一种航空液压泵及液压管路性能测试实验台

摘要

本发明提出了一种航空液压泵及液压管路性能测试实验台，包括：油源系统，其包括航空液压泵和电机；待测航空管路，其通过连接管道与所述油源系统连接；载荷加载系统，其包括冲击载荷加载装置、温度载荷加载装置、机体载荷加载装置和振动载荷加载装置，所述载荷加载系统模拟航空环境中的叠加载荷并将所述叠加载荷加载到所述航空管路上；传感器，其安装在所述油源系统与所述航空管路上；以及数据采集与处理装置，其与所述传感器连接，采集所述传感器的数据并对采集的数据进行处理。该测试实验台能复现航空液压管路的振动、环境温度、机体变形、油液压力等多种复杂载荷叠加加载形式，使得实验测试数据更接近和符合实际航空工况。

说明书

技术领域

本发明涉及航空实验测试领域，尤其涉及一种航空液压泵及液压管路性能测试实验台。

背景技术

上世纪六十年代，我国的统计数据表明民机和军机等由于管路故障而导致飞机失事的次数占失事总数的60％。受空间布局局限性的影响，航空液压管路系统具有管路数量多、空间构型复杂、载荷叠加等特点。近年来，油源系统向“高速高压高功重比”的方向快速发展，导致航空液压管路受多种载荷叠加的影响，失效更加严重。我国现役飞机(含发动机)的管路失效的故障率占到元件类故障的52％。因此，对飞机油源系统和航空液压管路载荷叠加的研究对于提高航空液压管路的可靠性与寿命具有重要意义。

由于实验能够更直接地揭示航空液压管路在不同工况下的载荷叠加，因此成为研究的主要手段。而采用完备的实验条件以充分地复现航空液压管路在全飞行包线内承受的实际载荷叠加，则是实验研究结果准确可靠的必要保证。受制于油源系统工作环境的特殊性，航空液压管路实验要求严苛，具有系统压力及流量特性特殊、管路空间布局复杂、载荷复现难度大、需采集和控制的实验数据庞杂的特点。现有的管路振动实验台虽具有一定的载荷模拟及数据采集能力，但均不具备完整复现航空液压管路系统在全飞行包线下叠加载荷的条件，无法满足航空液压管路性能测试的实验研究要求。其中，文献“航空发动机液压管路振动环境实验测试系统设计”中描述的实验台仅由液压动力单元、信号采集与控制单元、基础环境激振单元三部分组成，且只能实现振动载荷的施加；文献“飞机液压系统泵-管路振动特性研究”在地面模拟实验台上进行振动与应力测试，实验系统原理较为简单。

发明内容

针对现有技术中所存在的上述技术问题的部分或者全部，本发明提出了一种航空液压泵及液压管路性能测试实验台，该测试实验台能复现航空液压管路的振动、环境温度、机体变形、油液压力等多种复杂载荷叠加加载形式，使得实验测试数据更接近和符合实际航空工况。

为了实现以上发明目的，本发明提出了一种具有以下结构的航空液压泵及液压管路性能测试实验台，包括：

油源系统，其包括航空液压泵以及与该航空液压泵连接的电机；

待测航空管路，其通过连接管道与所述油源系统连接；

载荷加载系统，其包括冲击载荷加载装置、温度载荷加载装置、机体载荷加载装置和振动载荷加载装置，所述载荷加载系统模拟航空环境中的叠加载荷并将所述叠加载荷加载到所述航空管路；

传感器，其安装在所述油源系统与所述航空管路上；以及

数据采集与处理装置，其与所述传感器连接，采集所述传感器的数据并对采集的数据进行处理。

在本发明中，通过模拟冲击载荷加载装置、温度载荷加载装置、机体载荷加载装置和振动载荷加载装置的叠加环境，可以实现对航空液压泵和液压管路更精确和更符合实际工况的测试，以满足在航空液压管路性能测试的实验研究要求。

在一种实施方案中，所述测试实验台还包括导管安装台架，所述导管安装台架设在所述航空管路下方以固定和支撑所述航空管路，所述导管安装台架上按照飞机实际管路模型设有多个管路支架，所述管路支架连接和固定所述待测航空管路。管路支架一般设在待测航空管路需要测试和支撑的部位，比如在航空管路的直管段每隔一段距离设置一个管路支架，或在靠近管路弯曲和连接的地方设置管路支架等。

在一种实施方案中，所述电机采用变频电机，所述航空液压泵采用变量泵；通过改变所述航空液压泵的转速和斜盘倾角以测试所述航空液压泵在不同压力和流量下的振动特性。通过变频电机和变量泵结合实现不同压力和流量下变量泵的振动特性模拟。

在一种实施方案中，所述油源系统的最大工作压力为31.5MPa，最大流量为92L/min。该油源系统的压力和流量均可调可控，工作压力和流量适用于28MPa压力体制下的一般大型客机及军用航空液压泵与航空管路的性能测试。

在一种实施方案中，所述温度载荷加载装置采用高精度温控箱，所述航空液压泵出口连接换向阀，所述换向阀的其中一个方向连接所述高精度温控箱，所述高精度温控箱的出口连接所述待测航空管路。通过高精度温控箱对油液进行加热，然后将加热后的油液输送到待测航空管路，实现温度载荷加载。

在一种实施方案中，换向阀可采用高压球阀的三通管接头替代，所述航空液压泵出口连接安装有高压球阀的三通管接头，通过高压球阀的开启或关闭来控制油液流向。所述三通管接头的其中一个方向连接所述高精度温控箱，所述高精度温控箱的出口连接所述待测航空管路。通过高精度温控箱对油液进行加热，然后将加热后的油液输送到待测航空管路，实现温度载荷加载。

在一种实施方案中，所述高精度温控箱可为所述待测航空管路提供最高135℃的高温油液以模拟高温加载负荷，控制精度为0.01℃。

在一种实施方案中，所述振动载荷加载装置包括输出板卡、功率放大器、模态激振器和振动夹具，所述输出板卡输出的控制信号经功率放大器放大后驱动所述模态激振器输出激振力，所述模态激振器与所述振动夹具连接，所述振动夹具连接所述待测航空管路，通过所述振动夹具从而将振动载荷加载到所述待测航空管路上。

在一种实施方案中，所述模态激振器下方设有用于支撑的激振器安装底座，所述激振器安装底座包括底座本体和升降台，所述底座本体与所述升降台之间通过升降机构连接实现对所述升降台的升降。例如，所述底座本体与所述升降台采用齿轮齿条结构来实现精准的升降操作。其中，齿轮齿条结构设置在所述底座本体内部，所述底座本体外部还设有控制机构，所述控制机构可以是手动操作的也可以是自动控制的。

在一种实施方案中，所述传感器包括：用于检测所述电机转速的转速传感器、用于检测所述航空液压泵的出口压力与流量的压力传感器与流量传感器、用于检测所述航空管路温度的温度传感器、用于检测所述航空管路的表面应力应变及振动的应变片与加速度传感器。

在一种实施方案中，所述机体载荷加载装置包括直线位移加载台和角位移加载台，通过直线位移加载台和角位移加载台将机体变形通过力和力矩加载到所述航空管路。所述直线位移加载台和角位移加载台可以结合做成一个整体，所述直线位移加载台和角位移加载台也可以独立设置分别对航空管路进行加载。

在一种优选的实施方案中，优选所述直线位移加载台和角位移加载台均安装有检测仪器，所述角位移加载台上安装的检测仪器包括高精度数显水平仪和角度仪，所述直线位移加载台上安装的检测仪器包括数显力矩扳手、游标卡尺和千分尺。

在一种优选的实施方案中，所述冲击载荷加载装置采用航空液压泵提供压力油液，所述航空液压泵与航空管路的入口端之间的管路上连接有第一溢流阀，所述第一溢流阀连接有换向控制阀，所述航空管路的出口端连接有第二溢流阀，通过航空液压泵、第一溢流阀、换向控制阀和第二溢流阀实现冲击载荷加载。在实际操作中，关闭起到背压阀作用的第二溢流阀，调节换向控制阀到非卸荷位置，并调整第一溢流阀的载荷，启动航空液压泵，实现冲击载荷加载。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

本发明的航空液压泵及液压管路性能测试实验台实现了航空液压泵转速、流量、压力可调，并完整复现了航空液压管路的振动、环境温度、机体变形、油液压力等多种复杂载荷叠加加载形式，使得实验测试数据更接近和符合实际航空工况，测试精准度更高、可参考性更强。同时载荷加载方便，还能实现对多种载荷的检测和多种实验数据的采集，并实现对实验数据的处理。

附图说明

下面将结合附图来对本发明的优选实施例进行详细地描述，在图中：

图1显示了本发明的航空液压泵及液压管路性能测试实验台的工作原理示意图；

图2显示了图1中油源系统与航空管路连接的液压系统部分的原理示意图；

图3显示了图1的振动载荷加载装置中的激振器安装底座的其中一种实施例的三维结构示意图；

图4显示了图1的机体载荷加载装置的其中一种实施例的结构示意图。

附图中，相同的部件使用相同的附图标记。附图并未按照实际的比例绘制。

具体实施方式

为了使本发明的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本发明的示例性实施例进行进一步详细的说明。显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。并且在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以互相结合。

发明人在发明过程中注意到，现有的航空管路振动实验台基本是针对振动载荷的模拟，不具备完整复现航空液压管路系统在全飞行包线下叠加载荷的条件，无法满足航空液压管路性能测试的实验研究要求。

针对以上不足，本发明的实施例提出了一种航空液压泵及液压管路性能测试实验台，下面进行详细说明。

图1显示了本发明的一种航空液压泵及液压管路性能测试实验台的工作原理示意图。在图1显示的实施例中，本发明的航空液压泵及液压管路性能测试实验台主要包括：油源系统1、待测的航空管路2、载荷加载系统4、传感器5、数据采集与处理装置6。其中，油源系统1主要包括航空液压泵1.2以及与该航空液压泵1.2连接的电机1.1(参见图2)，航空液压泵1.2的出口通过连接管路连接待测的航空管路2。载荷加载系统4主要包括冲击载荷加载装置4.3、温度载荷加载装置4.1、机体载荷加载装置4.2和振动载荷加载装置4.4，载荷加载系统4模拟航空环境中的叠加载荷并将该叠加载荷加载到航空管路2上。传感器5连接在油源系统1中的航空液压泵1.2和待测的航空管路2上。数据采集与处理装置6与传感器5连接，采集传感器5的数据并对采集的数据进行处理。

在一个实施例中，航空管路2下方设有导管安装台架3。导管安装台架3固定和支撑航空管路2以及所有用于连接的管路。在一个优选的实施例中，导管安装台架3上设有多个管路支架，导管安装台架3通过管路支架连接和固定待测的航空管路2和用于连接的管路。在具体实施中，按照飞机实际管路模型设有多个管路支架。管路支架一般设在待测航空管路2需要测试和支撑的部位，比如在航空管路2的直管段间隔设置管路支架，或在靠近航空管路2的管路弯曲和连接的地方设置管路支架等。

在一个实施例中，导管安装台架3由高刚度铝合金型材及连接附件组装形成。导管安装台架3的安装严格按照《航空实验推荐标准1976》。航空管路2以及连接的管路、管路支架与管夹等均安装于导管安装台架3上。另外，该导管安装台架3可根据实验需求进行重组和扩展。

在一个实施例中，如图1所示，传感器5主要包括：用于检测温度载荷加载装置4.1输出的油液温度和用于检测航空管路2内温度的多个温度传感器，用于检测电机1.1转速的转速传感器，用于检测航空液压泵1.2的出口压力与流量的压力传感器与流量传感器，用于检测航空管路2的表面应力应变的应变片和检测航空管路2的振动的加速度传感器，以及用于检测位移的位移传感器等。可以理解的是，传感器的数量和类型与对航空液压泵1.2及液压管路2的性能测试相适配。

在一个实施例中，如图1所示，对应上述传感器5设置有温度采集卡、压力采集卡、应力应变采集卡、振动采集卡等对相应传感器5的数据进行采集。另外还设有多通道数据测控系统对采集的数据进行处理。优选该多通道数据测控系统采用NI-PXI数据采集系统，该多通道数据测控系统包括扩展机箱、控制器、模拟输出模块和信号采集模块等，具有124个采集通道，能够完成压力、流量、应力应变、温度以及振动等数据的采集，同时能够完成测试系统的控制、数据检测与处理后的结果显示等。

在一个实施例中，NI-PXI数据采集系统根据数据类型，可以将采集的数据分为一级数据、二级数据和三级数据，一级数据主要为：航空液压泵1.2的输出压力、流量，航空管路2的温度、管路支架的位移等；二级数据主要是指航空管路2在一级数据载荷作用下的静态应力应变数据等；三级数据主要是指被测管路表面多个检测点以及管路支架等位置的振动数据等，这些数据用于分析航空管路2的振动响应。

在一个实施例中，如图2所示，油源系统主要包括电机1.1、航空液压泵1.2、油箱1.8、过滤器1.7、冷却器1.4、蓄能器组件1.6、第一溢流阀1.3和第二溢流阀1.5。其中，电机1.1带动航空液压泵1.2工作，油箱1.8中的油液经过滤器1.7过滤进入航空液压泵1.2后从出口流出，进入待测的航空管路2。为了实现保压，在航空管路2的两端设置有蓄能器组件1.6。在航空管路2的进油管路上设有第一溢流阀1.3，在航空管路2的出油管路设置有第二溢流阀1.5。另外油液在回到油箱1.7前需要经过冷却器1.4的冷却作用以降到适合储存的温度。

在一个优选的实施例中，电机1.1采用变频电机，航空液压泵1.2采用变量泵。通过变频电机带动变量泵工作并根据实际航空工况改变航空液压泵1.2的转速和斜盘倾角以测试航空液压泵1.2在不同压力和流量下的振动特性。

在一个优选的实施例中，油源系统1的最大工作压力为31.5MPa，最大流量为92L/min。该油源系统1的压力和流量均可调可控，工作压力和流量适用于28MPa压力体制下的一般大型客机及军用航空液压泵与航空管路2的性能测试。而测试航空液压泵1.2在不同压力和流量下的振动特性采用传感器5，并采用数据采集与处理装置6对传感器5的数据进行采样和处理，最终输出性能特性数据或图表。

在一个实施例中，如图1所示，从油源系统1的航空液压泵1.2输出的油液经温度载荷加载装置4.1加热到需要的温度后，再经连接管路输送到航空管路2。可以理解的是，如图2所示的油源系统1中可以通过设置安装在三通管接头的高压球阀的启闭来选择经航空液压泵1.2输出的油液是否进入温度载荷加载装置4.1进行加热。也就是，若是不需要加热，油液直接经三通管接头进入航空管路2。在一个优选的实施例中，温度载荷加载装置4.1采用高精度温控箱。也就是，航空液压泵1.2出口连接装有高压球阀的三通管接头，三通管接头的一个方向连接高精度温控箱，高精度温控箱的出口连接待测航空管路2。

在一个实施例中，高精度温控箱可为待测的航空管路2提供最高达135℃的高温油液以模拟高温负荷加载。另外，高精度温控箱可实现温度调节，实现对高温和低温加载负荷。该高精度温控箱为现有技术，控制精度0.01℃。

在一个未示出的实施例中，振动载荷加载装置4.4主要包括NI-PXI数据采集系统的输出板卡、功率放大器、模态激振器和振动夹具。NI-PXI数据采集系统的输出板卡输出控制信号经功率放大器放大后驱动模态激振器输出激振力，模态激振器与振动夹具连接，振动夹具又通过管路支架连接待测航空管路2，通过驱动振动夹具伸缩运动将振动载荷加载到待测航空管路2上。再由振动传感器检测航空管路2关键点振动响应。此外，模态激振器输出的振动形式、频率及加速度大小、幅值均可调。

在一个优选的实施例中，如图3所示，模态激振器下方设有用于支撑的激振器安装底座4.4.1，激振器安装底座4.4.1主要包括底座本体4.4a、升降台4.4b和配重。底座本体4.4a与升降台4.4b通过升降机构连接。例如，底座本体4.4a与升降台4.4b之间采用齿轮齿条结构来实现精准的升降操作。其中，齿轮齿条结构设置在底座本体4.4a的内部，底座本体4.4a的外部还设有与齿轮齿条结构连接的控制机构4.4c，控制机构4.4c可以是手动操作的也可以是自动控制的。由于激振器安装底座4.4.1三自由度可调，且模态激振器俯仰角度可调，可实现模态激振器空间位置多自由度可调。激振器安装底座4.4.1主要由底座本体4.4a、升降台4.4b和配重三部分组成，具有三个自由度，可升降且通过控制机构4.4c可实现锁定功能。激振器安装底座4.4.1由钢材料加工而成，质量大，稳定性好，保证了实验过程中模态激振器不出现振动和晃动。

在一个实施例中，如图4所示，机体载荷加载装置4.2主要包括直线位移加载台和角位移加载台，直线位移加载台连接在角位移加载台上部。通过直线位移加载台和角位移加载台将机体变形通过力和力矩加载到所述航空管路2上。

在一个优选的实施例中，如图4所示，直线位移加载台和角位移加载台均安装有检测仪器。角位移加载台上安装的检测仪器包括高精度数显水平仪和角度仪。直线位移加载台上安装的检测仪器包括数显力矩扳手、游标卡尺和千分尺。其中，高精度数显水平仪和角度仪，用于导管安装台架的调整以及实验安全元件的水平度、角度、以及位置等数据的检测和标定。数显力矩扳手用以安装实验设备时设置螺栓的预紧程度，防止对实验设备造成过大预紧力。检测仪器则保证了实验设备安装、载荷加载、数据检测及采集的精度和可靠性。其中，直线位移加载台和角位移加载台可采用北京恒远众联仪器有限公司生产的，直线位移加载台型号是DZHY13DX200C。

在一个优选的实施例中，冲击载荷加载装置4.3包括采用与航空液压泵1.2连接的控制箱，航空液压泵1.2采用变量泵，通过控制器调节变量泵的出口压力实现冲击载荷加载，包括通过控制箱关停和启动航空液压泵1.2实现冲击载荷加载等方式。

在一种优选的实施例中，如图2所示，冲击载荷加载装置4.3采用航空液压泵1.2提供压力油液，航空液压泵1.2与航空管路2的入口端之间的管路上连接有第一溢流阀1.3，第一溢流阀1.3连接有换向控制阀，航空管路2的出口端连接有第二溢流阀1.5，通过航空液压泵1.2、第一溢流阀1.3、换向控制阀和第二溢流阀1.5实现冲击载荷加载。优选航空液压泵1.2为变量泵。具体地在实际操作中，关闭起到背压阀作用的第二溢流阀1.5，调节换向控制阀到非卸荷位置，并调整第一溢流阀1.3的载荷，启动航空液压泵1.2，实现冲击载荷加载。

此外，本发明提供的航空液压泵及液压管路振动实验台还具有以下特点：

1)该实验台采用的油源系统1的系统压力及流量特性，所配备的液压元件、附件、实验管路、管接头及液压油，以及载荷形式及加载方式、实验检测、数据采集与处理等所有实验过程，均与《航空实验推荐标准1976》保持一致；

2)电机1.1采用变频电机，航空液压泵1.2的转速、压力、流量均可调，此外，改变转速、斜盘倾角等待测试的航空液压泵1.2在不同压力流量下的振动特性，方便地实现了航空液压泵1.2的振动测试；

3)该实验台采用的导管安装台架3具有可重组性，可以按照飞机液压管路实际安装条件对航空管路2进行固定；

4)该实验台完整复现了航空液压管路在飞机不同工况下振动、温度、机体变形、油液压力等复杂叠加载荷，且载荷加载方便；

5)该实验台采用NI-PXI数据采集系统，可以同时对压力、流量、温度、加速度和应力应变等多种实验数据实时采集，其功能包括应力分析、图像、高阶信号处理、数字滤波、阶次分析等，从而进一步提高了实验的可靠性。并对数据进行分级，减少数据采集数量，充分利用计算机资源，保证数据采集的实时性，打印数据报表比较方便，且打印更全面。

尽管已描述了本发明的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。因此，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明范围的所有变更和/或修改，根据本发明的实施例作出的变更和/或修改都应涵盖在本发明的保护范围之内。