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时所需要的系统压力
,
因此如前所说
,
飞机液压系统
的压力不得低于其最低安全压力 。这样根据飞机的下
述性能参数
:
v
n
max
-
最大使用表速
;
v
b
min
-
最小机动表速
;
p
min
-
液压系统的最低安全压力
;
p
max
-
油泵的最大输出压力 。
设计出油泵输出压力的调节规律
:
p
=
p
min
( v
b
:
0
～
v
b
min
)
(
3
)
p
=
p
min
+
p
max
-
p
min
v
2
n
max
-
v
2
b
min
( v
2
b
-
v
2
b
min
)
( v
b
: v
b
min
～
v
n
max
)
(
4
)
按照
(
3
)
、
(
4
)
两式计算油泵输出压力时
,
在表
速低于
v
b
min
时油泵的输出压力为
p
min
,
以保证系统的
最低安全压力
;
在表速大于
v
b
min
时油泵的输出压力
随实际表速
v
b
的大小而变化
,
以便与气动负载相匹
配 。
假设飞机的
v
b
min
= 300km/ h
, v
n
max
= 1100km/ h
,
p
min
= 12MPa
,
p
max
= 21MPa
,
实用升限为
18km
,
则
根据上述方法设计出如下的压力调节规律
:
①
p
= 12MPa
( v
b
:
0
～
300km/ h
)
②
p
= 12 +
21 - 12
1100
2
- 300
2
×
( v
2
b
- 300
2
)
MPa
( v
b
:
300
～
1100 km/ h
)
相应的调节曲线如图
3
所示
:
从图中看出
,
按照上述方法设计的油泵输出压
力
,
只有在表速最大时达到油泵的最大输出压力值
21MPa
;
另外最低压力比最高压力降低约
43
%
。
4 结论
图
3
油泵调节压力
与表速的关系
本文确定的智能泵的
具体结构有利于保证军用
飞机液压系统的安全性和
可靠性
,
并在此基础上设
计出油泵输出压力的调节
压力 。按照这一规律控制
油泵的输出压力
,
使泵源
的输出压力能够与飞行的
气动负载相匹配 。这样一
方面能够使液压系统的压
力满足飞机操纵的需要
,
另一方面通过负载匹配
,
达
到了液压系统节能和减少无用功耗的目的 。
参考文献
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,
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】李运华
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1 航空基础科学基金资助项目研究报告
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5
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1 飞行控制系统 1 航空工业出版社
,
1994
年
7
月第
1
版
收稿时间
:
2003 - 01 - 13
(上接第 109 页)
图
6
第一主应力
分布变云图
图
7
优化后的
Mises
应力云图
以液压缸出现较大
Mises
应力的两处过渡区的圆
角半径和倒角为变量
,
进行优化设计
,
在保证不增加
结构重量的条件下
,
满足强度条件 。图
7
为液压缸优
化后的
Mises
应力分布云图
,
此时
,
缸底到内壁过渡
区的圆角半径由
30mm
增至
60mm ,
缸壁到法兰过渡
区由
3
×
45
°
的倒角改为圆角
,
半径为
15mm
。从图中
可以 看 出
,
两 处
Mises
应 力 分 别 为
113MPa
和
140MPa ,
均小于材料的许用应力
,
最大
Mises
应力
降低了
45MPa ,
满足强度要求 。
参考文献
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第
2
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1 北京
:
清华大学出版社
, 1999
作者简介
:
杨秀萍
, 1962
年
12
月出生
,
女
,
天津市
人
,
副教授
, 1992
年毕业于清华大学精密仪器与机械学
系
,
工学硕士 。现主要从事计算机辅助工程分析
( CA E)
及液压 传 动 与 控 制 的 教 学 与 科 研 工 作 。电 话
:
( 022)
23679418 , E - mail : xiupingyang @eyou
1
com
1
收稿时间 : 2003 - 03 - 14
・
2
3
・
《机床与液压》
2004
1
No
1
1