一种飞机起落架作动筒试验系统技术方案

一种飞机起落架作动筒试验系统，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。境。境。

【技术实现步骤摘要】
一种飞机起落架作动筒试验系统


[0001]本专利技术涉及一种试验系统，更具体的说涉及一种飞机起落架作动筒试验系统，属于试验


技术介绍

[0002]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、液压系统介质温度等作用。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。

技术实现思路

[0003]本专利技术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系统。
[0004]为实现上述目的，本专利技术的技术解决方案是：一种飞机起落架作动筒试验系统，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，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验件连接，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设置在作动筒试验件的滑油入口处，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作动器连接，伺服阀Ⅱ和位移传感器与作动筒试件连接。
[0005]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。
[0006]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验件之间通过线性轴承连接，作动筒试件和加载作动器通过铁梢与双耳连接，所述的力传感器安装在加载作动器顶端，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验件外壳上，位移传感器的拉线安装在线性轴承中间圆轴右端。
[0007]所述连接液压油加热器与作动筒试验件之间的液压管道通过1号试验箱。
[0008]与现有技术相比较，本专利技术的有益效果是：
[0009]本专利技术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；且本试验系统经济安全，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
[0010]图1是本专利技术结构原理图。
[0011]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
[0012]以下结合附图说明和具体实施方式对本专利技术作进一步的详细描述。
[0013]参见图1，一种飞机起落架作动筒试验系统，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。
[0014]参见图1，本试验系统中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构成控制系统；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。控制系统根据力传感器6和位移传感器9反馈的信号进行随动控制，实现作动筒试验件10的位移和对其施加的外力载荷满足试验条件。
[0015]参见图1，本试验系统中加载油源20和加载动作器5构成加载系统，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；加载系统的主要作用是根据控制系统发出的控制信号对作动筒试验件10施加外力载荷。
[0016]参见图1，本试验系统中高压油站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构成液压油温控系统。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验件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设置在作动筒试验件10的滑油入口处，。高压油站19根据控制系统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验件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对流经作动筒试验件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，以满足作动筒试验件的介质(滑油)温度条件。
[0017]参见图1，本系统还包括有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构成高低温环境系统。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，作动筒试验件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。
[0018]参见图1，所述的试本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞机起落架作动筒试验系统，其特征在于：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验件(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)设置在作动筒试验件(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)分别与加载作动器(5)连接，伺服阀Ⅱ(18)和位...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘浩，高飞，王灿辉，邵康，罗旺，王杰，黄泽彧，张世奇，谢志鹏，翟浩强，
申请(专利权)人：北京强度环境研究所，
类型：发明
国别省市：