（机械制造及其自动化专业论文）aven机械故障防护系统研究.pdf

摘要 摘要 轴对称矢量喷管( a v e n ) 采用两组液压作动筒系统控制a 8 、a 9 矢量环。当 a v e n 装置的液压控制系统失电、失压时，使a v e n 装置的两个矢量环处于失控状 态，这将导致矢量喷管失控，危害飞机的安全。另一方面，当控制系统失常， 使喷管喉道面积( a 8 ) 大于喷管出口面积( a 9 ) ，将导致发动机产生运转失常 的故障。因此，需要从a v e n 装置的液压系统故障防护和a 9 a 8 面积比防护两个 方面解决a v e n 装置的机械故障防护问题，即当a v e n 装置出现失电和失压，以 及a 8 a 9 控制系统失常后，该防护系统能自动对a 8 a 9 环的位姿进行中立应急 回复，并确保a 9 大于a 8 面积。 本文介绍了根据上述要求设计的一套a v e n 机械故障防护系统。防护系统由 一套a 9 作动筒自动应急复位保护装置和一套a 9 a 8 面积比失调防护装置组成。 在a 9 故障防护装置中，首先创新设计了一种与作动筒位移关联的滑阀作为a 9 环应急复位的关键控制元件，以及基于该控制元件的一套复杂的控制油路。当 a v e n 系统失电和失压时，利用该液压回路，在备用油源的支持下，根据作动筒 的位移情况，可以自动地将a 9 环的三个驱动作动筒应急复位到中立位置( 介于 全伸出和全缩回位置之间) ，使a v e n 处于中间非矢量喷口状态。同时该装置的 应用还有效地减小了a 9 作动筒的轴向尺寸和液压系统的重量。 在完成装置结构设计的基础上，采用功率键合图对简化系统建模，以 m a t l a b s i m u l i n k 为仿真平台进行系统动态仿真，并根据仿真结果对设计提出改 进意见。 最后介绍了该防护装置的工程应用情况，讨论了进一步的工作方向。 a b s t r a c t a b s t r a c t t h ea x i s y m m e t r i cv e c t o r i n ge x h a u s tn o z z l e ( a v e n ) u s e st w oa c t u a t o r s ( h y d r a u l i c s ) t oc o n t r o lt h ee x i tv e c t o r i n gr i n ga n dt h r o a tv e c t o r i n gr i n g d u r i n gt h e e n g i n eo p e r a t i o ni ti sp o s s i b l ef o rt w ov e c t o r i n gr i n g sl o o s i n gc o n t r o ld u et o t h e h y d r a u l i cc o n t r o ls y s t e m sp o w e ro u t a g ea n dp r e s s u ml o s s a n di t c o u l dc a u s et h e o p e r a t i o no fa v e nd e v i a t i o nt or i s kt h es a f e t yo ft h ea i r c r a f t i na d d i t i o n ，d u et ot h e h y d r a u l i cc o n t r o ls y s t e m sf a i l u r e ，t h en o z z l ee x i t - t o t h r o a ta r e ar a t i o ( a 9 a 8 ) m a y e x t e n dw h i c hc o u l dm a k ee n g i n e so p e r a t i o no u to fc o n t r 0 1 t h e r e f o r ei ti sn e c e s s a r y t os o l v et h em e c h a n i c a lf a i l - s a f ep r o b l e m so fa v e nf r o mi m p r o v i n gt h eh y d r a u l i c f a i l s a f es y s t e ma n dm a i n t a i n i n gt h ee x i t t o - t h r o a ta r e ar a t i o ( a 9 a 8 ) t h i sm e a n st h e f a i l s a f es y s t e mc a l la u t o m a t i c a l l ys 战t h ea 9v e c t o r i n gr i n gi naf i x e du n v e c t o r e d p o s i t i o nw h i l et h ea c t u a t i n gs y s t e ml o s et h ep o w e ro r ( a n d ) h y d r a u l i cp r e s s u r e ，a n d m a i n t a i nad e s i r e de x i t - - t o - t h r o a ta r e ar a t i ow h i l et h ec o n t r o ls y s t e mi so u to fg e a r t h i sp a p e ri n t r o d u c e sa m e c h a n i c a l h y d r a u l i cf a i l s a f es y s t e md e s i g n e di n a c c o r d a n c ew i t ht h ea b o v er e q u e s t i ti n c l u d e sa na c t u a t i n g f a i l s a f ed e v i c ef o ra 9 r i n ga n d a p r o t e c t i o nd e v i c ef o rt h ee x i t t o - t h r o a ta r e ar a t i om a l a d j u s t m e n t f i r s to fa l l ， as l i d ev a l v ei sac r e a t i v e l yd e s i g n ，w h i c hi sak e yc o n t r o lc o m p o n e n t so ft h e a c t u a t i n gf a i l s a f ed e v i c ea n di t sa c t i o nr e l a t e st ot h ea c t u a t o rd i s p l a c e m e n t a c o m p l e xh y d r a u l i cc o n t r o ll o o pb a s e do nt h es l i d ev a l v ei sp r o v i d e d d e p e n d i n go n t h es t a n d b yo i ls o u r c ea n dt h ea c t u a t o rd i s p l a c e m e n t ，t h ef a i l - s a f ed e v i c ec o u l d a u t o m a t i c a l l ys e tt h r e ea c t u a t o r sd r i v i n gt h ea 9v e c t o r i n gr i n ga tap a r t i a l l yr e t r a c t e d s i t u a t i o ni no r d e rt op l a c et h en o z z l ei nan o n - v e c t o r e dg e o m e t r yc o n d i t i o nw h e nt h e n o z z l ea c t u a t i n gs y s t e mi so naf a i l s a f em o d e f u r t h e r m o r e ，b e c a u s eo ft h eu s a g eo f t h i sd e v i c e ，t h ea x i a ld i m e n s i o no ft h ea c t u a t o r si sr e d u c e da n dt h ew e i g h to ft h e h y d r a u l i cs y s t e mi sg e t t i n gl i g h t e r b a s e do nt h ec o m p l e t i o no ft h ed e v i c es t r u c t u r ed e s i g n ，t h ed y n a m i c a l s i m u l a t i o no ft h es i m p l i f i e df a i l s a f es y s t e mi sm a d eb ys e t t i n gu pt h ed y n a m i c a l m o d e lw i t hp o w e r - b o n d - g r a p ha n di m p l e m e n t i n gt h es i m u l a t i o nw i t ht h es o f t w a r e a b s t r a c t m a t l a b s i m u l i n i ct h em e a s u r e m e n t so ft h ef a i l s a f es y s t e mg e ti m p r o v e d a c c o r d i n gt ot h es i m u l a t i o nr e s u l t a tl a s t ，t h i sp a p e rd e s c r i b e dt h ee n g i n e e r i n g a p p l i c a b i l i t yo ft h ed e v i c ea n dt h ew o r k s w h i c hn e e df u r t h e rs t u d i e sa n d d i s c u s s i o n s k e yw o r d s ：a v e n , m e c h a n i c a l h y d r a u l i c f a i l s a f e s i m u l i n k , d y n a m i c a ls i m u l a t i o n i i i 学位论文版权使用授权书 本人完全了解同济大学关于收集、保存、使用学位论文的规定， 同意如下各项内容：按照学校要求提交学位论文的印刷本和电子版 本；学校有权保存学位论文的印刷本和电子版，并采用影印、缩印、 扫描、数字化或其它手段保存论文；学校有权提供目录检索以及提供 本学位论文全文或者部分的阅览服务；学校有权按有关规定向国家有 关部门或者机构送交论文的复印件和电子版；在不以赢利为目的的前 提下，学校可以适当复制论文的部分或全部内容用于学术活动口 学位论文侍者签名：膨 炒缉月。e t 经指导教师同意，本学位论文属于保密，在年解密后适用 本授权书。 指导教师签名：学位论文作者签名： 年月 日 年。月日 同济大学学位论文原创性声明 本人郑重声明：所呈交的学位论文，是本人在导师指导下，进行 研究工作所取得的成果。除文中已经注明引用的内容外，本学位论文 的研究成果不包含任何他人创作的、已公开发表或者没有公开发表的 作品的内容。对本论文所涉及的研究工作做出贡献的其他个人和集 体，均已在文中以明确方式标明。本学位论文原创性声明的法律责任 由本人承担。 2 0 0 6 年3 月1 0 日 第1 章引言 1 1 课题的工程背景 1 1 1a v e n 的发展与应用 第1 章引言 推力矢量控制技术是当前国际航空界大力发展的高新技术，美俄等发达国 家都把它作为重要技术优先发展，并已经进入实用阶段，投入世界军火市场。 推力矢量技术的实施赋予飞机以过失速超机动性能、高敏捷性、低可探测性以 及短距离起降性能，大大提高了战斗机的作战性能和生存能力，对于在役、在 研和第四代歼击机都有着巨大的军事和经济意义。所谓推力矢量控制 ( t v c - t e c h n i c a lo fv i c t o r yc o n t r 0 1 ) 技术，就是借助喷气发动机的推力，通 过改变喷气流的方向，利用其产生的推力矩来操纵飞机。 轴对称矢量喷管技术( a v e n ，a x i a ls y m m e t r i cv e c t o r i n ge x h a u s tn o z z l e ) 是推力矢量控制技术中的一个重要发展方向。该技术最早由美国g e 公司、惠普 公司先后于上世纪9 0 年代末提出、研究并应用到f - 1 1 0 、f _ 1 5 、f _ 1 6 等飞机上， 使改装后的飞机在机动性、操作性、隐身能力等方面取得较大提升。目前除美 国g e 公司的f i i o 和普惠公司的f 1 0 0 、欧洲的e j 2 0 0 以及俄罗斯的r d 3 3 发动机 采用这种喷管进行工程试验外，法国的斯奈克玛公司和印度、日本、瑞典、西 班牙以及以色列也在研究这项技术。采用3 6 0 度的可转的a v e n 已是航空界的共 识，它代表了发动机排气系统设计与研究的发展方向。c l 1 1 2a v e n 的组成原理与结构 一个典型a v e n 装置的基本结构为：机匣、a 9 转向驱动环、收敛调节片、扩 张调节片、收敛段密封片、扩张段密封片、连杆、a 8 调节环( 喉道面积调节环) 、 作动筒、外整流罩等构件组成。 图1 1 给出了a v e n 装置的机构简图。从机构学的角度讲，a v e n 装置为双 s t e w a r t 平台驱动的复杂空间机构。并联于双s t e w a r t 平台之间的十几组 第1 章引言 r s r r - r r r ( 凸轮副高副低代) 空间机构，导引具有特殊内曲面的收敛调节片和 扩张调节片围成空间时变矢量转向拉法耳喷管。收敛调节片的位姿由a 8 调节环 确定；扩张调节片的位姿由a 9 转向环( 六自由度s t e w a r t 平台) 和a 8 调节环 联合控制。 图1 1a v e n 装置结构简图 根据机构组成和连接关系，可以把a v e n 装置分解成前部、中部和后部三个 组成部分。前部为与机匣相连的部分( 收敛调节片驱动机构) 、中部为扩张调节 片驱动机构、后部为扩张调节片部分。 前部为与发动机加力燃烧室直接相连的部分，用于控制a 8 的面积。驱动机 构为s t e w a r t 并联机构，机匣相当于基础平台，a 8 调节环相当于动平台，基础 平台和活动平台由六个可伸缩的s p s 作动筒连接。 中部为a 9 转向环与机匣形成的扩张调节片驱动机构。该机构也是s t e w a r t 并联机构。机匣相当于基础平台，a 9 转向环相当予动平台，基础平台和动平台 之间由六个可伸缩的s p s 作动筒连接，实现a 9 转向环的六自由度运动。 后部是指由并联于a 8 a 9 环与机匣之间的若干空间r s r r - r r r 运动链组成的 时变几何体部分。时变几何体的空间形状将随a 8 a 9 环的位姿变化而变化。 a 8 ( 喉道) 面积的调整在a v e n 装置中，a 8 调节环仅用来改变喉道处a 8 的 面积。当a 8 调节环作动筒同步输出位移时，a 8 环沿发动机轴向运动。a 8 环上 的滚子与收敛调节片上的凸轮曲面形成凸轮副，带动收敛调节片绕其与机匣连 2 第1 章引言 接的轴线转动，实现a 8 面积的收扩。由于收敛段气道不能发生偏转，因此，要 求a 8 调节环只能作轴向位移输出，而不能旋转。同时，因收敛段的气动压力比 较大，在气动力作用下，a 8 环的中心可以自动平衡在发动机的中心线上。 a 9 面积的调整a 9 面积的调整包括两个方面：a 9 面积大小的变化和a 9 面 积的矢量偏转。当a 9 转向驱动环沿发动机轴线同步输出位移时，并联于a 9 环、 a 8 环和机匣之间的r s r r - r r r 空间运动链导引扩张调节片实现收扩，从而改变 a 9 的面积；当a 9 环作动简以不同步的形式给出输出时，a 9 环的法线相对发动 机轴线产生一个偏转角度。与a 9 转向环通过r 副连接的拉杆，相对发动机轴线 产生切向偏转，并带动扩张调节片切向偏转，从而使a 9 面积发生矢量偏转。n 3 1 1 3a v e n 的故障防护 a v e n 的故障防护主要包含两方面的内容：一方面，在发动机和飞机工作期 间，有可能因部件失灵或损伤( 例如由于空战格斗) 而导致喷管的液压作动系 统在某一个或多个不同的工作模式方面失效。机械或控制系统失灵也会造成故 障，系统失灵一般由飞行控制计算机或推力矢量喷管所用的矢量电子控制器来 探测。因此，喷管作动系统和喷管通常都设有一个利用作动环使作动筒完全收 回的液压故障防护位置；同时，矢量环把喷管调节在一个固定的非矢量位置上， 从而使发动机的推力处于无矢量状态。 如果液压系统出现某种故障，故障防护机构能使喷管布局在一个安全的工 作模式中，即在故障保险模式期间，喷管故障防护机构将每个调节片的姿态调 节成故障防护姿态。故障防护姿态是指每一个主作动筒都处于一个局部收回的 位置上，该位置( 称为中立位置) 介于全程伸出和全程收回的两个位置之间。 故障防护系统应该在对飞机和发动机总适用性( 尤其是格斗期间) 的不利影响 最小的情况下工作。 一 另一方面，在发动机和飞机工作期间，有可能因为控制系统的故障，或液 压作动系统不能对控制系统的指令产生及时、准确的响应，造成作动筒的控制 不准确，在某些情况下导致喷管几何形状具有很大的面积比a 9 a 8 ，超出了预设 的a 9 a 8 计划表，使得加力燃烧室工况和气动特性处于不太好的气流分离，还 能使喷管扩散段内侧的排气羽流产生气流分离。特别是在相对于发动机中心线 不对称的情况中，气流的问歇式分离和再附着都能产生意外的附加矢量力。喷管 扩散段若全部打开，将产生完全不同的喷管运动学特性。而且在这种大面积比下 3 第1 章引言 若打开喷管喉道，还会严重损伤喷管。喷管喉道若打不开，将妨碍发动机在地面 慢车状态和加力状态下正常工作，可能使飞机运行偏离规范。因此，防护系统应 能够防止a 9 a 8 面积比超出正常工作范围。 1 2 国内外发展状况 国外美、英、俄等发达国家从上个世纪九十年代提出并研制该项技术，发 展较快，已进入实用阶段。坦? 在故障防护方面，技术较为成熟的液压故障防护装置有两种形式：第一种形 式是利用与主作动筒共轴设置的复位式复位作动筒及相关组件，在调用故障模 式后j 经复位作动筒作用，将主作动筒机械定位于中立位置，喷管置于防护姿 态，其特点是在作动筒结构上进行防护设计。如美国m a r k s t e i n 发明的喷管故障 防护装置就是在主作动筒的有杆腔侧加装二套故障防护作动筒组件，两个作动 筒的活塞共环，见图1 2 ( a ) 所示。在故障防护作动筒组件中，故障防护作动 筒活塞杆设置在主作动筒主推杆的外围，并为故障防护推杆提供了一个止动件， 以便当主推杆收回而故障防护推杆伸出时拦挡主推杆，将主活塞和故障防护活 塞的故障防护位置调节成能在液压故障防护工作模式期间使喷管处于一种非矢 量状态的喷管几何形状。3 在该发明中，还揭示了另外一种带有可定位止动销的 故障防护作动筒，在应急工作状态下，能够通过该作动简驱动止动销沿滑动杆 移动，阻挡作动环全部收回而停留在中立位置。同时，这种防护装置还利用作 动筒和作动环的设定来调节喉道面积a 8 和出口面积喉道面积比( a 9 a 8 ) 。这 种形式的防护装置实际应用于美国的f 1 6 f 1 1 0 。俄罗斯的s u 3 0 a l - 3 1 f ( 包括我 国在研的某型飞机发动机 也采用了类似的结构，所不同的是主活塞和故障防 护活塞共用一个液压缸，而且故障防护活塞置于无杆腔一侧见图1 2 ( b ) 所示。 图1 2a v e n 故障防护作动简结构 ( b ) 第二种形式的防护装置是采用两套喷管作动系统即冗余系统实现防护。如 1 9 9 8 公布的美国专利u s 5 7 4 0 9 8 8 “和2 0 0 1 年公布的专利u s 6 1 9 5 9 8 1 所提供的技术 4 第1 章引言 5 ，当其中一套液压作动系统的动作发生错误时，由另外套系统进行调节( 限 制) ，两套配置独立油路和油源的液压作动系统通过两套控制系统独立控制。实 际应用于f 1 0 0 发动机。这些防护系统的控制大都是通过飞行控制计算机和电子 矢量控制器共同实现的，如专利u s 5 2 6 7 4 3 6 提供的控制系统，是将控制信号经预 置于处理器中的信号处理程序转换后，提供给各作动筒，以控制各作动筒的动 作埔1 ；专利u s 6 1 9 5 9 8 1 中的控制系统也采用了类似的控制方式，区别在于控制算 法不同。 比较两种形式的防护装置，前者具有结构简单、重量轻和易控制的优点，后 者由于采用了冗余系统，因此可靠性高，但系统复杂，增重大。从实际应用的 角度来看，以前者居多，如美国的f 1 6 f 1 1 0 、俄罗斯的s u 3 0 a l - 3 1 f 等。 然而，在上述第一种类型的故障防护系统中，在调用故障模式时，防护装 置在飞行控制计算机和矢量电子控制器控制下，由系统油源向故障防护作动筒 应急供油，故障防护作动筒活塞杆伸出，阻挡在气动载荷作用下回缩的主作动 筒，使回缩的主作动简停留在中立位置，将喷管置于防护姿态，中立位置由故 障防护作动简活塞的行程确定。但在系统供油中断和丧失控制信号( 断电) 时， 将影响该装置的正常工作，不能有效地保护喷管和飞行安全；同时，由于采用 了故障防护作动筒，使得系统的结构尺寸增大，重量增加，从而限制了飞机性 能的提高。对于第二类防护系统，虽提高了发动机工作的可靠性，但冗余系统 的使用，使得发动机和飞机整体重量增加，结构也比较复杂。 我国在这方面的研究工作起步较晚。从9 0 年代开始，我国几家研究所开展 了a v e n 机构运动分析、计算机模型建立、运动仿真、运动机构模型与a v e n 原 理样机等技术研究，并于本世纪初上台试车。与美俄等技术先进国家相比，我 国在轴对称矢量喷管技术的研究和工程应用方面，至少还有十年左右的差距。 在研制和试车过程中也暴露出很多问题。 现在所用的a 9 液压作动系统由分油活门、应急活门、电液伺服阀、电磁液 压锁等元件组成。在系统出现断电或其它应急模式时，依靠应急活门、电液伺 服阀和电磁液压锁共同作用，实现a v e n 的应急复位。 该系统存在一些问题，主要包括两方面： 一、故障模式单一。 原系统只能在断电和机械故障模式下发挥防护作用，系统出现断油或断电 断油故障情况下将失去防护能力。因此完善作动系统的故障模式，是该系统亟 待解决的实际问题。 二、控制系统失常时，不能对a 9 a 8 面积比失调故障实现防护。 5 第1 章引言 当控制系统失常时，a 8 、a 9 的面积不能得到有效地控制与监测，如果a 8 的 面积大于a 9 的面积，将造成发动机运转失常、发动机结构破坏，严重时会导致 发动机喘振，造成重大事故。在多次试车试验中，由于控制系统失控，造成a 9 a 8 面积比失调，使得调节片挤坏、a 8 调节环凸轮压裂、压溃等故障现象反复出现， 严重影响了a v e n 装置上天的研制进程o 另外，由于该作动系统采用了图1 2 ( b ) 所示的作动筒结构，应急腔c 的 存在，使得作动筒的轴向尺寸增大，不利于液压作动系统的空间布局，同时系 统重量也较大。 1 3 课题的选题意义和主要研究内容 1 3 1 课题的选题意义 2 0 0 3 年1 0 月到2 0 0 5 年8 月，同济大学机械学院受航空工业总公司第一集 团六零六所委托，对总装备部预研项目之“a v e n 机械故障防护设计 项目进行 了为期近两年的研究。课题的研究具有以下意义： 1 、该系统在理论上具有定的指导意义。在原有液压作动系统的基础上， 通过系统的改进和补充，提高了故障防护作动系统的可靠性，同时为a v e n 防护 系统的完善提供了理论依据，扩展了防护设计的思路： 2 、本课题研究的防护系统，可在多种故障状态( 电气故障、液压故障、电 气液压故障等) 自动进入故障防护模式工作，提高了防护系统的防护范围。同 时可对a 9 a 8 面积比失调现象进行有效防护，扩充了防护系统的功能； 3 、用本系统替代原故障防护作动系统，使a 9 作动筒的轴向尺寸减小，重 量减轻，这为喷管的结构改造和其它防护装置的设计提供了必要的技术基础， 具有重要的工程实用价值。 综上所述，课题的研究在理论上有一定指导作用，在工程上具有实际应用 价值，为a v e n 发动机的“上天 起到了积极的作用。 1 3 2 课题的主要研究内容 本课题的研究目标是：对a v e n 的故障防护模式进行研究，并提出一套可行 的解决方案。 6 第1 章引言 研究内容包括： ( 1 ) 研制一套a 9 故障防护装置在原有系统的基础上，根据已出现和可能 出现的故障现象，在理论计算的基础上，设计一套故障防护装置，实现电气故 障、液压故障、电气液压故障等故障防护模式下的a 9 转向环自动应急复位。 ( 2 ) 设计a 9 a 8 面积比失调防护装置当控制系统失常导致a 8 、a 9 面积比 失调时，设计防护装置，改变a 9 作动筒的运动状态( 减速或停止运动) ，阻止 a 9 a 8 面积比向恶化方向发展，达到防护的作用。在控制系统恢复正常工作状态 后，装置能够自动复位，使a 9 作动筒电液伺服系统恢复正常工作。 ( 3 ) 对防护装置进行初步的动态仿真研究通过仿真研究，对防护系统的 设计提出改进。 1 3 3 主要技术路线 飞机的改装设计，应本着尽量选用已有技术和定型产品、飞机的改动尽量 小、研制周期尽量短、研制经费尽量少的原则进行。7 原a 9 液压作动系统是一套电液伺服系统，依照上述改装原则，改装设计中 充分结合原有系统的优电，在完成扩充防护范围和功能的基础上，尽量减小改 装量。因此拟采用的技术路线是：在原系统基础上，加装一套机液防护系统， 该系统不依赖原系统的电气信号控制，同时采用备用油源作为应急动力来源。 设计中应充分考虑两套系统的串油和密封问题；伸两套系统共用一套总油路，采 用集成式的结构设计，悖尽量降低系统重量、减小结构尺寸。在完成初步结构设 计后，对系统进行计算机仿真。仿真软件使用m a t l a b 中的s i m u l i n k 工具箱， 对系统的动态响应、稳定性、精度、流量等重要参数进行数字防真，并利用仿 真结果改进系统的设计，使系统设计达到最优化。 7 第2 章防护系统方案设计 第2 章防护系统方案与原理设计 摘要：介绍了系统在使用、工作环境、性能及可靠性方面的工作要求和性能指标。然 后根据上述工作要求和性能对防护系统的关键技术进行分析，在此基础上，分别进行a 9 故 障防护装置和a 9 a 8 面积比失调防护装置的初步方案设计，根据两套装置工作的相互关联 ( 包括信号和油路连接) ，确定两套装置的最终设计方案和设计思路。最后针对a 9 故障防 护装置的设计方案，进行系统和关键元件的原理设计。 2 1 系统的设计要求 本系统是在原作动筒电液伺服系统的基础上，加装一套闭环控制机液系统， 一方面用于a 9 作动系统处于不同故障模式下，使a 9 作动筒自动回复中立位置； 另一方面可进行a 9 a 8 面积比的检测，并在面积比超调时实现自动防护。基于 此原因，该系统在使用、工作环境、性能及可靠性方面都要满足相应的工作要 求，达到其性能指标。 2 1 1 使用方面要求 作为应急系统，本系统应在供电断油、供油断电和断油断电等故障模式下 起到防护作用。即正常供电供油时，电液伺服系统正常工作，本系统不工作； 在发生以上三种情况时，本系统能自动切换到应急工况工作，在作动筒活塞杆 缩回或伸出的任意位置。经本系统将活塞杆回复到中立位置并锁紧。而在电液 伺服系统恢复供电供液时，本系统可自动退出工作状态，作动筒动作由电液伺 服系统控制。在液压系统能提供其他应急油源时，亦能通过该系统发挥作用。 本系统同时用于a 9 a 8 面积比失调的防护，即当a 9 a 8 超过或低于某一范 围时，该系统应能使a 9 作动筒的运动速度降低或停止运动，防止a 9 a 8 面积比 进一步增大或减小而出现超调现象，避免发动机喷管部件的破坏。当a 9 作动筒 电液伺服系统正常执行飞行控制器的指令，使发动机在a 9 a 8 面积比处于正常 范围内工作时，a 9 液压作动系统脱离本系统控制正常运行。在a 9 a 8 面积比不 超调时，本系统的存在不影响a 8 、a 9 电液伺服系统的正常工作。 8 第2 章防护系统方案设计 2 1 2 工作环境要求 本系统安装于作动筒处，因此其工作环境较为恶劣，系统应能耐高温 ( 2 0 0 3 0 0 。c ) ，经受较大的振动。 由于安装在a v e n 发动机机匣内，故安装空间受到限制。安装尺寸应限制在 图2 1 所示的范围之内，内环直径g r t ，外环直径s r 2 。 图2 1 系统空间布局示意图 因为重量对于a v e n 的推重比有较大的影响( 发动机每增重嵫，则飞机整 机增重3 1 5 k g ) ，所以本系统的重量应尽量小，避免由于增重导致降低a v e n 的 推重比，故降低本系统的重量有非常重大的实际意义。 2 1 3 可靠性要求 本系统作为应急系统应具备较高的工作可靠性，它包括两方面的含义：1 、 本系统是应急系统，故障防护系统的存在应不干扰主系统即电液伺服系统的正 常工作，而且不能影响电液伺服系统的动、静态特性，同时两个系统在各自工 作过程中不发生串油现象；2 、防护系统的基本可靠性要高，平均无故障时间l d t b f 要大，其工作寿命与整机同寿命。在非紧急状态下不会因其它偶然因素进入工 作状态；在工作状态下应保证在将作动筒送至中立位置后将作动筒保持在中立 位置约3 0 6 0 m i n 。 同时，a 9 液压作动系统采用航空煤油作为工作介质，由于航空煤油的低粘 度和高温工作环境，使系统容易产生泄漏。所以密封也是保证系统正常工作的 重要保障。 9 第2 章防护系统方案设计 2 1 4 性能要求 本系统在应急状态下工作，该状态下三个作动筒的载荷是随动的。各作动 筒所受载荷主要考虑气动载荷及惯性力，其变化范围在3 7 f 之间( 非加力燃 烧状态下) 。在活塞杆全缩回位置( 本文称为左极限位置) 为贫，而在活塞杆全 伸出位置( 本文称为右极限位置) 为7 f ，在中立位置承受盈的载荷。由此可见， 在应急复位后，防护系统应能提供足够的抗偏转刚度，使装置在中立位置能够 保持一定的时间。 a 9 作动筒的行程按1 1 5 m m 计算，应急状态下最大线速度为2 0 m m s ，即运动 速度范围为0 2 0 r a m s ，考虑外载荷变化及泄漏等因素，a 9 作动筒活塞杆应在 o 3 秒内回复到中立位置，作动筒的位置误差控制在l m m 之内。 通过上述分析可以看出，a v e n 防护系统由于特殊的工作条件和环境，使得 该系统的设计，不论是在性能方面还是结构方面，都有比较高的要求。 2 2 方案设计 2 2 1a 9 故障防护关键技术分析 当a v e n 装置的液压控制系统失去动力压力时，a 8 a 9 环的作动筒处于失控 状态，整体a v e n 装置失控。由于此时飞机处于方向舵与推力矢量联合控制状态， a v e n 装置的失控将导致飞机的失控，危及含矢量推力发动机飞机的飞行安全。 另外，由于a 9 液压作动系统采用的是电液伺服阀作为分油活门的先导控制阀， 同时采用l v d t 采集作动筒的位置信号，当系统失电时，将使这些元件丧失其功 能，导致a v e n 驱动作动筒失控，危及含矢量推力发动机飞机的飞行安全。 对于此类故障的防护，关键是解决以下问题： 1 、系统断电、断油时，适时采集作动筒位置信号并进行判断，确定系 统的故障模式； 2 、提供应急动力，将a 9 作动筒恢复到中立位置，同时具有足够大的抗 偏转刚度，使a v e n 装置在较大的气动载荷作用下，能够保持在中立 位置足够长的时间。 3 、保证故障防护系统与a 9 作动系统的工作状态能够顺利切换，同时二 者工作时不会出现相互干扰。 1 0 第2 章防护系统方案设计 2 2 2a 9 故障防护装置方案设计 根据第一章确定的技术路线，在参考了大量技术文献归h 的基础上，设计 了四套初步方案： 方案1 ：当断电和( 或) 断油时，二位四通电磁换向阀6 换向，将蓄能器内储 备的高压油放出，经控制滑阀7 进入作动筒。当作动筒到达中立位置时，由安 装在活塞杆上的行程开关关闭控制阀。利用控制滑阀与液压锁实现作动简的锁 定。如图2 2 所示； 方案2 ：故障发生时，利用安装在活塞杆上的连杆或杠杆机构控制伺服滑阀 7 换向，蓄能器内储备的高压油由换向阀6 控制进入作动筒。其它同方案1 。如 图2 3 所示； 方案3 ：当调用故障模式时，常闭式电磁换向阀6 换向开启，将蓄能器内储备 的高压油放出，经控制滑阀7 进入作动筒。与传感器内衔铁相连的丝杠螺母将 活塞的信号信号通过柔性轴传递给伺服换向阀7 ，到达中立位置后，在伺服换向 阀与液压锁的控制下锁定作动筒。同时附加一个由三位二通换向阀控制的定位 销，当活塞到达中位时锁紧活塞杆。因此这个防护系统相当于双余度。如图2 4 所示； 方案4 ：当故障发生时，蓄能器内储备的高压油由电磁换向阀6 和液控换向 阀5 控制进入防护系统油路，利用安装在活塞杆上的连杆机构控制机动转阀7 换向，在主系统油路加装液控单向阀，协调两套协调的工作状态。如图2 5 所示。 四个方案的主要区别在于控制阀的结构和信号采集、传递的方式。各方案 的主要优、缺点是：方案l ，结构简单，布局容易；方案2 ，结构简单，但空间 布局不易实现：方案3 ，可靠性高，但结构复杂，加工难度大；方案4 ，总体结 构简单，工作可靠性也比较好，但伺服转阀的加工精度高，且工作中受径向力 影响。方案的选用还需考虑防护装置之间工作协调的因素。 第2 章防护系统方案设计 图2 2 方案一 图2 4 方案三 图2 3 方案二 2 2 3 面积比失调防护关键技术与方案设计 图2 5 方案四 对于a 9 a 8 面积比失调防护，难点在于： l 、适时检测a 8 调节环和a 9 转向环的面积并进行比较； 2 、如何利用信号比较结果控制a 9 a 8 面积比防护动作； 3 、当控制系统恢复正常后，防护装置的复位问题； 4 如何协调a 9 故障防护装置、a 9 a 8 面积比失调防护装置和a 9 液压作动系 1 2 第2 章防护系统方案设计 统之间的工作关系。 通过技术分析可以看到，a 9 故障防护装置和a 9 a 8 面积比失调防护装置要 能够协调工作，因此考虑在两者之间建立信号上和油路上的连接关系，即依靠 a 9 故障防护装置采集到的a 9 作动筒位移信号，控制a 9 a 8 面积比防护装置。 方案：通过由a 8 a 9 作动筒处传送过来的位移( 机械) 信号，经信号输入 柱塞( a 8 一个，a 9 三个) 传递到封闭的控制油腔，将机械位移信号转变为容积 信号( 即通过比较容积信号，实现a 9 、a 8 面积变化的比较) 。信号经过比较， 使控制油腔容积变化，从而使两个控制活塞中的一个动作，接通两条控制油路 中的对应油路，使执行元件( 考虑采用节流阀) 动作，控制a 9 作动筒电液伺服 系统的回油压力或流量，从而达到控制a 9 作动筒运动状态和运动位置，从而达 到防护a 8 a 9 面积比失调的目的。利用一个电磁换向阀控制节流阀，在控制系 统恢复正常后，使节流阀复位。 2 2 4 方案分析与决策 对于a 9 故障防护装置的方案，初步选定方案4 ，并结合方案2 、3 对方案4 进行了改进，最后形成的实施方案如下： l 、控制阀采用滑阀结构，优点是降低了制造难度，易于采用线性信号进行 控制； 2 、传动机构用减速器和齿条连杆组件，优点是采集到的信号为线性，可以 为a 9 a 8 面积比失调防护装置所用，且结构紧凑，容易进行空间布局； 3 、将检测故障模式的电磁换向阀和液控换向阀集成为一个。 其它结构则采用方案4 的设计。 在a 9 故障防护装置方案设计的基础上，采用2 2 3 节的方案进行a 9 a 8 面 积比失调防护装置设计。 按照上述方案进行两套防护装置的设计，组成一套完整的a v e n 液压故障防 护系统，可在a 9 a 8 面积比防护、液压系统故障防护两个方面发挥综合效益， 能够减小总体安装尺寸和重量。 2 3 设计思路 根据上述确定的实施方案，分别设计两套防护装置。设计的具体问题作如 1 3 第2 章防护系统方案设计 下考虑。 2 3 1a 9 故障防护装置的设计思路 1 、利用蓄能器或其它应急油源，在系统失压情况下，提供作动筒应急动力； 2 、采用机械机构采集、转换作动筒位置信号，避免系统断电时，影响防护 装置对信号的采集、传递和转换； 3 、利用伺服滑阀判断作动筒的位置信号，并通过该信号控制滑阀的工作状 态，从而控制防护装置对a 9 作动筒的供油量和供油方向； 4 、在a 9 作动筒达到中立位置后，用液压锁封闭作动筒进、回油腔，利用 封闭油腔内油液的不可压缩性提供足够的抗偏转刚度； 5 、设计应急活门，用于判断供油和供电( 电气控制) 状况，并在上述信号 丧失时，启动防护系统进入应急工作状态； 6 、应急装置与a 9 液压作动系统共用一套主油路，以减小系统结构尺寸、 减轻系统重量，为此在两者的共用油路之间设置控制阀，协调二者在正常工作 与应急工作时的自动切换。 2 3 2a 9 a 8 面积比失调防护装置的设计思路 1 、利用柔性软轴将a 9 故障防护装置采集的作动筒位置信号传递给面积比 防护装置，采用丝杆螺母将旋转信号转换为直线位移信号； 2 、根据a 9 环在矢量偏转时其三个驱动作动筒的位移输出的和等于a 9 环中 心位移的特点，设计容积积分求差元件。利用该元件，将a 9 三个作动筒的位移 求和，并与a 8 作动筒的位移求差，其结果通过容积变化反映。 3 、利用容积积分求差元件求得与a 9 a 8 面积比对应的容积变化，控制一套 防护装置的液压控制油路的开启与关闭。 4 、使用一个由上述控制油路控制的节流阀作为执行元件，将其接入a 9 液 压作动系统回油路，控制a 9 作动筒的回油压力和流量，进而控制a 9 作动筒的 运动位置，实现控制a 9 a s 面积比的目的； 5 、设置一个复位阀，在a 9 作动筒停止作动、控制系统恢复正常控制后， 使防护装置复位、a 9 液压作动系统恢复正常工作。 1 4 第2 章防护系统方案设计 2 4a 9 故障防护装置的原理设计 2 4 1 方案原理图及组成、关系 与a 9 作动环( 矢量环) 连接的三个a 9 作动筒3 ( 1 ) 、3 ( 2 ) 和3 ( 3 ) 分别由三套 独立的a 9 作动系统系统控制，如图2 6 所示。图中a 9 1 、a 9 2 、a 9 3 分别是三个a 9 作动简3 ( 1 ) 、3 ( 2 ) 和3 ( 3 ) 的应急复位液压系统，作动筒由应急复位液压系统a 9 1 、 a 9 2 、a 9 3 控制，将a 9 作动环( 1 5 ) 置于不同的姿态，实现俯仰和偏航指令。三 套系统并联于高压油源和回油管之间，每套系统由电液伺服主系统油路( 以a 9 1 ( 1 ) 表示) 和应急复位油路( 以a 9 1 ( 2 ) 表示，也称为故障防护油路) 并联组 成。正常工作状态下，各系统中的电液伺服主系统油路a 9 1 ( 1 ) 、a 9 2 ( 1 ) 、 a 9 3 ( 1 ) 在飞行控制计算机控制下，向三个作动筒供油，控制a 9 作动环的姿态， 实现作动环的平动或斜动( 图中所示位置为斜动，此时喷管处于矢量工作状态) ； 当系统出现故障( 如丧失油源压力或电气控制信号) ，则故障防护油路a 9 1 ( 2 ) 、 a 9 2 ( 2 ) 、a 9 3 ( 2 ) 在各自的应急控制系统控制下，根据对应作动筒的实际位 置，向作动筒的相应油腔供油，将三个作动筒回复到中立位置，使作动环置于 非矢量姿态( 如图中虚线所示) ，以使飞机处于可控状态。 图2 6 , 4 9 液压作动应急复位系统原理图 1 5 第2 章防护系统方案设计 a 9 高压油回油曾 图2 7 故障防护液压系统工作原理图 根据上述选定的方案和设计思路，确定a 9 故障防护装置液压系统，如图2 7 所示：液压系统分为主系统油路a 9 1 ( 1 ) 和故障防护油路a 9 1 ( 2 ) ，图中的两个虚 线框所示。其中主油路a 9 1 ( 1 ) 由电液伺服阀( 1 ) 、作动筒( 3 ) 和两个协调活 门( 2 ) 以及进、回油管路构成；应急液压回路a 9 1 ( 2 ) 由伺服滑阀( 7 ) 、单向阀 ( 4 ) 、蓄能器( 5 ) 、应急活门( 6 ) 、调速阀( 9 ) 、液压锁( 8 ) 、及作动筒( 3 ) 构成；伺服滑阀、减速器( 1 2 ) 和连接于作动筒尾柄的连杆齿条组件( 图中未 示出) 构成一套机械反馈的应急闭环控制系统，控制应急油路的工作。两套油 路并联于油源、回油管和作动筒之间，分别在正常工作和应急工作状态下向作 动筒供油。电液伺服阀、协调活门和应急活门采取电液联锁：电液伺服阀和应 急活门电磁铁电气联锁，应急活门与协调活门采取液压联锁，即应急活门的出 油口与协调活门的控制油口连通，主油路与应急活门控制油口连通。两套系统 共用一套供、回油路。 伺服滑阀是该系统的主要控制元