范文一：飞机液压油箱串油现象分析

飞机液压油箱串油现象分析

[摘 要 ] 液压系统是飞机的一个重要系统 , 一般飞机上均设置了两套以上的 液压系统以提高飞机的操纵可靠性。由于在设计上的缺陷 , 某些型号的飞机不同 程度的出现液压油箱串油现象。本文针对一型 . 飞机存在的液压油箱串油现象进 行了一定的分析 , 探讨了造成串油的原因并总结了解决措施。

[关键词 ]液压油箱 串油 副翼液压助力器

1 引言

某型飞机的液压油箱串油现象较为普遍。 主要表现为在飞行后或地面开车十 几分钟后 , 机械人员打开液压油箱加油口盖检查时出现的其中一个液压油箱油液 减少 , 而另一个油箱的油液增加 , 甚至外溢。

轻微的串油现象不会影响到飞行安全 , 但是在串油严重的情况下 , 可能导致液 压操纵系统的故障 , 进而引发事故 , 同时会增加机务人员的维护工作量。 因此 , 有必 要积极地去研究一下串油现象。

该型飞机液压系统由主液压系统、 助力液压系统两个部分组成。 主液压系统 主要完成收放部分的传动、向平尾液压助力器的一个油腔供压 , 以及助力液压系 统发生故障时 , 向副翼液压助力器供压等工作 ; 助力液压系统用于向副翼助力器供 压和向水平尾翼的另一个油腔供压。

另外 , 该型飞机的的主液压油箱和助力液压油箱是合在一起的 , 中部用气密隔 板分为两个部分 , 右边为主液压油箱 (10.5L),左边为助力液压油箱 (8L)如图 1所示。 每个液压油箱内部均有水平隔板将油箱分为上下两室 , 这样可以防止飞机作负过 载机动飞行时 , 油液被惯性力甩离下室 , 以保证向系统供油。隔板上装有两个方向 相反的单向活门。两油箱的增压空气可通过增压导管相互连通 ; 在两油箱外部还 有连通管 , 用来均衡两油箱的油液。

2 串油原因的分析

由上分析可见 , 液压系统若要串油 , 两个分系统之间必有交联。其交联部位有 两处 :一处是主、助力液压油箱的连接处 , 通过空气增压导管和连通管相互联接。 另一处是副翼助力器的转换活门。为了保证副翼助力器的可靠工作 , 在适当压力 时 , 主、 助力液压系统可通过转换活门分别向助力器供油 , 但在转换时 , 如果转换活 门在中间位置停留 , 有可能将主、助力系统相连通。

下面结合飞行过程中液压系统的工作 , 来重点分析上面两个部位会不会造成 串油现象。

2.1 飞行前

范文二：飞机液压油箱串油现象分析

飞机液压油箱串油现象分析

峦专题研究IZHUANTIYANJIU

甲",即能预先识别目标,并利用诱饵触发和物理摧毁方法, 破坏来袭兵器的"装甲".这种"主动装甲"实际上是一种 由复合工程材料制成的合成系统,即在复合装甲中由引入 的敏感,传感,微电子等材料和技术而构成的多功能材料系 统.将新的控爆材料,轻质多孑L隔热,隔音,防火与防冲击 材料用于坦克装甲车辆,就可以保证这些车辆中弹后能继 续战斗.

3.3应用于炮兵武器

为了增大火炮的威力,现代火炮的口径不断增大.为了 提高炮弹的速度,人们已经利用军用新材料技术研制了电 磁炮和电热炮.此外,轻型结构材料对火炮的机动性也具有 决定意义,如美国155mm榴弹炮,在采用轻型新材料后仅重 7136kg,比德,法,意三国联合研制的FH70和以色列的M71 式同口径火炮要轻30%,目前,许多国家都在利用军用新材 料技术研制超轻型远距离大威力火炮.由于轻型材料的使 用,可以使火炮的体积更小,重量更轻,机动性能更好,弹 丸速度更快,威力更大.

3.4应用于隐形技术

现代隐形技术,除了外型设计上采用先进的方法,进行 热红外线和自身电磁隐形外,主要是使用新型吸收波材料, 即在飞机表面涂抹能大量吸收雷达波的新型介质材料,将 雷达电磁波吸收,使雷达无法发现.为应付不同雷达的不同 _T作方式,现在的隐形飞机已经开始有选择地使用吸收材 料.目前,美,英等国正进行主动抵消技术的研究,即利用

吸收材料,先吸收大部分的雷达波,剩下少量的反射波再利 用主动抵消技术将其全部抵消,雷达就会完全失去作用. 3.5应用于武器战斗部

军用新材料技术应用于武器的战斗部,可使其威力得 到大大提高.如将高密度钨合金与贫铀材料用于穿甲弹,可 以提高穿甲侵切力,大长径比杆式动能弹,可以击穿600ram 的钢板.而破甲弹使用了军用新材料技术后,其侵切深度已 大于锥形炮弹的10倍,一些大口径的射流侵切深度已经达 到1.3m,并进一步向高纯度冶炼技术,新合金,精密成型和 高性能复合化方向发展.

3.6应用于导弹,卫星,火箭技术

决定导弹,卫星,火箭重量的主要因素是其推进系统. 为了减轻重量并增大推力,通常采取两种方法:一是要靠高 性能的推进剂;二是要采用轻型壳体和各种轻型结构,以及 耐高温材料.战略导弹和卫星的重量每减轻lkg,运载它们 的火箭就可减轻500kg.因此,导弹弹体和卫星都要使用重 量轻,刚度好,耐高温,弹性强的新型复合材料.美国将火 箭发动机金属壳体改用石墨纤维复合材料后其重量减轻了 38t,并大大降低了研制成本.而用碳铝复合材料制造卫星 的波导管,不仅满足了轴向钢度,低膨胀系数和导电性能等 方面的要求,而且使重量减轻了30%.

军用新材料技术是武器装备高技术的先导性技术和物 质保障技术,没有先进的材料技术作基础,就不可能研制出 高性能的武器装备.军用新材料技术在军事上的广泛应用 必将大大改善武器装备的性能和提高现代高技术战争的作 战水平.

参考文献:

.新材料技术的最新发展.后勤科技装备,2002.2 【11钟科

[2】李岱颖.新理念新材料是提高防护能力的出路所在.

长缨,2004.4

栅液压油箱串油坝象分析

朱武峰蔡增杰1李岩丁志伟2/1海军航空工程学院青岛分院2.91467部队

[摘要]液压系统是飞机的一个重要系统,一般飞机上均设置了两套以上的液压系

统以提高飞机的操纵可靠性.由

于在设计上的缺陷,某些型号的飞机不同程度的出现液压油箱串油现象.本文针对

一型.飞机存在的液压油箱串油现象进

行了一定的分析,探讨了造成串油的原因并总结了解决措施. [关键词]液压油箱串油副翼液压助力器

l引言

某型飞机的液压油箱串油现象较为普遍.主要表现为 在飞行后或地面开车十几分钟后,机械人员打开液压油箱 加油口盖检查时出现的其中一个液压油箱油液减少,而另 一

个油箱的油液增加,甚至外溢.

轻微的串油现象不会影响到飞行安全,但是在串油严 重的情况下,可能导致液压操纵系统的故障,进而引发事 故,同时会增加机务人员的维护工作量.因此,有必要积极 地去研究一下串油现象.

该型飞机液压系统由主液压系统,助力液压系统两个 部分组成.主液压系统主要完成收放部分的传动,向平尾液 压助力器的一个油腔供压,以及助力液压系统发生故障时, 向副翼液压助力器供压等工作;助力液压系统用于向副翼 助力器供压和向水平尾翼的另一个油腔供压. 另外,该型飞机的的主液压油箱和助力液压油箱是合 在一起的,中部用气密隔板分为两个部分,右边为主液压油 箱(10.5L),左边为助力液压油箱(8L)如图1所示.每个液 压油箱内部均有水平隔板将油箱分为上下两室,这样可以 防止飞机作负过载机动飞行时,油液被惯性力甩离下室,以

保证向系统供油.隔板上装有两个方向相反的单向活门.两 油箱的增压空气可通过增压导管相互连通;在两油箱外部 还有连通管,用来均衡两油箱的油液.

*

图1液压油箱结构图

2串油原因的分析

27科学时代?2OlO年第()3期

由上分析可见,液压系统若要串油,两个分系统之间必 有交联.其交联部位有两处:一处是主,助力液压油箱的连 接处,通过空气增压导管和连通管相互联接.另一处是副翼 助力器的转换活门.为了保证副翼助力器的可靠工作,在适 当压力时,主,助力液压系统可通过转换活门分别向助力器 供油,但在转换时,如果转换活门在中间位置停留,有可能 将主,助力系统相连通.

下面结合飞行过程中液压系统的工作,来重点分析上 面两个部位会不会造成串油现象.

2.1飞行前

在飞行前,液压系统无压力,起落架处于放下位置,襟 翼,减速板处于收上位置,经检查,液压油箱的油平面在量 油尺的刻线范围内.

2.2飞行中

飞行中的分析,主要阐述空气增压导管,连通管和副翼 液压助力器转换活门的工作情况.

2.2.1空气增压导管

发动机起动后,来自第六级压缩器的空气经过增压气 瓶,减压器,增压安全活门后由增压连通管路同时对主,助 力液压油箱进行增压.在此条件下,两油箱的增压压力保持 在(1.6,2.45)kg/cm2范围内,而且始终是稳定一致的.所以,

在飞行过程中,从增压管路串油的可能性很小. 2.2.2副翼液压助力器的转换活门

在飞行过程中,正常情况下,由助力液压系统向副翼助 力器供压,主,助力液压系统的供压压力为210"一20kg/cm, 转换活门处于原始位置.当主液压系统的供压压力发生异 常时,副翼助力器的转换活门开始工作.下面以助力系统压 力下降为例,介绍转换活门的控制过程,如图2所示. (a)

(b)

图2副翼助力器的转换活门工作原理

副翼电磁开关接通后,助力系统来油进入a室,主系统 来油进入b室.由于活门柱塞右端凸缘左侧的油压作用有效 面积是右侧的一半,所以当两个系统的压力都是正常时,活 门右边的油压作用力大于左边,柱塞保持在左极限位置(见 附图2a).此时,助力系统来油经C室与配油柱塞相通,从 配油柱塞来的油经e室回到助力系统油箱.

当助力系统压力小于主系统压力的一半时,活门柱塞 右端凸缘左侧油压作用力大于有边,柱塞在压差作用下克 服摩擦力移动到右极限位置(见附图2b).因此主系统来油 经C室与配油柱塞相通,从配油柱塞来的回油经e室与主系 统油箱相通,此时助力系统的来,回油都不再与配油柱塞相 通,助力器即转为由主系统供压.

在转换活门向右移动的过程中,助力系统的来油可能 会经a油室——d油室——f油室,回到主系统油箱,造成串 油现象.

可见,ZL一5助力器转换活门是主,助力系统问油路转 换及串油的通道.在正常的情况下,性能良好的转换活门串 油量较小,而活门的转换时间不会很长,这样看来,可能是 随着ZL一5助力器使用时间增长,内部磨损严重导致串油量

逐渐增大.特别是因为液压系统油液污染,导致转换活门向 右移动中,卡滞在中立位置,会造成大量串油.在这种情况 下,应该更换助力器.实际情况也证明,助力器的损坏是造 成串油严重的原因之一.

2.2_3连通管

设计连通管的目的就是要均衡液压油箱串油.在飞行 过程中,如果出现有严重的串浦,高油面就可以通过连通管 流向低油面,使得转换活门的串油量实现了一定的均衡. 设计连通管的目的是要均衡串油,但其实际的效果并 不是很好.据机务人员反映,当飞机降落后马上打开液压油 箱口盖放出增压空气,检查油箱时不会出现串油现象,而在 飞机停放一段时间之后检查液压油箱时发现较为明显的串 油现象.这说明了在飞行过程中一般不会发生串油现象,或 者连通管在飞行过程中起到了较好的均衡串油的作用.对 在降落之后的一段时间里出现了剧烈的串油,有必要进行 更深入细致的分析.

2.3降落后

下面主要分析降落后这段时间内,转换活门和液压油 箱增压导管,连通管的lT作过程.

2-3.1转换活门的分析

既然副翼液压助力器的转换活门会产生串油,那么在 飞机降落后转换活门是什么情况呢?发动机停车后,液压 系统压力仍有210kg/cm2,所以要进行消压.当左右摇动驾驶 杆时,首先是助力系统的压力下降,从上面的分析可以知 道,助力系统的压力下降到一定程度时,转换活门被推到最 右端,此刻助力系统停止降压,助力器消耗的是主系统的油 压.就这样通过主,助力系统的来回转换大约4次以上,使 得两个系统的油压被消耗掉.在转换活门移动过程中,可能 会发生串油现象.

由此,可以得出一个结论,副翼助力器内转换活门在正 常情况下串油量很小,但使用一段时间后,其串油量会增 大,有的增加很多,而地面用压杆消除压力更加剧了串油现 象.

2.3.2液压油箱的分析

当飞机降落后,发动机和油泵都停止了转动,液压系统 中流动的油液是有限的,而串油就是发生在液压油箱内油 液的问题,所以我们是不是可以从液压油箱本身上找找原 因呢?

当一个油箱的气休通过连通管或是增压导管向另一个 油箱流动的过程中,产生了引射现象,吸入了油液并相互混 合后一起喷向另一个油箱,造成了串油现象.

而打开液压油箱加油口盖的时候出现的油液向外溢的 现象可以解释为:当飞完一个起落后,机务人员检查主,助 力系统油量时,液压油箱与外界大气压相比,压差还是很大 的.就算是连通管起到了一定的均衡作用,串油的高油面有 所下降,但是在这种大的压差下,如果打开高油液的那个液 压油箱加油盖的速度较快的话就会出现气体带动油液向外 科学时代-2010年第03期28

圆圆豳专题研究fZHUANTIYANJIU 喷的现象.

3解决串油现象的办法探讨

连通管的作用不是很明显,而且又会造成液压系统的 关联失效问题,那么有没有好的办法来取得比连通管更好 的均衡串油效果而且还能避免出现连通管的关联失效问题 呢?

?断开液压油箱油液连通管和增压连通管(如图3所 示),使主液压油箱和助力液压油箱相互隔离.改进液压油 箱增压管路,使两个液压油箱分别增压,用新设计的液压油

箱转换活门替换原液压油箱的连通管.液压油箱转换活门 为手动控制通断.正常情况下,转换活门处于"接通"位置, 将主液压油箱和助力液压油箱之间的油液断开,保证系统 各自独立;在主液压系统和助力液压系统间串油严重,导致 一

个油箱内油液增多,另一个油箱内油液减少的情况下,可 以在地面使转换活门处于"断开"位置,将主液压油箱和助 力液压油箱之间的油液连通,以均衡两个液压油箱的油量. ??

图3增压系统改进方案原理及液压油箱转换活门工作 从副翼助力器

Tl

系统助力系统

司油同油

油

图4剐翼助力器的改进设计

?在连通管中间加装一个依靠压力作用的活门,当两 油箱压力相等时连通管畅通,而当一个油箱压力下降时, 则压力差使得活门压向低压一侧,断开连通.应该说这些 方法对于关联失效问题解决的较好,而对于进一步加强均 衡串油问题并没有得到很好的解决.

?改进副翼助力器转换活门的设计,如图4所示.取消 副翼助力器的主液压系统供压和回油路,在助力系统的供 压和回油路上各装一个三位电磁阀,一路接助力器,另两 路分别接主系统和助力系统;座舱设一个电门控制左右四 个电磁阀.该电磁阀常通助力系统,当助力系统告警时,打 开电门,电磁阀将助力系统断开,而是接通主液压系统,等 飞机返航后再排除故障.

4结论

串油现象主要在地面发生,给维护人员带来很大的不 便,增加了工作量,也给飞机带来了飞行隐患.飞机液压 油箱串油现象是一个较为系统的问题,涉及的方面比较多, 并不能简单的以去除或是加上一些东西来解决问题.应该 根据具体情况,判明发生串油的原因,再去进行副翼助力 器,油箱结构的改进或采取其他的相应措施.

参考文献:

[1】X×型飞机构造讲义海军航空工程学院青岛分院 朱武峰

浅析经-9_~JW式分裾处理算法

张娜高腾飞:刘雅娟t/1海军航空工程学院青岛分院2山东外贸职业学院 [摘要]经验模式分解信号处理方法是以傅立叶变换为基础的线性和稳态谱分析.

该方法既能对线性稳态信号进行

分析,又能对非线性非稳态信号进行分析.本论文详细解释了经验模式分解方法的

分解原理及步骤.

[关键词]EMDHHTIMF

对一列时间序列数据进行经验模式分解(EmPirical ModeDecomposition:EMD),然后对各个分量做希尔伯特变换 的信号处理方法,是由美国国家宇航局的NordenE.Huang于 1998年首次提出的…,称之为希尔伯特黄变换(Hilbert—Huang Transformation,HHT),该方法被认为是近年来对以傅立叶变 换为基础的线性和稳态谱分析的一个重大突破. 由于时间序列的信号经过经验模式分解,分解成一组 本征模函数(IntrinsicModeFunction,IMF),每个本征模函数序 列都是单组分的,相当于序列的每一点只有一个瞬时频率, 无其他频率组分的叠加.而不是像傅立叶变换把信号分解 成正弦或余弦函数,因此,该方法既能对线性稳态信号进行 分析,又能对非线性非稳态信号进行分析.对线性稳态信号 的分析技术已趋于成熟,故对HHT在非线性非稳态信号分

析上的研究成为近年来的研究热点.

lHilbertHuang变换

瞬时频率是定义在解析信号的相位求导上的,并不是 任意信号都可以通过Hilbert变换得到瞬时频率,严格意义上 讲只有满足窄带条件的一类信号定义瞬时频率才有意义, 那么对于非平稳信号又如何进行基于瞬时频率的频谱分析 呢?

这就需要对非平稳信号进行分解,把原始信号分解为 一

系列满足窄带条件信号的组合,然后进行Hilbert变换,求 解每一分解分量的瞬时频谱,从而得到原始信号的时频谱. 如何进行分解,美国的N.EHuang进行了研究,并在文献『30】 中详细论述他的方法,这种对非线性非平稳信号进行分析 的新方法被称为Hilbert—Huang变换.Hilbert—Huang变换其 核心是经验模态分解(EMD),把复杂的信号分解成若干个 本征模态函数(IMF);再对IMF进行Hilbert变换,得到每一 个IMF随时间变化的瞬时频率和振幅,最后求得振幅,频率, 时间的j维谱分布.

29科学时代?2010年第03期

范文三：某型飞机液压油箱活门弹簧失效分析

某型飞机液压油箱活门弹簧失效分析

廖明华 ,项国辉 ,胡勤龙

() 中国人民解放军驻 320厂军事代表室 ,江西 南昌 330024

摘要 : 通过对某型飞机主 、辅液压油箱工作原理的分析 ,在地面加油 、大量油液回油和飞机倒飞或负过载等

三个不同状态下对弹簧 XX - 5552 - 1123 /3失效后的影响进行分析 。

关键词 :飞机 ;液压油箱 ;弹簧 ;失效分析

( ) 文章编号 : 1671 - 9654 200703 - 034 - 02 中图分类号 : V271. 4 文献标识码 : A

The In va l ida t ion Ana ly sis of the Va lve Spr in g in the Hydra u l ic O il Tan k of a C er ta in F igh ter

L IAO M ing - hua, X IAN G Guo - hu i, HU Q in - long

( )PLA M ilita ry R ep resen ta tive O ff ice in 320 C om pany, N anchang J iangx i 330024

A b stra c t:A cco rd ing to the ana lysis of the m a in and a ssistan t hyd ran lic o il tank’s wo rk ing theo ry of

a ce rta in figh te r, unde r th ree d iffe ren t situa tion s of ground refue ling, a grea t dea l of o il back off and re2

ve rse flying o r nega tive ove r - load ing fo r figh te r, the p ap e r stud ie s the effec t of the inva lida tion of sp ring

XX - 5552 - 1123 /3.

Key word s: figh te r; hyd rau lic o il tank; sp ring; inva lida tion ana lysis

2006 年 7月 ,某型飞机液压油箱活门弹簧 XX ,如图 1 所示 。 主 、辅液压油箱中的中隔板上 - 5552 - 1123 /3 在车间 装配 时发 生 断裂 现象 , 经

理化测试中心分析故障原因为镉脆断裂 。该批 96

件弹簧是 2005 年 10 月生产 , 并于 2006 年 3 月 1

日交付 ,其中发生断裂的共 36 件 。由于弹簧 XX -

5552 - 1123 /3所用材料 IIa - d0. 6 钢丝在厂内生

产用量小 ,所以车间于 2001 年从供应部领出后 ,该

卷钢丝一直使用到现在 ,另外由于镉脆断裂是一种

疲劳失效模式 ,所以可能会在已交付部队使用的飞 图 1 液压油箱结构示意图 机上存在此故障件 ,为保证飞机的使用安全 ,本文 1 油位指示器 2 重力加油口 3 加油口盖 4 增压接头 对弹簧 XX - 5552 - 1123 /3 失效后对飞机产生的 5 通气管 6 上活门 7 下活门 8辅助液压泵吸油接头 9 放油 影响进行了详细分析 。 接头 10 回油接头 11 活门 XX - 5552 - 1120

注 :主 、辅液压油箱仅外形不同 ,内部结构一样 ,本图为 1 工作原理 辅助液压油箱结构示意图 。 弹簧 XX - 5552 - 1123 /3 是某型飞机主 、辅液

压油箱活门 XX - 5552 - 1120 中的上活门的一个

组成零 件 , 活 门 XX - 5552 - 1120 装 在 某 型 飞 机 活门 XX - 5552 - 1120的结构如图 2所

示 。

收稿日期 : 2007 - 05 - 21 ( ) 作者简介 : 廖明华 1981 - ,江西遂川人 ,军事装备学硕士 ,主要研究方向为装备技术保障 。

?34?

第 3期 廖明华 ,等 :某型飞机液压油箱活门弹簧失效分析

2 活门 XX - 5552 - 1120的结构图 图

主 、辅液压油箱在液压系统中用于储存主 、辅 响 。

液压系统工作所 需 的工 作液 , 它 们的 工 作原 理如 ,上活门在油液重量作 当使用地面重力加油时

下 : 用下处于关闭位置 ,因此该弹簧失效也不会对重力

)加油产生影响 。1 当进行地面压力加油 时 , 液压 油 通过 回油

) 2 大量油液回油时接头 ?进入油箱的下室 ,充满下室后 ,在压力的作

用下顶开上活门 ?进入油箱上室 ,直至充满 。当飞 当油液大量 回油 箱 时 , 上活 门 应 处 于 开 启 状 机进行重力加油时 ,可打开口盖 ?,将油液倒入 ,油 态 ,所以该弹簧失效也不会在油液大量回油时对油 液首先进入油箱上室 ,并依靠自身重量打开下活门 箱正常工作产生影响 。

)3 飞机倒飞或负过载时 此时上活门应在下室?进入下室 ,直至充满 。下室的空气可经通气管 ?

油液的重力作用下缓慢 排出 。

)2 如果大量回油进入油 箱 , 回油 压 力可 以打 打开 ,如弹簧 XX - 5552 - 1123 /3 失效 , 上活门就 开上活门 ?,使部分油液进入油箱上室 ,防止油箱 会处于全开位置 ,油箱下室封存的油液就会流入油 超压 ,胀破油箱 。 箱的上室中 ,油箱上部的气体通过通气管进入油箱

)下室 ,使得 液 压 泵 无 法 吸 到 油 液 , 出 现“吸 空 ”现 3 当飞机倒飞或作机动 飞行 产 生负 过载 时 ,

象 。 下活门 ?处于关闭位置 ,上活门 ?在油液压力的作

用下缓慢打开 如果故障出现在主液压油箱中 ,这样油箱下室中就存有大量油液 , ,主系统压力会 保证向液压泵供油 。 突然降至零 ,告警系统将立刻发出告警信号 。此时

2 弹簧 XX - 5552 - 1123 /3失效分析 飞机正处于倒飞状态下 ,当飞行员通过侧压驾驶杆

XX 改回正常姿态时 ,由于主供油管路上是空油状态 , 从上述油箱工作原理可以看出 ,由于弹簧

副翼助力器将无法操纵 ,即飞行员无法操纵副翼 , - 5552 - 1123 /3 失效后 工作 扭矩 减 为零 , 因 此对

只有将副翼助力器开关由“液压 ”位放置在“人工 ” 上活门的正常工作产生影响 ,使得上活门易开启 ,

在油箱下室有压力的情况下无法关闭 。下面从三 位后 ,通过人工操纵副翼 。而在人工操纵状态下 , 个工作状态对弹簧 XX - 5552 - 1123 /3 失效后产 驾驶杆上的操纵力将急剧增大至几十公斤 ,对飞行

生的影响进行分析 。员将飞机改回到正常姿态带来很大困难 。另外 ,由

) 1 地面加油时于液压泵“吸空 ”必然导致“气蚀 ”现象出现 ,液压

()在进行地面压力加油时 ,油液充满下室后 ,需 泵内部关键运动零件 如滑履 、斜盘 、柱塞等 和主 顶开上活门进入油箱上室 ,直至充满 。由于该弹簧 供压管路上其它附件的内表面都会产生腐蚀和磨

()失效后上活门易开启 ,所以不会对压力加油产生影 损 。 下转第 39页

?35?

第 3期 黄中华 ,等 :直升机减速器故障齿轮振动信号特征研究

[ 9 ] V. p u ru sho tham , S. N a rayanan, Su ryana rayana A. N. 通过对模拟信号的统计分析 ,提取了不同类型故障

P ra sad. M u lti - fau lt d iagno sis of ro lling bea ring e le2 的时域特征参数 。

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[责任编辑 刘敏 ]

() 上接第 35 页 如果该故障出现在辅助液压 失效后对某型飞机在倒飞或进行机动飞行 1123 /3

油箱中 ,由于只有当辅助系统的压力低于 9. 3 ?0.产生负过载时辅助液压泵的正常工作产生影响 ,进

49M Pa时 ,辅助液压泵才工作 ,所以如果飞机在正 而造成飞行员无法通过副翼助力器操纵副翼 ,而在

常姿态时辅助液压泵启动 ,则不会产生影响 ,但如 人工状态下操纵副翼时杆力急剧增大 ,造成飞行员

果在飞机倒飞时 辅 助液 压泵 工作 , 就 会 产生 上述操纵困难 ,同时在一定条件下对辅助液压泵的正常

“气蚀 ”现象 ,同时辅助液压系统压力突然降至零 ,工作也会产生影响 。

+ 0. 49 并且如 果 辅 助 系 统 的 压 力 不 回 升 至 11. 28 0

参考文献 : M Pa,辅助液压泵就会一直工作 , 直至飞机恢复正

[ 1 ] 史纪定 . 液压系统故障诊断与维修技术 [M ]. 北京 : 常姿态后 ,辅助液压泵开始正常工作 ,压力回升至机械工业出版社 , 1990. + 0. 49 11. 28M Pa后停止运转 ,这将严重降低辅助液 0 某型飞机技术说明书 [M ]. 南昌 : 洪都航空工业集团 [ 2 ] 压泵的使用寿命 ,并可能导致辅助液压泵的损坏 。有限责任公司 , 1999.

[责任编辑 刘敏 ] 3 结论

通过上 述 分 析 可 以 看 出 , 弹 簧 XX - 5552 -

?39?

范文四：飞机液压油箱爆破原因探讨及对策

飞机液压油箱爆破原因探讨及对策

唐有才 ,王占勇 ,刘振岗 ,江龙平

The Research & Countermeasure of the Airplane Hydraulic Reservoir Outburst

(Tang You2cai ,Wang Zhan2yong ,Liu Zhen2gang ,J iang Long2ping 海军航空工程学院青岛分院航空机械系 ,山东省青岛市

)266041

摘 要 :文章根据油箱工作原理和故障现象 ,系统地分析了飞机油箱爆破的原因 。并在此基础上针

对性地提出了预防措施 。

关键词 :油箱 ;爆破 ;控制

() 文献标识码 :B中图分类号 : TH137151 文章编号 :100024858 20020920019203 1 概述在飞机连续飞行到第三个起落放下减速板减速准备返

,发现主系统液压表指示为零 。飞机安全着陆后 ,航时 随着飞机性能的提高 ,对液压系统性能的要求也

( 越来越高 。为了提高飞机液压系统工作的可靠性 、稳 检查发现系统压力为零也是由主液压油箱 下简称油

) 定性和清洁度 ,防止油液的氧化 ,在现代飞机液压系统 箱爆破引起的 。而且 ,两起油箱爆破损坏的情况基本

相同 :活塞杆都已全部伸出 ,并超过最大加油量标记线中大都采用密封式自供增压油箱 , 结构如图 1 所示 。

由于液压油箱在液压系统中承担储油 、增压 、散热等作 67,68 mm , 油箱盖上的 6 个固定螺栓已有三处被拉 用 ,因此它的工作好坏直接影响系统的工作 ,甚至危及 豁 ,活塞端部已露出油箱外筒 ,内筒已在管接头端部的 飞行安全 。某型飞机最近就发生了两起油箱爆破的严 薄弱处拉断并移至右端 。由于油箱爆破严重威胁飞行 重事故 。 安全 ,因此必须对其爆破原因进行分析研究 ,才能对其

进行有效预防 。

2 油箱工作原理

为便于说明 ,油箱工作原理如图 2 所示 。液压系

统工作时 ,高压油液从增压接头进入油箱 ,通过内筒上

() 的小孔 沿圆周方向有 8 个直经为 2 mm 的小孔进入

内腔 ,然后作用在活塞杆和内筒构成的环形面上 ,推动

活塞左移 ,给油箱中的油液增压 。增压压力的高低与

系统压力成正比 。当系统压力为 21 MPa 时 ,油箱增压 图 1 油箱结构 压力为 0137 MPa ,如果油箱油量因液压系统工作而减 第一起事故发生在放下襟翼加力起飞后 ,在分别 少时 ,活塞在系统压力作用下左移 ,使油箱始终保持一 收起襟翼和起落架并将起落架手柄放回“中立”时 ,发 现左起落架信号灯不亮 ,主系统液压表指示为零 。用

冷气应急放下起落架安全着陆后 ,检查发现系统压力 收稿日期 :2002201217

( ) 为零是由于主液压油箱爆破引起的 。第二起事故发生 作者简 介 : 唐 有 才 1964 —, 男 , 江 苏 镇 江 人 , 讲 师 , 工 学 硕

士 ,主要从事流体传动与控制的教学和科研工作 。

参考文献 : () 磨浆机 10 kV 高压电机是目前国内生产的最大规格

1 刘延俊 . 等 ,对丁基胶涂布机液压系统的分析与改进 J . 的双盘磨浆机 ,可替代进口产品 ,从而为国家节约了大 () 液压与气动 ,2001 12. 量外汇 。在使用过程中取得了满意的效果 ,具有较好 章宏甲 . 等 ,液压与气压传动 M . 北京 :机械工业出版社 , 2 的推广价值和应用前景 ,并具有显著的经济效益和良 2000.

好的社会效益 。

液压与气动 2002 年第 9 期 20

定的增压压力 ,以满足液压泵吸油工作的需要 。如果 ,其循环剩余体积就会减少 ,使油箱承受 不变的情况下

瞬间大量回油 ,且放气阀未能有效排油时 ,就会引起回 超载的裕度减小 。该油箱设计总容量为 8175 L ,最大

油压力迅速增高 ,使活塞迅速右移 ,当移动到油箱右端 加油量为 5175 L ,最小加油量为 5125 L 。经调查 ,两起 时 ,就有可能因作用力过大而使油箱爆破 。 事故中 , 油箱加油量均已超过最大加油量标 记 线 25

() mm约 1111 L左右 ,使油箱的循环剩余体积减少 ; 又

由于在起落架和襟翼收放系统中都是采用单杆液压

缸 ,因而在收起襟翼和起落架时 ,油箱就会大量回油 ,

2 2 ππ由公式 Q =DL / 4 - dL / 4 可以求出油箱增加的油

量 。公式中 , D 为液压缸的内径 、d 为活塞杆外径 、L

为活塞行程 。代入数据计算得 Q 为 2198 L 。尽管在

地面给油箱加油时 ,襟翼在收上位置 ,起落架在放下位

图 2 油箱工作原理简图 置 ,除去襟翼放下时的回油量和系统蓄能器的吸油量 3 油箱爆破原因探讨 后 ,油箱仍将比原加油量增加约 1164 L 。而在常压下 ,

通过对故障现象和油箱工作原理的分析 ,造成油 油液压缩量极小 ,这样一旦出现瞬间回油量超过油箱 箱爆破的原因主要有以下几点 : 剩余体积时 ,油箱瞬间就会产生超压 ,当压力达到一定 311 油箱受冲击负载作用 飞机主液压系统不仅用来程度时就会使油箱爆破 ,这是发生第一起事故的一个

收放起落架 、襟翼 、减 重要原因 。 速板 、发动机喷口 、调节锥 、防喘振放阀 , 而且还向帄另外 ,系统工作时 ,如果油箱内部不密封 ,发生串 尾和副翼双腔助力器的一个腔供压 。在飞行中 ,这些 油时 ,也会使油箱油量增加而使油箱容易爆破 。 () 部分频繁交替使用 有时几个部分还会同时工作,这

313 系统工作温度高 必然会引起油箱回油流量和压力的脉动 。而且系统

中基本上采用电磁换向阀控制油液的流动方向 ,由于 由于飞机液压系统压力高 、附件多 ,且受飞机机体 电磁换向阀换向时间只有 011 s 左右 , 因此在电磁阀 条件的限制 ,许多液压附件的布局和导管的走向不合 打开和关闭的瞬间 ,油液将产生强烈振动 。除液压泵 理 ,致使系统工作时局部损失和沿程损失较大 ,使系统 进口 ,油箱是系统中压力最低的地方 , 从而系统瞬时 温度较高 。虽然系统中有给液压油进行散热的元件 , 回油 就 以 一 定 的 速 度 v 流 回 油 箱 , 其 动 能 为 E

但降低温度的幅度很小 。根据飞行实际测量 ,油箱内 2 21ρ= / mv= / 2 。因惯性作用 , 回油与油箱内的油Vv 2 的油液温度在 80 ?,90 ?范围内 ,帄尾助力器部分温 液将发生剧烈碰撞 ,速度迅速降为零 ,引起液压冲击 ,

其动能基本上转变为压力能 ,使油箱内的油液产生比 度可达 150 ?, 甚至更高 。根据主液压系统设计的总 原来高几倍的瞬间压力 。而且 ,被压缩的油液形成的 油量为 25 L ,当工作温度在 50 ?,150 ?范围内 ,主液 压力波将向反方向传播 ,在传播过程中又会遇到回油 , 压系统液压油的膨胀量有 2125 L ,为油箱剩余体积的 压力波将不断叠加 ,使油箱的回油脉动将增强 ,受到的 7012 %左 右 , 这 对 体 积 有 限 的 油 箱 而 言 是 十 分 可 观 冲击负载将更大 ,并引起压力的高频震荡 。据报道 ,有

的 。在第二起事故中 ,油箱爆破前已连续飞行了 3 个 一直径为 25 mm ,壁厚 115 mm 的油管 ,当系统工作压

( 力只有 7,10 MPa 时 ,便发现有破坏现象 而这种油管 起落 ,长时间飞行使液压系统的温度也不断上升 ;加之

) 的实际静止破坏压力为 50,60 MPa,除压力脉动使油 有较多的液压导管和附件是分布在发动机周围 ,环境 管产生疲劳外 , 主要原因就是液压冲击破坏的结果 。 温度很高 ;这样就使得液压系统实际工作的温度更高 , 因此 ,液压冲击和由它引起的压力高频震荡是油箱爆 油液体积膨胀增加 ,回油量增加 ;如果放气阀不能及时 破的重要原因之一 。

将多余的油液排到机外 ,就会引起油箱内的油液压力 312 加油量超标且回油量大增高 。另外 ,由于减速板收放部分有 3 个液压缸 ,而且 众所周知 ,液压系统工作时 ,大量油液要经油箱在 收放速度很快 ,使得回油速度较快 、回油压力较高 ,因 系统内循环 。当加油量超过规定值时 ,在油箱总体积 而对油箱的液压冲击也就较大 。这是发生第二起事故

的一个重要原因 。

314 放气阀卸压不及时

由结构可知 ,油箱通过管嘴接至放气阀 ,当油箱增

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液压与气动 2002 年第 9 期 21

热卷箱 A 组地面辊液压系统的改造与设计

王超 ,杨广秋 ,王冬梅

Improving and Designing of Hydraulic System for Bodenrollen Grupe a for Coil2box

Wang Chao , Yang Guang2qiu ,Wang Dong2mei

()凌源钢铁集团有限公司中宽热轧带钢厂 ,辽宁省朝阳市 122504

() 文章编号 :100024858 中图分类号 : TH13713 文献标识码 :B 20020920021202

1 原热卷箱 A 组地面辊液压系统的分析凌源钢铁集团有限公司中宽热轧带钢厂 880 mm

) 1液压缸的性能参数轧线上的热卷箱 ,是引进德国的二手设备 。随着生产

热卷箱 A 组地面辊的升降是靠两只活塞直径为规模 ,技术改造的进行 , 热卷箱 A 组地面辊液压系统

80 mm ,活塞杆直径 55 mm ,行程为 300 mm 的液压缸来已经很难适应生产工艺的需要 。为此 ,在热卷箱系统

进行“三电”改造的同时 ,对热卷箱 A 组地面辊液压系

收稿日期 :2002202204 统也进行了改造设计 ,由原来的常规液压系统改造成 ( ) 作者简 介 : 王 超 1969 —, 女 , 辽 宁 省 朝 阳 市 人 , 工 程 师 , 学 电液比例控制系统 ,使 A 组地面辊在速度上能够进行 士 ,主要从事 液 压 、气 动 及 润 滑 方 面 的 维 护 、管 理 和 系 统 改 造 比例控制 ,上升与下降的方向也可以根据带钢的生产 工作 。

工艺需要而改变 。

压值超过 015 MPa 时 ,阀自动打开放气和排油以卸压 , ,以提高强度 ; 由超硬铝合金改为合金钢

当压力低于 0142 MPa 时关闭 。两起事故中 ,在对放气 ?注意检查和控制油箱加油量 。加油量应严格 阀的性能进行检查时 ,发现其工作都正常 。但在第一 控制在最小油量和最大油量标记线之间 ;

起事故中 ,由于放气阀装反 ,完全失去了放气卸压的作 ? 注意检查液压系统附件和导管连接的正确性 。用 。在第二起事故中 ,尽管放气阀未装反 ,但由于放气 对于易装错 、接反的附件和部位应做好标记 ,或进行防 阀的排气嘴直径仅有 4 mm ,从而当油箱受到液压冲击 差错设计 。如放气阀的两接头可设计成不同尺寸或螺 和瞬间大量回油时 ,也不可能及时进行有效卸压 。因 纹的接头 ;

此 ,放气阀不能及时进行有效卸压 ,是引起两起油箱爆 ?由于放气阀排气嘴直径太小 ,在油箱瞬间出现

破的又一个重要原因 。高压时 ,就不能迅速卸压 。因此 ,可适当增大放气阀门

当然 ,当油箱的强度不足时 ,也会引起爆破 。但从 排气嘴的直径和连接导管的管径 ,使之能够迅速卸压 ; 断口分析和对同型号油箱的强度试验表明 : 强度设计 ?在油箱低压腔加装 卸 压 阀 。当 压 力 高 于 016符合要求 ,可承受规定的最高油压力 。 MPa 时 , 阀打开迅速将压力油排到机外 ; 当压力低于4 结论 015 MPa 时 , 阀关闭 。这样就可以有效预防油箱低压 主系统液压油箱爆破的主要原因是由于油箱加油 腔中的油压超过规定 ; 量超过规定 ,且长时间飞行油温升高体积膨胀 ,以及系 ?在油箱增压管路中加装油箱安全阀 。当压力统瞬间大量回油引起液压冲击使油箱超压 ,而放气阀 高于 24 MPa 时 ,阀自动打开 ,将压力油放回油箱低压 又不能迅速卸压 ; 在峰值压力作用下 ,导致内筒拉断 ,腔 ;当压力低于 22 MPa 时 ,阀关闭 。这样就可以防止

油箱盖被鼓开而爆破 。油箱增压管路中的压力过高而损坏油箱 。 5 预防措施 参考文献 :

由上述分析可知 ,为预防故障的发生 ,应采取以下

1 雷天觉 . 液压工程手册 M . 北京 : 北京理工大学出版社 , 措施 : 1998. ? 根据油箱破坏情况 ,可将内筒和活塞杆的材料 2 黎启柏 . 液压元件手册 M . 北京 :冶金工业出版社 ,1999.

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范文五：某型飞机液压油箱活门弹簧失效分析

第 7卷第 3期长沙航空职业技术学院学报 Vo1. 7No. 3 2007年 9月 CHANGSHA AERONAUTICAL VOCATIONAL AND TECHN ICAL COLLEGE JOURNAL Sep. 2007

某型飞机液压油箱活门弹簧失效分

330024)

析

厂军事代表室 ,江西南昌 (中国人民

解放军驻 320 廖明华 ,项国辉 ,胡勤龙

摘要 :通过对某型飞机主、辅液压油箱工作原理的分析 ,在地面加油、大量油液回油和飞机倒飞或负过载等

中图分类号 : V271. 4 文献标识码 :A 文章编号 : 1671 -9654 (2007) 03 -034 -02

The Invalidation Analysisof the Valve Spring in the HydraulicOilTank ofa Certain Fighter

LIAOMing-hua,XIANGGuo-hui,HUQin-long (PLAMilitary RepresentativeOffice in 320 Company,Nanchang Jiangxi

330024)

Abstract:According to

theanalysisofthemainandassistanthydranlicoiltank’sworkin

g theory of a certain fighter, under three different

situations of ground refueling, a great deal of oil back off

and re2

verseflyingornegativeover-loadingforfighter,thepaperstudi

estheeffectoftheinvalidationofspring XX -5552 -1123 /3.

Key words: fighter; hydraulic oil tank; spring;

invalidation analysis

2006年 7月 ,某型飞机液压油箱活门弹簧 XX 主、辅液压油箱中的中隔板上 ,如图 1所示。 -5552 -1123 /3在车间装配时发生断裂现象 ,经理化测试中心分析故障原因为镉脆断裂。该批 96件弹簧是 2005年 10月生产 ,并于 2006年 3月 1日交付 ,其中发生断裂的共 36件。由于弹簧 XX 5552 -1123 /3所用材料 IIa -d0. 6钢丝在厂内生产用量小 ,所以车间于 2001年从供应部领出后 ,该卷钢丝一直使用到现在 ,另外由于镉脆断裂是一种疲劳失效模式 ,所以可能会在已交付部队使用的飞机上存在此故障件 ,为保证飞机的使用安全 ,本文对弹簧 XX -5552 -1123/3失效后对飞机产生的影响进行了详细分析。

1 工作原理

弹簧 XX-5552 -1123/3是某型飞机主、辅液压油箱活门 XX -5552 -1120中的上活门的一个组成零件 ,活门 XX -5552 -1120装在某型飞机

收稿日期 :2007-05-21

图 1 液压油箱结构示意图 1油位指示器 2重力加油口 3加油口盖 4增压接头 5通气管 6上活门 7下活门 8辅助液压泵吸油接头 9放油接头 10回油接头 11活门 XX -5552 -1120注 :主、辅液压油箱仅外形不同 ,内部结构一样 ,本图为辅助液压油箱结构示意图。

活门 XX -5552 -1120的结构如图 2所示。

作者简介 :廖明华 (1981-),江西遂川人 ,军事装备学硕士 ,主要研究方向为装备技术保障。

?34?

主、辅液压油箱在液压系统中用于储存主、辅加油产生影响。 液压系统工作所需的工作液 ,它们的工作原理如2)大量油液回油时 下 : 当油液大量回油箱时 ,上活门应处于开启状态 ,1)当进行地面压力加油时 ,液压油通过回油接头 所以该弹簧失效也不会在油液大量回油时对油箱?进入油箱的下室 ,充满下室后 ,在压力的作用下正常工作产生影响。 顶开上活门 ?进入油箱上室 ,直至充满。当飞机进3)飞机倒飞或负过载时 行重力加油时 ,可打开口盖 ? ,将油液倒入 ,油液此时上活门应在下室油液的重力作用下缓慢打首先进入油箱上室 ,并依靠自身重量打开下活门?

开 ,如弹簧 XX -5552 -1123/3失效 ,上活门就会处进入下室 ,直至充满。下室的空气可经通气管 ?排

于全开位置 ,油箱下室封存的油液就会流入油箱出。

的上室中 ,油箱上部的气体通过通气管进入油箱2)如果大量回油进入油箱 ,回油压力可以打开上活

门 ? ,使部分油液进入油箱上室 ,防止油箱超压 ,下室 ,使得液压泵无法吸到油液 ,出现“吸空 ”现胀破油箱。 象。

3)当飞机倒飞或作机动飞行产生负过载时 ,下活门 如果故障出现在主液压油箱中 ,主系统压力会突然?处于关闭位置 ,上活门 ?在油液压力的作用下降至零 ,告警系统将立刻发出告警信号。此时飞机缓慢打开 ,这样油箱下室中就存有大量油液 ,保证正处于倒飞状态下 ,当飞行员通过侧压驾驶杆改回向液压泵供油。 正常姿态时 ,由于主供油管路上是空油状态 ,副翼

助力器将无法操纵 ,即飞行员无法操纵副翼 ,只有2 弹簧 XX-5552 -1123/3失效分析从上述油箱

将副翼助力器开关由 “液压 ”位放置在“人工 ”位工作原理可以看出 ,由于弹簧 XX

后 ,通过人工操纵副翼。而在人工操纵状态下 ,驾驶-5552 -1123 /3失效后工作扭矩减为零 ,因此对上活

杆上的操纵力将急剧增大至几十公斤 ,对飞行员将门的正常工作产生影响 ,使得上活门易开启 ,在油

飞机改回到正常姿态带来很大困难。另外 ,由于液箱下室有压力的情况下无法关闭。下面从三个工作

压泵 “吸空 ”必然导致“气蚀 ”现象出现 ,液压泵内状态对弹簧 XX -5552 -1123/3失效后产生的影响进

部关键运动零件 (如滑履、斜盘、柱塞等 )和主供行分析。

压管路上其它附件的内表面都会产生腐蚀和磨损。 1)地面加油时

(下转第 39页 ) 在进行地面压力加油时 ,油液充满下室后 ,需

顶开上活门进入油箱上室 ,直至充满。由于该弹簧

失效后上活门易开启 ,所以不会对压力加油产生影

响。 ?35? 当使用地面重力加油时 ,上活门在油液重量作用

下处于关闭位置 ,因此该弹簧失效也不会对重力

的时域特征参数。

参考文献 :

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signalprocess2

ing, 2000, 14

(4).

[13 ] Victor Giuriutiu, Adrian Cuc, [责任编辑 刘敏 ] Paulette Goodman. Re (上接第 35页 )如果该故障出现在辅助液压,进而造成飞行工作产生影响 2

view of 油箱中 ,由于只有当辅助系统的压力低于 9. 3 ?0. 员无法通过副翼助力器操纵vibration 49MPa时 ,辅助液压泵才工作 ,所以如果飞机在正副翼 ,而在人工状态下操纵副-based

helicopter 常姿态时辅助液压泵启动 ,则不会产生影响 ,但如翼时杆力急剧增大 ,造成飞行health and 果在飞机倒飞时辅助液压泵工作 ,就会产生上述 员操纵困难 ,同时在一定条件usage

monitoringme“气蚀 ”现象 ,同时辅助液压系统压力突然降至零 ,下对辅助液压泵的正常工作+0. 49 thods[C]. 并且如果辅助系统的压力不回升至 11. 280 MPa,也会产生影响。 55thmeetingo

fthe 辅助液压泵就会一直工作 ,直至飞机恢复正常姿态societyfor 参考文献 : 后 ,辅助液压泵开始正常工作 ,压力回升至 machinery [1] 史纪定 .液压系统故障诊断与failure 11. 280+0.49MPa后停止运转 ,这将严重降低辅助液压维修技术 [M ].北京 :机械工业出prevention 泵的使用寿命 ,并可能导致辅助液压泵的损坏。 版社 , 1990. technology,

2001, virginia 3 结论通过上述分析可以看出 ,弹簧 XX [2] 某型飞机技术说明书 [M ].南beach, VA. 昌 :洪都航空工业集团 -5552 1123 /3失效后对某型飞机在倒飞或进 行机动飞行产生负过载时辅助液压泵的正常有限责任公司 ,

1999. [责任编辑

刘敏 ]

?39?

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