《现代飞机液压系统热特性建模仿真与热设计》对现代飞机液压系统热特性建模仿真与热设计做了系统的论述，主要包括：飞机液压系统热特性建模的传热学基础；飞机平台诱发环境温度建模；液压系统材料物理特性建模；液压系统热特性建模的控制体方法；飞机液压系统热特性数学模型建立和面向对象的仿真实现。在此基础上讨论了以热特性建模与仿真为核心的飞机液压系统热设计的方法。本书的主要内容是作者近年来科研成果和工程实践经验的总结，全书内容较为新颖，且结合工程实际。
《现代飞机液压系统热特性建模仿真与热设计》可作为航空类院校、研究所、企业相关专业的教学与科研用书，也可作为从事飞机设计与研制工作相关科技人员的参考书。
第1章 概论
1.1 飞机液压系统热特性研究概述
1.2 飞机液压系统热特性的研究内容
1.3 液压系统热特性建模仿真的研究现状
1.3.1 国外研究现状
1.3.2 国内研究现状
1.4 液压系统热特性建模的功率损失法
1.4.1 液压元件的热力学方程
1.4.2 液压系统油温估算方法
1.5 液压系统热特性建模的结点法
参考文献
第2章 现代飞机液压系统
2.1 飞机液压系统的功用
2.2 现代飞机液压系统的主要技术特点
2.2.1 余度技术
2.2.2 较高的温度压力型别
2.2.3 较高的功率及功率密度
2.3 飞机液压泵源系统
2.3.1 航空高压液压泵
2.3.2 飞机液压泵的驱动方式
2.3.3 飞机液压系统泵源的控制方式
2.4 飞机液压系统的主要控制装置
2.4.1 方向控制阀
2.4.2 压力控制阀
2.4.3 流量控制阀
2.5 飞机液压系统的主要执行装置
2.5.1 液压作动筒
2.5.2 液压马达
2.6 飞机液压系统的辅助装置
2.6.1 液压油箱
2.6.2 液压蓄压器
2.6.3 液压油滤
2.7 典型飞机液压回路与系统
2.7.1 飞机液压舵机
2.7.2 飞机液压能源系统
2.7.3 飞机全机液压系统
参考文献
第3章 液压系统的传热学理论和计算方法
3.1 热传导
3.1.1 热传导的基本概念
3.1.2 材料的导热系数
3.1.3 温度场和温度梯度
3.2 热传导的计算
3.2.1 导热微分方程
3.2.2 常见的稳态导热问题计算
3.2.3 常见的非稳态导热问题计算
3.3 对流换热
3.4 对流换热的实验关联式
3.4.1 对流换热实验关联式中的相似准则数
3.4.2 强迫对流换热的实验关联式
3.4.3 自然对流换热的实验关联式
3.5 辐射换热
3.5.1 黑体和灰体
3.5.2 斯忒藩—玻尔兹曼定律
3.5.3基尔霍夫定律
3.6 辐射换热的计算
3.7 换热器的热计算
3.7.1 换热器计算的效能—传热单元数法
3.7.2 典型换热器的传热单元数方程
参考文献
第4章 飞机平台诱发环境温度的建模与仿真
4.1 飞机平台诱发环境温度概述
4.1.1 飞机平台的诱发环境
4.1.2 飞机平台诱发环境温度的获得方法
4.2 飞机平台诱发环境温度的建模
4.2.1 影响飞机平台诱发环境温度的因素分析
4.2.2 飞机平台诱发环境温度建模方法
4.2.3 飞机平台相似传热结构分类
4.3 相似传热结构热特性通用模型
4.3.1 翼形舱结构热特性数学模型
4.3.2 环形舱结构热特性数学模型
4.3.3 大舱室结构热特性数学模型
4.3.4 开启舱结构热特性数学模型
4.3.5 热防护结构热特性数学模型
4.4 飞机平台温度相似区域划分
4.5 飞机蒙皮温度计算
4.5.1 蒙皮与环境间的辐射换热计算
4.5.2 蒙皮温度计算
4.6 飞机平台的自然温度环境条件
4.6.1 国际标准大气条件
4.6.2 极端自然温度条件
4.6.3 太阳辐射条件
4.7 飞机平台诱发环境温度的仿真实例
4.7.1 飞机平台诱发环境温度仿真模型建立
4.7.2 仿真分析及结论
参考文献
第5章 液压系统材料物理特性的数学模型
5.1 液压油状态分析
5.2 液压油中空气溶解和析出的计算
5.3 空气完全溶解时油液的数学模型
5.3.1 油液密度的数学模型
5.3.2 油液黏度的数学模型
5.3.3 油液体积弹性模量的数学模型
5.3.4 油液比热容的数学模型
5.3.5 油液导热系数的数学模型
5.3.6 油液热膨胀系数的数学模型
5.4 液压油物理特性变化的多项式模型
5.5 空气部分析出时油液的数学模型
5.5.1 油液密度的数学模型
5.5.2 油液黏度的数学模型
5.5.3 油液体积弹性模量的数学模型
5.6 固体材料物理特性的数学模型
参考文献
第6章 液压系统热特性建模的控制体方法
6.1 液压系统热特性建模的理论基础
6.2 热力学系统及其分类
6.3 热力学系统状态参数及参数关联
6.4 准平衡过程假设
6.5 工程热力学分析的控制体方法
6.6 工程热力学的基本概念
6.6.1 能量
6.6.2 内能
6.6.3 功
6.6.4 热量
6.6.5 焓
6.6.6 熵
6.7 热力学第一定律
6.7.1 封闭系统的热力学第一定律
6.7.2 开放系统的热力学第一定律
6.8 热力学第二焓方程
6.9 液压元件的控制体方程
6.9.1 液压元件控制体的热力学分析
6.9.2 液压元件控制体的压力计算方程
6.10 温度和压力方程的简化
6.11 节流型元件的温度和压力计算
参考文献
第7章 飞机液压元件的热特性模型
7.1 液压元件的分类
7.2 节流过程的数学模型
7.2.1 阻抗、雷诺数和节流系数
7.2.2 层流时节流过程的流量方程
7.2.3 紊流时节流过程的流量方程
7.3 恒压柱塞泵的热特性模型
7.3.1 柱塞泵效率分析及压力流量计算
7.3.2 柱塞泵热特性分析及温度计算
7.3.3模型仿真验证
7.4 液压伺服阀的热特性模型
7.4.1 滑阀的压力流量计算
7.4.2 滑阀传热分析及温度计算
7.4.3模型仿真验证
7.5 液压作动筒的热特性模型
7.5.1 作动筒压力流量计算
7.5.2 作动筒传热分析及温度计算
7.5.3模型仿真验证
7.6 液压助力器的热特性模型
7.6.1 助力器压力流量计算
7.6.2 助力器传热分析及温度计算
7.6.3 模型仿真验证
7.7 液压管路的热特性模型
7.7.1 液压管路的压力流量计算
7.7.2 液压管路的传热分析及温度计算.
参考文献
第8章 飞机液压系统热特性模型的仿真实现
8.1 面向对象仿真的原理与方法
8.2 飞机液压系统热特性仿真框架
8.3 飞机任务剖面和元件动作剖面定义
8.3.1 飞机任务剖面定义
8.3.2 元件动作剖面定义
8.4 飞机液压系统的类层次与类库设计
8.5 液压元件类的通用结构与接口定义
8.6 仿真过程中非线性问题的处理
8.7 面向对象仿真语言Modelica
8.7.1 Modelica语言的发展
8.7.2 Modelica的特点
8.7.3 Modelica户类（class）的定义
8.7.4 连接（connect）和连接器（connector）
8.7.5 模型的平衡
8.7.6 局部模型（Partial models）与继承（Inheritance）
8.8 ModeliCa语言运行平台Dymola
8.8.1 Dymola平台简介
8.8.2 Dymola中户创建Modelica模型
8.9 Dymola中飞机液压系统热特性仿真模块库建立
8.9.1 油液连接点
8.9.2 两个接口的阻尼元件
8.9.3 节流元件
8.9.4 伺服阀
8.10 飞机液压系统热特性仿真模块库
参考文献
第9章 飞机液压系统的热设计
9.1 飞机液压系统热设计方法
9.2 飞机液压系统热设计涉及的相关标准规范
9.3 温度型别的选取
9.4 液压系统的热特性分析
9.4.1 飞机液压系统热特性仿真模型建立
9.4.2 仿真计算与结果分析
9.5 不同泵源形式的热特性分析
9.5.1 泵源系统的数学模型
9.5.2 不同泵源形式的液压系统热特性仿真
9.6 飞机液压系统的散热设计
9.6.1 飞机液压系统散热设计方法
9.6.2 案例研究
9.7 低温环境下飞机液压系统的热设计
9.8 液压系统试验中的温度测量
9.8.1 液压系统的温度测量方法
9.8.2 液压系统试验中的温度测量
参考文献
第1章 概论
本章讨论飞机液压系统热特性研究的内容以及液压系统热特性建模与仿真的国内外研究现状，并简要介绍液压系统热特性建模早期使用的功率损失法和结点法。
1.1 飞机液压系统热特性研究概述
人类使用液压原理克服自身生理局限的历史已经超过两千年。1648年，法国人帕斯卡（B．PasCal）提出了静止液体中压力传递的基本定律，直到1900年，Waterbruy的VicherS公司才制造出了具有现代意义的液压系统。20世纪中叶以后，液压技术在各工业领域得到了广泛的应用。随着液压技术与电气电子技术和自动控制原理等学科的密切结合，液压技术已经进入了一个全新的发展阶段。
第二次世界大战以来，液压技术在飞机上得到了广泛的应用。航空工业的发展无疑是液压技术发展的强大动力。液压系统已成为现代飞机的重要系统之一，承担着飞机舵面操纵、起落架收放、舱门开闭等操纵与动作执行任务。由于液压系统具有较高的功率密度和较好的线性运动输出特性，也是目前飞机上不可替代的操纵与动作执行系统。随着航空工业的进步，现代军用飞机飞行速度不断增大，机动性能不断提高，使用环境要求更加苛刻，功能更趋智能化，从而对飞机液压系统也提出了更高的要求，主要表现为液压系统的压力温度型别不断提高、系统功率不断增大、功能更加完善、更趋智能化及工作更加可靠等。
高压化和大功率是未来飞机液压系统发展的必然趋势r”。高压化可以显著地减少液压系统的重量和体积，从而为飞机的超声速巡航、超机动、有效载荷提升等提供了解决方案。而飞机整体性能的提高和较高的舵面运动速度要求’也要求飞机液压系统的功率不断提高。
飞机液压系统的高压化和大功率必然带来系统无效功率的增加’从而导致系统温度的急剧升高。飞机液压系统压力从21MPa提高到56MPa时，液压系统的温度会从110升高到180。同时，飞机的高速化使飞机表面气流滞止温度随飞行速度成指数关系增加，在发动机辐射热的共同作用下，液压系统外部环境温度进一步升高，从而使飞机液压系统的温度进一步增加。过高的油液温度会给液压系统的正常工作带来很大的威胁，严重影响液压油的使用寿命。研究表明，每当温度升高15℃，油液的稳定使用寿命降低90％。油液温度过高的危害还表现在：液压油氧化分解，变质；液压油黏度下降；系统效率下降；密封件老化；伺服阀卡死；密封件润滑不良；绝缘失效；金属腐蚀增加；运动副磨损加剧；工作寿命缩短等。
另外，现代飞机的使用环境要求更加苛刻，要求飞机液压系统具有更大的工作温度范围，这就要求飞机液压系统不仅能够在较高环境温度下正常工作，而且在较低的环境温度下也可以正常工作。而低温对飞机液压系统的正常工作也会产生较大影响，主要表现为系统启动困难、系统效率下降、密封件硬化等。
过高或过低的系统温度都会对飞机液压系统的正常工作产生较大影响．这就要求在液压系统设计过程中认真地考虑系统热特性的问题，开展液压系统的热设计工作。早期液压系统的热设计是一种依靠经验的事后设计，即液压系统设计过程中不考虑热特性问题或依据相关机型的经验增加散热器等工程措施，在设计完成后通过试验来考察系统的热特性，如果热特性不能满足要求，影响到系统的正常工作，再对系统设计进行修改。但随着液压系统结构日趋复杂、设计费用的快速增加，设计要求的不断提高，这种以经验为主的事后设计已经不能满足需要。面对现代飞机复杂的设计过程，要求从设计之初就对飞机液压系统的热特性进行研究，通过一定的设计手段，发现液压系统设计过程中存在的薄弱环节，采取有效方法将系统工作温度控制在合理的范围之内，从根本上消除因温度因素对系统正常工作带来的影响。开展严格和全面的环境试验，保证飞机液压系统的热特性满足飞机的设计要求，并保持与液压系统其他方面设计的协调性，达到最优化的设计。
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