副翼作动器液压控制单元伺服阀-切换阀-阻尼阀耦合节流效应仿真研究

摘要：本文利用理论分析、试验研究与计算流体力学CFD（Computational Fluid Dynamics）相结合的方法，对大型飞机副翼作动器液压控制单元的流量特性进行了系统研究。首先对飞机副翼及副翼作动器的作用与技术研究现状进行了全面概述，在此基础上针对某型飞机副翼作动器液压控制单元结构节流导致的作动速度不足现象展开详细分析。通过流场仿真与试验相结合的方法，实现了液压控制单元内部流体域的可视化分析，确定了节流关键因素。研究结果表明，CFD仿真模拟结果与试验结果间误差保持在2.5%以下，具有较高的仿真精度。在此基础上对液压切换阀及阻尼阀结构进行了优化设计，有效提升了通流能力，为副翼作动器设计前期的性能预测与优化提供了参考。

关键词：副翼作动器；液压控制单元；流量特性；计算流体力学；节流分析

引言

飞行控制系统是飞行器的“神经”与“肌肉”，负责响应驾驶员的指令或自动飞行系统的命令，通过偏转各类操纵面来改变飞行姿态与轨迹。副翼作为飞机的主操纵面之一，位于机翼后缘外侧，是用于产生滚转力矩的关键操纵面，其作动系统的性能、可靠性及响应速度，直接决定着飞行器的机动性、稳定性和安全性。

现代大型飞机飞行任务要求飞行时间长、距离远，为保证飞行安全性和电传操纵系统可靠性，飞机副翼作动器通常采用电气液压多余度设计。伺服作动器是现代飞机控制系统中至关重要的部分，其合理的设计以及良好的性能是飞机具有良好飞行品质的基础，更是飞机操纵系统设计水平乃至整机设计水平重要的衡量标准。电传飞行控制系统采用多余度设备、较多控制律算法及故障监控逻辑等技术，使得系统具有更高的可靠性和容错能力。与此同时，副翼作动器还具备严格的模式切换功能和复杂的逻辑控制功能，这使得作动器的控制模块——即液压控制单元的机械结构变得十分复杂。

在副翼作动器的研究领域，国内外学者开展了大量工作。邵珂等人应用遗传算法分析优化了弹性后掠翼飞机的结构，提高了副翼效率；李元元等人研究了某型飞机副翼法兰式安装下等效刚度计算方法，得出了副翼作动系统自然频率范围；孙有朝对某型新研轻型飞机副翼操纵系统进行了故障模式与影响分析（FMEA），为大型机械系统的FMEA提供了参考；张颖、袁朝辉、王文山对多余度副翼作动器的力纷争问题进行了研究，利用Matlab建立了副翼作动系统数学模型，仿真分析了部分作动器机械结构参数对力纷争的影响，提出了在结构参数难以更改的情况下在作动筒两腔之间设置可变节流孔的方法，有效抑制了力纷争。杨仕福等人则从满足飞机颤振稳定性需求的角度，研究了民用大型涡桨飞机操纵面作动器动刚度和动阻尼的设计要求与试验方法。然而，现有研究主要集中在副翼结构、效率、刚度、FMEA以及力纷争控制等方面，而对副翼作动的控制元件即液压控制单元的研究相对较少。

本文针对某型飞机副翼作动器液压控制单元结构节流导致的作动速度不足现象进行了分析研究，通过理论分析、试验研究与CFD仿真相结合的方法，实现了液压控制单元内部流体域的可视化分析，对影响作动器输出流量的关键节流因素进行了深入研究并提出了改进建议。

二、飞机副翼及副翼作动器概述

2.1 副翼的功能与作用

副翼是飞机主操纵面之一，用于飞机的侧向操纵。当飞行员操纵驾驶盘或飞控计算机发出指令时，左右副翼产生差动偏转——一侧副翼向上偏转、另一侧向下偏转，从而使左右机翼的升力产生差异，形成滚转力矩，实现飞机的倾侧运动。副翼作动主要参与飞机的滚转和协调转弯动作，作动器性能直接影响飞机的机动性和操纵品质。

在大型飞机上，副翼通常采用多段式布局。以A380为例，每个机翼设有三个副翼，各副翼通过两个作动器来偏转。这种设计既提高了系统的可靠性，也增强了操纵的灵活性。副翼动力控制组件（PCU）提供液压动力以操纵副翼，是副翼作动系统的核心执行单元。

2.2 副翼作动系统的组成与工作原理

一个典型的副翼液压作动系统通常由以下部分组成：

（1）指令输入源：驾驶员操纵杆或飞控计算机发出的电控指令，是系统的控制信号来源。

（2）电液伺服阀（EHSV） ：这是整个系统的核心控制元件。它接收微弱的电指令信号，并将其放大、转换为大功率的液压流量输出，从而驱动作动筒。电液伺服阀既是电液转换组件，又是功率放大组件，其功能是将小功率的模拟量电信号输入转换为随电信号大小和极性变化且快速响应的大功率液压能输出。其性能参数（频响、分辨率、零漂、内漏）是系统性能的天花板。

（3）液压作动筒：将液压能转换为直线机械运动的执行机构，通常采用对称作动筒设计。

（4）机械传动机构：包括摇臂、连杆、铰链等，将作动筒的直线运动转换为副翼的旋转运动。此部分存在非线性因素，如间隙、摩擦和柔性变形，必须在系统设计中予以考虑。

（5）液压能源系统：包括液压泵、油箱、蓄能器、过滤器及各类安全阀、溢流阀、单向阀等，为系统提供稳定、洁净、连续的压力油。

（6）反馈传感器：如线性可变差动变压器（LVDT）或旋转变压器（RVDT），用于测量作动筒位移或副翼偏转角，构成闭环控制。

2.3 副翼作动器的多余度设计

大型飞机对飞行安全性的极高要求决定了副翼作动系统必须采用多余度设计。多余度设计的核心思想是通过配置多套独立的工作通道，当某一通道发生故障时，其余通道仍能维持系统的基本功能，从而保证飞行安全。

电传飞行控制系统通常采用三余度或四余度配置。每个作动器通常具备两种控制方式：主动伺服模式和阻尼模式。在主动伺服模式下，作动器接收飞控计算机指令主动驱动舵面；在阻尼模式下，作动器提供被动阻尼，防止舵面在气动力作用下发生非指令运动。在正常情况下，电传飞行控制计算机（ELAC）控制副翼，如果主计算机失效，备用计算机会自动接管；如果所有计算机都失效，作动筒将回到阻尼模式。这种多层次的安全设计，确保了即使出现极端故障情况，飞机仍具备基本的操纵能力。

采用多余度设计的作动系统具有高可靠性和易维护性。然而，多余度设计也带来了系统复杂度的显著增加——液压控制单元需要在有限的空间内集成多个控制通道、切换阀、阻尼阀以及复杂的油路布局，这为液压控制单元的设计和制造带来了巨大挑战。

三、副翼作动器液压控制单元的主要功能

液压控制单元是副翼作动器的“大脑”和能量分配中心，承担着将液压能源系统的压力能按照飞控指令精确分配给作动筒的核心任务。其功能主要体现在以下几个方面：

（1）流量分配与控制：液压控制单元根据飞控计算机的指令信号，通过电液伺服阀将高压油液按所需流量和方向分配给作动筒的两腔，精确控制作动筒的伸出与缩回运动，进而驱动副翼偏转至目标角度。

（2）模式切换：液压控制单元内部集成了液压切换阀，能够在不同工作模式（主动伺服模式、阻尼模式、旁通模式等）之间进行切换，以适应不同的飞行工况和故障处理需求。

（3）压力与流量调节：通过阻尼阀等元件对系统压力和流量进行调节，保证作动器在各种工况下均能获得稳定的液压动力供应，同时抑制压力冲击和振荡。

（4）余度管理：在多余度配置的作动器中，液压控制单元需要协调多个通道的工作，实现通道间的隔离与切换，确保单一通道故障不会影响其他通道的正常工作。

由于液压控制单元承担着如此复杂的功能，其内部流道网络由多个控制阀（伺服阀、切换阀、阻尼阀）、环槽、节流孔及连接油路组成，结构十分紧凑。这种复杂的内部结构虽然满足了功能需求，但也为油液流动设置了诸多障碍，成为影响作动器通流能力的关键因素。

四、副翼作动器节流现象及影响因素分析

4.1 节流现象概述

在副翼作动器设计初期，依据产品使用要求提出的流量指标，对液压控制单元油路以及功能控制阀进行了布置和设计：初步确定了主油路孔径为8mm，伺服阀额定流量为98L/min。完成作动器加工制造及装配后，对其进行了性能试验。

液压控制单元随整个作动器进行试验，其流量指标要求为作动器在电传操纵模式、24.5MPa工作压力下负载流量达到80L/min。将液压控制单元作为流量控制器件，主要节流方式为阀口节流，利用阀口流量公式折合计算作动器在21MPa压力下负载流量需要达到74L/min。

然而，流量试验结果却显示出了严重的节流现象。当系统压力为15MPa时，接作动筒流量仅为37.4L/min，负载沟通流量为39.3L/min；当系统压力为21MPa时，接作动筒流量为44.6L/min，负载沟通流量为48.1L/min；当系统压力为24.5MPa时，接作动筒流量为49.2L/min，负载沟通流量为52.5L/min。试验结果与设计指标要求（80L/min）相差甚远，作动器实际通流量严重不足。

为确定节流的关键环节，将液压控制单元液压输出伸出、缩回油口直接通过软管相连，隔离作动筒测试空载条件下的通流量。对比测试数据后发现，作动筒元件对作动器整体通流流量的影响较小，同时系统液压源流量供应能力满足80L/min以上的使用要求。由此可以确定，节流的关键环节在于液压控制单元本身的结构限制。

4.2 节流因素分析

在确定液压控制单元为系统节流的主要环节后，对其主要节流因素进行了深入分析，得出了以下三个关键影响因素：

（1）伺服阀通流能力

电液伺服阀作为油液流量分配的关键元件，在工作压力稳定的情况下，其通流量主要取决于阀口形式以及开度大小。伺服阀是系统的控制核心，其模型通常包含力矩马达、喷嘴挡板级（先导级）和滑阀功率级。伺服阀流量余量设计过小是影响作动器节流的主要因素之一。

在液压系统中，通过节流阀口的流量与阀口截面积及阀前后压力差密切相关。当伺服阀进出口之间的压差不足时，根据阀口流量公式，通过伺服阀的流量将显著下降。本案例中伺服阀额定流量为98L/min，理论上应能满足80L/min的系统要求，但由于前端油路存在较大的压力损失，导致伺服阀实际工作压差远低于设计值，通流能力受到严重制约。

（2）主油路通径

主油路通径是影响液压控制单元通流能力的另一关键因素。根据液压管路设计经验值，主油路过流面积应为伺服阀节流口过流面积的4至7倍。然而，经核算，产品设计值仅在3.4至3.5之间，明显偏小。

主油路通径偏小意味着油液在流经主油路时会产生较大的沿程阻力和局部阻力，导致压力损失显著增加。这种压力损失直接降低了伺服阀进油口与回油口之间的有效压差，进而限制了系统的最大通流能力。

（3） 阀口处过流面积

液压控制单元中的功能转换阀、伺服阀及阻尼阀均采用阀芯、阀套、壳体的结构形式。主油路与各控制阀之间通过环槽过渡，环槽处截面面积偏小，导致局部压力损失增大。

过流面积是指流量通过节流口时所经过的最小面积。在液压控制单元的流道中，油液每经过一个环槽或节流口，都会因流通截面的突然变化而产生局部压力损失。多个节流点的压力损失累积起来，就会对系统总压力产生显著的消耗。当过多的压力损失发生在伺服阀之前的油路（进油路）和之后的油路（回油路）时，伺服阀阀口前后的实际压差就会远低于系统总压力，导致通过伺服阀的流量无法达到额定值。

过流面积与阀口开度之间存在非线性关系，在初始阶段往往存在物理死区，而后面积迅速增大。因此，合理的阀口过流面积设计对于保证系统通流能力至关重要。

五、基于CFD的液压控制单元流场仿真分析

5.1 液压控制单元流体域模型

在确定节流关键环节和因素后，采用计算流体力学CFD技术对其内部流体流动进行数值模拟。CFD技术能够实现流场的可视化分析，为深入理解节流机理和指导结构改进提供有力工具。

在已有液压控制单元机械结构基础上，为模拟作动器空载流量，将两负载口沟通后获取液压伺服阀流道控制单元流体域模型。建模过程中对模型进行了进一步简化：去除流道交连处的不规则部分，使流道平顺光滑；在液压控制单元液压入口和出口增加200mm长度的流道，使内部流体流动能够充分发展。最终得到的液压控制单元流体域模型主要由进回油流道、液压切换阀、阻尼阀、伺服阀流道以及负载油路流道组成。

5.2 流体域网格划分

流场仿真首先需要对流体计算域进行离散。引入连续介质模型的概念，将连续的流体模型离散为大小、数量有限的网格，从而通过计算获取网格节点上的流体流动参数，实现对整个流体域流动的数值模拟。

网格质量直接影响仿真结果的精度和计算效率。在液压控制单元的关键节流区域（如阀口、环槽等），由于流道截面变化剧烈、流速梯度大，需要进行网格加密处理，以准确捕捉流场的细节特征。而在流道较为平顺的区域，可以采用相对稀疏的网格，以控制计算规模。经过划分后，得到液压控制单元控制阀部分流体域的网格模型，为后续的数值求解奠定了基础。

5.3 流场仿真基本控制方程

流体流动必须遵循基本的物理守恒定律，主要包括：

（1）流量连续性方程（质量守恒方程）

任何流体以任何方式运动都必须满足质量守恒定律。在流体流动问题中，质量守恒定律体现在流量连续性方程中，其物理意义为：流出与流入控制体内的流体质量之差等于控制体内流体质量的变化量。对于不可压缩流体，连续性方程简化为速度场的散度为零。

（2）动量守恒方程（Navier-Stokes方程）

动量守恒是流体流动必须满足的另一基本定律。其物理意义可表述为：流体微元中流体动量对时间的变化率等于作用在微元上所有外力之和。对于粘性不可压缩流体，Navier-Stokes方程描述了流体的速度场与压力场之间的关系。

对于有热交换、能量转移存在的流动问题，还需考虑能量守恒方程。本文主要以副翼作动器液压控制单元结构为第一因素，对其最大通流能力和节流现象进行研究。试验结果表明温度并非影响节流的关键因素，因此流场仿真时无需考虑能量守恒方程。

5.4 边界条件与湍流模型

为实现对液压控制单元最大通流能力的模拟，仿真使用的流体域模型中各控制阀阀口均开到最大状态。根据已知的实验条件，设置如下边界条件：

• 入口边界：类型为压力入口，入口压力为21MPa；
• 出口边界：类型为压力出口，出口压力为0MPa；
• 湍流参数：进出口边界湍流设置为湍流强度与水力直径类型；
• 壁面边界：其余部分边界为壁面类型。

流体介质为15#航空液压油，密度为870kg/m³，动力粘度为0.01305Pa·s。仿真采用鲁棒性较好的Standard k-ε湍流模型，该模型在工程湍流计算中应用广泛，具有良好的收敛性和计算精度。近壁面处理方法采用大多数高雷诺数下使用的标准壁面函数（Standard Wall Functions）。

5.5 流场仿真结果分析

5.5.1 液压控制单元整体压力分布

通过对液压控制单元内流道整体压力分布的分析可以发现，液压切换阀、阻尼阀部位均出现了不同程度的压力损失。理想的状况是：由于伺服阀为流量控制元件，在测试空载流量时期望压力降低尽量全部出现在伺服阀阀口位置，从而保证系统流量能够满足使用要求。然而实际仿真结果显示，在液压切换阀和阻尼阀处也出现了显著的压力损失，这与理论分析结果相符合。

5.5.2 液压切换阀节流流场分析

对液压切换阀内部压力分布的详细分析显示，其流道从左到右依次为伺服阀进油P、液压系统进油、液压系统回油及伺服阀回油T。由液压系统提供的21MPa高压油首先需要经过系统进油环腔，仿真结果显示系统高压油液在流经该环槽时已经产生了压力损失，阀口压力降至20.15至20.21MPa。

系统进油与伺服阀进油P口之间通过长环腔连接，高压油液到达伺服阀时压力进一步降低至19.07至19.22MPa，出现了比较明显的压力损失。伺服阀回油T口与系统回油之间通过阀芯上加工的长孔以及环槽实现沟通，压力云图显示流过此孔时会产生约2.15MPa的压力损失。

这些压力损失直接降低了伺服阀阀口前后的有效压差。根据阀口流量公式，伺服阀进出口间压差不足时将导致伺服阀通流流量下降，从而无法满足作动系统的流量要求。

5.5.3 阻尼阀节流流场分析

阻尼阀内部的压力分布也较为规则。通过观测压力分布可以得出，其负载通道进出油口之间的压力损失约为2.44MPa，回油通道进出油口间的压力损失约为1.87MPa。阻尼阀处的总压力损失达到4.31MPa，占系统总压力（21MPa）的20.5%。

如此高的压力损失占比意味着系统总压力中有超过五分之一被消耗在了阻尼阀处，这无疑会对系统的最大通流流量产生严重影响。从节流贡献的角度来看，阻尼阀是液压控制单元中压力损失最大的部件。

六、液压控制单元结构优化与验证

6.1 优化方案设计

根据流场仿真分析确定的液压控制单元关键节流位置，对液压切换阀及阻尼阀结构进行优化设计。优化的核心思路是扩大关键节流部位的过流面积，降低局部压力损失。具体措施包括：

（1）扩大环槽位置流道过流面积：针对液压切换阀和阻尼阀中环槽截面面积偏小的问题，通过增大环槽的径向尺寸或增加环槽数量，扩大油液流通的有效截面积，降低油液通过时的流速和压力损失。

（2）增加主油路通道通径：将主油路通径从8mm增加至10mm，使主油路过流面积与伺服阀节流口过流面积之比从3.4~3.5提高至设计经验值所推荐的4~7倍范围内，显著降低主油路的沿程阻力和局部阻力。

6.2 优化后流场仿真分析

对优化设计后的液压控制单元整体流场进行仿真模拟，并与结构改进前的仿真结果进行对比。

优化后的液压切换阀内部压力分布显示，与优化前相比，此阀的压力损失有了明显改善，压力损失减小了约0.69MPa。这表明扩大环槽过流面积的措施有效地降低了该处的局部阻力。

结构优化后的阻尼阀内部压力分布改善更为显著。优化前阻尼阀处的压力损失为4.31MPa，占系统总压力的20.5%；优化后此阀的压力损失降低为1.63MPa，仅占系统总压力21MPa的7.76%，改善效果十分明显。阻尼阀压力损失的大幅降低，使得更多的系统压力能够作用于伺服阀阀口前后，从而有效提升了系统的通流能力。

6.3 优化效果验证

对优化改进后的液压控制单元整体通流流量进行仿真监测。结构改进后的液压控制单元最大通流流量达到123L/min，远高于系统要求的80L/min指标。

这一结果表明，通过对液压切换阀和阻尼阀的结构优化，液压控制单元的通流能力得到了质的提升。流场仿真分析所确定的节流关键因素——阻尼阀过流面积、液压切换阀过流面积、伺服阀通流能力——的改进排序是准确的，其中阻尼阀和液压切换阀的过流面积优化对通流能力的提升贡献最为显著。

结论

本文针对某型飞机副翼作动器液压控制单元结构节流导致的作动速度不足现象，采用理论分析、试验研究与CFD仿真相结合的方法，开展了系统的流量特性研究，主要得出以下结论：

（1） 通过试验研究确定了液压控制单元是系统节流的关键环节。在21MPa工作压力下，作动器实际通流量仅为44.6~48.1L/min，远低于设计要求的74~80L/min，节流问题严重制约了作动器的性能发挥。

（2） 通过理论分析和CFD流场仿真，确定了液压控制单元的三个主要节流因素，按影响程度由重到轻依次为：阻尼阀过流面积、液压切换阀过流面积、伺服阀通流能力。其中阻尼阀处的压力损失占系统总压力的20.5%，是节流最严重的部位。

（3） 建立的CFD仿真模型具有较高的预测精度。结构优化前仿真得到的最大通流能力为51.19L/min，与试验结果48.1L/min的误差为2.485%，验证了仿真方法的有效性。

（4） 基于流场可视化分析结果，对液压切换阀和阻尼阀进行了结构优化设计，扩大了环槽过流面积并将主油路通径从8mm增加至10mm。优化后阻尼阀压力损失从4.31MPa降至1.63MPa，降幅达62%；液压控制单元最大通流能力从51.19L/min提升至123L/min，完全满足系统80L/min的使用要求。

（5） 本研究验证了理论分析、试验验证与CFD仿真相结合的方法在液压元件流量特性研究中的有效性。在设计初期采用该方法进行迭代结构改进，可以显著优化产品性能、缩短研发周期、降低试验成本，对副翼作动器及其他航空液压元件的设计具有一定的借鉴和参考意义。