楊志敏，張亞平，張倩

(1.第一飛機設(shè)計研究院 機電系統(tǒng)研究所，西安 710089)(2.航空工業(yè)西安飛機工業(yè)(集團)有限責任公司 工程技術(shù)中心，西安 710089)

民用飛機液壓管路系統(tǒng)設(shè)計流程與方法

楊志敏1，張亞平2，張倩2

(1.第一飛機設(shè)計研究院 機電系統(tǒng)研究所，西安 710089)(2.航空工業(yè)西安飛機工業(yè)(集團)有限責任公司 工程技術(shù)中心，西安 710089)

飛機液壓管路系統(tǒng)設(shè)計的優(yōu)劣直接影響著液壓系統(tǒng)及用戶系統(tǒng)的性能。為了形成設(shè)計指導，根據(jù)民用飛機的設(shè)計思路，從需求入手，總結(jié)民用飛機研制各階段液壓管路系統(tǒng)設(shè)計輸入、輸出信息的捕獲、設(shè)計方法及應達到的設(shè)計目標。通過實例，驗證了所采用的壓降曲線譜快速分配、調(diào)整壓降及管徑方法簡單有效，本文所總結(jié)的設(shè)計流程與方法能夠指導民用飛機液壓管路系統(tǒng)的設(shè)計。

液壓管路；設(shè)計需求；壓降平衡設(shè)計；壓力限制

0 引 言

管路系統(tǒng)設(shè)計是飛機液壓系統(tǒng)設(shè)計的重要組成部分[1]。在民用飛機設(shè)計的聯(lián)合定義階段，液壓系統(tǒng)需要向飛控作動、起落架控制等用戶提供出/入口的壓力，以滿足用戶的設(shè)計輸入，因此，管路系統(tǒng)的壓降平衡設(shè)計十分重要。另外，為了滿足液壓系統(tǒng)自身的性能需求，管路系統(tǒng)設(shè)計在限制流速、調(diào)節(jié)峰值壓力方面也起到一定的作用[2]。隨著液壓系統(tǒng)及各用戶系統(tǒng)設(shè)計的深入，在各階段如何捕獲輸入、輸出信息并逐步完成管路系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計，是管路系統(tǒng)設(shè)計的關(guān)鍵。

民用飛機液壓系統(tǒng)具有規(guī)范的設(shè)計流程，但對于管路系統(tǒng)的設(shè)計，卻沒有相應的指導規(guī)范。

《民用飛機液壓管路系統(tǒng)設(shè)計和安裝要求》(HB 8459)[3]僅規(guī)定了民用飛機液壓管路系統(tǒng)設(shè)計的基本要求，未涉及具體的設(shè)計流程。《Recommended Practice for the Design of Tubing Installations for Aerospace Fluid Power Systems》(ARP994)[4]是行業(yè)公認的飛機液壓管路系統(tǒng)設(shè)計的指導性文件，該規(guī)范中提到了壓降平衡的概念，但未對其進行深入分析，對設(shè)計流程也未作具體介紹。

民用飛機研制注重根據(jù)需求引導設(shè)計，本文便從需求入手，介紹民用飛機液壓管路系統(tǒng)設(shè)計的流程及方法。為了形成設(shè)計指導，對民用飛機液壓管路系統(tǒng)的設(shè)計進行探索研究。

1 設(shè)計需求

液壓系統(tǒng)作為飛機的二次能源，應向作動用戶提供足夠的壓力和流量。作動用戶要求系統(tǒng)的管徑足夠大，以滿足作動器的載荷/速率要求；而液壓系統(tǒng)也要求其管徑足夠大，以防止管路中油液高速流動造成較大的系統(tǒng)動壓。顯然，上述兩條設(shè)計需求與飛機系統(tǒng)重量控制是矛盾的，設(shè)計“合適”的管路系統(tǒng)是解決此矛盾的有效方法。

用戶系統(tǒng)被選擇并投入運行時會產(chǎn)生壓力峰值，例如選擇/控制閥打開或關(guān)閉時產(chǎn)生的短周期瞬態(tài)壓力，該瞬態(tài)壓力可產(chǎn)生CCAR-25部1435(a)(4)條所描述的疲勞應力[5]，可通過管路系統(tǒng)設(shè)計進行調(diào)節(jié)?！睹裼蔑w機液壓管路系統(tǒng)設(shè)計和安裝要求》(HB 8459)中明確規(guī)定：“液壓系統(tǒng)最大瞬時壓力應不超過設(shè)計工作壓力的125%[6]，以將附件和管路的潛在失效降至最低”。該條目為管路系統(tǒng)設(shè)計的特殊需求。

2 壓降平衡設(shè)計

在民用飛機設(shè)計的聯(lián)合定義階段，液壓系統(tǒng)需要向飛控作動、起落架控制等用戶提供出/入口壓力，以滿足用戶的設(shè)計輸入。提供給作動用戶出/入口的壓力差不能太小，否則會使作動器的設(shè)計尺寸增大，流量需求增大；壓力差也不能太大，否則液壓管路系統(tǒng)的重量將大幅增加。通常，此階段僅有液壓管路的初步布置方案，尚未滿足壓力仿真計算的條件。液壓管路系統(tǒng)壓降設(shè)計多依賴于設(shè)計經(jīng)驗，既要保證作動用戶的載荷/速率需求，又要保證液壓系統(tǒng)的性能需求，還要保證系統(tǒng)的重量在可控范圍之內(nèi)。

液壓油液粘度受溫度影響較大，在液壓系統(tǒng)設(shè)計之初，需根據(jù)所選油液的粘溫特性確定系統(tǒng)的全性能工作溫度范圍，并以全性能工作溫度范圍的溫度下限作為管路系統(tǒng)設(shè)計的輸入，即在此溫度點必須保證作動用戶的壓力需求。

液壓管路系統(tǒng)近似的工作壓力回路如圖1所示。

圖1 液壓管路系統(tǒng)近似的工作壓力回路

根據(jù)經(jīng)驗規(guī)則，在全性能工作溫度范圍的溫度下限，允許管路壓降為系統(tǒng)名義壓力的1/4～1/3，即各類用戶作動器的設(shè)計在余下的2/3～3/4可用壓力的情況下應能滿足最大速率/力的要求，例如飛控作動器和起落架收放作動筒、各類鎖作動筒。因此，在液壓管路系統(tǒng)壓降平衡設(shè)計過程中，應將圖1中壓力管路損失與回油管路損失之和限定在系統(tǒng)總壓降(泵壓力升)的1/4～1/3。

3 管路系統(tǒng)初步設(shè)計

3.1 管徑的選取

《飛機設(shè)計手冊》中介紹了兩種液壓管路管徑的計算方法：流速極限法和壓降限制法。流速極限法的計算公式較簡單，計算時需要代入管道內(nèi)油液的平均流速，雖然手冊中給出了推薦的經(jīng)驗數(shù)據(jù)，但也明確表示目前液壓系統(tǒng)導管內(nèi)的平均流速已超出了推薦值[7]；ARP4752中也給出了管道油液流速的限定值[6]，用于確定管徑的初始尺寸，但實際計算過程中由于很難確定管道內(nèi)油液的真實流速，通常需要根據(jù)經(jīng)驗進行大量地修正。壓降限制法的計算公式較為復雜，需代入管道內(nèi)油液的平均流速及摩擦阻力系數(shù)進行計算，因而使用較少。

一般的，液壓泵出口至作動用戶入口的壓力管路并非單一管徑，尤其是經(jīng)過系統(tǒng)壓力油濾后，隨著用戶分流管徑逐級遞減，為了便于計算各級管徑的壓降，介紹一種基于液壓油粘度和密度的標準管徑壓降曲線譜。

根據(jù)圓管中經(jīng)典流量計算公式，推導出單位長度管路油液層流狀態(tài)[8]壓降計算公式：

ΔP/L=0.894 974×10-3vδQ/d4

(1)

式中：ΔP/L為單位長度管路壓降，psi/m；v為油液運動粘度，cSt；δ為油液比重；Q為油液流量，gpm；d為導管內(nèi)徑，in。

民用飛機一般選用符合AS1241規(guī)定的Ⅳ型一類或Ⅴ型磷酸酯基阻燃液壓油[9]，不同牌號液壓油的粘溫特性不同。根據(jù)所選油液粘溫特性，設(shè)定-6.7～+107 ℃(+20～+225 ℉)作為系統(tǒng)全性能工作溫度范圍，以-6.7 ℃作為管路壓降設(shè)計的溫度點，該溫度點對應的壓力管路的油液粘度為84.2 cSt，比重為1.053?？紤]管路彎曲及接頭會造成局部壓力損失，計算時將油液粘度增加15%，即96.8 cSt，以補償局部壓力損失。利用式(1)開發(fā)的壓力管路標準管徑壓降曲線如圖2所示，標準管徑以導管外徑乘以壁厚的形式表示，橫坐標為通過導管的流量，縱坐標為單位長度導管的壓降。在導管需通過的流量已知的情況下，可根據(jù)圖2的對數(shù)坐標快速查出各規(guī)格導管所形成的壓降值。使用過程中根據(jù)用戶的流量需求及允許的管路壓降、管線長度，可快速分配、調(diào)整泵源至用戶各級壓降并確定相應管徑。

圖2 標準管徑壓降曲線譜

需要注意兩點：一是開發(fā)回油管路壓降曲線譜時，應考慮油液粘度受壓力影響，雖為同一溫度設(shè)計點，但代入式(1)的粘度值不可沿用壓力管路的粘度值；二是式(1)僅適用于管路油液為層流狀態(tài)的情況，紊流狀態(tài)需要對該式進行修正，得出單位長度管路油液紊流狀態(tài)的壓降計算公式：

ΔP/L=1.865 932×10-3v0.25δQ1.75/d4.75

(2)

油液在圓管中流動時的雷諾數(shù)為

Re=2.54×104Vd/v

(3)

式中：Re為雷諾數(shù)；V為油液平均流速，m/s；d為導管內(nèi)徑；v為油液運動粘度。

光滑金屬圓管的臨界雷諾數(shù)為2 320[10]，代入式(3)反算壓力管路標準管徑層流狀態(tài)下油液的最高流速，油液取管路壓降設(shè)計溫度點粘度84.2 cSt，計算結(jié)果如表1所示。

表1 標準管徑層流狀態(tài)油液最高流速、壓力波速

從表1可以看出：在本文設(shè)置的管路壓降設(shè)計溫度點，僅利用層流狀態(tài)壓降曲線譜即可確定各級管徑。

3.2 流速和壓力限制

液壓傳動中的壓力損失絕大部分轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮?，直接影響了液壓系統(tǒng)的工作性能，油液流動時，其流速對系統(tǒng)壓力損失有較大影響。層流時的沿程壓力損失與油液流動速度V成正比，紊流時的沿程壓力損失與油液流動速度V1.75～V2成正比，流動油液的局部壓力損失與其流速V2成正比?？梢娊档土魉賹p少壓力損失是十分重要的。

因液壓用戶的流量需求不變，根據(jù)流量與流速的關(guān)系，只有增大導管的通流面積才可以降低流速，而增大導管尺寸即增加了系統(tǒng)重量，對于飛機設(shè)計而言并不可取。根據(jù)壓降平衡設(shè)計準則，在系統(tǒng)全性能工作溫度的下限只要滿足用戶的壓力需求，管路系統(tǒng)產(chǎn)生的壓力損失是可接受的，即根據(jù)設(shè)定好的管路壓降選取各級管徑時，無需為了降低流速而增大管徑。

對于飛機的液壓系統(tǒng)，一般有兩種情況會引起系統(tǒng)較大的壓力沖擊，即閥的快速開啟和快速關(guān)閉。前者是因油液流速突然上升，壓力超調(diào)引起的沖擊；后者是因油液流速突然下降，油液受到擠壓，流體的動能轉(zhuǎn)換為壓力能，壓力急劇升高而引起的壓力沖擊。油液的流動速度越快，壓力沖擊越大。如前所述，單純地為了降低流速而增大管徑并不可取，其原因是閥的快速開啟和關(guān)閉實際上是典型的水擊效應，可通過延長閥的啟閉時間來降低壓力沖擊[11]。閥特指起落架控制閥、能源轉(zhuǎn)換裝置(PTU)選擇閥等具有滑閥結(jié)構(gòu)的控制閥，對于飛控作動裝置所用的噴嘴擋板閥，因其影響較小，可不予考慮。

若將閥的關(guān)閉時間限制在大于或等于管長與壓力波速比值的2倍時，閥關(guān)閉所產(chǎn)生的壓力沖擊可被有效地控制在系統(tǒng)工作壓力的125%以內(nèi)，即

t≥2L/c

(4)

式中：L為閥與泵之間的壓力管路長度，m；c為壓力波速，m/s。

壓力波在管路中的傳播速度為

(5)

式中：Ky為油液體積彈性模量，取1.668 5×109Pa；ρ為油液密度，取1 053kg/m3；D為導管外徑，in；b為導管壁厚，in；E為導管管材的彈性模量，取1.999 5×1011Pa；ε為導管管材的泊松比，取0.28。

根據(jù)式(5)計算標準管徑中油液的壓力波速，計算結(jié)果如表1所示，可以看出：在油液參數(shù)一定的情況下，導管規(guī)格對壓力波速的實際影響較小，因此在計算壓力波速時應重點確定油液參數(shù)。

計算出閥的關(guān)閉時間，將其作為設(shè)計需求傳遞給起落架控制專業(yè)和液壓專業(yè)，作為起落架收放選擇閥和PTU選擇閥的一項設(shè)計輸入。

3.3 初步仿真計算

在液壓系統(tǒng)的初步設(shè)計評審(PreliminaryDesignReview，簡稱PDR)階段，用戶在各飛行階段的壓力、流量需求已基本明確，可建立包括設(shè)備、管路在內(nèi)的系統(tǒng)仿真模型。仿真的目的是計算系統(tǒng)全性能工作溫度范圍的溫度下限，系統(tǒng)向用戶提供的壓力、流量是否滿足其需求，并對估算結(jié)果進行修正，并確定設(shè)備的機械接口尺寸，形成一輪封閉設(shè)計。

仿真分析應作如下設(shè)置：

(1) 液壓泵壓力補償設(shè)置在最小容差[12](輸出壓力最小狀態(tài))；

(2) 各類油濾取最大流阻[13](壓力油濾、系統(tǒng)回油濾、泵殼體回油濾)；

(3) 各類閥取最大流阻(單向閥、優(yōu)先閥等)；

(4) 壓力管路油液粘度增大15%，回油管路增大4%(補償管路彎曲和接頭產(chǎn)生的局部壓力損失)。

初步設(shè)計評審階段起落架收放選擇閥和PTU選擇閥的設(shè)備供應商應能反饋一輪閥相關(guān)信息，若不滿足液壓專業(yè)提出的關(guān)閉時間要求，仿真時應預計最大沖擊壓力，不滿足沖擊要求可通過改變管線長度或提供阻尼(減振)來解決。

3.4 實例應用

以某型支線飛機液壓管路系統(tǒng)設(shè)計為例，根據(jù)本文方法選取管徑并計算閥關(guān)閉時間。

根據(jù)管路壓降平衡設(shè)計準則，對于100座以下的支線飛機，可限制壓力管路與回油管路的總壓降不大于750psi(系統(tǒng)名義壓力3 000psi的1/4)。由于泵源至用戶的流量是逐級遞減的，在選取管徑時，應從系統(tǒng)最末端的用戶開始，逐級向泵源核算。核算時應以壓力管路為準，回油管路通常選較壓力管路大一級的規(guī)格。

某支線飛機2號液壓系統(tǒng)管路敷設(shè)如圖3所示，實線表示壓力管路，虛線表示回油管路，點劃線表示EDP至壓力油濾之間的壓力管路；A為機翼、尾翼管路匯合點，C為左右機翼管路匯合點，D為右外擾流板作動器，E為左外擾流板作動器，F(xiàn)為左外副翼作動器，J為中方向舵作動器，L為右內(nèi)升降舵作動器，M為壓力油濾，N為EDP，O為起落架優(yōu)先閥，P為起落架收放選擇閥，Q為系統(tǒng)回油濾，R為系統(tǒng)油箱。

圖3 液壓系統(tǒng)管路敷設(shè)簡圖

根據(jù)壓降曲線譜選定各級導管規(guī)格，并核算管路壓降與流速，如表2所示，表2是根據(jù)用戶的流量需求及允許的管路壓降、管線長度，分配、調(diào)整得出各級壓降并確定相應管徑。

根據(jù)表2中的數(shù)據(jù)，計算各作動用戶入口壓力、回油壓力，如表3所示，入口壓力為3 000psi減去泵源至用戶作動器之間管路、設(shè)備的壓力損失，出口壓力為系統(tǒng)油箱背壓加上油箱至用戶作動器之間管路、設(shè)備的壓力損失。

從表3可以看出：各作動用戶壓力與回油管路總壓降均小于壓降平衡設(shè)計分配的750psi，滿足要求。

表2 各級導管壓降及流速

表3 各作動用戶出/入口壓力

起落架收放選擇閥與EDP之間的管路N-M-O-P的長度為14m，壓力波速取1 175m/s，根據(jù)式(4)可計算出閥的關(guān)閉時間應不小于23.8ms。

在飛機設(shè)計的聯(lián)合定義階段(JointDefinitionPhase，簡稱JDP)，液壓系統(tǒng)的敷設(shè)方案已基本明確，管路敷設(shè)長度也基本確定(測量長度需增加10%來修正，表2中數(shù)據(jù)已修正)，在此輸入條件下，可根據(jù)3.1節(jié)介紹的方法初步確定各級管路的導管規(guī)格，并核算出用戶作動裝置的出/入口壓力，以滿足用戶的初步設(shè)計輸入條件；同時，為了滿足液壓系統(tǒng)的性能，根據(jù)3.2節(jié)介紹的方法對系統(tǒng)壓力沖擊加以抑制，并形成需求傳遞給設(shè)備供應商。聯(lián)合定義階段的管路系統(tǒng)設(shè)計屬于經(jīng)驗設(shè)計，估算結(jié)果的正確性完全取決于所遵循的理論和方法，該環(huán)節(jié)是液壓系統(tǒng)設(shè)計的基礎(chǔ)環(huán)節(jié)，在設(shè)計之初應給予足夠重視。

4 管路系統(tǒng)詳細設(shè)計

在液壓系統(tǒng)的詳細設(shè)計階段(DetailDesignPhase，簡稱DDP)，需根據(jù)初步設(shè)計評審階段確定的系統(tǒng)架構(gòu)、設(shè)備參數(shù)、管路布置、用戶壓力和流量需求等對管路系統(tǒng)進行優(yōu)化設(shè)計[14]，設(shè)計目標是確定不同流量下優(yōu)化的導管尺寸、重量及系統(tǒng)參數(shù)。

液壓管路系統(tǒng)連接圖如圖4所示，管路優(yōu)化設(shè)計的輸入/輸出參數(shù)如表4所示，管路系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計中，依據(jù)圖4將整套液壓系統(tǒng)管路連接起來，再根據(jù)設(shè)計輸入優(yōu)化設(shè)計輸出[15]。至此管路系統(tǒng)的設(shè)計已全部完成，優(yōu)化結(jié)果可用于指導系統(tǒng)的詳細設(shè)計。

圖4 液壓管路系統(tǒng)連接簡圖

輸入/輸出參 數(shù)輸 入泵出口壓力P1;油箱背壓P2;作動器出/入口最小壓差需求P1m,P2m;作動器流量需求Q1m,Q2m;系統(tǒng)架構(gòu);最大流速限制;補償導管彎曲和接頭壓力損失的管長增加比例因數(shù);各級導管長度l;油液粘度、比重;導管規(guī)格表;管材密度。輸 出優(yōu)化的管徑規(guī)格d;導管重量;油液重量;各種工況下作動器的可用壓力;各級導管中的油液流速。

5 結(jié)束語

本文根據(jù)民用飛機的設(shè)計思路，從需求入手，總結(jié)了民用飛機研制各階段液壓管路系統(tǒng)設(shè)計輸入、輸出信息的捕獲、設(shè)計方法及應達到的設(shè)計目標。經(jīng)實例驗證，本文所采用的壓降曲線譜快速分配、調(diào)整壓降及管徑的方法簡單有效；總結(jié)的設(shè)計流程與方法科學合理，能夠指導民用飛機液壓管路系統(tǒng)的設(shè)計。

[1] 潘陸原, 王占林, 張若青. 飛機高壓液壓管路系統(tǒng)特性研究[J]. 航空科學技術(shù), 1999(4): 26-27.PanLuyuan,WangZhanlin,ZhangRuoqing.Investigationofdynamiccharacteristicofhigh-pressurehydraulicpipelineofaircraft[J].AeronauticalScienceandTechnology, 1999(4): 26-27.(inChinese)

[2] 周紅, 劉永壽, 邵小軍, 等. 飛機液壓管路沖擊響應分析[J]. 航空計算技術(shù), 2010, 40(4): 1-3.ZhouHong,LiuYongshou,ShaoXiaojun,etal.Hammerresponseanalysisinairplanehydraulicpipeline[J].AeronauticalComputingTechnique, 2010, 40(4): 1-3.(inChinese)

[3] 張亞平, 秦建新, 徐鵬國, 等.HB8459民用飛機液壓管路系統(tǒng)設(shè)計和安裝要求[S]. 北京: 中華人民共和國工業(yè)和信息化部, 2014.ZhangYaping,QinJianxin,XuPengguo,etal.HB8459Designandinstallationrequirementsforhydraulictubingsystemofcommercialaircraft[S].Beijing:MinistryofIndustryandInformationTechnologyofthePeople’sRepublicofChina, 2014.(inChinese)

[4]SocietyofAutomotiveEngineers.ARP994ARecommendedpracticeforthedesignoftubinginstallationsforaerospacefluidpowersystems[S].USA:SAE, 2012.

[5] 中國民用航空局.CCAR-25-R4運輸類飛機適航標準[S]. 北京: 中國民用航空局, 2011.CivilAviationAdministrationofChina.CCAR-25-R4Airworthinessstandardoftransportaircraft[S].Beijing:CAAC, 2011.(inChinese)

[6]SocietyofAutomotiveEngineers.ARP4752BDesignandinstallationofcommercialtransportaircrafthydraulicsystems[S].USA:SAE, 2013.

[7] 《飛機設(shè)計手冊》總編委會. 飛機設(shè)計手冊: 第12冊——飛行控制系統(tǒng)和液壓系統(tǒng)設(shè)計[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社, 2003: 550-551.GeneralEditorialBoardofAircraft Design Manual.Aircraftdesignmanual:Vol12-Flightcontrolandhydraulicsystemdesign[M].Beijing:AviationIndustryPress, 2003: 550-551.(inChinese)

[8] 張長海. 液壓管道中層流起始段對壓力損失的探討[J]. 西安聯(lián)合大學學報, 1999, 2(4): 73-78.ZhangChanghai.Theexploretopressurelossduetohydraulicpressurepipelinelaminarentrancelength[J].JournalofXi’anUnitedUniversity, 1999, 2(4): 73-78.(inChinese)

[9]SocietyofAutomotiveEngineers.AS1241CFireresistantphosphateesterhydraulicfluidforaircraft[S].USA:SAE, 1997.

[10] 李艷軍. 飛機液壓傳動與控制[M]. 北京: 科學出版社, 2009: 19-26.LiYanjun.Aircrafthydraulictransmissionandcontrol[M].Beijing:SciencePress, 2009: 19-26.(inChinese)

[11] 蔡亦剛. 流體傳輸管道動力學[M]. 浙江: 浙江大學出版社, 1990: 159-163.CaiYigang.Fluidtransmissionpipelinedynamics[M].Zhejiang:ZhejiangUniversityPress, 1990: 159-163.(inChinese)

[12]SocietyofAutomotiveEngineers.AIR1922ASystemintegrationfactorsthataffecthydraulicpumplife[S].USA:SAE, 2011.

[13] 楊志敏, 李昆, 高亞奎. 液壓油濾過濾性能建模與分析[J]. 液壓與氣動, 2013(12): 112-114.YangZhimin,LiKun,GaoYakui.Modelbuildingandanalyzingbasedonfilter’sperformance[J].HydraulicsandPneumatics, 2013(12): 112-114.(inChinese)

[14] 郭軍, 吳亞峰, 儲妮晟.AMESim仿真技術(shù)在飛機液壓系統(tǒng)中的應用[J]. 計算機輔助工程, 2006, 15(2): 42-45.GuoJun,WuYafeng,ChuNisheng.ApplicationofAMESiminaircrafthydraulicsystem[J].ComputerAidedEngineering, 2006, 15(2): 42-45.(inChinese)

[15] 夏鶴鳴, 王鴻鑫. 基于AMESim飛機液壓能源系統(tǒng)用戶可用壓力仿真計算[J]. 機械設(shè)計與制造工程, 2014, 43(7): 20-23.XiaHeming,WangHongxin.ThesimulationofpressureavailabletotheuserinaircrafthydraulicenergysystembasedonAMESim[J].MachineDesignandManufacturingEngineering, 2014, 43(7): 20-23.(inChinese)

(編輯：馬文靜)

Process and Method of Civil Aircraft Hydraulic Transmission Line System Design

Yang Zhimin1, Zhang Yaping2, Zhang Qian2

(1.Electromechanical System Institute, The First Aircraft Institute, Xi’an 710089, China)(2.Engineering Technology Center, Xi’an Aircraft Industry(Group) Company Ltd., Xi’an 710089, China)

The quality of aircraft hydraulic transmission line system design is of direct influences on the performance of hydraulic system and user system. In order to form design guide, civil aircraft hydraulic transmission line system design is studied. According to the design thought of civil aircraft, start with requirements, the process and method of hydraulic transmission line system design for civil aircraft each development stage are summarized, including capture of input and output message, use of design method, achieve of design goals. It is very simple and effective to use pressure drop curves to distribute and adjust pressure drop and tubing size. The summarized design process and method in this paper can be a reference for hydraulic transmission line system design for civil aircraft.

hydraulic transmission line; design requirements; pressure drop balance design; pressure limit

2017-02-03；

2017-04-08

楊志敏,yangzm179@126.com

1674-8190(2017)03-342-07

V233.91

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2017.03.015

楊志敏(1982-)，男，碩士，工程師。主要研究方向：飛機液壓系統(tǒng)設(shè)計。

張亞平(1969-)，男，碩士，高級工程師。主要研究方向：飛機液壓系統(tǒng)設(shè)計。

張 倩(1987-)，女，碩士，工程師。主要研究方向：飛機液壓系統(tǒng)設(shè)計。