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　　《現(xiàn)代飛機(jī)液壓系統(tǒng)熱特性建模仿真與熱設(shè)計》對現(xiàn)代飛機(jī)液壓系統(tǒng)熱特性建模仿真與熱設(shè)計做了系統(tǒng)的論述，主要包括：飛機(jī)液壓系統(tǒng)熱特性建模的傳熱學(xué)基礎(chǔ)；飛機(jī)平臺誘發(fā)環(huán)境溫度建模；液壓系統(tǒng)材料物理特性建模；液壓系統(tǒng)熱特性建模的控制體方法；飛機(jī)液壓系統(tǒng)熱特性數(shù)學(xué)模型建立和面向?qū)ο蟮姆抡鎸崿F(xiàn)。在此基礎(chǔ)上討論了以熱特性建模與仿真為核心的飛機(jī)液壓系統(tǒng)熱設(shè)計的方法。本書的主要內(nèi)容是作者近年來科研成果和工程實踐經(jīng)驗的總結(jié)，全書內(nèi)容較為新穎，且結(jié)合工程實際。
　　《現(xiàn)代飛機(jī)液壓系統(tǒng)熱特性建模仿真與熱設(shè)計》可作為航空類院校、研究所、企業(yè)相關(guān)專業(yè)的教學(xué)與科研用書，也可作為從事飛機(jī)設(shè)計與研制工作相關(guān)科技人員的參考書。

第1章概論
1.1 飛機(jī)液壓系統(tǒng)熱特性研究概述
1.2 飛機(jī)液壓系統(tǒng)熱特性的研究內(nèi)容
1.3 液壓系統(tǒng)熱特性建模仿真的研究現(xiàn)狀
1.3.1 國外研究現(xiàn)狀
1.3.2 國內(nèi)研究現(xiàn)狀
1.4 液壓系統(tǒng)熱特性建模的功率損失法
1.4.1 液壓元件的熱力學(xué)方程
1.4.2 液壓系統(tǒng)油溫估算方法
1.5 液壓系統(tǒng)熱特性建模的結(jié)點法
參考文獻(xiàn)
第2章現(xiàn)代飛機(jī)液壓系統(tǒng)
2.1 飛機(jī)液壓系統(tǒng)的功用
2.2 現(xiàn)代飛機(jī)液壓系統(tǒng)的主要技術(shù)特點
2.2.1 余度技術(shù)
2.2.2 較高的溫度壓力型別
2.2.3 較高的功率及功率密度
2.3 飛機(jī)液壓泵源系統(tǒng)
2.3.1 航空高壓液壓泵
2.3.2 飛機(jī)液壓泵的驅(qū)動方式
2.3.3 飛機(jī)液壓系統(tǒng)泵源的控制方式
2.4 飛機(jī)液壓系統(tǒng)的主要控制裝置
2.4.1 方向控制閥
2.4.2 壓力控制閥
2.4.3 流量控制閥
2.5 飛機(jī)液壓系統(tǒng)的主要執(zhí)行裝置
2.5.1 液壓作動筒
2.5.2 液壓馬達(dá)
2.6 飛機(jī)液壓系統(tǒng)的輔助裝置
2.6.1 液壓油箱
2.6.2 液壓蓄壓器
2.6.3 液壓油濾
2.7 典型飛機(jī)液壓回路與系統(tǒng)
2.7.1 飛機(jī)液壓舵機(jī)
2.7.2 飛機(jī)液壓能源系統(tǒng)
2.7.3 飛機(jī)全機(jī)液壓系統(tǒng)
參考文獻(xiàn)
第3章液壓系統(tǒng)的傳熱學(xué)理論和計算方法
3.1 熱傳導(dǎo)
3.1.1 熱傳導(dǎo)的基本概念
3.1.2 材料的導(dǎo)熱系數(shù)
3.1.3 溫度場和溫度梯度
3.2 熱傳導(dǎo)的計算
3.2.1 導(dǎo)熱微分方程
3.2.2 常見的穩(wěn)態(tài)導(dǎo)熱問題計算
3.2.3 常見的非穩(wěn)態(tài)導(dǎo)熱問題計算
3.3 對流換熱
3.4 對流換熱的實驗關(guān)聯(lián)式
3.4.1 對流換熱實驗關(guān)聯(lián)式中的相似準(zhǔn)則數(shù)
3.4.2 強(qiáng)迫對流換熱的實驗關(guān)聯(lián)式
3.4.3 自然對流換熱的實驗關(guān)聯(lián)式
3.5 輻射換熱
3.5.1 黑體和灰體
3.5.2 斯忒藩—玻爾茲曼定律
3.5.3基爾霍夫定律
3.6 輻射換熱的計算
3.7 換熱器的熱計算
3.7.1 換熱器計算的效能—傳熱單元數(shù)法
3.7.2 典型換熱器的傳熱單元數(shù)方程
參考文獻(xiàn)
第4章飛機(jī)平臺誘發(fā)環(huán)境溫度的建模與仿真
4.1 飛機(jī)平臺誘發(fā)環(huán)境溫度概述
4.1.1 飛機(jī)平臺的誘發(fā)環(huán)境
4.1.2 飛機(jī)平臺誘發(fā)環(huán)境溫度的獲得方法
4.2 飛機(jī)平臺誘發(fā)環(huán)境溫度的建模
4.2.1 影響飛機(jī)平臺誘發(fā)環(huán)境溫度的因素分析
4.2.2 飛機(jī)平臺誘發(fā)環(huán)境溫度建模方法
4.2.3 飛機(jī)平臺相似傳熱結(jié)構(gòu)分類
4.3 相似傳熱結(jié)構(gòu)熱特性通用模型
4.3.1 翼形艙結(jié)構(gòu)熱特性數(shù)學(xué)模型
4.3.2 環(huán)形艙結(jié)構(gòu)熱特性數(shù)學(xué)模型
4.3.3 大艙室結(jié)構(gòu)熱特性數(shù)學(xué)模型
4.3.4 開啟艙結(jié)構(gòu)熱特性數(shù)學(xué)模型
4.3.5 熱防護(hù)結(jié)構(gòu)熱特性數(shù)學(xué)模型
4.4 飛機(jī)平臺溫度相似區(qū)域劃分
4.5 飛機(jī)蒙皮溫度計算
4.5.1 蒙皮與環(huán)境間的輻射換熱計算
4.5.2 蒙皮溫度計算
4.6 飛機(jī)平臺的自然溫度環(huán)境條件
4.6.1 國際標(biāo)準(zhǔn)大氣條件
4.6.2 極端自然溫度條件
4.6.3 太陽輻射條件
4.7 飛機(jī)平臺誘發(fā)環(huán)境溫度的仿真實例
4.7.1 飛機(jī)平臺誘發(fā)環(huán)境溫度仿真模型建立
4.7.2 仿真分析及結(jié)論
參考文獻(xiàn)
第5章液壓系統(tǒng)材料物理特性的數(shù)學(xué)模型
5.1 液壓油狀態(tài)分析
5.2 液壓油中空氣溶解和析出的計算
5.3 空氣完全溶解時油液的數(shù)學(xué)模型
5.3.1 油液密度的數(shù)學(xué)模型
5.3.2 油液黏度的數(shù)學(xué)模型
5.3.3 油液體積彈性模量的數(shù)學(xué)模型
5.3.4 油液比熱容的數(shù)學(xué)模型
5.3.5 油液導(dǎo)熱系數(shù)的數(shù)學(xué)模型
5.3.6 油液熱膨脹系數(shù)的數(shù)學(xué)模型
5.4 液壓油物理特性變化的多項式模型
5.5 空氣部分析出時油液的數(shù)學(xué)模型
5.5.1 油液密度的數(shù)學(xué)模型
5.5.2 油液黏度的數(shù)學(xué)模型
5.5.3 油液體積彈性模量的數(shù)學(xué)模型
5.6 固體材料物理特性的數(shù)學(xué)模型
參考文獻(xiàn)
第6章液壓系統(tǒng)熱特性建模的控制體方法
6.1 液壓系統(tǒng)熱特性建模的理論基礎(chǔ)
6.2 熱力學(xué)系統(tǒng)及其分類
6.3 熱力學(xué)系統(tǒng)狀態(tài)參數(shù)及參數(shù)關(guān)聯(lián)
6.4 準(zhǔn)平衡過程假設(shè)
6.5 工程熱力學(xué)分析的控制體方法
6.6 工程熱力學(xué)的基本概念
6.6.1 能量
6.6.2 內(nèi)能
6.6.3 功
6.6.4 熱量
6.6.5 焓
6.6.6 熵
6.7 熱力學(xué)第一定律
6.7.1 封閉系統(tǒng)的熱力學(xué)第一定律
6.7.2 開放系統(tǒng)的熱力學(xué)第一定律
6.8 熱力學(xué)第二焓方程
6.9 液壓元件的控制體方程
6.9.1 液壓元件控制體的熱力學(xué)分析
6.9.2 液壓元件控制體的壓力計算方程
6.10 溫度和壓力方程的簡化
6.11 節(jié)流型元件的溫度和壓力計算
參考文獻(xiàn)
第7章飛機(jī)液壓元件的熱特性模型
7.1 液壓元件的分類
7.2 節(jié)流過程的數(shù)學(xué)模型
7.2.1 阻抗、雷諾數(shù)和節(jié)流系數(shù)
7.2.2 層流時節(jié)流過程的流量方程
7.2.3 紊流時節(jié)流過程的流量方程
7.3 恒壓柱塞泵的熱特性模型
7.3.1 柱塞泵效率分析及壓力流量計算
7.3.2 柱塞泵熱特性分析及溫度計算
7.3.3模型仿真驗證
7.4 液壓伺服閥的熱特性模型
7.4.1 滑閥的壓力流量計算
7.4.2 滑閥傳熱分析及溫度計算
7.4.3模型仿真驗證
7.5 液壓作動筒的熱特性模型
7.5.1 作動筒壓力流量計算
7.5.2 作動筒傳熱分析及溫度計算
7.5.3模型仿真驗證
7.6 液壓助力器的熱特性模型
7.6.1 助力器壓力流量計算
7.6.2 助力器傳熱分析及溫度計算
7.6.3 模型仿真驗證
7.7 液壓管路的熱特性模型
7.7.1 液壓管路的壓力流量計算
7.7.2 液壓管路的傳熱分析及溫度計算.
參考文獻(xiàn)
第8章飛機(jī)液壓系統(tǒng)熱特性模型的仿真實現(xiàn)
8.1 面向?qū)ο蠓抡娴脑砼c方法
8.2 飛機(jī)液壓系統(tǒng)熱特性仿真框架
8.3 飛機(jī)任務(wù)剖面和元件動作剖面定義
8.3.1 飛機(jī)任務(wù)剖面定義
8.3.2 元件動作剖面定義
8.4 飛機(jī)液壓系統(tǒng)的類層次與類庫設(shè)計
8.5 液壓元件類的通用結(jié)構(gòu)與接口定義
8.6 仿真過程中非線性問題的處理
8.7 面向?qū)ο蠓抡嬲Z言Modelica
8.7.1 Modelica語言的發(fā)展
8.7.2 Modelica的特點
8.7.3 Modelica戶類（class）的定義
8.7.4 連接（connect）和連接器（connector）
8.7.5 模型的平衡
8.7.6 局部模型（Partial models）與繼承（Inheritance）
8.8 ModeliCa語言運(yùn)行平臺Dymola
8.8.1 Dymola平臺簡介
8.8.2 Dymola中戶創(chuàng)建Modelica模型
8.9 Dymola中飛機(jī)液壓系統(tǒng)熱特性仿真模塊庫建立
8.9.1 油液連接點
8.9.2 兩個接口的阻尼元件
8.9.3 節(jié)流元件
8.9.4 伺服閥
8.10 飛機(jī)液壓系統(tǒng)熱特性仿真模塊庫
參考文獻(xiàn)
第9章飛機(jī)液壓系統(tǒng)的熱設(shè)計
9.1 飛機(jī)液壓系統(tǒng)熱設(shè)計方法
9.2 飛機(jī)液壓系統(tǒng)熱設(shè)計涉及的相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范
9.3 溫度型別的選取
9.4 液壓系統(tǒng)的熱特性分析
9.4.1 飛機(jī)液壓系統(tǒng)熱特性仿真模型建立
9.4.2 仿真計算與結(jié)果分析
9.5 不同泵源形式的熱特性分析
9.5.1 泵源系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型
9.5.2 不同泵源形式的液壓系統(tǒng)熱特性仿真
9.6 飛機(jī)液壓系統(tǒng)的散熱設(shè)計
9.6.1 飛機(jī)液壓系統(tǒng)散熱設(shè)計方法
9.6.2 案例研究
9.7 低溫環(huán)境下飛機(jī)液壓系統(tǒng)的熱設(shè)計
9.8 液壓系統(tǒng)試驗中的溫度測量
9.8.1 液壓系統(tǒng)的溫度測量方法
9.8.2 液壓系統(tǒng)試驗中的溫度測量
參考文獻(xiàn)

　第1章概論
　　本章討論飛機(jī)液壓系統(tǒng)熱特性研究的內(nèi)容以及液壓系統(tǒng)熱特性建模與仿真的國內(nèi)外研究現(xiàn)狀，并簡要介紹液壓系統(tǒng)熱特性建模早期使用的功率損失法和結(jié)點法。
　　1.1 飛機(jī)液壓系統(tǒng)熱特性研究概述
　　人類使用液壓原理克服自身生理局限的歷史已經(jīng)超過兩千年。1648年，法國人帕斯卡（B．PasCal）提出了靜止液體中壓力傳遞的基本定律，直到1900年，Waterbruy的VicherS公司才制造出了具有現(xiàn)代意義的液壓系統(tǒng)。20世紀(jì)中葉以后，液壓技術(shù)在各工業(yè)領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用。隨著液壓技術(shù)與電氣電子技術(shù)和自動控制原理等學(xué)科的密切結(jié)合，液壓技術(shù)已經(jīng)進(jìn)入了一個全新的發(fā)展階段。
　　第二次世界大戰(zhàn)以來，液壓技術(shù)在飛機(jī)上得到了廣泛的應(yīng)用。航空工業(yè)的發(fā)展無疑是液壓技術(shù)發(fā)展的強(qiáng)大動力。液壓系統(tǒng)已成為現(xiàn)代飛機(jī)的重要系統(tǒng)之一，承擔(dān)著飛機(jī)舵面操縱、起落架收放、艙門開閉等操縱與動作執(zhí)行任務(wù)。由于液壓系統(tǒng)具有較高的功率密度和較好的線性運(yùn)動輸出特性，也是目前飛機(jī)上不可替代的操縱與動作執(zhí)行系統(tǒng)。隨著航空工業(yè)的進(jìn)步，現(xiàn)代軍用飛機(jī)飛行速度不斷增大，機(jī)動性能不斷提高，使用環(huán)境要求更加苛刻，功能更趨智能化，從而對飛機(jī)液壓系統(tǒng)也提出了更高的要求，主要表現(xiàn)為液壓系統(tǒng)的壓力溫度型別不斷提高、系統(tǒng)功率不斷增大、功能更加完善、更趨智能化及工作更加可靠等。
　　高壓化和大功率是未來飛機(jī)液壓系統(tǒng)發(fā)展的必然趨勢r”。高壓化可以顯著地減少液壓系統(tǒng)的重量和體積，從而為飛機(jī)的超聲速巡航、超機(jī)動、有效載荷提升等提供了解決方案。而飛機(jī)整體性能的提高和較高的舵面運(yùn)動速度要求’也要求飛機(jī)液壓系統(tǒng)的功率不斷提高。
　　飛機(jī)液壓系統(tǒng)的高壓化和大功率必然帶來系統(tǒng)無效功率的增加’從而導(dǎo)致系統(tǒng)溫度的急劇升高。飛機(jī)液壓系統(tǒng)壓力從21MPa提高到56MPa時，液壓系統(tǒng)的溫度會從110升高到180。同時，飛機(jī)的高速化使飛機(jī)表面氣流滯止溫度隨飛行速度成指數(shù)關(guān)系增加，在發(fā)動機(jī)輻射熱的共同作用下，液壓系統(tǒng)外部環(huán)境溫度進(jìn)一步升高，從而使飛機(jī)液壓系統(tǒng)的溫度進(jìn)一步增加。過高的油液溫度會給液壓系統(tǒng)的正常工作帶來很大的威脅，嚴(yán)重影響液壓油的使用壽命。研究表明，每當(dāng)溫度升高15℃，油液的穩(wěn)定使用壽命降低90％。油液溫度過高的危害還表現(xiàn)在：液壓油氧化分解，變質(zhì)；液壓油黏度下降；系統(tǒng)效率下降；密封件老化；伺服閥卡死；密封件潤滑不良；絕緣失效；金屬腐蝕增加；運(yùn)動副磨損加�。还ぷ鲏勖s短等。
　　另外，現(xiàn)代飛機(jī)的使用環(huán)境要求更加苛刻，要求飛機(jī)液壓系統(tǒng)具有更大的工作溫度范圍，這就要求飛機(jī)液壓系統(tǒng)不僅能夠在較高環(huán)境溫度下正常工作，而且在較低的環(huán)境溫度下也可以正常工作。而低溫對飛機(jī)液壓系統(tǒng)的正常工作也會產(chǎn)生較大影響，主要表現(xiàn)為系統(tǒng)啟動困難、系統(tǒng)效率下降、密封件硬化等。
　　過高或過低的系統(tǒng)溫度都會對飛機(jī)液壓系統(tǒng)的正常工作產(chǎn)生較大影響．這就要求在液壓系統(tǒng)設(shè)計過程中認(rèn)真地考慮系統(tǒng)熱特性的問題，開展液壓系統(tǒng)的熱設(shè)計工作。早期液壓系統(tǒng)的熱設(shè)計是一種依靠經(jīng)驗的事后設(shè)計，即液壓系統(tǒng)設(shè)計過程中不考慮熱特性問題或依據(jù)相關(guān)機(jī)型的經(jīng)驗增加散熱器等工程措施，在設(shè)計完成后通過試驗來考察系統(tǒng)的熱特性，如果熱特性不能滿足要求，影響到系統(tǒng)的正常工作，再對系統(tǒng)設(shè)計進(jìn)行修改。但隨著液壓系統(tǒng)結(jié)構(gòu)日趨復(fù)雜、設(shè)計費用的快速增加，設(shè)計要求的不斷提高，這種以經(jīng)驗為主的事后設(shè)計已經(jīng)不能滿足需要。面對現(xiàn)代飛機(jī)復(fù)雜的設(shè)計過程，要求從設(shè)計之初就對飛機(jī)液壓系統(tǒng)的熱特性進(jìn)行研究，通過一定的設(shè)計手段，發(fā)現(xiàn)液壓系統(tǒng)設(shè)計過程中存在的薄弱環(huán)節(jié)，采取有效方法將系統(tǒng)工作溫度控制在合理的范圍之內(nèi)，從根本上消除因溫度因素對系統(tǒng)正常工作帶來的影響。開展嚴(yán)格和全面的環(huán)境試驗，保證飛機(jī)液壓系統(tǒng)的熱特性滿足飛機(jī)的設(shè)計要求，并保持與液壓系統(tǒng)其他方面設(shè)計的協(xié)調(diào)性，達(dá)到最優(yōu)化的設(shè)計。
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