一种反压力试验装置及其方法制造方法及图纸

本发明专利技术涉及飞机液压系统试验，尤其涉及一种飞机油箱增压回路试验验证的反压力试验装置与试验方法。本装置与测试方法，模拟起落架收放系统、刹车系统、转弯系统和襟翼、减速板及主舵面等的回油冲击，实现液压系统的容差、回油速度和机械反冲，在液压系统各用户使用范围内全面检测谐振点，排除隐患，保证系统安全。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及飞机液压系统试验，尤其涉及一种飞机油箱增压回路试验验证的反压 力试验装置与试验方法。
技术介绍
在飞机研制过程中，起落架收放、襟翼收放等作动筒突然换向会导致回油管路及 附件产生液压冲击，造成自增压油箱贮油腔和增压管路内压力突变，液压冲击对油箱增压 系统中的压力波动影响比较大，如果增压系统的附件如优先阀、安全活门设计不合理或产 品性能下降时就会发生谐振，严重时导致系统管路断裂。如某型号飞机由于油箱增压回路 产品性能下降，出现液压系统管路高频振动，管路断裂，出现飞行事故征候。液压能源系统 油箱增压回路设计是否满足技术指标要求，国内一般要到首飞前液压系统与起落架控制系 统、飞控系统全机交联试验时，才能进行试验验证。在原理试验阶段，目前没有相关的试验 设备及其方法可供使用，来完成试验验证工作。
技术实现思路
本专利技术的目的是：提供一种飞机液压能源系统增压回路试验验证的装置与测试方 法，模拟起落架收放系统、刹车系统、转弯系统和襟翼、减速板及主舵面等的回油冲击，实现 液压系统的容差、回油速度和机械反冲，在液压系统各用户使用范围内全面检测谐振点，排 除隐患，保证系统安全。 本专利技术的技术方案是：一种反压力试验装置，其特征在于，液压源供压管路P接到 机载液压系统用户供压管路处，液压油通过手动节流阀1、单向阀4给伺服阀6供压，蓄压器 9通过电磁阀5控制也向伺服阀6供压，伺服阀6控制作动筒7的运动速度，控制系统回油 经流量传感器3和手动节流阀1回到液压源回油管路R，液压源回油管路R接到机载液压 系统用户回油管路处。控制器10根据试验项目设置的油箱容积差、回油速度和机械末端反 冲量值，采集压力传感器2的信号S1以及流量传感器3的信号S2,形成闭环反馈，通过信 号S5控制电磁阀5、信号S6控制伺服阀6工作，同时对压力传感器2产生的信号S1、位移 传感器8产生的信号S4进行监视。 手动节流阀1避免反压力试验装置不用时对机载液压系统阻抗的影响。 单向阀4防止蓄压器9工作时对机载系统压力造成波动。 作动筒7为直线作动筒，容积差由液压系统正常工作的油箱最低油位和最高油位 决定。 蓄压器9通过控制电磁阀5模拟机械系统末端反冲，瞬间提供压力冲击，压力冲击 的大小和持续时间决定蓄压器的容积和充气压力。 回油路上设置的压力传感器2、流量传感器3、可根据试验需求，形成冲击压力闭 环反馈或回油速度反馈。 控制器10可选用但不限于工程控制计算机、PLC、单片机、单板计算机。 一种反压力试验方法包括以下试验步骤： 步骤A :先模拟回油压力，根据液压能源系统各用户的最大运动速度，分别计算出 各系统的最大回油流量，控制器10根据设定的回油流量将控制信号给伺服阀6控制作动筒 7的运动速度，分别实现各用户回油压力的模拟。 步骤B :再模拟有末端反冲的液压用户，电磁阀5先处于关闭状态，先按步骤A进 行模拟，当运动到末端时，瞬间电磁阀5打开，蓄压器9快速补油，电磁阀5再根据反冲量快 速关闭。 步骤C:复合模拟，当有多个液压用户同时工作时，将各液压用户时间流量曲线叠 加，按步骤A和步骤B同时进行模拟。 本专利技术所产生的有益效果：通过反压力试验装置及其方法，实现了飞机油箱增压 回路设计方案的试验验证，使得在原理试验阶段就对油箱增压回路方案和液压附件的匹配 性进行验证，避免了液压能源系统与飞控系统、起落架控制等系统进行全系统交联试验时 才能对油箱增压回路进行试验验证，规避了研制风险；同时通过反压力试验装置，模拟了全 部液压能源系统用户，在原理试验阶段避免了建设真实机载液压能源用户的经费和时间， 先按飞机各系统分别进行试验，交联部分用模拟设备代替，扩展了试验的深度，降低了试验 的难度。【附图说明】 图1是本专利技术反压力试验装置原理图； 其中，1-手动节流阀、2-压力传感器、3-流量传感器、4-单向阀、5-电磁阀，6-伺 服阀、7-作动筒、8-位移传感器、9-蓄压器、10-控制器、S1-系统回油压力信号、S2-回油流 量信号、S3-系统高压路压力信号、S4-作动筒位移传感器信号、S5-电磁阀控制信号、S6-伺 服阀控制信号。【具体实施方式】 下面结合说明书附图对本专利技术作进一步详细描述。 在某飞机液压能源系统试验时已使用了，现就对其 进行详细说明。 参见图1，这是本专利技术的一个实施例。液压源供压管路P接到机载液压能源系统用 户供压管路处，液压源可以是飞机液压系统泵高压出口或地面液压源供压管路，液压油通 过手动节流阀1、单向阀4给伺服阀6供压，提供基本的压力源，蓄压器9通过电磁阀5控制 也向伺服阀6供压，提供瞬间系统压力需求，伺服阀6控制作动筒7的运动速度，控制系统 回油经流量传感器3和手动节流阀1回到供压管路回油R，供压管路回油R接到机载液压系 统用户回油管路处。实现所需反压力的模拟，控制器10根据不同的试验项目，例如起落架 收放、刹车、副翼舵面偏转等试验，设置的系统两种状态下的油箱容积差、试验系统的回油 速度和液压作动筒机械末端反冲量值，控制器10采集压力传感器2的信号S1、流量传感器 3的信号S2、根据反馈量的不同，形成压力或流量闭环反馈，模拟系统的反压力对液压系统 产生的冲击。通过信号S5控制电磁阀5、信号S6控制伺服阀6工作，同时对压力传感器2 产生的信号S1、位移传感器8产生的信号S4进行压力或位移量的监视，实现反压力试验装 置的动态过程监控，真实模拟飞机液压系统反压力的动态试验过程。 根据某飞机正常工作时系统提供流量约50L/min，油箱油位变化5L，变化时间最 短为15s，一种最有利本明实施的附件选型如下： 1、手动节流阀 1 :HYDAC 公司 KHB-25-F3-11141-02X ; 2、压力传感器2 :GE公司UNIK5000 ; 3、流量传感器3 :西德福公司VC0F1P ; 4、单向阀 4 :9C1600S PARKER ; 5、电磁阀 5 :PARKER 公司； 6、伺服阀 6 :FF113-400609 ; 7、位移传感器 8 :AMS-S-300-Vl 8、蓄压器 9 :NXQ-A-40/31. 5-F-Y299 黎明 9、控制器10 :研华工业控制计算机及板卡 10、最利于本专利技术实施的作动筒7参数计算方法如下： 缸体内径为Φ 30; 活塞大端面直径D = 30cm，长12cm ; 活塞行程10cm ; 活塞小端面直径计算如下：可得活塞小端面直径d = 25. 23 cm，取活塞小端面直径为26cm，设计长度为20cm。 指标满足系统要求。 系统硬件平台搭建好后，连接到机载液压系统，系统软件根据液压能源系统各用 户工作时的流量变化实现回油流量压力的模拟。 一种反压力试验方法，本方法包括以下步骤： 步骤A :先模拟回油压力，根据液压能源系统各用户的最大运动速度，分别计算出 各系统的最大回油流量，控制器10根据设定的回油流量将控制信号给伺服阀6控制作动筒 7的运动速度，分别实现各用户回油压力的模拟。 步骤B :再模拟有末端反冲的液压用户，电磁阀5先处于关闭状态，先按步骤A进 行模拟，当运动到末端时，瞬间电磁阀5打开，蓄压器9快速补油，电磁阀5再根据反冲量快 速关闭。 步骤C:复合模拟，当有多个液压用户同时工作时，将本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种反压力试验装置，其特征在于，液压源供压管路P接到机载液压系统用户供压管路处，液压油通过手动节流阀(1)、单向阀(4)给伺服阀(6)供压，蓄压器(9)通过电磁阀(5)控制也向伺服阀(6)供压，伺服阀(6)控制作动筒(7)的运动速度，控制系统回油经流量传感器(3)和手动节流阀(1)回到液压源回油管路R，液压源回油管路R接到机载液压系统用户回油管路处；控制器(10)根据试验项目设置的油箱容积差、回油速度和机械末端反冲量值，采集压力传感器(2)的信号S1以及流量传感器(3)的信号S2，形成闭环反馈，通过信号S5控制电磁阀(5)、信号S6控制伺服阀(6)工作，同时对压力传感器(2)产生的信号S1、位移传感器(8)产生的信号S4进行监视。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：高承雍，薛峰，王定卯，王朝晖，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61