一种飞机供电系统电缆多场耦合绝缘老化试验装置

摘要

一种飞机供电系统电缆多场耦合绝缘老化试验装置，属于机载供电系统电缆绝缘老化寿命测试技术领域。由电缆弯曲应力加载器、热应力加载程控式高低温交变试验箱、测试电缆可变位夹具、拉应力加载装置、绝缘电阻测量仪、力传感器、电气控制器和上位机PC组成。热应力加载程控式高低温交变试验箱与基座底板相连，测试电缆可变位夹具与拉应力加载装置相连，电缆弯曲应力加载器由测试线缆张紧于热应力加载程控式高低温交变试验箱内，绝缘电阻测量仪与拉应力加载装置安装板连接，测试电缆可变位夹具分别与拉应力加载装置安装板以及基座底板连接。本发明用于评估国产化航空装备电线电缆绝缘寿命，进而保障机载供电系统的可靠运行。

说明书

技术领域

本发明涉及一种飞机供电系统电缆多场耦合绝缘老化试验装置，用于评估国产化航空装备电线电缆绝缘寿命，进而保障机载供电系统的可靠运行，属于机载供电系统电缆绝缘老化寿命测试技术领域。

背景技术

随着现代航空科技技术水平的高速发展，飞机整体电气自动化水平显著提升，引入了各类先进的机载设备。目前绝大多数先进的机载设备均采用电能工作方式，各类输电电缆主要承担配电网内不同用电设备之间电能的传输和控制。飞机作为高度集成化的航空器，其机身狭小的空间内布置着线径不一，长度不等的各类配电电缆，包括交直流电源线、三项电源线和单项电源线等。由于航空电缆一般密封于狭小的机身内，工作环境比地面工业设备恶劣得多，因为飞机在飞行、使用与停放过程中，其周围气候条件十分复杂，温度变化剧烈，将加快电缆绝缘层的氧化进程，进而在电场的作用下加速绝缘层细小的裂纹的扩展。另一方面,由于飞机本身的结构限制和布线的空间的限制,电缆大多捆绑成一束弯曲穿梭于金属框架与蒙皮之间，当飞机飞行时长时间振动导致电缆承受交变机械应力,将加速电缆绝缘层的老化甚至断裂。Letromec公司的工程师曾对一架退役的波音747、A300、L-1011和两架DC-9的装机电缆进行检测，测试结果显示：L-1011每1000m电缆中就在13个绝缘老化裂纹，其中一架DC-9飞机的1000m电缆中存在1.6个绝缘老化裂纹。L-1011整机约有240km线缆，裂纹总数超过3000个。美国运输安全委员会(NTSB)1996年对环球航空公司800次航班坠毁事故的漫长调查后得出结论，事故的一个主要原因是电线短路火花造成其中心机翼油箱爆炸。美军曾对一架现役的P-3C反潜机装机线缆进行全方位检查，发现线缆老化现象严重，存在严重的潜在危险。据我国统计数据表明，2002年南方航空深圳维修厂执管的10架A320飞机中，就出现过多次线缆故障，为此而安排飞机停场维修、更换线缆十多次，影响了正常飞行运营。因此，电缆的绝缘材料逐渐老化乃至损坏是威胁飞机飞行安全的重大隐患。

航空电缆寿命模型的评估以及寿命预测方法研究均需以老化失效数据为基础，目前飞机供电系统上应用国产电线电缆缺乏有效的使用寿命预计手段，即便有少量的试验装置也主要仅限于单一影响因素下电缆老化试验，并不能客观全面地反映飞机供电系统配电网内电线电缆在实际工况环境下的老化进程。航空电缆绝缘老化过程并非某一影响因素单一作用，而是多种因素的影响下的结果，但各影响因素之间并非对等，其中关键因素对航空电缆的寿命起主导作用，其他因素起协同作用。因此，基于相似性原理，建立与电缆的实际老化过程匹配的实验环境，实现航空电线电缆老化寿命的合理表征，是十分重要的研究任务。

本发明针对飞机供电系统电线电缆多场耦合协同作用下老化试验需求，在符合工程实践的假定条件下，建立一个模拟热、机械、电场多物理场耦合的老化试验环境，从而降低单因素对老化寿命评估带来的偏差，使绝缘老化试验的评估结果更接近电缆的实际老化寿命，以保证机载供电系统电线电缆实际工作的可靠性。

发明内容

本发明的目的是为电缆使用寿命预计提供可靠试验手段，以保证国产化航空装备电线电缆在复杂耦合应力场下工作的可靠性，提出了一种飞机供电系统电缆多场耦合绝缘老化试验装置。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的：

一种飞机供电系统电缆多场耦合绝缘老化试验装置主要由电缆弯曲应力加载器、热应力加载程控式高低温交变试验箱、测试电缆可变位夹具、拉应力加载装置、绝缘电阻测量仪、力传感器、电气控制器和上位机PC组成。

测试电缆为本试验装置的被测试件；

所述的电缆弯曲应力加载器包括：锁紧螺帽、端部橡胶塞、电缆孔橡胶塞以及模拟飞机蒙皮金属管；

电缆弯曲应力加载器中的模拟飞机蒙皮金属管为空心圆柱，沿中心对称面开设一定间距的一组通孔，通孔的间距根据测试电缆最小折弯半径确定；端部橡胶塞为阶梯轴式结构，沿轴线位置设有通孔，通孔的尺寸根据测试电缆的线径确定，原则上通孔的直径略大于测试电缆的直径；端部橡胶塞小端轴颈尺寸与模拟飞机蒙皮金属管内孔配合，大端轴颈尺寸与模拟飞机蒙皮金属管外径一致；模拟飞机蒙皮金属管两端加工螺纹；

所述的测试电缆可变位夹具包括：拉力端滑动下压板安装块、上压板、滑动下压板以及固定端滑动下压板安装块；

所述的拉应力加载装置包括：步进电机、安装转接块、第一轴承座、第二轴承座、梯形丝杠螺母副、导向圆导轨、直线轴承、安装板、力传感器支架、固定端支架和基座底板；

其中，第一轴承座和第二轴承座功能相同，起到支撑作用，但内部结构有些不同，第一轴承座是放角接触球轴承，第二轴承座是放深沟球轴承；

所述的测试电缆可变位夹具为自上而下标准模块化结构，测试电缆可变位夹具对应测力端和固定端两组，两组对应的上压板和滑动下压板均一致；两组测试电缆可变位夹具中的测力端组为拉力端滑动下压板安装块与力传感器测力端固定连接；固定端组为固定端滑动下压板安装块通过固定端支架与基座底板固定连接；拉力端滑动下压板安装块以及固定端滑动下压板安装块均为矩形槽结构，近测试电缆一端侧面沿长度方向加工两个螺纹孔；上压板为长条形立方体，长度方向均布一组半圆通孔，半圆通孔沿宽度方向贯穿，半圆通孔下边界与上压板地面重合，一组半圆通孔的半径略小于测试电缆规格线径确定，半圆通孔两侧对称加工沉头孔；滑动下压板为截面倒T形的长条形立方体，长度与上压板一致，上端宽度与上压板宽度一致，下端宽度与上压板宽度呈一定比例关系并大于上压板宽度；

一种飞机供电系统电缆多场耦合绝缘老化试验装置中各模块的连接关系如下：

热应力加载程控式高低温交变试验箱与基座底板相连，测试电缆可变位夹具与拉应力加载装置相连，电缆弯曲应力加载器由测试线缆张紧于热应力加载程控式高低温交变试验箱内，绝缘电阻测量仪与拉应力加载装置安装板连接，测试电缆可变位夹具拉力端通过拉力端滑动下压板安装块与拉应力加载装置安装板连接，测试电缆可变位夹具固定端通过固定端滑动下压板安装块与基座底板连接。

其中，电缆弯曲应力加载器中各模块的连接关系如下：电缆孔橡胶塞与测试电缆相连，端部橡胶塞与模拟飞机蒙皮金属管相连，模拟飞机蒙皮金属管与锁紧螺帽连接，锁紧螺帽与端部橡胶塞连接；

测试电缆可变位夹具中各模块的连接关系如下：滑动下压板与上压板相连，测试电缆分别与上压板和滑动下压板相连；上压板与滑动下压板两侧定位孔分别与拉力端滑动下压板安装块和固定端滑动下压板安装块相连；

拉应力加载装置中各模块的连接方式如下：安装板与梯形丝杠螺母副和直线轴承连接；力传感器与力传感器支架以及安装板连接；步进电机输出端与梯形丝杠螺母副连接；导向圆导轨与基座底板连接；直线轴承与导向圆导轨活动连接。

电缆弯曲应力加载器的安装及工作过程如下：

电缆弯曲应力加载器沿中心对称面开设一定间距的一组通孔处固定安装有电缆孔橡胶塞，以避免测试电缆在拉应力作用下在通孔弯曲处发生机械磨损；测试电缆从空心圆柱一侧内部穿入，从第一个通孔一边穿出，然后由第二个通孔一边穿入并从另一边穿出，重复上述过程直至测试电缆从最后一个通孔一边穿入后从空心圆柱内部穿出；端部橡胶塞小端轴颈尺寸与模拟飞机蒙皮金属管内孔配合，大端轴颈尺寸与模拟飞机蒙皮金属管外径一致；模拟飞机蒙皮金属管两端加工的螺纹与锁紧螺帽连接，测试电缆从锁紧螺帽中心通孔穿出，中心通孔尺寸略大于测试电缆；随着锁紧螺帽逐级拧紧，锁紧螺帽挤压端部橡胶塞，端部橡胶塞中心通孔沿径向方向受压变形收缩，将测试电缆夹紧定位，模拟测试电缆在飞机蒙皮内线束固定的效果。

测试电缆可变位夹具的安装过程如下：

滑动下压板上端与上压板配合，对应上压板沉头孔位置加工与之配合的螺纹孔，对应上压板半圆通孔位置加工方向尺寸一致的半圆通孔；测试电缆穿过对应尺寸的滑动下压板半圆通孔，测试电缆与滑动下压板半圆通孔接触位置套有对应尺寸的热缩管保护，上压板与滑动下压板通过螺纹连接紧固，上压板与滑动下压板将测试电缆的两端夹紧固定；上压板与滑动下压板配合所形成的通孔中心与力传感器测力轴线和测试电缆轴线一致；滑动下压板下端近测试电缆的侧面对应半圆通孔两侧对称加工有定位孔；拉力端滑动下压板安装块、固定端滑动下压板安装块均为矩形槽结构，近测试电缆一端侧面沿长度方向加工两个螺纹孔，滑动下压板下端可在矩形槽内滑动；根据测试电缆线径确定上压板与滑动下压板组合后整体的定位位置，对应上压板与滑动下压板配合所形成的通孔中心两侧的定位孔与拉力端滑动下压板安装块、固定端滑动下压板安装块螺纹孔重合，随后通过紧定螺钉定位固定。

所述拉应力加载装置的安装过程如下：安装板与丝杠螺母和直线轴承固定连接，以实现在梯形丝杠螺母副的牵引下沿着直线轴承导向方向运动；力传感器通过力传感器支架固定安装于安装板，上位机PC根据绝缘老化试验所需拉应力输出控制命令至电气控制器，电气控制器内步进电机驱动器控制步进电机转动，步进电机输出轴通过联轴器驱动丝杠螺母副，安装板在梯形丝杠螺母副的牵引下沿测试电缆拉应力方向运动，力传感器测量测试电缆所受轴向拉力反馈至上位机PC，当到达指定测试力值，步进电机停止转动，梯形螺母副依靠自锁特性实现定位保持。

所述的飞机供电系统电缆多场耦合绝缘老化试验装置可同时提供机械应力、热应力和电场三种耦合场的应力环境；其中，机械应力包括拉应力和弯曲应力两种，拉应力通过拉应力加载装置产生，弯曲应力通过电缆弯曲应力加载器产生；热应力通过热应力加载程控式高低温交变试验箱产生；电场通过绝缘电阻测量仪内部高压电源产生；

测试电缆一端通过测试电缆可变位夹具固定于固定端支架，另一端贯穿电缆弯曲应力加载器，将电缆弯曲应力加载器穿入热应力加载程控式高低温交变试验箱内部硅刚玉加热管内加热，绝缘老化试验温度为热应力加载程控式高低温交变试验箱内部测温传感器直接测量量，热应力加载程控式高低温交变试验箱的升温过程通过上位机PC直接控制并采集实时温度。测试电缆输出加热管的一端通过测试电缆可变位夹具固定在力传感器测力端，测量绝缘老化试验过程中测试电缆所受拉应力；绝缘电阻测量仪内含高压电源，正极测试线连接到测试电缆近力传感器一端测试电缆内部金属导体上，负极测试线连接到测试电缆固定端绝缘表皮上；绝缘电阻测量仪测试电压输出通过上位机PC控制，并实时采集所测量测试电缆在耦合应力环境下导体与绝缘表皮之间的绝缘电阻值；当绝缘电阻值减小到一定阻值时，表明测试电缆发生老化失效。

本试验装置各模块的功能如下：

电缆弯曲应力加载器的功能是模拟测试电缆铺覆在飞机蒙皮内工况环境；测试电缆可变位夹具的功能是兼容不同线径测试电缆定位夹紧需求，扩大试验装置的适用性；力传感器的功能是测量测试电缆所受轴向拉力并反馈至上位机PC，当到达指定测试力值，步进电机受电气控制器控制停止转动，丝杠螺母副依靠自身自锁特性实现定位保持；电气控制器的功能是通过其内部的步进电机驱动器控制步进电机转动；上位机PC的功能是采集并存储测试电缆在耦合应力环境下全寿命绝缘老化试验数据。

有益效果

一种飞机供电系统电缆多场耦合绝缘老化试验装置，与现有绝缘老化试验装置相比，具有如下有益效果：

1.本发明针对目前国产航空装备电线电缆缺乏有效使用寿命预估试验手段，基于相似性原理，建立热、机械、电场等多物理相耦合的绝缘老化试验装置，以降低现有老化试验过程中单因素对老化寿命评估带来的偏差，使绝缘老化试验的评估结果更接近电缆的实际老化寿命；

2.本发明中电缆弯曲应力加载器引入了弯曲应力对测试电缆绝缘老化的影响，模拟了测试电缆在飞机蒙皮内铺覆、线束固定的效果，提高绝缘老化试验结果的准确性；

3.本发明中测试电缆可变位夹具可实现一次安装适用多种线径测试电缆绝缘老化试验需求，同时由夹具结构保证测试电缆轴线与力传感器测力轴线基准统一。

附图说明

图1为本发明一种飞机供电系统电缆多场耦合绝缘老化试验装置的结构示意图；

图2为本发明一种飞机供电系统电缆多场耦合绝缘老化试验装置中的测试电缆可变位夹具结构示意图；

图3为本发明测试电缆可变位夹具的测试电缆线束弯曲应力加载器；

其中，1—步进电机；2—安装转接块；3—第一轴承座；4—梯形丝杠螺母副；5—导向圆导轨；6—直线轴承；7—安装板；8—力传感器支架；9—力传感器；10—拉力端滑动下压板安装块；11—上压板；12—滑动下压板；13—第二轴承座；14—测试电缆；15—固定端滑动下压板安装块；16—固定端支架；17—基座底板；18—热应力加载程控式高低温交变试验箱；19—绝缘电阻测量仪；20—锁紧螺帽；21—端部橡胶塞；22—电缆孔橡胶塞；23—模拟飞机蒙皮金属管；24—电气控制器；25—上位机PC。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明做进一步说明。

实施例1

本实施例阐述了本发明一种飞机供电系统电缆多场耦合绝缘老化试验装置的具体实施。

图1为本发明一种飞机供电系统电缆多场耦合绝缘老化试验装置的结构示意图；

从图1可以看出，一种飞机供电系统电缆多场耦合绝缘老化试验装置主要由锁紧螺帽(20)、端部橡胶塞(21)、电缆孔橡胶塞(22)、模拟飞机蒙皮金属管(23)、热应力加载程控式高低温交变试验箱(18)、拉力端滑动下压板安装块(10)、上压板(11)、滑动下压板(12)、固定端滑动下压板安装块(15)、步进电机(1)、安装转接块(2)、第一轴承座(3)、第二轴承座(13)、梯形丝杠螺母副(4)、导向圆导轨(5)、直线轴承(6)、安装板(7)、力传感器支架(8)、固定端支架(16)、基座底板(17)、绝缘电阻测量仪(19)、力传感器(9)、电气控制器(24)和上位机PC(25)组成.

图2为本发明一种飞机供电系统电缆多场耦合绝缘老化试验装置中的测试电缆可变位夹具结构示意图；

从图2中可以看出，测试电缆可变位夹具主要由拉力端滑动下压板安装块(10)、上压板(11)、滑动下压板(12)、固定端滑动下压板安装块(15)、力传感器(9)以及测试电缆(14)组成；

图3为本发明测试电缆可变位夹具的测试电缆线束弯曲应力加载器；

从图3中可以看出，测试电缆线束弯曲应力加载器由测试电缆(14)、锁紧螺帽(20)、端部橡胶塞(21)、电缆孔橡胶塞(22)、模拟飞机蒙皮金属管(23)组成；

电缆弯曲应力加载器主要模拟测试电缆铺覆在飞机蒙皮内工况环境，其中模拟飞机蒙皮金属管为空心圆柱，沿中心对称面开设一定间距的一组通孔，通孔的间距根据测试电缆最小折弯半径确定。通孔处固定安装有电缆孔橡胶塞，以避免测试电缆在拉应力作用下在通孔弯曲处发生机械磨损。测试电缆从空心圆柱一侧内部穿入，从第一个通孔一边穿出，然后由第二个通孔一边穿入并从另一边穿出，重复上述过程直至测试电缆从最后一个通孔一边穿入后从空心圆柱内部穿出。端部橡胶塞为阶梯轴式结构，沿轴线位置设有通孔，通孔的尺寸根据测试电缆的线径确定，本实施例测试电缆外径为5mm，原则上通孔的直径略大于测试电缆的直径，故确定通孔直径为5.5mm，端部橡胶塞小端轴颈尺寸与飞机蒙皮金属管内孔配合，大端轴颈尺寸与飞机蒙皮金属管外径一致。飞机蒙皮金属管两端加工螺纹，与锁紧螺帽连接，测试电缆从锁紧螺帽中心通孔穿出，中心通孔尺寸为7mm。随着锁紧螺帽逐级拧紧，锁紧螺帽挤压端部橡胶塞，端部橡胶塞中心通孔沿径向方向受压变形收缩，将测试电缆加紧定位，模拟测试电缆在飞机蒙皮内线束固定的效果。

所述的测试电缆可变位夹具为自上而下标准模块化结构，主要兼容不同线径测试电缆定位夹紧需求，扩大试验装置的适用性。测试电缆可变位夹具对应测力端和固定端两组，两组测试电缆可变位夹具中仅区别于拉力端滑动下压板安装块与力传感器测力端固定连接、固定端滑动下压板安装块通过固定端支架与基座底板固定连接，对应上压板和滑动下压板均一致。上压板为长条形立方体，长度方向均布一组半圆通孔，孔径分别为2.8mm、4.8mm、6.8mm、9.8mm，半圆通孔沿宽度方向贯穿，半圆通孔下边界与上压板地面重合，半圆通孔两侧对称加工沉头孔。滑动下压板为截面倒T形的长条形立方体，长度与上压板一致，上端宽度与上压板宽度一致，下端宽度与上压板宽度呈一定比例关系并大于上压板宽度。滑动下压板上端与上压板配合，对应上压板沉头孔位置加工与之配合的螺纹孔，对应上压板半圆通孔位置加工方向尺寸一致的半圆通孔。测试电缆穿过对应尺寸的滑动下压板半圆通孔，测试电缆与滑动下压板半圆通孔接触位置套有对应尺寸的热缩管保护，上压板与滑动下压板通过螺纹连接紧固，上压板与滑动下压板将测试电缆的两端夹紧固定。上压板与滑动下压板配合所形成的通孔中心(本实施例对应孔径4.8mm)与力传感器测力轴线和测试电缆轴线一致。滑动下压板下端近测试电缆的侧面对应半圆通孔两侧对称加工有定位孔。拉力端滑动下压板安装块、固定端滑动下压板安装块均为矩形槽结构，近测试电缆一端侧面沿长度方向加工两个螺纹孔，滑动下压板下端可在矩形槽内滑动。根据测试电缆线径确定上压板与滑动下压板组合后整体的定位位置，对应上压板与滑动下压板配合所形成的通孔中心两侧的定位孔与拉力端滑动下压板安装块、固定端滑动下压板安装块螺纹孔重合，随后通过紧定螺钉定位固定。

所述拉应力加载装置中安装板与丝杠螺母和直线轴承固定连接，以实现在梯形丝杠螺母副的牵引下沿着直线轴承导向方向运动。力传感器通过力传感器支架固定安装于安装板，上位机PC根据绝缘老化试验所需拉应力输出控制命令至电气控制器，电气控制器内步进电机驱动器控制步进电机转动，步进电机输出轴通过联轴器驱动丝杠螺母副，安装板在梯形丝杠螺母副的牵引下沿测试电缆拉应力方向运动，力传感器测量测试电缆所受轴向拉力反馈至上位机PC，当到达指定测试力值，步进电机停止转动，梯形螺母副依靠自锁特性实现定位保持。

所述的飞机供电系统电缆多场耦合绝缘老化试验装置可同时提供机械应力、热应力、电场三种耦合场的应力环境，其中机械应力包括拉应力和弯曲应力两种，拉应力通过拉应力加载装置产生，弯曲应力通过电缆弯曲应力加载器产生；热应力通过热应力加载程控式高低温交变试验箱产生；电场通过绝缘电阻测量仪内部高压电源产生。测试电缆一端通过测试电缆可变位夹具固定于固定端支架，另一端贯穿电缆弯曲应力加载器，将电缆弯曲应力加载器穿入热应力加载程控式高低温交变试验箱内部硅刚玉加热管内加热，绝缘老化试验温度为热应力加载程控式高低温交变试验箱内部测温传感器直接测量量，热应力加载程控式高低温交变试验箱的升温过程通过上位机PC直接控制并采集实时温度。测试电缆输出加热管的一端通过测试电缆可变位夹具固定在力传感器测力端，测量绝缘老化试验过程中测试电缆所受拉应力。绝缘电阻测量仪内含高压电源，正极测试线连接到测试电缆近力传感器一端测试电缆内部金属导体上，负极测试线连接到测试电缆固定端绝缘表皮上。绝缘电阻测量仪测试电压输出通过上位机PC控制，并实时采集所测量测试电缆在耦合应力环境下导体与绝缘表皮之间的绝缘电阻值。当绝缘电阻值减小到一定阻值时，表明测试电缆发生老化失效，上位机PC采集并存储测试电缆在耦合应力环境下全寿命绝缘老化试验数据。本实施例中涉及耦合应力场测量及控制精度如表1，绝缘老化试验数据如表2。

表1 耦合应力场测量及控制精度

表2 测试电缆绝缘老化试验数据

本实施例基于相似性原理，建立热、机械、电场等多物理相耦合的绝缘老化试验装置，以降低现有老化试验过程中单因素对老化寿命评估带来的偏差，老化试验结果表明试验装置可靠准确地模拟了测试电缆在航空装备实际工况环境，使绝缘老化试验的评估结果更接近电缆的实际老化寿命。

以上所述为本发明的较佳实施例而已，本发明不应该局限于该实施例和附图所公开的内容。凡是不脱离本发明所公开的精神下完成的等效或修改，都落入本发明保护的范围。