CN103673784B - 一种运载火箭伺服机构液压能源装置 - Google Patents

Abstract

本发明属于一种液氧煤油运载火箭伺服机构的液压能源装置。它采用由“电机、电磁阀、单向阀、蓄能器和液动机、液压泵等”共同组成的伺服机构用液压能源装置。火箭起飞前，地面支持系统启动电机带动液压泵工作，当系统达到额定工作压力后，蓄能器内积蓄了一部分高压油液，电磁阀关闭、电机停机，依靠单向阀和电磁阀将此部分高压油液密封在蓄能器内；在发动机点火时刻，电磁阀打开，蓄能器内积蓄的高压液压油释放，为伺服机构动作提供瞬时液压能源，随后发动机涡轮泵泵后煤油建立起压力，液动机工作，接力成为伺服机构飞行动力。其优点是，系统安装、拆卸和维护方便。

Description

一种运载火箭伺服机构液压能源装置

技术领域

本发明属于一种运载火箭伺服机构液压能源装置及系统，具体涉及一种液氧煤油运载火箭伺服机构的液压能源装置及包含此装置的伺服机构和伺服机构系统。

背景技术

伺服机构是我国对运载火箭飞行控制执行机构子系统的统称，典型应用是摇摆发动机实施推力矢量控制。液氧煤油运载火箭是指采用液氧煤油发动机、以液氧和煤油为燃料的运载火箭，具备无毒、无污染、高性价比和使用维护方便等优点，是目前世界上的一种主流运载火箭，也是我国重点研制的一种未来主力运载火箭。相应地，摇摆液氧煤油发动机的伺服机构是此类型运载火箭的必备设备；由于功率较大（千瓦至数十千瓦级），如何解决其能源问题成为此类伺服机构技术方案的核心。

国外此类典型的伺服机构液压能源方案主要有：美国AtlasⅡ系列火箭，采用MA-5A液氧煤油发动机，其涡轮泵齿轮减速箱伸出一根传动轴驱动伺服机构上的液压泵；美国SaturnⅤ火箭采用F1液氧煤油发动机，Falcon系列火箭采用Merlin系列液氧煤油发动机，俄罗斯的Energia和Zenith系列火箭以及美国的AtlasⅢ系列和AtlasⅤ系列火箭均采用俄罗斯的RD170/180系列液氧煤油发动机，其伺服机构均采用引流发动机燃料泵后高压煤油直接驱动作动器的方案，以最大限度地简化发动机和伺服机构设计，简称“直接引流式”液压能源方案。

我国近年来已开展了液氧煤油运载火箭伺服机构的研制工作，有采用“直接引流式”的液压能源方案，并且在此基础上研制了“液动机式”液压能源方案，引流发动机燃料泵后高压煤油驱动液动机再驱动液压泵。“液动机式”液压能源方案的突出特点是可以实现伺服机构内部液压系统工作介质与发动机燃料系统的彻底隔离，具有一系列优点：接口简单清晰，便于火箭使用和维护，液压部组件可以最大限度地继承现有液压油介质伺服机构产品体系，不需要考虑一般较少采用的煤油介质密封问题。虽然“液动机式”液压能源表面上多出了液动机和液压泵等部件，但实际上“直接引流式”伺服机构为适应我国运载火箭的地面电源测试体制，液压泵等部组件同样少不了，并且通过集成设计并不为火箭使用增添多余的负担。因此，“液动机式”液压能源方案是液氧煤油运载火箭伺服机构的一种具备竞争力的方案。

已公开技术没有提出以下问题的解决方案：1)上面级（即多级火箭的第二级及以上级）液氧煤油火箭的”空中冷起控”问题：即火箭在一级分离后、上面级启动前的瞬时间隙内，伺服机构是不能从上面级液氧煤油发动机获得动力的，而发动机点火启动过程本身对火箭姿态是一个干扰，又希望伺服机构具备控制能力，需要比发动机提前启动，伺服机构此时的能源问题需要自己解决；2)液氧煤油发动机在实施较大范围推力调节时的伺服机构控制能力适应性：液氧煤油发动机具备较大范围推力调节（RD180最大调节范围为42%～100%）的能力特点，可用来显著提高运载火箭的运载能力。但对于引流发动机燃料泵后高压煤油做为液压能源的伺服机构而言，引流高压煤油压力会随着发动机推力变化而变化，伺服机构如不采取措施，其性能也会有显著变化。伺服机构需要一种简便的解决方案，以适应液氧煤油发动机的大推力调节特点；3)两及以上自由度伺服机构液压能源部分的可靠性问题：已公开方案中，能源部分是单点失效环节，对于两及以上自由度摇摆的发动机而言，伺服机构能源可靠性问题特别突出，能源任何部分失效均将导致整个推力矢量控制系统失效；4）两及以上自由度伺服机构系统的电动泵全功率地面测试和减重兼顾问题：目前较大功率伺服机构地面测试时多采用与飞行主液压泵独立的一套小功率的电动泵能源，或者采用液压泵分档控制（液压泵有两个档位，分别工作在地面测试和飞行），地面试验时如要全功率测试，需要采用两外一套地面液压能源用于伺服机构全功率测试，比较麻烦，而对于伺服机构带载情况下的测试如果使用电动泵也能全功率测试，使用要方便得多，可以省去地面液压能源；并且，对于两及以上自由度推力矢量控制而言，如果每台伺服机构均配备一套电动泵，又多增加了重量，而上面级火箭对重量又特别敏感，希望设备尽可能减重。

发明内容

本发明的目的是提供一种运载火箭伺服机构液压能源装置，它能够解决液氧煤油上面级火箭伺服机构的“空中冷起控”问题，液氧煤油发动机推力大范围调节时的伺服机构控制能力自我适应问题，两自由度及以上伺服机构系统的能源可靠度问题，两自由度及以上伺服机构系统电动泵全功率地面测试和重量兼顾问题。

本发明是这样实现的，一种运载火箭伺服机构液压能源装置，它包括液压能源装置A和液压能源装置B，所述的液压能源装置A包括液动机，与液动机相连的电机，液动机与电机之间设有超越离合器，与电机相连的液压泵，与液压泵相连的单向阀和单向阀，在单向阀和单向阀之间设有电磁阀，单向阀与蓄能器相连，蓄能器与油箱相连，单向阀与安全阀和液压油滤分别相连，液动机与回流低压煤油油滤和调速阀分别连接，回流低压煤油油滤与回流低压煤油连接器连接，调速阀与引流高压煤油油滤连接，引流高压煤油油滤与引流高压煤油连接器连接，所述的液压能源装置B没有电机和超越离合器，其它部分与液压能源装置A完全相同，液压能源装置A和液压能源装置B之间通过液压软管和液压软管以及流体连接器、流体连接器、流体连接器和流体连接器实现液压能源冗余。

采用一台集成液压能源装置A的伺服机构A，用于单摇摆自由度的液氧煤油发动机推力矢量控制，采用一台集成液压能源装置A的伺服机构A和一台集成液压能源装置B的伺服机构B，伺服机构A和B之间实现液压能源冗余，用于两个摇摆自由度的液氧煤油发动机推力矢量控制，采用两个伺服机构A和两个伺服机构B，两两之间实现液压能源冗余，用于四个摇摆自由度的液氧煤油发动机推力矢量控制。

一种运载火箭伺服机构适应液氧煤油发动机推力大范围变化的方法，

（1）采用较大排量规格液动机驱动较小排量规格的液压泵，在液动机引流煤油油路上串联调速阀，当发动机推力大范围变化时，伺服机构从发动机引流煤油压力也大范围变化，调速阀可以使得液动机在引流煤油压力变化范围捏可以驱动液压泵并且保持转速恒定，使得液压能源装置输出功率能力不变，从而使得伺服机构控制性能不受发动机推力大范围变化的影响；

（2）液动机的排量D_m采用如下设计方法：

D_m×(P_m-P_m0)×η=D_p×(P_p-P_p0)

其中，P_m、P_m0分别为液动机入口端高压的最低煤油压力、回流低压煤油压力，D_p、P_p、P_p0分别为液压泵排量、液压能源装置内高压、液压能源装置内低压，η为传递效率，包含液压泵和液动机的容积和机械效率，D_p、P_p、P_p0、P_m0和η分别由伺服机构参数设计、发动机设计和液动机及液压泵的产品特性决定，

P_m确定方法如下：

P_m=(70%)×P_min

其中，P_min是发动机推力大范围变化时伺服机构从发动机引流压力大范围变化是的最低压力值，P_m和P_min是调速阀的高压端和低压端，70%是保证调速阀两端有足够的压降，以实现基本调速工作能力。

本发明的优点是，采用“两台伺服机构液压能源并联冗余”的方案，即在两台伺服机构液压能源高压端和低压端分别用液压软管和流体连接器并联。当一台包括液动机、液压泵在内的高速精密运动副密集、故障率较高的动力组件发生闭式失效故障模式时，两台伺服机构仍可以正常工作，具备“一度故障工作能力”。特别是，由于伺服机构大速度动作对应的液压能源大流量输出工况总是瞬时的，一台液压能源工作时有效流量虽然只是两台工作时的1/2，仍然有两台伺服机构的蓄能器可以提高瞬时峰值流量，因此对整个系统性能几乎没有影响。此方案对液压软管或者液压泵或者液动机破裂泄漏等开式失效故障模式没有效果；但相比而言，此类开式故障模式的概率要小得多，并且现有工业和工程基础均较好，其可靠性一般可通过设计裕度来保证。液压软管并联采用流体连接器，系统安装、拆卸和维护方便。因此，本发明提供了一种提高伺服机构液压能源可靠性的简便和实用方案。

附图说明

图1本发明伺服机构液压能源方案（能源部分）；

图2蓄能器状态变化简图；

图3液压能源适应引流煤油压力大范围变化的原理说明图；

图4液压能源装置A结构简图；

图5液压能源装置B结构简图；

图中，1液动机、2电机、3液压泵、4超越离合器、5蓄能器、6电磁阀、7单向阀、8单向阀、9油箱、10安全阀、11液压油滤、12引流高压煤油油滤、13回流低压煤油油滤、14调速阀、15引流高压煤油连接器、16回流低压煤油连接器、17液压软管、18液压软管、19流体连接器、20流体连接器、21流体连接器、22流体连接器、23头部壳体、24伺服作动器、25位移传感器、26伺服阀、28过渡壳体。

具体实施方式

针对液氧煤油运载火箭上面级的“空中冷起控”需求，本发明采用由“电机、电磁阀、单向阀、蓄能器和液动机、液压泵等”共同组成的伺服机构用液压能源装置。火箭起飞前，地面支持系统启动电机带动液压泵工作，当系统达到额定工作压力后，蓄能器内积蓄了一部分高压油液，电磁阀关闭、电机停机，依靠单向阀和电磁阀将此部分高压油液密封在蓄能器内；在发动机点火时刻，电磁阀打开，蓄能器内积蓄的高压液压油释放，为伺服机构动作提供瞬时液压能源，随后发动机涡轮泵泵后煤油建立起压力，液动机工作，接力成为伺服机构飞行动力。电机和液动机之间设置超越离合器：地面时，电机工作，超越离合器使电机和液动机之间的传动连接保持脱开状态，液动机保持静止状态；飞行时，液动机工作，超越离合器使电机和液动机之间的传动连接咬合，电机只起传递轴的功能。也有其它方案，例如：不用蓄压器和电磁阀保压，而为电机配备飞行用箭上电源，但对于较大功率的箭上电源，重量比电机本身更大，不划算；也可以不配套电机，而配套地面液压能源在发射前驱动伺服机构，但需解决箭上伺服机构与地面支持液压系统的连接和脱落问题，由此带来的箭上液压软管和流体连接器重量也不会比一个电机少。本发明采用的方案，电机在地面工作时由地面电气系统进行电控，飞行时不工作，不需要为电机配备飞行用箭上电源；电磁阀则分别由地面和飞行电气系统进行电控，使用和维护方便；电机在飞行时虽然是死重，但对于上面级功率级别的伺服机构，相比于其它技术方案而言，重量代价是相对较小的；并且，此电机还用于全部地面测试，可发挥最大效能。

针对液氧煤油发动机大范围推力调节时伺服机构控制能力自我适应问题，本发明采用“较大排量煤油液动机驱动较小排量液压泵”配合“恒速阀对煤油液动机进行恒速调节”的组合液压动力方案。由于液动机排量大，而伺服机构液压泵最大输出压力通常设置为恒定值且排量较小；因此，当引流煤油压力显著降低时，仍可以驱动液压泵，只要两者的排量关系匹配合理。而液动机的转速恒定则通过在引流高压油路上串联一个调速阀来实现，由此液压泵的转速也得以保持恒定。因此，当液氧煤油发动机泵后高压煤油压力大范围变化时，液压泵输出仍然保持可以恒定，从而保证伺服机构的控制性能维持不变。此方案的特点在于按照设计的工作点调定后，包括液动机和液压泵的排量关系以及恒速阀的压力流量工作点，伺服机构即可以自适应大范围的引流煤油压力范围，不需要多余的操作；而液动机由于结构紧凑，采用较大的排量，也不会给系统引入过多的重量。

针对两自由度及以上伺服机构系统的液压能源可靠性问题，针对两及以上自由度伺服机构系统的全功率地面测试和减重兼顾问题，本发明采在“两台伺服机构液压能源并联冗余”的基础上，提出“两台伺服机构只在其中一台上安装电机且其工作转速是液动机工作转速的约2倍”的方案。地面测试时，一台伺服机构上的电机工作，转速约是飞行时液动机工作的2倍，从而实现地面测试功率与飞行功率相等的目标；由于电机转速较高，体积和重量可以显著减小，提高系统的比功率；并且两台伺服机构共用一台电机，得以进一步降低重量，实现轻质化的全功率地面测试方案。另外一台伺服机构没有电机，在飞行时，由液动机直接驱动液压泵工作；地面测试时不工作，液动机和液压泵不工作，其能源通过液压能源并联冗余的方式由带有电机的那一台伺服机构提供。

本发明将以上液压能源装置与伺服作动器等其它部件在结构上集成在两种伺服机构单机上：一种集成液压能源装置A，称作“伺服机构A”；一种集成液压能源装置B，称作“伺服机构B”；伺服机构A和B之间采用液压能源冗余。当火箭需要一个推力矢量控制自由度，只需要配备一台伺服机构A；当需要两个时，配备伺服机构Ａ和伺服机构Ｂ各一台；当需要四个时，配套伺服机构Ａ和伺服机构Ｂ各两台。

此伺服机构和伺服机构系统具备“空中冷起控能力”、“发动机大范围推力变化适应能力”、“液压能源一度故障能力”和“轻质化全功率地面测试能力”，适用于高性能的液氧煤油火箭级、特别是高性能的液氧煤油火箭上面级。

下面结合附图对本发明进行详细描述：

本发明给出一种实施例。图1是本发明的液压能源方案原理图，图2是便于说明蓄能器提供瞬时液压能源的蓄能器状态变化简图，图3是便于说明液压能源适应引流压力大范围变化的原理说明图，图4是液压能源装置A的结构设计说明简图，图5是液压能源装置B的结构说明简图。本实施例中所提到的的液压泵、调速阀、蓄能器和油箱等部组件设计类型以及设计参数只为了说明本发明内容，也可以采用其它适用的类型和具体参数；结构设计说明简图也只是给出主体结构的布局关系，而没有表达元器件具体安装位置和液流通道的具体设计，但不影响发明内容的实现。

如图1所示，液压能源装置A由液动机1、电机2、液压泵3、超越离合器4、蓄能器5、电磁阀6、单向阀7和8、油箱9、安全阀10、液压油滤11、引流高压煤油油滤12、回流低压煤油油滤13、调速阀14、引流高压煤油连接器15、回流低压煤油连接器16等组成。液压能源装置B的液压能源装置没有电机2和超越离合器3，其它部分与伺服机构A完全相同。液压能源装置A和液压能源装置B之间通过液压软管17和18以及流体连接器19、20、21和22等实现液压能源冗余。实施例中，液动机1采用液压柱塞马达的形式，排量3mL/r，工作转速6000rpm，引流煤油流量约20L/min，引流压力变化范围15MPa～25MPa；电机2采用永磁同步电机的设计，采用计算机控制的中频电源控制，工作转速12000rpm，输出最大扭矩4.5Nm，重量约4.5kg；液压泵3采用恒压变量液压柱塞泵，最大排量1.25mL/r，额定工作压力21MPa，电机工作时转速12000rpm，液动机工作时6000rpm；调速阀14采用定压差减压流量调节阀的形式；蓄能器5和油箱9采用集成自增压式组件设计。

“空中冷起控”工作流程为：火箭起飞前40h，地面支持系统启动电机2→电机2带动液压泵3工作约40S（离合器4使液动机1与电机2脱开），液压系统达到额定工作压力21MPa，蓄能器5蓄压完毕→电磁阀6关闭→电机2停机，依靠单向阀5和电磁阀6的密封功能，将一部分高压油液保持在蓄能器中→发射→一级飞行→一级分离→二级发动机点火时刻，电磁阀6打开，蓄能器7内积蓄的高压液压油释放，提供瞬时液压能源→稍后约1s，发动机涡轮泵泵后煤油建立起压力，液动机1工作（超越离合器连接液动机10和电机1的主轴，电机只起传递机械能的功能），接力成为伺服机构飞行动力源。

蓄能器状态变化简图如图2，状态1为伺服机构非工作时，蓄能器容腔内为10.5MPa的高压氮气；状态2为伺服机构工作后21MPa状态或者电磁阀关闭蓄能器保压状态，氮气体积被高压液压油压缩为原来的1/2，由此存储了一部分高压液压油；状态3为电磁阀打开时的“空中冷起控”状态，高压液压油被高压氮气挤压用于伺服机构的瞬时液压能源。其中，蓄能器可以是活塞式或胶囊式，气体和液压油由活塞或者胶囊隔离。

针对适应液氧煤油发动机大范围的推力调节需要，采用较大排量规格液动机驱动较小规格液压泵的方案，如图3，基本数学关系如下：

D_m×(P_m-P_m0)×η=D_p×(P_p-P_p0)

其中，D_m、P_m、P_m0分别为液动机排量、液动机入口端高压煤油压力、回流低压煤油压力，D_p、P_p、P_p0分别为液压泵排量、液压能源装置内高压、液压能源装置内低压，η为传递效率，包含液压泵和液动机的容积和机械效率。为便于说明，液动机和液压泵均按定排量表达，P_m0和P_p0均取0，η取0.8。

液压泵的最大排量D_p=1.25mL/r和额定工作压力P_p=21MPa不变，则液动机高压端的压力P_m只需要10.94MPa即可。当引流煤油压力在15MPa和25MPa变化时，调速阀工作自动适应进口端的压力变化，将流量维持在20L/min左右，从而将液动机转速维持在6000rpm左右，液压泵转速也随之维持在6000rpm左右，保持了恒定的液压输出。液动机转速的调节由调速阀上的调节螺钉实现。调速阀原理与一般工业用单级液压调速阀相同。转速稳态调节精度可达±5%。

对于单摇摆自由度的液氧煤油发动机，采用伺服机构A即可。对于两及以上自由度的推力矢量控制系统而言，可以配套多台伺服机构A。

对于两及以上自由度伺服机构系统而言，为提高能源可靠性，在液压能源装置A和液压能源装置B之间采用两根液压软管17和18分别连接高压和低压部分，实现两台伺服机构之间液压能源的并联冗余。流体连接器19、20、21、22便于使用和维护。

对于两自由度及以上伺服机构系统，典型为2和4自由度，伺服机构A和伺服机构B数量相等，利用上述的液压能源并联冗余设计，同时为两台伺服机构提供地面测试动力，包括火箭起飞前的为蓄能器蓄压。对于上面级伺服机构而言，液压泵最大功率一般不大于10kW，且一般采用恒压变量柱塞泵，绝大部分时间工作在不大于5kW的中小功率工况，因此采用中频电机直接驱动是可以的；且将电机转速设计为液动机工作时转速的2倍左右，在地面测试时就可以满足两台伺服机构的测试需要，并且功率同飞行工况相同。由于转速提高了一倍，电机体积和重量也可以设计得更小，本例中的电机重量约4.5kg，只占两台伺服机构总重的不足7%。

伺服机构整机设计借鉴我国现有运载火箭的整体化设计模式，将液压能源和伺服作动器集成在一起，结构布局参照现有产品。因此本发明只给出结构设计的扼要说明。

图4是伺服机构A的结构设计说明简图。蓄能器5、油箱9、头部壳体23、伺服作动器24同轴布局，构成主体结构，彼此通过紧固件连接。

头部壳体做为液压能源部分和伺服作动器部分的机械连接结构，并且其上安装各种液压元件，包含伺服阀26、电磁阀6、单向阀7和8、油箱9、安全阀10、液压油滤11以及其它如电连接器、压力传感器、测量变换电子装置等必要的器件，同时做为高压和低压油的油液通道。蓄能器9和油箱5的局部结构也设计有液流通道。

蓄能器5的外端和伺服作动器24的活塞杆端部分别安装关节轴承，做为与发动机的机械安装和承力接口。伺服作动器内部内置位移传感器25，一端固定连接在活塞杆上，一端固定连接在壳体上，测量活塞杆的位移。

液动机1、电机2和液压泵3同轴安装，轴线与伺服机构的主体轴线平行，电机2与油箱9圆柱外表面一侧进行固定连接，液动机1和电机2间安装有超越离合器4，液动机1上集成引流高压煤油油滤12、回流低压煤油油滤13、调速阀14、引流高压煤油连接器15、回流低压煤油连接器16，液压泵3的高压输出口和低压回油口则分别通过液压管道与伺服机构的高压和低压连接。

图5为伺服机构B的结构设计说明简图，与伺服机构A的区别在于没有电机和超越离合器，液动机1和液压泵3之间通过一个过渡壳体28连接，过渡壳体28与油箱9圆柱外表面一侧固定连接。其它部件与伺服机构A相同，两者可以互换。

因此，对于一个两自由度的推力矢量控制系统而言，只需要两台伺服机构整机。便于系统安装、使用和维护。

本发明不仅适用于液氧煤油运载火箭伺服机构，本发明也同样适用于全部采用引流发动机高压液体燃料为动力的运载火箭伺服机构。

以上所述，仅以本发明的一个具体实施例。但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种运载火箭伺服机构液压能源装置，其特征在于：它包括液压能源装置A和液压能源装置B，所述的液压能源装置A包括液动机(1)，与液动机(1)相连的电机(2)，液动机(1)与电机(2)之间设有超越离合器(4)，与电机(2)相连的液压泵(3)，与液压泵(3)相连的第一单向阀(7)和第二单向阀(8)，在第一单向阀(7)和第二单向阀(8)之间设有电磁阀(6)，第二单向阀(8)与蓄能器(5)相连，蓄能器(5)与油箱(9)相连，第一单向阀(7)与安全阀(10)和液压油滤(11)分别相连，液动机(1)与回流低压煤油油滤(13)和调速阀(14)分别连接，回流低压煤油油滤(13)与回流低压煤油连接器(16)连接，调速阀(14)与引流高压煤油油滤(12)连接，引流高压煤油油滤(12)与引流高压煤油连接器(15)连接，所述的液压能源装置B没有电机(2)和超越离合器(4)，其它部分与液压能源装置A完全相同，液压能源装置A和液压能源装置B之间通过第一液压软管(17)和第二液压软管(18)以及第一流体连接器(19)、第二流体连接器(20)、第三流体连接器(21)和第四流体连接器(22)实现液压能源冗余。

2.如权利要求1所述一种运载火箭伺服机构液压能源装置，其特征在于：采用一台集成液压能源装置A的伺服机构A，用于单摇摆自由度的液氧煤油发动机推力矢量控制，采用一台集成液压能源装置A的伺服机构A和一台集成液压能源装置B的伺服机构B，伺服机构A和B之间实现液压能源冗余，用于两个摇摆自由度的液氧煤油发动机推力矢量控制，采用两个伺服机构A和两个伺服机构B，两两之间实现液压能源冗余，用于四个摇摆自由度的液氧煤油发动机推力矢量控制。

3.一种如权利要求2所述的运载火箭伺服机构适应液氧煤油发动机推力大范围变化的方法，其特征在于：

(1)采用较大排量规格液动机驱动较小排量规格的液压泵，在液动机引流煤油油路上串联调速阀，当发动机推力大范围变化时，伺服机构从发动机引流煤油压力也大范围变化，调速阀可以使得液动机在引流煤油压力变化范围内可以驱动液压泵并且保持转速恒定，使得液压能源装置输出功率能力不变，从而使得伺服机构控制性能不受发动机推力大范围变化的影响；

(2)液动机的排量D_m采用如下设计方法：

D_m×(P_m-P_m0)×η＝D_p×(P_P-P_p0)

其中，P_m、P_m0分别为液动机入口端高压的最低煤油压力、回流低压煤油压力，D_p、P_p、P_p0分别为液压泵排量、液压能源装置内高压、液压能源装置内低压，η为传递效率，包含液压泵和液动机的容积和机械效率，D_p、P_p、P_p0、P_m0和η分别由伺服机构参数设计、发动机设计和液动机及液压泵的产品特性决定，

P_m确定方法如下：

P_m＝(70％)×P_min

其中，P_min是发动机推力大范围变化时伺服机构从发动机引流压力大范围变化是的最低压力值，P_m和P_min是调速阀的高压端和低压端，70％是保证调速阀两端有足够的压降，以实现基本调速工作能力。