时间（s）
刹车时间（s）
歼击机
7～8
2左右
1.5
前线轰炸机
>
20
远程轰炸机
25
2.5可靠性要求
可靠性指标是液压系统的一项重要指标,它往往被设计者忽略,液压系统在使用过程中是较容易发生故障的系统之一,如果液压系统的可靠性低,会使系统失去其使用价值。
液压系统可靠性指标有:
1）系统基本可靠性
系统可靠性用平均无故障工作时间MTBF表示,该指标主要反应对系统使用维护及修理后与后勤保障方面的要求。
2）工作寿命
系统的返修期与报废期,系统经合理维修与更换附件其工作寿命应与整系统同寿。
3）系统故障容错要求
除了提高组成系统附件可靠性外,还应该对系统的结构冗余组成提出故障容错要求。
对关键液压系统的泵源部分应满足一次故障工作,二次故障安全的故障容错要求。
这样对泵源最少有三套独立系统。
对关键工作部分应满足故障安全的容错要求。
应有正常与应急两套相互独立系统。
2.6重量要求
对飞机上的液压系统重量指标应控制在整机重量的1％左右，这个指标是比较严的，在实际中往往要超过这个数字的。
按实际系统设计而定。
3液压系统原理图设计与参数初步估算
根据整个液压系统所提出的要求,选择合适的工作回路与泵源回路组成液压系统。
工作部分要满足各动作部件功能、可靠性能等方面的需要;
泵源部分应满足与工作部分协调一致。
液压系统工作部分工作时,系统泵源应能立即提供所要求的功率;
液压系统停止工作时候应能自动转入卸荷状态。
选择好的原理方案，是设计出高质量液压系统的基础。
下面原理是经过几个方案比较比较实际实用的一种，本次设计就以本系统展开。
3.1原理图
参照以前资料将液压系统设计为下图所示：
图3-1液压系统图
3.2液压系统原理方案说明
起落架收放系统的功能应保证;
收起位置时，锁紧起落架，钩子用于与设置在起落架上的碰锁箍协作保持起落架在收起位置。
起落架放下后，用支柱液压缸锁紧起落架;
在收起落架过程中开锁,起落架收放与上锁等动作顺序应协调.起落架收放回路主要是由一些基本顺序回路组成。
本设计力求用于操作飞机起落架系统提供一种简化的系统设计。
操作如下：
从飞机处于飞行中和起落架处在收起的状态开始，驱动计算机6通过控制使隔断阀3打开（接通阀的右位）开始，这样就允许液压泵4提供的高压流体通过隔断阀3进入油管路达到选择器1（二位三通阀），由于此时三位四通电磁阀7是处于中位，所以上下两管路都是连通于回油管路。
随后驱动计算机6将三位四通电磁阀7置于左边位置，使压力流体进入下管路，而上管路被保持连通于回油管路。
于是，各起落架舱门被打开，各钩子被液压缸12控制而释放各起落架，各起落架在液压缸9作用下向下运动到放下位置，在这个位置上放开液压缸11把支柱锁住，由此将各起落架稳定在它们的放下位置。
在飞机已经着陆和随后再起飞时，只需把三位四通电磁阀7置于右边位置，就可使上管路连通压力流体而下管路被保持连通于回油管路。
这时收起液压缸11释放支柱，从而使各起落架可在各自的液压缸9的驱动下被收起。
一旦起落架达到了收起位置，钩子就勾在起落架的碰锁箍上而把起落架保持在收起位置。
随后起落架舱门重新关闭，而三位四通电磁阀7（还有舱门选择器）被返回到中位。
起落架放下过程中节流阀8中的单向阀处在关闭位置,回油只能经过节流阀流出,减少了起落架.放下时的速度,缓和了撞击.此外,还可以使起控制落架放下速度的液压缸9比比控制钩子和支柱的液压缸12、11伸出速度慢些,起延时作用,以防止起落架撞坏机轮护板等。
然而，只要停止对隔断阀3世家控制信号，它就会回到其停止位置，在这一位置上，二位三通阀1进被连通于回油管路。
3.3系统基本可靠性估算
可根据附件类型，工作环境条件，从非电子附件可靠性手册中查出附件的失效率，下表给出一般液压附件失效率数据，查出失效率，查出有关附件的失效率，乘上环境因子K后，可按下式估算出系统的平均无故障工作时间。
故障时间公式:
（3-1）
式中－为某类的附件数目;
L－为附件种类数目;
－某附件的失效率;
K–环境因子取80。
表3-1其他阀选取表
附件名称
故障次数10-6/h
下限
平均
上限
电动泵
2.25
8.7
27.4
固定节流孔
0.01
0.15
2.11
溢流阀
0.224
3.92
7.25
三通电磁阀
1.87
4.6
8.1
液压缸
0.005
0.008
0.12
压力软管
0.157
3.93
5.22
发动机驱动泵
1.12
8.74
31.3
液压系统原理放案最后通过评比确定，目前常用的评比办法是记分法，把评比的内容按其重要性的主次给以一定分值，总分值最高的方案为当选方案。
用这样方法所选定的方案能够比较全面的满足总体提出要求。
虽然在统计上发生的可能性很小，但是某些故障情况仍可能妨碍起落架的放下。
例如，可以考虑发生了三位四通电磁阀7被卡死在某一中间位置，而将上、下管路都关断的情况。
在这种情况下，液压缸9的环形腔室内的液压油不可能排出，因而各起落架被憋死，为了消除这一缺点，使这种液压回路有安装在各起落架附近的三个卸压阀14，各卸压阀14在常态下是关闭的，但是在紧急时可以控制它们而使下管路和上管路连通于回油管路，这样就可消除液压油被锁在液压缸9、11、12的腔室里的任何危险。
为此目的，各卸压阀14、各二位三通阀1以及各钩子都设有机电驱动元件，在这里，每个驱动元件由两个在应急计算机13的控制下的电动机构成，在液压回路的正常工作中出现故障时，飞行员可启动应急计算机13，以及把控制从驱动计算机6转换到应急计算机13.
应急计算机13一旦被启用，它就驱动二位三通阀1而阻止压力流体进入回路，并把进油管路连通于回油管路。
随后应急计算机13控制各卸压阀14，而将下管路、上管路都连通于回油管路。
最后，应急计算机13控制个钩子，使它们释放各起落架，使各起落架在重力作用下下降到放下位置，在这个位置上，各支柱被弹簧机械地锁住。
4系统主要参数的确定与估算
4.1选择系统所用液压油
系统液压油选择一般按飞机的总体要求确定,本次设计选取10号航空专用液压油。
下面是其性能指标:
表4-1油指标表
项目
质量指标
实验方法
外观
红色通明液体
目测
运动黏度
GB/T256
50°
C不小于
10
-50°
C不大于
1250
机械杂质
无
GB/T511
油膜质量（65°
C+1°
C）
合格
GB/T264
密度（20°
850
GB/T1884
4.2选取系统工作压力等级与系统工作温度范围
4.2.1系统压力确定
液压系统工作压力是系统的最基本参数之一，它对整个系统的性能有很大影响，随着液压系统输出功率增大，系统工作压力等级有日益提高的趋势。
现研究主要着眼于寻求最轻液压系统重量的所谓最佳压力.最早的结论是28MPa后来又以选择不同的压力等级来设计液压系统,结果表明在现有的材料条件下把现有的21MPa分别提高到28MPa,35MPa和42MPa,系统重量分别比原来轻5%,6%和4.5%所以认为系统的最佳压力为32-35MPa.提高工作压力等级对液压系统会带来密封困难,附件加工精度高,附件生产成本高,发热量加大可靠性和寿命降低.因此在选取压力等级时不能一味追求高压结合实际情况选取本设计选取28MPa,由于要设计起落架根据材料选取22MPa作为设计压力。
压力选取具体参照下图：
图4-1压力曲线图
4.2.2系统主参数给定
液压系统主要参数应满足标准化与规范化的要求，在此进行系统参数设计设定。
1）泵的输出压力Pg=22MPa；
2）主起落架液压缸的输入压力为P1=19.8MPa；
3）溢流阀工作压力P=26.4MPa；
4）液压系统的工作温度范围：
-55°
C～70°
C。
4.3确定执行机构的参数
在飞机液压系统中，液压缸被广泛应用于舵面的操纵，起落架，襟翼和减速板的收放，发动机尾喷口、进气锥和燃油泵的操纵等场合。
现在以起落架主起液压缸为设计实例:
4.3.1液压缸设计
1）液压缸的设计通常要求满足下述最基本技术要求：
（1）承受最大的负载力，即输出力P=6.125×
104N；
（2）输出动作时间T＝7s；
（3）最大工作行程L=47.8㎝。
以上数据是由被操作对象的要求提出来的。
例如起落架收放液压缸的负载力P是根据作用在起落架上的空气动力负载，起落架本身的重量以及惯性等来确定的。
最大速度或动作时间t则是根据飞机的战术技术所规定的收放时间提出来的，最大工作行程L则是根据起落架传动图从收起位置到放下位置之间的运动范围提出的。
为了满足所提出的技术要求，设计液压缸最基本的内容在于保证其一定的有效面积，强度和不漏油，并满足性能指标及使用要求。
2）设计步骤和方法
（1）液压缸的输入压力P是根据系统的工作压力来确定
液压缸的输入压力p是根据系统的工作压力来确定的，通常有三种不同的观点：
其一，按最小重度观点。
经理论计算和实验检验，航空液压系统总重量与系统工作压力有关，目前系统认为的最佳压力应为Pg=22MPa。
所以，液压缸的输入压力P1在考虑进油管路损失时，取：
P1=0.9Pg=22×
0.9=19.8MPa
其二，按最佳强度观点，此观点在本质上还是为了减小元件的尺寸和重量，不过是以材料强度为依据罢了，其结果形式为：
（4-1）
式中为液压缸缸壁材料的许用应力。
这就是说，此种方法是按照液压缸材料来确定压力的，其壁厚应满足筒内外径比值
其三，按液压泵的实际工作压力确定液压缸的最大输入压力。
即
（4-2）
这种方法不能满足最佳性能的要求，但却是一种按具体问题采取具体解决的方法。
式子种的系数，是考虑到传输管路和控制阀的压力损失。
（2）确定有效面积F内径D和杆径d
以双面活塞杆液压缸为例，根据经验数据取回油腔的压力为P2=0.05P1
那么输入力公式变为：
P=（P1-P2）F=（P1-0.05P1）F=0.95P1F（4-3）
则有效面积的计算公式为：
F=P/0.95P1=22/（0.95×
19.8）≈4.418×
10-3㎡（4-4）
为了确定液压缸内径D和活塞杆直径d，按经验引入一个结构系数即
m=d/D=0.25～0.7（4-5）
取m=0.56，式中m为结构系数，低速小负载下取小反之取大值，由得下式
；
d=md（4-6）
将F=4.418×
10-3㎡;
m=0.56代入;
得D=7.8㎝;
d=4.4㎝;
（3）确定壳体壁厚δ和外径Dw
根据（16>
D/δ>
3）计算公式
（4-7）
式中为强度系数，（无缝钢管=1），c为考虑壁厚公差及侵蚀的附加厚度0.2cm
=1.06+0.2
=1.26cm
据统计，飞机液压缸一般属于中等壁厚，故推荐用中等壁厚公式。
壁厚确定后，按下式确定外径Dw
Dw=D+2δ=7.8+2.6=10.4㎝（4-8）
（4）确定密封装置的型式和尺寸
液压缸的密封装置广泛地采用圆界面橡胶圈。
这种形式结构简单，装卸方便，寿命长，在30MPa压力下具有良好的密封性能。
密封装置按不同的工作条件来选择。
表4-2如下表为圆截面橡胶密封圈的各项要求
密封型式
圆截面橡胶密封圈
密封原理
基于密封圈和被密封表面间的接触压力和侧压力作用而加强密封性
密封材料
硅橡胶；
氟橡胶四塑料
特殊技术要求
要正确的计算和选择压缩率，正确选择槽宽度配合精度和光度在超过15mpa的压力下，一般增设保护挡圈，性能更可靠
优缺点及应用
结构简单装卸方便成本低可用于35mpa以下压力和温度在-60～3000c范围内工作在飞机液压系统中得到广泛应用
关于密封装置得原理理论计算在设计中修正了圆截面橡胶密封圈得经验公式:
图4-2活塞密封圈示意图
;
;
（4-9）
式中的s为活塞于内腔的间隙，一般可用二级配合，压力越高，s值越小。
（5）确定液压缸长度
缸未伸出长度为L；
活塞宽度;
行程长；
导向长度；
结构长度；
导向套长度
（4-10）
式中k为隔离套长度。
将式中的已知量带入得：
（见图）
图4-3缸结构尺寸示意图
；
（4-11）
（4-12）
；
（4-13）
（4-14）
（6）验算活塞杆纵向弯曲强度和稳定性
在一般情况下当杆与杆径之比小于15时候，可不用验算活塞杆纵向弯曲强度和稳定性比值大时候，可按下式公式进行验算：
（4-15）
式中的
为缸筒的惯性矩
为杆的惯性矩
因为
所以需要验算
P=6.125×
104N
故满足条件。
（7）缸体与缸盖的焊缝强度计算
其焊缝应力公式为：
（4-16）
式子
带入可得：
（4-17）
故符合要求。
4.3.2确定液压泵参数
液压泵的两个主要参数为所承受的最大压力于应提供的最大流量.液压泵所承受的最大压力有所选定的系统工作压力确定.液压泵应提供的流量可按下述步骤确定:
1）计算液压缸所需提供的流量
已知液压缸尺寸及其收放或收方速度要求,可按照下式计算液压缸所需要的流量:
升级会员 