CN111071476B - 一种装配阶段液压系统密封性和工作性能检查方法 - Google Patents

一种装配阶段液压系统密封性和工作性能检查方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及飞机装配阶段液压检测领域，具体是一种装配阶段液压系统密封性和工作性能检查方法，包括I系统和II系统，其具体步骤如下：S1；释放压力；S2；检查系统密封性；S3；检查I系统刹车连接的正确性；S4；检查II系统刹车连接的正确性；S5；解除应急刹车手柄操纵；S6；解除左右主刹车脚蹬操纵；S7；检查受油探管的密封性；S8；检查作动筒密封性；S9；检查前座舱刹车不工作性能；S10；检查前座舱应急刹车不工作性能；S11；确定活门性能及连接的正确性；S12；检查前轮转弯供油管路的密封性和管路连接的正确性；通过全面检查导管连接的密封性、正确性、保证设备供电、供压安全，选取合理的设计方法，提高了工作效率，降低了检查成本。

Description

一种装配阶段液压系统密封性和工作性能检查方法
技术领域
本发明涉及飞机装配阶段液压检测领域，具体是一种装配阶段液压系统密封性和工作性能检查方法。
背景技术
飞机装配阶段，不能全机供电，液压系统附件处于非工作状态，导管和附件连接的密封性，附件和导管安装的正确性都无法检查，如果发生渗油和连接错误，调试阶段才能发现，这样返工量大，有可能还会造成机件损伤和人身伤害。本发明通过对液压系统逻辑控制关系研究，设计液压系统密封性及系统性能检查方法，制作检查设备，用于XX飞机装配阶段前机身液压系统管路密封性、系统附件工作性能及液压各子系统导管连接正确性的检查，可极大地提高生产效率。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提出一种装配阶段液压系统密封性和工作性能检查方法。
一种装配阶段液压系统密封性和工作性能检查方法，包括I系统和II系统，其具体步骤如下：
S1：释放压力：供压后再压力进入液压系统密封性及系统性能检测设备，关闭开关一、开关二，达到一定压力后安全活门开关打开释放压力；
S2：检查系统密封性：打开开关一、开关二，设备可向Ⅰ系统、Ⅱ系统供压管路供压，检查Ⅰ系统、Ⅱ系统供压管路的密封性；
S3：检查I系统刹车连接的正确性；
S4：检查II系统刹车连接的正确性；
S5：解除应急刹车手柄操纵；
S6：解除左右主刹车脚蹬操纵；
S7：检查受油探管的密封性：打开开关一向Ⅱ系统供压管路供压，打开Ⅱ系统回油开关五，将受油探头电磁开关三位开关置于“上”和“下”的位置，指示灯一和指示灯二亮，使受油探管液压电磁阀通电工作，可检查受油探管收上和放出管路的密封性，以及受油探管收上和放出的正确性；
S8：检查作动筒密封性：打开开关一向Ⅱ系统供压管路供压，打开Ⅱ系统回油开关五，接通限制作动筒电磁开关的三位开关，指示灯七亮,使驾驶杆行程限制电子液压分配器通电工作，可检查驾驶杆行程限制作动筒收上和放出管路的密封性，以及行程限制作动筒收上和放出的正确性；
S9：检查前座舱左、右主刹车不工作性能：打开开关一向Ⅱ系统供压管路供压，接通刹车电磁开关的自保开关一，指示灯三亮，使前座舱刹车电子液压分配器通电工作，并关闭检测设备左、右主刹车路上的开关，分别将前座舱左右脚蹬蹬到极限，并通过管路上压力表的指示，可检查前座舱左、右主刹车不工作的性能；
S10：检查前座舱应急刹车不工作性能：打开开关二向Ⅰ系统供压管路供压，接通应急刹车电磁开关的自保开关二，指示灯四亮；
S11：确定减压活门和两用活门工作性能及连接的正确性；
S12：检查前轮转弯供油管路的密封性和管路连接的正确性。
所述的步骤S1通过飞机起落架调试试验台为压力源进行供压，在进入设备的液压压力大于29MPa后安全活门开关打开。
所述的步骤S2在不操纵液压附件的情况下，压力保存在供压管路内，保持并检查密封性。
所述的步骤S3通过打开开关二向Ⅰ系统供压管路供压，操纵应急刹车手柄使飞机上的刹车减压活门工作，并关闭检测设备应急刹车管路上的开关三，可做到检查应急刹车管路的密封性，并通过管路上压力表的指示，可确定刹车减压活门的工作性能，以及应急刹车管路连接的正确性。
所述的步骤S4在打开开关一向Ⅱ系统供压管路供压，分别将左右脚蹬蹬到极限，使左、右主刹车减压活门工作，并关闭检测设备左、右主刹车路上的开关四，可做到检查左、右主刹车管路的密封性，并通过管路上压力表的指示，可确定主刹车减压活门的工作性能，以及左、右主刹车管路连接的正确性。
所述的步骤S5在打开开关二向Ⅰ系统供压管路供压，操纵应急刹车手柄使飞机上的刹车减压活门工作，关闭检测设备应急刹车路上的开关三，打开Ⅰ系统回油管路上开关五，解除应急刹车手柄的操纵；当Ⅰ系统回油管路上压力表指示为1.6MPa时，关闭Ⅰ系统回油管路上开关五即可做到检查Ⅰ系统回油管路的密封性。
所述的步骤S6在打开开关一向Ⅱ系统供压管路供压，分别将左右脚蹬蹬到极限，使左、右主刹车减压活门工作，关闭检测设备上左右主刹车路上的开关四，打开Ⅱ系统回油管路上开关五，解除左右主刹车脚蹬的操纵；当Ⅱ系统回油管路上压力表指示为1.6MPa时，关闭Ⅱ系统回油管路上开关五即可做到检查Ⅱ系统回油管路的密封性。
所述的步骤S10通过接通开关使前座舱应急刹车电子液压分配器通电工作，并关闭检测设备应急刹车路上的开关，操纵应急刹车手柄，并通过管路上压力表的指示，可检查前座舱应急刹车不工作的性能；压力表包括4MPa压力表、25MPa压力表、40MPa压力表。
所述的步骤S11在打开开关二向Ⅰ系统供压管路供压，接通起飞线刹车电磁开关的自保开关三，指示灯五亮，使起飞线刹车电子液压分配器通电工作，并关闭检测设备应急刹车管路上的开关，可做到检查起飞线刹车管路的密封性，并通过管路上压力表的指示，可确定减压活门和两用活门的工作性能，以及起飞线刹车管路连接的正确性。
所述的步骤S12在打开开关二向Ⅰ系统供压管路供压，打开Ⅰ系统回油开关五，接通前轮转弯电磁开关的自保开关四，指示灯六亮，使前轮转弯液压电磁阀通电工作，可检查前轮转弯供油管路的密封性和管路连接的正确性。
本发明的有益效果是：通过全面检查导管连接的密封性、正确性、保证设备供电、供压安全，选取合理的设计方法，实现液压各子系统管路的密封检试验，检查液压各子系统附件工作性能，以及设备液压压力的保护，电路安全保护的设计，使得液压系统附件连接正确性提高到100％、液压系统附件和导管渗漏油故障率降低100％，提高排故效率90％，将原来渗漏油故障排除时间由3天，降为2小时，提高了工作效率，降低了检查成本。
附图说明
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
图1为本发明的设备液压系统原理图；
图2为本发明的设备电气控制系统原理图；
图3为本发明的液压系统控制面板示意图；
图4为本发明的电气控制面板示意图。
具体实施方式
为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面对本发明进一步阐述。
如图1至图4所示，一种装配阶段液压系统密封性和工作性能检查方法，包括I系统和II系统，其具体步骤如下：
S1：释放压力：供压后再压力进入液压系统密封性及系统性能检测设备，关闭开关一2、开关二3，达到一定压力后安全活门开关1打开释放压力；
S2：检查系统密封性：打开开关一2、开关二3，设备可向Ⅰ系统、Ⅱ系统供压管路供压，检查Ⅰ系统、Ⅱ系统供压管路的密封性；
S3：检查I系统刹车连接的正确性；
S4：检查II系统刹车连接的正确性；
S5：解除应急刹车手柄操纵；
S6：解除左右主刹车脚蹬操纵；
S7：检查受油探管的密封性：打开开关一2向Ⅱ系统供压管路供压，打开Ⅱ系统回油开关五8，将受油探头电磁开关三位开关15置于“上”和“下”的位置，指示灯一21和指示灯二22亮，使受油探管液压电磁阀通电工作，可检查受油探管收上和放出管路的密封性，以及受油探管收上和放出的正确性；
S8：检查作动筒密封性：打开开关一2向Ⅱ系统供压管路供压，打开Ⅱ系统回油开关五8，接通限制作动筒电磁开关的三位开关20，指示灯七27亮,使驾驶杆行程限制电子液压分配器通电工作，可检查驾驶杆行程限制作动筒收上和放出管路的密封性，以及行程限制作动筒收上和放出的正确性；
S9：检查前座舱左、右主刹车不工作性能：打开开关一2向Ⅱ系统供压管路供压，接通刹车电磁开关的自保开关一16，指示灯三23亮，使前座舱刹车电子液压分配器通电工作，并关闭检测设备左、右主刹车路上的开关，分别将前座舱左右脚蹬蹬到极限，并通过管路上压力表的指示，可检查前座舱左、右主刹车不工作的性能；
S10：检查前座舱应急刹车不工作性能：打开开关二3向Ⅰ系统供压管路供压，接通应急刹车电磁开关的自保开关二17，指示灯四24亮；
S11：确定减压活门和两用活门工作性能及连接的正确性；
S12：检查前轮转弯供油管路的密封性和管路连接的正确性。
所述的步骤S1通过飞机起落架调试试验台为压力源进行供压，在进入设备的液压压力大于29MPa后安全活门开关1打开。
所述的设备液压系统附件带电工作的有：液压电磁阀即探管、前座舱主刹车电子液压分配器、前座舱应急刹车电子液压分配器、驾驶杆行程限制作动筒电子液压分配器、起飞线刹车电子液压分配器和前轮转弯电磁开关，设计飞机装配阶段液压系统检查设备，由液压系统和电气控制系统组成。
所述的设备液压系统由飞机起落架调试试验台提供28MPa的液压源，经过设备液压系统后回油。
所述的电气控制系统由电缆、指示灯、保险丝、直流稳压电源、按钮、开关类组成，供电电压220V。
与安全活门开关1串联的有若干组单向活门6和安全活门7。
所述的步骤S2在不操纵液压附件的情况下，压力保存在供压管路内，保持并检查密封性。
所述的步骤S3通过打开开关二3向Ⅰ系统供压管路供压，操纵应急刹车手柄使飞机上的刹车减压活门工作，并关闭检测设备应急刹车管路上的开关三4，可做到检查应急刹车管路的密封性，并通过管路上压力表10的指示，可确定刹车减压活门的工作性能，以及应急刹车管路连接的正确性。
所述的步骤S4在打开开关一2向Ⅱ系统供压管路供压，分别将左右脚蹬蹬到极限，使左、右主刹车减压活门工作，并关闭检测设备左、右主刹车路上的开关四5，可做到检查左、右主刹车管路的密封性，并通过管路上压力表10的指示，可确定主刹车减压活门的工作性能，以及左、右主刹车管路连接的正确性。
所述的步骤S5在打开开关二3向Ⅰ系统供压管路供压，操纵应急刹车手柄使飞机上的刹车减压活门工作，关闭检测设备应急刹车路上的开关三4，打开Ⅰ系统回油管路上开关五8，解除应急刹车手柄的操纵；当Ⅰ系统回油管路上压力表指示为1.6MPa时，关闭Ⅰ系统回油管路上开关五8即可做到检查Ⅰ系统回油管路的密封性。
所述的步骤S6在打开开关一2向Ⅱ系统供压管路供压，分别将左右脚蹬蹬到极限，使左、右主刹车减压活门工作，关闭检测设备上左右主刹车路上的开关四5，打开Ⅱ系统回油管路上开关五8，解除左右主刹车脚蹬的操纵；当Ⅱ系统回油管路上压力表指示为1.6MPa时，关闭Ⅱ系统回油管路上开关五8即可做到检查Ⅱ系统回油管路的密封性。
所述的步骤S10通过接通开关使前座舱应急刹车电子液压分配器通电工作，并关闭检测设备应急刹车路上的开关，操纵应急刹车手柄，并通过管路上压力表的指示，可检查前座舱应急刹车不工作的性能；压力表包括4MPa压力表9、25MPa压力表10、40MPa压力表11。
利用本发明方法给相关液压附件加电和供压，模拟液压系统附件工作状态，实施液压附件安装正确性和连接管路密封性检查，确保液压管路与附件连接正确，80多个连接点不渗油不漏油，杜绝在调试阶段因管路渗漏油带来的调试工作量的增加和对各专业及系统调试的影响。
图1中的标号a为软管，b为飞机起落架调试试验台。
通过全面检查导管连接的密封性、正确性、保证设备供电、供压安全，选取合理的设计方法，实现液压各子系统管路的密封检试验，检查液压各子系统附件工作性能，以及设备液压压力的保护，电路安全保护的设计，使得液压系统附件连接正确性提高到100％、液压系统附件和导管渗漏油故障率降低100％，提高排故效率90％，将原来渗漏油故障排除时间由3天，降为2小时，提高了工作效率，降低了检查成本。
所述的步骤S11在打开开关二3向Ⅰ系统供压管路供压，接通起飞线刹车电磁开关的自保开关三18，指示灯五25亮，使起飞线刹车电子液压分配器通电工作，并关闭检测设备应急刹车管路上的开关，可做到检查起飞线刹车管路的密封性，并通过管路上压力表的指示，可确定减压活门和两用活门的工作性能，以及起飞线刹车管路连接的正确性。
所述的步骤S12在打开开关二3向Ⅰ系统供压管路供压，打开Ⅰ系统回油开关五8，接通前轮转弯电磁开关的自保开关四19，指示灯六26亮，使前轮转弯液压电磁阀通电工作，可检查前轮转弯供油管路的密封性和管路连接的正确性。
以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (10)

1.一种装配阶段液压系统密封性和工作性能检查方法，包括I系统和II系统，其特征在于：其具体步骤如下：
S1：释放压力：供压后再压力进入液压系统密封性及系统性能检测设备，关闭开关一(2)、开关二(3)，达到一定压力后安全活门开关(1)打开释放压力；
S2：检查系统密封性：打开开关一(2)、开关二(3)，设备可向Ⅰ系统、Ⅱ系统供压管路供压，检查Ⅰ系统、Ⅱ系统供压管路的密封性；
S3：检查I系统刹车连接的正确性；
S4：检查II系统刹车连接的正确性；
S5：解除应急刹车手柄操纵；
S6：解除左右主刹车脚蹬操纵；
S7：检查受油探管的密封性：打开开关一(2)向Ⅱ系统供压管路供压，打开Ⅱ系统回油开关五(8)，将受油探头电磁开关三位开关(15)置于“上”和“下”的位置，指示灯一(21)和指示灯二(22)亮，使受油探管液压电磁阀通电工作，可检查受油探管收上和放出管路的密封性，以及受油探管收上和放出的正确性；
S8：检查作动筒密封性：打开开关一(2)向Ⅱ系统供压管路供压，打开Ⅱ系统回油开关五(8)，接通限制作动筒电磁开关的三位开关(20)，指示灯七(27)亮,使驾驶杆行程限制电子液压分配器通电工作，可检查驾驶杆行程限制作动筒收上和放出管路的密封性，以及行程限制作动筒收上和放出的正确性；
S9：检查前座舱左、右主刹车不工作性能：打开开关一(2)向Ⅱ系统供压管路供压，接通刹车电磁开关的自保开关一(16)，指示灯三(23)亮，使前座舱刹车电子液压分配器通电工作，并关闭检测设备左、右主刹车路上的开关，分别将前座舱左右脚蹬蹬到极限，并通过管路上压力表的指示，可检查前座舱左、右主刹车不工作的性能；
S10：检查前座舱应急刹车不工作性能：打开开关二(3)向Ⅰ系统供压管路供压，接通应急刹车电磁开关的自保开关二(17)，指示灯四(24)亮；
S11：确定减压活门和两用活门工作性能及连接的正确性；
S12：检查前轮转弯供油管路的密封性和管路连接的正确性。
2.根据权利要求1所述的一种装配阶段液压系统密封性和工作性能检查方法，其特征在于：所述的步骤S1通过飞机起落架调试试验台为压力源进行供压，在进入设备的液压压力大于29MPa后安全活门开关(1)打开。
3.根据权利要求1所述的一种装配阶段液压系统密封性和工作性能检查方法，其特征在于：所述的步骤S2在不操纵液压附件的情况下，压力保存在供压管路内，保持并检查密封性。
4.根据权利要求1所述的一种装配阶段液压系统密封性和工作性能检查方法，其特征在于：所述的步骤S3通过打开开关二(3)向Ⅰ系统供压管路供压，操纵应急刹车手柄使飞机上的刹车减压活门工作，并关闭检测设备应急刹车管路上的开关三(4)，可做到检查应急刹车管路的密封性，并通过管路上压力表(10)的指示，可确定刹车减压活门的工作性能，以及应急刹车管路连接的正确性。
5.根据权利要求1所述的一种装配阶段液压系统密封性和工作性能检查方法，其特征在于：所述的步骤S4在打开开关一(2)向Ⅱ系统供压管路供压，分别将左右脚蹬蹬到极限，使左、右主刹车减压活门工作，并关闭检测设备左、右主刹车路上的开关四(5)，可做到检查左、右主刹车管路的密封性，并通过管路上压力表(10)的指示，可确定主刹车减压活门的工作性能，以及左、右主刹车管路连接的正确性。
6.根据权利要求1所述的一种装配阶段液压系统密封性和工作性能检查方法，其特征在于：所述的步骤S5在打开开关二(3)向Ⅰ系统供压管路供压，操纵应急刹车手柄使飞机上的刹车减压活门工作，关闭检测设备应急刹车路上的开关三(4)，打开Ⅰ系统回油管路上开关五(8)，解除应急刹车手柄的操纵；当Ⅰ系统回油管路上压力表指示为1.6MPa时，关闭Ⅰ系统回油管路上开关五(8)即可做到检查Ⅰ系统回油管路的密封性。
7.根据权利要求1所述的一种装配阶段液压系统密封性和工作性能检查方法，其特征在于：所述的步骤S6在打开开关一(2)向Ⅱ系统供压管路供压，分别将左右脚蹬蹬到极限，使左、右主刹车减压活门工作，关闭检测设备上左右主刹车路上的开关四(5)，打开Ⅱ系统回油管路上开关五(8)，解除左右主刹车脚蹬的操纵；当Ⅱ系统回油管路上压力表指示为1.6MPa时，关闭Ⅱ系统回油管路上开关五(8)即可做到检查Ⅱ系统回油管路的密封性。
8.根据权利要求1所述的一种装配阶段液压系统密封性和工作性能检查方法，其特征在于：所述的步骤S10通过接通开关使前座舱应急刹车电子液压分配器通电工作，并关闭检测设备应急刹车路上的开关，操纵应急刹车手柄，并通过管路上压力表的指示，可检查前座舱应急刹车不工作的性能；压力表包括4MPa压力表(9)、25MPa的压力表(10)、40MPa压力表(11)。
9.根据权利要求1所述的一种装配阶段液压系统密封性和工作性能检查方法，其特征在于：所述的步骤S11在打开开关二(3)向Ⅰ系统供压管路供压，接通起飞线刹车电磁开关的自保开关三(18)，指示灯五(25)亮，使起飞线刹车电子液压分配器通电工作，并关闭检测设备应急刹车管路上的开关，可做到检查起飞线刹车管路的密封性，并通过管路上压力表的指示，可确定减压活门和两用活门的工作性能，以及起飞线刹车管路连接的正确性。
10.根据权利要求1所述的一种装配阶段液压系统密封性和工作性能检查方法，其特征在于：所述的步骤S12在打开开关二(3)向Ⅰ系统供压管路供压，打开Ⅰ系统回油开关五(8)，接通前轮转弯电磁开关的自保开关四(19)，指示灯六(26)亮，使前轮转弯液压电磁阀通电工作，可检查前轮转弯供油管路的密封性和管路连接的正确性。
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Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4181016A (en) * 1977-07-11 1980-01-01 Sun Electric Corporation Process and apparatus for testing hydraulic control systems
EP1384901A1 (de) * 2002-07-23 2004-01-28 SMS Meer GmbH Regelverfahren zum Druckaufbau mittels Druckübersetzern, insbesondere zum Prüfen der Druckfestigkeit von Rohren
CN206668641U (zh) * 2017-05-04 2017-11-24 肇庆市广应科通用航空研究院 飞机刹车组件测试装置
CN107796574A (zh) * 2017-11-30 2018-03-13 闫晓红 一种飞机气密检查综合控制系统及其使用方法
CN207191480U (zh) * 2017-08-01 2018-04-06 中国人民解放军海军航空工程学院青岛校区 飞机气动附件通用测试台

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104514770B (zh) * 2013-09-30 2017-09-26 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种液压元件的微压力校验装置
EP3483485B1 (en) * 2015-05-22 2020-11-18 Goodrich Actuation Systems SAS Method of monitoring an abradable seal
CN105275921B (zh) * 2015-11-28 2017-05-31 南通华夏飞机工程技术股份有限公司 航空液压测试系统

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4181016A (en) * 1977-07-11 1980-01-01 Sun Electric Corporation Process and apparatus for testing hydraulic control systems
EP1384901A1 (de) * 2002-07-23 2004-01-28 SMS Meer GmbH Regelverfahren zum Druckaufbau mittels Druckübersetzern, insbesondere zum Prüfen der Druckfestigkeit von Rohren
CN206668641U (zh) * 2017-05-04 2017-11-24 肇庆市广应科通用航空研究院 飞机刹车组件测试装置
CN207191480U (zh) * 2017-08-01 2018-04-06 中国人民解放军海军航空工程学院青岛校区 飞机气动附件通用测试台
CN107796574A (zh) * 2017-11-30 2018-03-13 闫晓红 一种飞机气密检查综合控制系统及其使用方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
A model reduction approach for the vibration analysis of hydraulic pipeline system in aircraft;Pei-xinGao，Jing-yuZhai，Yang-yangYan，Qing-kaiHan.etc;《Aerospace Science and Technology》;20160229;第49卷;第144-153页 *
一种压力分配阀检测装置设计;杨安元,贾春鹏,陈汉华,王绪奇;《装备制造技术》;20170131(第1期);第91-93页 *

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