下载掌阅APP，畅读海量书库
立即打开
所谓的“智能泵（国外称为smart pump）”，即在高压大功率环境对液压泵源运行方式进行综合管理和调度，使系统的运行工况和工作任务需要相匹配的泵源系统。智能泵最早的雏形是自行式移动机械和塑料注射机上使用的负载敏感泵。但当时泵的调节仅实现了电液比例控制方式。机载液压系统频响速度要求较高，需将执行元件和控制阀集成在一个部件上，故目前智能液压泵在航空领域有广泛应用。
结合机载液压系统的技术需求，一种智能泵源系统，它可根据飞行任务进行工作模式的管理和输入量的设置，并在工作模式和输入不变的情况下使输出按照设定的工作模式跟随所设定的输入值，以满足机载液压系统的需要。
机载智能泵源系统组成如图1-76所示。它由公管液压子系统的计算机、微控制器、电液伺服变量机构、液压泵、集成式传感器5部分组成，其中微处理器、电液伺服变量机构、液压泵、集成式传感器4部分构成智能泵。
图1-76 智能泵源系统组成
图1-76中，智能泵的工作模式和控制器的输入由机载公共设备液压子系统的计算机根据飞机的工作任务确定，微控制器接受公管液压计算机的指令，选择与指令工作模式相对应的被调节量进行采集和反馈，并与参考输入比较求得误差信号，对误差信号按规定的控制算法进行计算获得控制量，并通过D/A转换器送给伺服放大器去控制电液伺服变量泵按选定工作模式和设定的希望输入运转。
智能泵源系统的特点是：按照要求选择工作模式和被调节量，然后采集对应的被调量实现反馈控制。因此，它表现了非常强的柔性和适应性。
原理样机是在A4V泵基础上改制的。改制方法对其他航空液压泵也有参考价值。对A4V泵进行改装，将双向变量方式改成了单向方式，取消了双向安全阀，增加了电液伺服变量机构，改造后的智能泵的结构原理如图1-77所示。采用电液伺服变量机构的好处是其快速性和可控性比电液比例控制机构好。
图1-77 智能泵结构原理样机
此外，考虑到机载泵源系统可靠性要求较高，设置了固定恒压变量功能，当电液伺服变量机构发生故障时退化为固定恒压变量模式运行。系统的压力通过集成一体化传感器测量，理论流量通过排量和转速的乘积求得，压差通过两个压力传感器的差获得。原理样机改装后，对其进行了内漏系数、变流量和变压力测试，具体指标为：泄漏系数 K 1 =3.4×10 -12 m 5 /（N·s）；变流量阶跃试验，阶跃为75%的额定流量时调整时间不大于200ms；变压力阶跃试验，从1～20MPa阶跃调整时间不大于50ms。
与定量泵加溢流阀所组成的恒压源相比，恒压变量泵（压力补偿泵加安全阀组成的恒压油源）消除了溢流损失，因而提高了系统的效率。但对高压系统来说，当负载甚小或运动速度要求不高时，将有较大的节流压降。美国的研究结果表明，对于一架典型的战斗机来讲，飞机对机载液压泵源要求工作压力为55.2MPa的时间还不到飞行时间的10%，在其余时间内，包括起飞、飞行到战斗位置、返航和着陆，20.7MPa的机载液压系统已能完全满足要求，表1-10是在Rockwell实施的军用飞机某项研究所得到的统计结果。
表1-10 飞行过程时间统计表
从表1-10可以看出，工作模式管理对智能泵来说是非常重要的，如果仅有智能泵但没有对其进行有效的运转模式管理不能称之为真正意义上的智能泵。必须根据飞行任务制订工作模式和输入设定程序，才能使智能泵发挥应有的作用。所制订的工作模式和输入设定如表1-11所示。
表1-11 工作模式和输入设定表
工作模式的管理和输入设定由机载公共设备智能管理计算机完成，已与智能泵的微控制器通过1553B总线构成递阶控制。
图1-78是负载敏感泵与负载连接情况，图1-79～图1-81给出了3种泵源的功率利用情况。以上图中 p p 为泵的输出压力； p s 为出口压力； p L 为负载压力； p LS 为所有支路油负载压力的最大值； p sh 为智能泵负载压力的最大值；LS为负载敏感；SV为伺服阀； Q L 为泵的负载流量； Q p 为泵的输出流量； Q s 为最大负载流量；Δ p 为设定工作压差； i 为控制电流。
图1-78 负载敏感泵源与系统
从图1-79～图1-81可以看出，负载敏感变量泵功率利用情况最好但动态特性较差，可调恒压变量泵的功率利用情况较好。值得提出的是，可调恒压是指供油压力随任务不同可以控制，不是像负载敏感泵那样供油压力随负载压力变化；负载敏感泵供油时，由于供油压力随负载压力变化，所以伺服机构的负载压力与负载流量间的抛物线关系已不再成立。图1-79和图1-80中， COAB 相当于约90%左右的工作区。 A 1 B 1 C 1 相当于10%左右的大机动工作区。从图1-81可以看出，如果负载敏感泵驱动多执行元件，当负载相差悬殊时，节流损失仍很大，同时动态特性也不好。如果采用功率电传，末端以泵驱动单元执行元件的模式比采用负载敏感泵有一定优越性，但随着电机调速性能的改善，此方案的可用性已经受到质疑。
图1-79 普通恒压泵能量利用情况
图1-80 智能泵能量利用情况（可调恒压泵）
图1-81 智能泵能量利用情况（负载敏感泵）
智能泵微控制器基于89C51单片机实现，可以通过1553B（GJB498）总线与机载公共设备管理系统液压子系统的计算机相连。所研制的智能泵微控制器的结构组成如图1-82所示，由89C51单片机、AD574A、TLC5620、调理电路、电流负反馈放大电路和显示电路等组成，控制程序固化在89C51单片机的EEPROM中。对于智能泵来说，无论是流量控制、压力控制还是负载敏感控制，最终均可归结为对变量泵排量的控制，而排量的控制采用电液位置伺服系统通过单片型微机控制系统来调节变量泵的斜盘摆角实现。电液伺服变量装置微机控制系统负责实现用微机控制智能泵的流量探力特性，并选择与运转方式相对应的反馈量与设定量比较获得误差信号进而通过计算求得控制量。图1-82中，2路频率信号分别是转速信号和转矩信号，2路数字输出信号分别用于驱动流量检测/加载阀组的两个电磁阀，1路模拟输出信号用于控制电液伺服变量装置的电液伺服阀。通过串口，可实现上位机与其微控制器通信，实现从上位机向下位机传送变量方式、控制规则和给定参数等。微控制器可以实现模糊PID和常规PID两种控制算法。
通过智能泵微控制器的测试，其模出、模入和定时精度为：
图1-82 智能泵微控制器方块图
模出：单通道，精度优于0.1%；
模入：4通道，精度优于0.1%；
转速测试精度：优于0.5%；
定时精度：优于采样周期的0.05%，采样周期可以在2～50ms设定。
在飞机上，智能泵由航空发动机通过分动箱（减速比一般为3∶1）驱动。由于航空发动机的功率比液压功率大得多，因此该驱动系统有非常高的速度刚度。为了在实验室进行智能泵的试验，必须设计能模拟发动机转速驱动系统特性的驱动装置。所设计的转速调节系统如图1-83中的右半部分所示，采用阀控马达系统稳定液压泵的转速，阀为带位移电反馈的电液比例方向流量控制阀。为了进行泵的加载和工作模式切换，设置了流量检测（如载阀组）。当其中的电磁阀均断电时起流量检测和加载的作用；当左边的电磁铁通电且右边的电磁铁断电时，起加载的作用；当两个电磁铁均通电时，油泵处于卸荷状态。实验系统中的智能泵采用微控制器控制，采用上位机通过串口和采集卡传送指令和采集试验数据并进行数据处理获得实验曲线。上位机CAT软件采用VC6.0编写。该装置能对智能泵进行变流量、变压力和负载敏感等实验。
图1-83 阀控马达驱动智能泵试验系统
1—增压泵；2—智能泵；3—安全阀；4—高压油滤；5—流量检测（如载阀组）；6—比例方向流量控制阀；7—驱动侧液压泵；8—驱动液压马达；9—转速转矩测试仪；10—变量控制机构
未来飞行器将具有高速、高机动、轻自重、大有效载荷的特点，这就对更轻重量、更小占用空间以及更大操纵功率的液压系统有越来越迫切的需求，达到这一目的的有效途径就是提升飞机液压系统的工作压力。如今飞机液压系统普遍采用恒压变量泵源系统，如果液压系统工作压力经过高压化后，泵的出口压力将始终维持在高压状态，这会使系统产生较大的泄漏及节流损失，无效功耗大大增加，液压系统温度急剧上升。液压系统受温度影响比较大，温升常常会导致介质老化加速、油液黏度和润滑性能降低、沉淀物聚集加剧、零件膨胀从而导致液压系统工作失效的问题，这严重影响飞机的飞行安全。另外，为液压系统增加降温装置，又不能达到通过高压化而减轻系统重量、提高系统效率的目的。
负载敏感控制是使泵的输出跟随负载变化的控制方式，智能泵负载敏感控制就是使泵的输出根据负载的需求而调节的机载智能泵控制方式。负载敏感控制能够使泵的输出压力和流量与负载需求完全匹配，尽最大可能减少系统溢流和节流损失，降低无效功耗，从而达到节能降温的目的。
负载敏感技术利用负载变化引起的压力变化去调节泵或阀的压力与流量以适应系统的工作需求。机载智能泵是以塑料注射机和自行式移动机械上应用的负载敏感泵发展而来的，负载敏感控制系统的功耗较低、效率高、发热少，对于飞机液压系统的高压化趋势有良好的应用前景。
负载敏感系统在各执行器前设置调速阀，利用不同控制方式（电液、机液、电气）调节调速阀进出口压差，使其保持为恒值。由于调速阀进口压力一般为泵源出口压力，调速阀出口压力一般为负载压力，所以负载敏感系统泵源出口压力 p s 始终跟随负载压力 p L 的变化而变化，且与负载压力保持固定差值Δ p （1MPa左右），即：
（1-20）
液压系统效率 η x 为系统输出与输入压力与流量乘积积分的比值，其表达式为：
（1-21）
从 η x 的表达式可以看出，液压系统无效功率是由系统过剩的压力Δ p 以及过剩的流量Δ Q 造成的。
液压油流过锐边节流孔（液流通过的节流通道长度等于零）时，依据节流孔中不同的液流雷诺数，有层流和紊流两种状态，在锐边节流孔的节流流动中，层流状态转变为紊流状态的临界雷诺数，圆形节流孔约为9.3，矩形缝隙节流孔约为16.6。实践表明，大多节流流动雷诺数 Re >10，属于紊流情况。紊流型节流流动节流特性方程为：
（1-22）
式中， A 0 为节流孔面积；Δ p 为节流孔进出口压差； ρ 为液流密度； c d 为流量系数。
对于调速阀 c d 、 ρ 、Δ p 都为常数，即 μ 为常数，则通过调速阀流入执行器的流量大小为：
（1-23）
式中
其中 μ 为常数，所以执行器的流量仅与调速阀开度 A 0 有关。从以上可以看出，传统的恒压液压系统能够把系统溢流流量减到最低，但系统压力始终维持在驱动最大负载所需压力。与传统恒压系统相比，智能泵负载敏感系统能够根据负载大小调节输出流量和压力，尽最大可能降低系统无效流量和无效压力。
① 智能泵单执行器负载敏感系统 图1-84为智能泵单执行器负载敏感系统结构原理，智能泵出口与负载之间设置一个固定节流孔，节流孔进、出口安装压力传感器，智能泵处理器接收节流孔进、出口压力信号，并通过电液伺服阀控制智能泵变量机构，改变泵的输出，使固定节流孔进出口压差保持为定值，因为固定节流孔流通面积不变，根据流量公式，通过节流孔的流量也为定值。由于节流孔进口压力为泵输出压力，出口压力为负载压力，因此该系统保证了泵的输出压力始终跟随负载的变化而变化，降低了系统的节流损失，而流入负载的流量不受负载大小的影响。当把固定节流孔换成调速阀（可变节流孔）时，根据流量公式，此时流入负载的流量仅与调速阀的开度有关。因此智能泵单执行器负载敏感系统可使智能泵输出压力随负载的变化而变化，输出流量仅随调速开度的变化而变化，一般情况下固定节流孔的固定压差值很小（1MPa左右），所以系统仅在固定节流孔上存在很小的节流损失，系统无效功耗较低，效率较高。
图1-84 单执行器负载敏感系统结构
② 智能泵多执行器负载敏感系统 飞机液压系统中存在多个执行器，每个执行器都可能对应不同的负载压力，如果将这些执行器直接并联在固定节流孔出口则会导致泵输出流量优先流入低压负载油路，从而出现低压负载执行器速度过快，高压负载执行器速度过慢甚至完全停止的现象；为了满足所有负载的需求，泵输出压力必须与最大负载压力保持负载敏感关系，因此负载压力较小的执行器调速阀两端压力差不能保持恒定值，根据流量公式和调速阀工作原理可知调速阀此时处于工作失效状态。为了解决这些问题，应在多执行器负载敏感系统中设置分流装置。
图1-85为行走机械多执行器液压系统中的分流装置“压力补偿阀”。压力补偿阀有两个压力控制接口，其在工作中能够自动调整两个接口所连油路的压力差为恒定值。在多执行器负载敏感系统中的不同执行器负载油路安装压力补偿阀，阀的两个控制口分别与调速阀进、出口相连，调速阀进出口压差将被自动调节为设定的固定压差，从而实现并联在同一液压源上不同执行器的负载敏感控制。
图1-85 压力补偿阀
压力补偿阀由阀体、阀芯和弹簧组成，其中 p 1 、 p max 为控制压力， p 1 与调速阀进口相连， p max 与调速阀出口相连。压力补偿阀在工作中阀芯受力平衡方程为：
（1-24）
（1-25）
式中， k 为弹簧刚度系数； x 0 为弹簧预压缩量； x 为弹簧位移； F s 为作用在阀芯上的液动力； A 为阀芯面积。
由式（1-25）可知，当压力补偿阀在弹簧较软、调节位移较短以及液动力变化不大的情况下，两个控制压力的压差Δ p 近似为常数。
在多执行器智能泵负载敏感控制系统中，泵出口压力为最大负载压力与负载敏感固定压差之和，压力补偿阀安装于调速阀前，将各负载回路调速阀进出口压差调整为固定值。在传统的负载敏感控制系统中，用梭阀判断执行器最大负载压力，用以调节变量泵出口压力。由于智能泵系统安装了压力传感器，可以代替梭阀，每个执行器压力腔压力由传感器测量，再把测得的压力值传递到智能泵处理器，由处理器判断出最大负载压力，并以此实现泵的负载敏感控制，其结构原理如图1-86所示。
图1-86 多执行器负载敏感控制
为了验证智能泵负载敏感控制方案的可行性，在AMESim软件平台上建立图1-87所示的多执行器系统仿真模型。模型中1和2为压力补偿阀，3和4为执行器，其中3为传动装置，4为电液位置伺服机构。传动装置油路调速阀进、出口安装压力传感器，在实际的系统中，调速阀进口压力传感器对系统正常工作不起作用，在此只是为了方便测量调速阀进出口压差而设置的。智能泵接口与智能泵输出端相接，智能泵处理器接口为智能泵智能中心提供最大负载压力信号。
图1-87 智能泵多执行器负载敏感系统仿真模型
设定执行器动作和工况：两个执行器整个动作时间为2s，其中0～0.5s，传动装置作动筒受到大小为30000N的作用力 F 1 ，0.5～1.5s， F 1 增大到50000N，1.5～2s， F 1 又减小到10000N；电液位置伺服机构受到大小为1000N的作用力 F 2 ，0～1s，伺服阀输入电流为0mA，1～2s，伺服阀输入电流为0.7mA。整个2s期间，传动机构油路调速阀开度保持不变。设置仿真时间为2s，采样时间间隔0.001s，运行仿真，得到仿真结果。
图1-88为各执行器的位移大小，其中实线为传动机构作动筒活塞杆位移，0～2s期间，虽然活塞杆受到的作用力处于变化状态，但其仍以匀速状态从0移动到0.226m，根据负载敏感系统原理，系统能够根据负载大小自动调节调速阀两端压力，使其压力差保持为固定值，执行器进油速度仅与调速阀开度有关，因此当调速阀开度保持一定大小时，无论活塞杆受到的作用力如何变化，其速度始终保持为匀速状态；虚线为电液位置伺服机构位移，其值在第1s时由0迅速变为0.7m，与伺服阀输入电流一致，整个过程响应时间和调节时间较短，符合控制系统对动态性能的要求，且传动机构与位置伺服机构在执行动作的过程中互不影响。因此，可以看出在智能泵负载敏感系统中各执行器能够正常工作。
图1-88 各执行器位移
图1-89为各执行器动作时系统各部分的压力状况，曲线1为作动筒所受负载压力，其值随着所受作用力的大小而变化；曲线2为伺服机构所受负载压力，1s后执行器位移发生变化，负载压力也随之变化；曲线3为智能泵输出压力。如图1-89所示结果，0～1.5s，作动筒负载压力大于伺服机构负载压力，智能泵输出压力与作动筒负载压力保持负载敏感关系；1.5～2.0s，伺服机构负载压力大于作动筒负载压力，智能泵输出压力与伺服机构负载压力保持负载敏感关系。因此可以看出系统中智能泵输出压力始终与各执行器最大负载压力保持负载敏感关系。
图1-89 系统各部分压力状况
图1-90为在智能泵负载敏感系统以及恒压变量泵系统完成该组动作泵源系统的总输出功率。智能泵负载敏感系统与恒压变量泵系统作动筒和伺服机构的位移相同，即所做的有效功相同，但两者的泵源系统输出总功却不同。由于恒压泵需要始终保持驱动最大负载所需的压力，在0～0.5s以及1.5～2.0s的系统压力仍然需要保持为0.5～1.5s期间驱动大负载所需的压力，这就造成了节流损失。经计算，完成这组动作，恒压变量泵系统泵源输出总功为17554.7J，而智能泵负载敏感系统输出总功仅为14034J，后者比前者的效率提高了将近20%。同时，由于智能泵系统在降低系统压力的同时也降低了系统的泄漏，这有利于进一步提高系统效率。
图1-90 不同系统泵源输出功率
智能泵与负载敏感系统结合而成的智能泵负载敏感系统能够使飞机液压系统泵源输出压力与各执行器最大负载压力保持负载敏感关系，尽最大可能地减少系统工作在高压状态的时间，降低了节流损失，同时压力的降低也减少了系统工作中的泄漏，进一步提高了系统效率，避免了飞机液压系统高压化后导致的油液温升。
多执行器负载敏感阀会产生较小的压降（1MPa左右），会有很小的节流损失，虽不能达到与负载需求完全匹配，但相对于非智能泵，效率依然可以提高20%，极大提升了效率；单执行器系统智能泵的输出与负载需求可达到完全匹配，可以获得比多执行器系统更高的效率，最大程度减少了高压时间。智能泵负载敏感系统为飞机液压系统高压化和大功率化的发展趋势铺平了道路，具有良好的应用前景。
大型客机液压系统是一个多余度、大功率的复杂综合系统，由多套相互独立、相互备份的液压系统组成。每套液压系统由液压能源系统及其对应的不同液压用户系统组成。液压能源系统包括油箱增压系统、泵源系统以及能量转换系统等；用户系统包括飞控系统、起落架系统以及反推力系统等。其中液压能源系统是综合系统的动力核心。
① 空客A320 A320系列客机是空中客车公司研制的双发、中短程、单过道、150座级客机，包括A318、A319、A320及A321四种机型，是第一款采用电传操纵飞行控制系统的亚音速民航飞机。
A320液压系统由3个封闭的、相对独立的液压源组成，分别用绿、黄、蓝来表示。执行机构的配置形式保证了在2个液压系统失效情况下，飞机能够安全飞行和着落，其液压系统配置见图1-91。在正常工作（无故障）情况下，绿系统和黄系统中的发动机驱动泵（EDP）和蓝系统中的电动泵（EMP）作为系统主泵，为各系统用户提供所需要的实时液压功率。黄系统中的电动泵（EMP）只在飞行剖面中大流量工况或主泵故障工况时启动。当任何一个发动机运转时，蓝系统的电动泵自动启动。3个系统主泵通常设置为开机自动启动，无电情况下，手动泵作为应急动力对货舱门进行控制。蓝系统为备份系统，其冲压空气涡轮（RAT）在飞机失去电源或者发动机全部故障时，通过与其连接的液压泵为蓝系统提供应急压力，此外RAT也可通过恒速马达/发电机（CSM/G）为飞机提供部分应急电源。系统中的双向动力转换单元（PTU）在绿、黄两个液压系统间机械连接，当一个发动机或EDP发生故障，导致两系统压力差大于3.5MPa时，PTU自动启动为故障系统提供压力。优先阀在系统低压情况下，切断重负载用户，优先维持高优先级用户（如主飞控舵面）压力。前轮转弯、起落架、正常刹车由绿系统提供压力，备用刹车由黄系统提供压力。
图1-91 空客A320液压系统配置
② 空客A380 A380是空客公司研制的四发、远程、600座级超大型宽体客机，是迄今为止世界上建造的最先进、最宽敞和最高效的飞机，于2007年投入运营。它是目前世界上唯一采用全机身长度双层客舱、4通道的民航客机，被空客视为21世纪“旗舰”产品，其液压系统特点如下：
a. 2H/2E系统结构 A380飞机将液压能与电能有效结合，采用2套液压回路+2套电路的2H/2E双体系飞行控制系统，如图1-92所示。其中2H为传统液压动力作动系统，由8台威格士发动机驱动泵（EDP）和4台带电控及电保护的交流电动泵（EMP）组成两主液压系统的泵源，为飞机主飞控、起落架、前轮转弯及其他相关系统提供液压动力；2E为电动力的分布式电液作动器系统，用于取代早期空客机型的备份系统，该系统由电液作动器与备用电液作动器组成。4套系统中的任何一套都可以对飞机进行单独控制，使A380液压系统的独立性、冗余度和可靠性达到新的高度。所有EDP通过离合器与发动机相连，单独关闭任何一个EDP都不会影响其他EDP工作及系统级性能，因此即便8个EDP中有一个不工作，飞机仍可被放行。EMP作为辅助液压系统备用。
图1-92 空客A380液压系统配置
b. 35MPa压力等级 尽管35MPa高压系统在部分军用飞机（如F-22，F-35，C-17）上得到应用，但是A380是首架采用35MPa高压系统的大型民用客机，已既满足了飞机液压系统工作需求，又减小了其体积和重量。据统计，35MPa压力等级的引进为A380飞机减轻了1.4t的重量，并提高了飞控系统的响应速度。
c. EHA/EBHA 电液作动器EHA/EBHA与分散式电液能源系统LEHGS等新型技术在A380飞机上的成功使用，开启了飞机液压系统从传统液压伺服控制到多电、多控制的技术先河。通过新一代电液作动器的使用，使得系统设计从传统分配式模式向分布式模式转变，减少了液压元件与管路的使用，减少了飞机重量。
A80飞机采用EHA/EBHA系统来控制主飞行控制舵面，从而减少了一套液压系统，由于EHA/EBHA布置在执行器的附近，因而使驱动舵面的反应速度更快，也简化了液压管路的布置。
① 波音737 波音737系列客机是波音公司生产的一种中短程、双发喷气式客机，被称为世界航空史上最成功的窄体民航客机，具有可靠、简捷、运营和维护成本低等特点，是目前民航飞机系列中生产历史最长、交付量最多的飞机。目前市场上主流737为-300/-400/-500型，最新一代737为737-NG（next generation）。
波音737有3个独立的液压系统，分别为A系统、B系统和备用系统，为飞行操纵系统、襟/缝翼、起落架、前轮转向和机轮刹车等提供动力。波音737由线缆等机械装置传输指令进行飞机姿态控制。图1-93显示了波音737的液压系统配置。
图1-93 波音737液压系统配置
系统A与系统B是飞机主液压系统，正常飞行状态下由系统A和系统B提供飞机飞行控制所需压力；A/B系统泵配置均由一个EDP和一个EMP组成；A/B系统的正常压力由系统中的EDP提供，如果EDP失效，由EMP为A/B系统补充压力；备用系统由EMP为飞机提供动力。波音737液压系统中的PTU为单向动力传递，即只有当B系统中出现严重低压现象时，PTU在A系统的动力驱动下，将动力传递给B系统用户，由于传递过程使用同轴连接结构，可保证两系统不发生串油现象；两系统都可以通过起落架转换阀对起落架系统进行供压，保证两主系统都可以对起落架液压系统进行独立控制。
② 波音787 波音787是波音公司最新发展的双发、中型宽体客机，可载210～330人，航程6500～16000km。波音787的突出特点是采用了高达50%的复合材料来建造主体结构（包括机身和机翼），具有强度高、重量轻等优点。
波音787同样采用35MPa工作压力来降低系统重量。液压系统仍由左、中、右3套独立系统构成，其中左/右液压系统由一个EDP和一个EMP来提供压力，中央系统由两个EMP和一个涡轮冲压泵RAT来提供压力。液压系统用户分配见图1-94。
图1-94 波音787液压系统配置
波音787液压系统设计体现了未来多电飞机的发展趋势。与波音737相比，由于波音787采用电机械（EMA）技术来控制部分飞行控制舵面，因此其液压系统用户减少。此外，波音787采用电刹车系统来替代传统的液压刹车系统，刹车系统得到大大简化，系统可靠性得到提高；同时由于没有液压管路，避免了油液泄漏，降低了维修成本。
① 高压化 传统客机液压系统压力等级主要为21MPa，但从新型客机A380和波音787应用35MPa压力等级可以看出，民用飞机紧随军用飞机液压技术，也具有发展高压系统的趋势，这是因为就传动力和做功而言，高压意味着可以缩小动力元件尺寸、减轻液压系统重量、提升飞机承载能力。当然，高压系统也对设备的强度和密封材料的性能提出了更高的要求。液压系统是否采用高压，还要考虑飞机燃油经济性和维护便利性的要求。
② 分布式 电液作动器EHA与分散式电液能源系统LEHGS等新型电液技术在A380飞机上的成功使用，是大型客机液压能源系统设计理念的创新，使得液压能源系统设计首次从传统集中分配式模式向独立分布式模式转变，大大减少了液压元件与液压管路。EHA与LEHGS的结合运用，替代传统第二套液压能源系统（备用系统），实现了小功率负载用户到大功率负载用户的飞机液压动力备份。
电液作动器EHA将液压能源系统与用户系统有效地集成于同一元件内，从而实现了小功率作动子系统的分散化。图1-95为EHA基本原理构架，图1-96为EHA实物图。
图1-95 EHA原理构架
图1-96 EHA实物图
为了减轻A380的重量，创新设计的分散式电液能源系统（LEHGS）通过微型泵技术为大功率用户如制动系统及起落架转向系统提供动力。从电控单元发出的信号激活多个轻质的电动微型泵，每个微型泵都安装在各分系统附近对负载用户进行控制。微型泵能够为制动及转向系统提供35MPa的油压，在应急情况下能为用户提供动力。
③ 自增压油箱技术 飞机上每个液压系统都有自己的油箱，为防止液压系统产生气穴现象，飞机油箱压力需保持在一定值（如0.35MPa）以上。大多数飞机（如A320、波音737、A380等）利用来自发动机的压缩空气对油箱进行增压，油箱内压力油与空气间没有隔膜，多余气体自动经溢流阀排气，其原理如图1-97所示。这种油箱需要大量的引气管路、水分离器以及油箱增压组件，导致系统结构复杂、系统重量增加。
图1-97 液压系统引气增压原理
图1-98为自举式增压油箱结构示意。油箱中使用了一个差动面积的柱塞，柱塞泵出口高压油通过优先阀被引回到柱塞的小面积有杆腔，从而带动大柱塞向下运动，对油箱中的吸油腔油液增压。蓄能器设置在油箱和单向阀间，用以保持自增压回路的压力稳定，减小系统压力波动带来的油箱吸油腔压力波动。该油箱的优点是通过油箱结构的创新设计避免了油箱引气增压系统带来的系统复杂、管路繁多的缺点，使得油箱增压系统得以简化。目前波音787及我国自主研发的ARJ21飞机上都应用了自增压油箱技术。
图1-98 自增压油箱原理图
④ 故障诊断与健康管理 故障诊断与健康管理（diagnostics prognostics and healthmanagement，DPHM）实现了从基于传感器的反应式事后维修到基于智能系统的先导式视情维修（CBM）的转变，使飞机能诊断自身健康状况，在事故发生前预测故障。飞机液压系统健康管理的主要难点是如何在有限传感器基础上对所检测的液压系统状况进行智能判别，例如，准确判断柱塞泵失效状况需要大量实验数据作为参数化依据，同时需要合理有效的数据处理方法。图1-99所示的DPHM系统结构主要由机载系统和地面系统组成。
图1-99 DPHM结构体系
⑤ 智能泵源系统 目前，飞机液压系统中的EDP和EMP大多为恒压变量柱塞泵，系统压力设定为负载的最大值，柱塞泵不能根据飞行负载变化输出不同压力值，由此带来了能量的浪费。如果采用带负载敏感的智能泵源系统，液压系统输出压力和流量随飞行负载的变化而实时调解，将大大降低液压系统能耗。
智能泵源系统可根据负载工况自动调节输出功率，使输出与输入最佳匹配，是解决飞机液压系统无效功耗和温升问题的有效途径，其关键技术主要涉及变压力/变流量技术、负载敏感技术、耐久性试验技术以及智能控制技术等。
① 主流机型方案对比 根据国家立项与专家论证，我国大客机型定位150座级，座位规模在130～200个座位，也就是目前畅销的波音737和空客A320的竞争机型，目前全世界的在飞客机中有70%～80%是这一级别。
波音737和A320系列客机为目前市场占有率最高的两种150座级客机。鉴于目前我国大客的机型定位，通过比较两机型液压能源系统特点，能为我国大客液压能源系统设计提供有益参考。比较结果见表1-12。
表1-12 A320和波音737液压系统的比较
从两者液压系统比较可发现，波音737液压系统相对A320液压系统简洁，可有效减轻飞机液压系统重量，但在系统功能结构、冗余度以及可靠性方面明显不足。波音737没有采用冲压空气涡轮（CRAT）作为备份系统能源，且主系统间PTU装置仅采用单向结构而非双向结构，减少了飞机液压能源供给途径，降低了飞机应对紧急情况的能源供给能力。同时备份系统对应的执行机构功能简单，紧急情况下对飞机的控制能力有限，降低了备份系统的有效性。故总体上讲，A320飞机液压系统相比波音737飞机液压系统先进，拥有更高安全裕度，波音737机型液压系统配置则更为简洁、轻便。因此，在开发国产大飞机液压系统时，应着重借鉴空客A320机型的高冗余度设计与波音737机型的系统简洁性设计。
② 设计方案一 根据大客发展目标以及新老机型方案对比，在此提出2种飞机液压能源系统方案。第一种系统方案配置见图1-100。液压系统压力采用21MPa，系统由3套独立液压能源组成，分别标记为左、中、右系统。与A320相比，每套液压系统均采用自增压油箱技术，同时简化用户系统配置。左/右液压源为飞机主液压系统，分别由一个EDP和一个EMP提供动力；中系统为备用系统，由一个EMP和一个RAT提供动力。飞机启动时，由左/右液压系统中的EDP为飞机提供动力。当发动机或EDP发生故障以及大流量需求工况（如飞机起飞和降落阶段）时，左/右系统中的EMP为飞机补充动力。在系统失电情况下，可利用左系统中的手动泵对舱门进行操作。左/右系统失效情况下，启动中系统EMP作为应急能源提供系统压力；当电力丢失以及2台发动机全部失效时，由冲压空气涡轮RAT为系统提供压力；此外RAT还为恒速马达发电机（CSM/G）提供动力。在一个发动机或其对应的EDP失效时，双向PTU为故障系统或低压系统提供动力转换。
图1-100 液压系统功能配置（方案一）
③ 设计方案二 第二种方案采用28MPa作为系统压力，这是因为28MPa能够被目前的机载设备和维护设备强度所接受，同时能够减轻飞机液压系统的重量。此外，系统中采用电液驱动技术来驱动部分飞行负载，采用分布式电液能源系统代替传统备份系统。系统功能布置见图1-101。系统采用2套液压回路（2H）+1套电驱动回路（1E）的高可靠性方案。本方案中的每个液压能源系统由一个EDP和一个EMP提供动力。电驱动系统作为备份，在2套液压系统失效情况下为飞行控制提供应急动力；其中EHA用于驱动方向舵，EBHA用于驱动升降舵、副翼和扰流板3，局部电液能源系统（LEGHS）用于驱动刹车系统。发电设备包括恒频发电机CFG、RAT、辅助动力单元（APU）及地面动力单元（GPU）等，其中CFG与发动机相连，当发动机运行时，CFG自动为系统提供电源。
图1-101 液压系统功能配置（方案二）
① 高可靠性液压系统 高可靠性液压系统设计包括液压源的余度配置、高可靠性液压元件、高可靠性传感器选择等。
液压系统余度配置不仅影响飞机的安全性，同时也影响液压系统的重量和飞机控制性能。在进行飞机液压系统设计时，要进行液压系统多余度配置的优化设计论证，找出最佳的系统冗余配置。
高可靠的液压元件主要指EDP、EMP、液压控制阀及附件等，以上元件性能的好坏直接影响液压系统的可靠性。目前国内公司还不能生产高可靠性的航空液压元件，因此研制开发具有自主知识产权的高可靠性液压元件是实现大客飞机国产化、带动国内相关技术领域发展的关键。
此外，高可靠性传感器是飞机控制系统的重要环节。精确可靠的反馈信号是液压系统故障诊断与高精伺服控制的前提。目前飞机液压系统的各类传感器多为进口。
② 压力脉动抑制 压力脉动引起的管路振动是许多液压系统失效的主要原因。柱塞泵由于其优越的性能在飞机液压系统中得到广泛应用，但其固有的自然频率的流量脉动（不能完全消除）特性，也影响了液压系统性能。流量脉动造成压力脉动和管路振动，不仅带来了严重的噪声，而且能够造成管道系统在过载或疲劳载荷下发生灾难性事故。飞机液压系统的管路振动多年来一直困扰着飞机液压系统设计师，随着飞机液压系统的高压化，这一问题更加突出。因此在设计飞机液压系统时，必须采取有效的方法将管路振动限制在一定范围，尽可能减小压力峰值，并避免机械共振。尽管一些被动控制振动方法（如蓄能器、管夹、阻尼器和振动吸收材料等）证明是可行的，但是部分主动振动控制方法（需第二个能量源来抵消主能量源的振动）对进一步降低液压系统振动也起到了良好的作用。
③ 油液温度控制 飞机液压系统温度必须控制在一定范围内，否则直接影响飞机的控制性能、机载设备寿命及可靠性。飞机热负载主要来自于发动机热辐射、泵源容积损失与机械损失、液压长管道沿程损失、电液阀的节流损失、作动筒的容积损失以及反行程中气动力作用导致的系统温升等；液压系统高温使油液黏度降低、滑动面油膜破坏、磨损加快、密封件早期老化、油液泄漏增加；高温也使油液加速氧化变质、运动副间隙减小，产生的沉淀物质会堵塞液压元件。针对飞机液压系统温度影响，必须展开关于飞机液压系统温度控制技术的相关研究，从元件级、系统级、综合实验级分别对飞机液压系统温度特性进行热力学建模与仿真分析，同时以试验对比的方式验证飞机液压温控系统的合理性与有效性。
④ 油液污染度控制 液压系统很多故障均与液压油污染有关。飞机液压系统多采用伺服执行器，因此对油液污染度有严格的要求。油液污染定义为油液中出现对液压系统性能产生负面影响的其他物质，这些有害的物质主要包括水、金属、灰尘和其他固体颗粒等。油液污染使液压泵和其他元件的磨损加快，导致液压元件提前失效，影响液压系统的可靠性。因此合理的油液污染检测和控制方法，对保证飞机飞行安全是十分必要的。通常飞机液压油的污染由合理的过滤器来控制，在飞机降落后对液压油的污染度（主要包括颗粒大小、化学成分等）进行采样检测。目前一种轻型在线检测飞机油液污染度的技术正在发展中，可望在不久的将来应用到飞机上，将对飞机液压系统的监测起到很好的促进作用。