CN216695547U - 一种飞机起落架作动筒试验*** - Google Patents

Abstract

一种飞机起落架作动筒试验***，包括加载动作器、加载油源、作动筒试验件、高压油站、1号试验箱、液压油温度控制器、温度传感器Ⅱ、MOOG控制器、伺服阀Ⅰ、伺服阀Ⅱ、力传感器、位移传感器和试验夹具，加载油源出油口与伺服阀Ⅰ进油口连接，伺服阀Ⅰ出油口与加载动作器连接，高压油站出油口与伺服阀Ⅱ进油口连接，伺服阀Ⅱ两路出油口分别通过隔离缸分别连接有加热器，加热器和作动筒试验件连接，MOOG控制器分别与伺服阀Ⅰ、伺服阀Ⅱ、力传感器和位移传感器连接，伺服阀Ⅰ和力传感器分别与加载作动器连接，伺服阀Ⅱ和位移传感器与作动筒试件连接。为作动筒类的产品的研发提供一个更为真实的模拟环境。

Description

一种飞机起落架作动筒试验***

技术领域

本实用新型涉及一种试验***，更具体的说涉及一种飞机起落架作动筒试验***，属于试验技术领域。

背景技术

起落架是飞机的重要组成部分，其主要应用于飞机起飞、着陆、地面滑行和停放等，吸收和消散飞机在着陆和地面运动过程中所产生的各种能量。其中，起落架收放作动筒在工作中会同时受到外力、环境温度、液压***介质温度等作用。目前，作动筒产品的疲劳试验通常在常温环境下使用常温液压油进行简单的拉伸和压缩考核；但是，该种方式无法模拟飞行器在高速飞行后产生的高温环境以及工作介质因高温环境和工作导致介质温度超过环境温度的状态，也难以实现作动筒不同行程对应不同负载的的复杂工况条件。

发明内容

本实用新型的目的在于针对现有技术中存在的上述问题，提供一种飞机起落架作动筒试验***。

为实现上述目的，本实用新型的技术解决方案是：一种飞机起落架作动筒试验***，包括加载动作器、加载油源、作动筒试件、高压油站、1号试验箱、液压油温度控制器、温度传感器Ⅱ、MOOG控制器、伺服阀Ⅰ、伺服阀Ⅱ、力传感器、位移传感器和试验夹具，所述的加载动作器和作动筒试件分别固定在试验夹具上，所述的加载油源出油口通过液压管道与伺服阀Ⅰ进油口连接，所述的伺服阀Ⅰ出油口通过液压管道与加载动作器连接，所述的高压油站出油口通过液压管道与伺服阀Ⅱ进油口连接，所述的伺服阀Ⅱ两路出油口通过液压管道分别连接有隔离缸，所述的两个隔离缸通过液压管道分别连接有液压油加热器，所述的液压油加热器通过液压管道和作动筒试件连接，所述的液压油温度控制器通过信号线分别与液压油加热器、1号试验箱和温度传感器Ⅱ连接，所述的温度传感器Ⅱ设置在作动筒试件的滑油入口处，所述的MOOG控制器通过信号线分别与伺服阀Ⅰ、伺服阀Ⅱ、力传感器和位移传感器连接，所述的伺服阀Ⅰ和力传感器分别与加载动作器连接，伺服阀Ⅱ和位移传感器与作动筒试件连接。

还包括有2号温度试验箱、引风机、温度传感器Ⅰ和保温箱，所述的2号温度试验箱通过风管与引风机连接，所述的引风机通过风管与保温箱连接，所述的2号温度试验箱通过信号线与温度传感器Ⅰ连接，所述的温度传感器Ⅰ设置在保温箱中。

所述的试验夹具包括有通用基座、线性轴承和双耳，所述的加载动作器与作动筒试件之间通过线性轴承连接，作动筒试件和加载动作器通过铁梢与双耳连接，所述的力传感器安装在加载动作器顶端，且力传感器与线性轴承中间圆轴左端连接，所述的位移传感器通过支架安装在作动筒试件外壳上，位移传感器的拉线安装在线性轴承中间圆轴右端。

所述连接液压油加热器与作动筒试件之间的液压管道通过1号试验箱。

与现有技术相比较，本实用新型的有益效果是：

本实用新型能够模拟作动筒类产品实际工作环境，为作动筒类的产品的研发提供一个更为真实的模拟环境；且本试验***经济安全，方便实施，可为作动筒类产品提供更为准确的检测结果，利用试验方法上的有效投入优化质量控制，帮助企业取得制造经济性与质量安全之间的平衡。

附图说明

图1是本实用新型结构原理图。

图中：液压油加热器1，1号试验箱2，伺服阀Ⅰ3，试验夹具4，加载动作器5，力传感器6，线性轴承7，保温箱8，位移传感器9，作动筒试件10，温度传感器Ⅰ11，温度传感器Ⅱ12，风管13，引风机14，2号试验箱15，液压油温度控制器16，隔离缸17，伺服阀Ⅱ18，高压油站19，加载油源20，MOOG控制器21。

具体实施方式

以下结合附图说明和具体实施方式对本实用新型作进一步的详细描述。

参见图1，一种飞机起落架作动筒试验***，包括加载动作器5、加载油源20、作动筒试验件10、高压油站19、1号试验箱2、液压油温度控制器16、温度传感器Ⅱ12、MOOG控制器21、伺服阀Ⅰ3、伺服阀Ⅱ18、力传感器6、位移传感器9和试验夹具4，所述的加载动作器 5和作动筒试件10分别固定在试验夹具4上。

参见图1，本试验***中MOOG控制器21、伺服阀Ⅰ3、伺服阀Ⅱ18、力传感器6、位移传感器9和试验夹具4构成控制***；所述的MOOG控制器21通过信号线分别与伺服阀Ⅰ3、伺服阀Ⅱ18、力传感器6和位移传感器9连接，所述的伺服阀Ⅰ3和力传感器6分别与加载作动器5连接，伺服阀Ⅱ18和位移传感器9与作动筒试件10连接。控制***根据力传感器6 和位移传感器9反馈的信号进行随动控制，实现作动筒试件10的位移和对其施加的外力载荷满足试验条件。

参见图1，本试验***中加载油源20和加载动作器5构成加载***，所述的加载油源20 出油口通过液压管道与伺服阀Ⅰ3进油口连接，所述的伺服阀Ⅰ3出油口通过液压管道与加载动作器5连接；加载***的主要作用是根据控制***发出的控制信号对作动筒试件10施加外力载荷。

参见图1，本试验***中高压油站19、隔离缸17、液压油加热器1、1号试验箱2、液压油温度控制器16和温度传感器Ⅱ12构成液压油温控***。所述的高压油站19出油口通过液压管道与伺服阀Ⅱ18进油口连接，所述的伺服阀Ⅱ18两路出油口通过液压管道分别连接有隔离缸17，所述的两个隔离缸17通过液压管道分别连接有液压油加热器1；所述的液压油加热器1通过液压管道和作动筒试件10连接。所述的液压油温度控制器16通过信号线分别与液压油加热器1、1号试验箱2和温度传感器Ⅱ12连接，所述的温度传感器Ⅱ12设置在作动筒试件10的滑油入口处。高压油站19根据控制***发出的控制信号提供高压滑油，隔离缸17主要将高压油站中的高压滑油回路与流经作动筒试件10中的高温/低温的航空滑油回路进行物理隔绝，同时又实现液压的实时传递；液压油加热器1对流经作动筒试件10中的高温/低温的航空滑油回路进行加热。1号试验箱2主要提供低温环境，航空滑油回路中一段蛇形管道放置于1号试验箱，通过热交换实现对航空滑油降温；温度传感器Ⅱ12测量滑油温度，并反馈给液压油温控制器16实现闭环控制，以满足作动筒试件的介质(滑油)温度条件。

参见图1，本***还包括有2号温度试验箱15、引风机14、温度传感器Ⅰ11和保温箱8， 2号温度试验箱15、引风机14、温度传感器Ⅰ11和保温箱8构成高低温环境***。所述的2号温度试验箱15通过风管13与引风机14连接，所述的引风机14通过风管13与保温箱8连接，所述的2号温度试验箱15通过信号线与温度传感器Ⅰ11连接，所述的温度传感器Ⅰ11 设置在保温箱8中。试验时，作动筒试件10放置于保温箱8中，2号温度试验箱15中产生高温/低温的空气，在引风机14作用下，通过风管13运输至保温箱8中。保温箱8中的温度传感器Ⅰ11采集保温箱8中实时温度并反馈至2号温度试验箱15，2号温度试验箱15根据温度反馈调节箱内空气的温度，实现保温箱8中环境温度的闭环控制，以满足作动筒试验件的环境温度条件。

参见图1，所述的试验夹具4包括有线性轴承7，所述的加载动作器5与作动筒试件10之间通过线性轴承7连接，线性轴承7可以保证作动筒试件10和加载动作器5的行径再同一轴心上，避免二者偏心造成加载动作器5和作动筒试件10的损坏。所述的力传感器 6安装在加载动作器5顶端，且力传感器6与线性轴承7中间圆轴左端连接，在力的传递路径上。所述的位移传感器9使用支架安装在作动筒试件10外壳上，位移传感器9的拉线使用支架安装在线性轴承7中间圆轴右端；这样拉线变化长度就是作动筒试件10活塞杆变化长度，从而测量作动筒试件10活塞杆位移量。

参见图1，所述的试验夹具4还包括有通用基座和双耳，所述的作动筒试件10和加载作动器5通过铁梢与双耳连接。更换不同规格的双耳可以实现不同尺寸的试件测试要求，整套试验夹具4再在设计时进行计算分析，保证强负载时试验夹具4的强度。

参见图1，所述连接液压油加热器1与作动筒试件10之间的液压管道通过1号试验箱 2。1号试验箱2主要提供了一个环境，连接液压油加热器1与作动筒试件10的液压管道从1号试验箱2中穿过，穿过部分管道为金属管，当1号试验箱2中为低温环境时，能通过热传递实现对液压管中油液的降温。

参见图1，本***中加载油源20压力为0Mpa至21Mpa可调，配合10KN、30KN、50KN、100KN、500KN、1000KN规格加载动作器5以及伺服阀Ⅰ3的控制可实现0-1000KN的力载荷调节。高压油站19压力为0Mpa至35Mpa可调，配合伺服阀Ⅱ18的控制可保障作动筒试件10 以位移作控制信号的同时与加载动作器5之间力值也能处于随动平衡。隔离缸17可隔温不隔压，压力正常传递的同时可避免高温液压油回流至油源，保证油源处于常温下工作，降低了对油源的耐高温要求。力传感器6有A-B桥，通过观察A桥和B桥的力值的一致性，可以判断加载动作器5与作动筒试件10轴心的一致性。液压油加热器1能在滑油10L/min流量下实现滑油温度常温至200℃可调，可补偿液压油管输送过程中的热量损失，使作动筒试件10的滑油油温符合温度要求。1号试验箱2有效空间内温度-70℃至150℃可调，并通过温度传感器Ⅰ11的反馈进行调节，使作动筒试件10所在的保温箱达到环境温度条件。引风机14能以240m³/h速率将温湿箱中高温/低温空气引入到保温箱8，使作动筒试件10无需整体放入温箱中，方便实时观察与操作。作动筒试件10的位移和外力载荷可根据实际需要变化，以满足不同产品的不同工况要求。

参见图1，试验前，根据试验件安装特性，设计和加工工装，根据产品的设计载荷的匹配量程合适的加载动作器5和加载油源20和高压油站19的压力；调节试验夹具4线性轴承7和两端双耳的位置，使加载动作器5和作动筒试件10在同一轴心上；加载动作器5先预加载，观察力传感6的A、B桥的数值是否基本一致，以此验证信号正确性。将液压油加热器1 和1号试验箱2开启，设置试验温度，使通过作动筒试件10的滑油温度达到试验要求并稳定。将2号试验箱15设定到指定温度，引风机14开启将温箱15中的高温/低温空气引入至保温箱8中，使保温箱8中环境温度达到试验要求并稳定。打开加载油源20和高压油站19，设置好加载曲线，对整个试验***进行联合调试，确保试验***可靠连接且运动部件运转流畅。

参见图1，正式试验时，MOOG控制器21按力-时间谱给伺服阀Ⅰ3下达控制信号，通过力传感器6的反馈，实现对加载力的闭环控制，同时设置力值保护。MOOG控制器21按位移-时间谱给伺服阀Ⅱ18下达控制信号，通过位移传感器9的反馈，实现对作动筒试件10位移的闭环控制，同时设置好位移保护；通过调整PID值使力和位移的偏离在容差范围内，作动筒试件达到位移和力随动平衡状态。至此，作动筒试件10环境温度、介质温度、外力载荷、活塞位移四个应力条件同时达到，在该条件下进行指定次数的伸长-回收循环，以考核试件的抗疲劳能力。因此，本***能够实现飞机起落架作动筒环境温度、介质(滑油)温度、外力载荷、活塞位移四个应力条件下的复合耐久性试验。

以上内容是结合具体的优选实施方式对本实用新型所作的进一步详细说明，不能认定本实用新型的具体实施只局限于这些说明。对于本实用新型所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，上述结构都应当视为属于本实用新型的保护范围。

Claims (5)

1.一种飞机起落架作动筒试验***，其特征在于：包括加载动作器(5)、加载油源(20)、作动筒试件(10)、高压油站(19)、1号试验箱(2)、液压油温度控制器(16)、温度传感器Ⅱ(12)、MOOG控制器(21)、伺服阀Ⅰ(3)、伺服阀Ⅱ(18)、力传感器(6)、位移传感器(9)和试验夹具(4)，所述的加载动作器(5)和作动筒试件(10)分别固定在试验夹具(4)上，所述的加载油源(20)出油口通过液压管道与伺服阀Ⅰ(3)进油口连接，所述的伺服阀Ⅰ(3)出油口通过液压管道与加载动作器(5)连接，所述的高压油站(19)出油口通过液压管道与伺服阀Ⅱ(18)进油口连接，所述的伺服阀Ⅱ(18)两路出油口通过液压管道分别连接有隔离缸(17)，所述的两个隔离缸(17)通过液压管道分别连接有液压油加热器(1)，所述的液压油加热器(1)通过液压管道和作动筒试件(10)连接，所述的液压油温度控制器(16)通过信号线分别与液压油加热器(1)、1号试验箱(2)和温度传感器Ⅱ(12)连接，所述的温度传感器Ⅱ(12)设置在作动筒试件(10)的滑油入口处，所述的MOOG控制器(21)通过信号线分别与伺服阀Ⅰ(3)、伺服阀Ⅱ(18)、力传感器(6)和位移传感器(9)连接，所述的伺服阀Ⅰ(3)和力传感器(6)分别与加载动作器(5)连接，伺服阀Ⅱ(18)和位移传感器(9)与作动筒试件(10)连接。

2.根据权利要求1所述的一种飞机起落架作动筒试验***，其特征在于：还包括有2号温度试验箱(15)、引风机(14)、温度传感器Ⅰ(11)和保温箱(8)，所述的2号温度试验箱(15)通过风管(13)与引风机(14)连接，所述的引风机(14)通过风管(13)与保温箱(8)连接，所述的2号温度试验箱(15)通过信号线与温度传感器Ⅰ(11)连接，所述的温度传感器Ⅰ(11)设置在保温箱(8)中。

3.根据权利要求1所述的一种飞机起落架作动筒试验***，其特征在于：所述的试验夹具(4)包括有线性轴承(7)，所述的加载动作器(5)与作动筒试件(10)之间通过线性轴承(7)连接，所述的力传感器(6)安装在加载动作器(5)顶端，且力传感器(6)与线性轴承(7)中间圆轴左端连接，所述的位移传感器(9)安装在作动筒试件(10)上，位移传感器(9)的拉线安装在线性轴承(7)中间圆轴右端。

4.根据权利要求3所述的一种飞机起落架作动筒试验***，其特征在于：所述的试验夹具(4)还包括有通用基座和双耳，所述的作动筒试件(10)和加载动作器(5)通过铁梢与双耳连接。

5.根据权利要求1所述的一种飞机起落架作动筒试验***，其特征在于：连接所述液压油加热器(1)与作动筒试件(10)之间的液压管道通过1号试验箱(2)。

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