CN113218645A - 高压航空液压管路性能测试实验台及其测试方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种高压航空液压管路性能测试实验台，其包括液压泵站，其包括油箱、定排量液压泵、电机、高压阀组、蓄能器及传感器组件；待测航空液压管路通过不锈钢管路及高压软管与泵站相连；控制系统包括电控柜及控制器；载荷加载系统包括振动载荷、温度载荷及位移载荷加载装置，能同泵站提供的高压载荷叠加；接头总成包括截止阀及压力传感器，用以辅助控制实验台压力并起到压力监测功能。该实验台可针对高压航空液压管路进行压力、振动、温度及位移载荷加载，符合航空液压管路实际工作状况，控制精度高，可采集多种载荷数据。同时温度控制较好，能够防止在高压力下系统温度过高导致故障问题出现。

Description

高压航空液压管路性能测试实验台及其测试方法

技术领域

本发明涉及航空实验测试领域，具体涉及一种高压航空液压管路性能测试实验台及测试方法。

背景技术

目前3000psi、4000psi压力体制的液压元件在国内航空行业已经处于比较成熟的应用阶段，但是当压力提高到5000psi以后，无论是设计标准、材料选择等都会提升到一个更高的难度等级，液压管路系统承受自激振动和强迫激励的共同作用。EDP/EMP泵出口的脉动、液压阀启闭等产生的压力冲击、气穴及管路中的湍流以及液压管路产生流固耦合作用，会形成复杂的自激振动。自激振动受系统压力、流速及油液温度等的影响，使其耦合振动机理极为复杂。高压力体制下，高压管路内部流体脉动会引起更强的冲击，从而引发剧烈振动导致管路系统疲劳破坏，甚至机毁人亡。

当系统压力提高到5000psi，即34.5MPa后，深入地研究飞机5000psi液压管路系统的振动问题，将为减少管路等基础元件的故障率，为提高液压能源系统工作的安全可靠性提供理论基础。分析管路在静载、动载下的应力应变，并进行实验研究，对推动大飞机发展及打破国外技术的垄断具有重要的理论意义和巨大的工程应用价值。

在5000psi甚至更高压力需求时，需要一种满足更高压力的实验台。目前满足高压航空液压管路性能测试的实验台研究较少，其中，文献“航空发动机液压管路振动实验研究”所建立的振动实验台系统最大工作压力仅为6MPa，不能满足高压航空液压管路实验要求；文献“一种航空液压泵及液压管路性能测试实验台”中的油源系统的最大工作压力为31.5MPa，能针对21MPa压力的航空液压管路进行性能测试，但仍旧无法进行34.5MPa压力航空液压管路性能测试。

发明内容

本发明所解决的技术问题在于解决了高压航空液压管路的性能测试问题，满足高压力的试验要求，能叠加高压航空液压管路的振动载荷、温度载荷、位移载荷及高压载荷。

为了实现以上发明目的，本发明提出了一种高压航空液压管路性能测试实验台，其包括泵站系统、被测航空液压管路、接头总成、冷却系统、控制系统和采集系统，所述泵站系统包括油箱、电机泵组、高压溢流阀、卸荷阀、过滤器、径向压力表、伺服阀、第四截止阀及传感器组件，油液经过定排量液压泵、单向阀后，第一支路通过高压溢流阀和卸荷阀后回到油箱，实现卸荷功能以及安全功能，第二支路通过第二过滤器、第三过滤器后分接至蓄能器和伺服阀，蓄能器通过油液起到保压作用，伺服阀控制油液流量及压力，油液经伺服阀、第一压力传感器、第三截止阀到达被测管路，经过被测管路后依次通过第四截止阀和第二压力传感器，再由节流阀配合控制压力回到油箱；所述被测航空液压管路通过高压软管及不锈钢硬管与泵站系统相连；所述接头总成包括第四截止阀、第二压力传感器及节流阀，所述第四截止阀用以控制实验管路和接头总成部分中的节流阀和第二压力传感器之间的连接，便于后期维护，所述第二压力传感器安装于实验管路与节流阀之间，能监控实验管路内部压力；所述冷却系统包括水冷模块、氟冷模块和第二温度传感器，水冷模块通过水泵进行水循环，将管路油液热量带走，当水冷无法满足要求，且第二温度传感器的温度无法下降时，打开氟冷模块进行辅助冷却，从而为回油油路进行降温；所述控制系统包括电控柜和控制器，分别控制泵站系统和伺服阀的启停，所述电控柜连接强电，所述控制器连接弱电，能输出控制信号；所述采集系统包括压力传感器、温度传感器、加速度传感器、应变片和数据采集装置，所述数据采集装置能将加速度传感器、压力传感器、温度传感器以及应变片采集到的应变数据进行收集、实时显示及保存；所述被测航空液压管路通过高压软管及不锈钢硬管与泵站系统相连，通过调整泵站系统中的伺服阀阀芯位置和接头总成中的节流阀开度，能控制实验台的系统压力，泵站系统和接头总成中的压力传感器对系统压力进行实时监控；所述泵站系统中的高压溢流阀压力值设置为预设阈值，以满足高压力循环实验的需要，同时保证试验安全裕度。

优选地，测试试验台包括导管安装台架，所述导管安装台架上平行设置多个管路支架，对所述航空管路进行支撑固定。

优选地，所述油箱系统包括截止阀、液位计、空气滤清器、液位继电器、第一温度传感器和第一过滤器，液位计安装于液压泵站的右侧，对液压油液的高度进行实时监控，油箱中的油经第一过滤器过滤后进入航空液压泵，在被测管路左右两侧设有第三截止阀与第四截止阀。

优选地，所述高压软管的接头采用M18×1.5锥螺纹密封形式并装有密封环，所述泵站系统最大工作压力为60MPa，最大流量为12L/min。

优选地，所述系统压力通过泵站系统中的伺服阀和接头总成中的节流阀进行控制，调整伺服阀阀芯位置以及节流阀开度，通过泵站系统和接头总成中的压力传感器进行实时监控，最终达到想要的压力。

优选地，所述第一压力传感器、第二压力传感器、第一温度传感器和第二温度传感器分别安装于泵站系统伺服阀和接头总成的节流阀前，对系统流量和温度实时监控。

本发明的第二方面提供一种基于前述高压航空液压管路性能测试实验台的测试方法，其包括以下步骤：S1、对实验测试航空液压管路进行安装，通过支架和卡箍将管路固定在实验台架上，安装应变片准备数据采集，并连接信号线打开数据采集系统进行调试；S2、通过软管、不锈钢管路将实验管路与泵站系统进行连接，回油管路通过冷却系统连接至油箱；S3、关闭第三截止阀、调节高压溢流阀，使油液通过截止阀到达径向压力表，通过观察径向压力表中的压力变化，来达到实验压力最大值，防止压力过高导致事故发生；S4、开启电控柜卸荷，启动液压泵；S5、通过控制器输出信号调节伺服阀达到最大开度，关闭卸荷阀，同时通过采集系统采集的压力数据调节节流阀的开度和伺服阀开度，以达到预设压力值；S6、控制器输出定值信号来保持压力能进行静压实验，通过控制器给定变化信号曲线到伺服阀实现圧力曲线加载；S7、利用采集系统采集应变片应力数据、加速度传感器加速度数据、压力数据和温度数据进行分析，采集结束后开启卸荷阀，停止程序运行及液压泵运行，实验完成。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

(1)本发明的高压航空液压管路性能测试实验台实现了5000psi高压力等级的压力施加，且系统压力控制为伺服阀结合节流阀进行控制，控制压力更加精确，同时也可叠加除压力载荷外的振动、位移载荷；

(2)符合航空液压管路实际工作状况，控制精度高，可采集多种载荷数据；

(3)同时温度控制较好，能够防止在高压力下系统温度过高导致故障问题出现。

附图说明

图1是高压航空液压管路性能测试实验台液压系统的示意图；

图2是高压航空液压管路性能测试实验台泵站系统的俯视图；

图3是高压航空液压管路性能测试实验台泵站系统的左视图；

图4是高压航空液压管路性能测试实验台泵站系统的正视图。

附图标记：

1、油箱；2、截止阀；3、液位计；4、空气滤清器；5、液位继电器；6、第一温度传感器；7、第一过滤器；8、定排量液压泵；9、高压溢流阀；10、卸荷阀；11、单向阀；12、第一截止阀；13、径向压力表；14、第二过滤器；15、第三过滤器；16、第二截止阀；17、蓄能器；18、伺服阀；19、第二温度传感器；20、节流阀；211、第一压力传感器；212、第二压力传感器；221、第三截止阀；222、第四截止阀；223、第五截止阀。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部实施例。通常在此处附图中描述和展示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本发明实施例的详细描述并非旨在限制本发明要求保护的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的其他所有实施例，都属于本发明保护的范围。

下面结合附图与具体实施方式对本发明提出的针对航空液压管路高压性能测试试验台进行更进一步的说明。

目前针对航空液压管路的研究是对于是对于压力为3000psi，工作压力为21Mpa等级的液压系统管路进行压力加载测试，而无法满足更高压力的液压系统管路性能测试要求。针对以上不足，本发明的实例提出了一种高压航空液压管路性能测试实验台，在下面进行详细说明。

图1显示了本发明的一种高压航空液压管路性能测试实验台的液压系统原理示意图。其中主要介绍整个实验台油路原理，不包括采集系统以及冷却系统。液压油液通过第一过滤器7向航空液压泵输出，航空液压泵采用定排量液压泵8，通过单向阀11分别到高压溢流阀9和卸荷阀10，通过第二过滤器14和第三过滤器15后分别到蓄能器17和伺服阀18。通过高压溢流阀9和卸荷阀10可直接回到油箱，高压溢流阀9通过调节开启压力来保证系统最大工作压力，卸荷阀10则通过控制系统中的电控柜来控制启闭，从而达到卸荷作用，通过蓄能器17和第二截止阀16可实现吸收压力脉动以及保压作用，通过伺服阀18控制压力，进而通过第一压力传感器211和第一温度传感器6实现阀后压力和温度的监控。油液再通过第三截止阀221到达被测管路，经过被测管路后通过第四截止阀222以及第二压力传感器212，最终由节流阀20配合控制压力回到油箱1。

实验管路通过支架和实验台架进行连接，可在支架和实验台架之间安装滑台、位移装置分别施加振动载荷和位移载荷，也可将实验管路直接通过支架固定在实验台架上，并通过图2、图3及图4所示的泵站系统施加压力载荷，泵站系统主要包括图1除被测管路、第四截止阀222、第二压力传感器212、节流阀20以外的部分。实验台架拼接形成，具有优秀的兼容性，容易拆装以满足不同构型实验管路的安装。

实验管路通过软管、不锈钢管路与泵站系统进行连接，软管和不锈钢管路均采用耐高压规格，软管便于和实验管路重复连接。软管接头采用锥螺纹密封形式并装有密封环，例如采用M18×1.5锥螺纹两端和试验管路及实验台硬管进行连接，连接性较好。

被测航空管路由两个液压管路连接，通过第五截止阀223能控制液压油，流进或者流出被测管路。其中油箱1支撑着四根管路，导管安装台上装有多个管路支架。导管安装台通过管路支架连接和固定的待测的航空管路以及用于连接的管路。在具体实施中，按照飞机实际管路模型设置有多个管路支架。管路支架一般设置在待测航空管路需要测试和支撑的部位，比如在被测航空管路的直管段间隔设置有管路支架，或者是在弯管处以及连接的地方设置有管路支架。

蓄能器17能将系统中的能量储存起来，当整个液压系统需要能量时，将之前存储的能量和位能转变成液压能释放出来，进而重新补给系统。能够保证整个试验液压系统内部的压力正常。

冷却系统包括水冷模块、氟冷模块和第二温度传感器19，水冷模块通过水泵进行水循环，将管路油液热量带走，当水冷无法满足要求，且第二温度传感器19的温度无法下降时，打开氟冷模块进行辅助冷却，从而为回油油路进行降温。

图2为实验台液压系统的主视图，油箱系统主要包括截止阀2、液位计3、空气滤清器4、液位继电器5、第一温度传感器6和第一过滤器7。液位计3安装于液压泵站的右侧、主要对液压油液的高度进行实时监控，空气滤清器4用以清除空气中的微粒杂质，减少设备磨损，液位继电器5用作特定油液高度的触发器。由电机带动液压泵工作，油箱1中的油经过第一过滤器7的过滤作用进入航空液压泵后再从出口流出，最后进入待测管路中。为了实现保压，在航空管路试验平台左侧有蓄能器17，在被测管路左右两侧有第三截止阀221与第四截止阀222。另外液压油返回油箱1内需要经过冷却器冷却到合适的存储温度。

油箱系统的最大工作压力60Mpa，最大流量为12L/min。该油箱系统内的液压油可以调节可以控制。工作压力和流量适用于检测34.5Mpa甚至更高压力下的一般民用大飞机以及军用航空液压管路的性能测试。而测试航空液压泵在不同压力下和流量下的压力特性，采用两端的压力传感器检测，并采用数据采集和处理，最终输出性能数据特性与图表的变化。

在一个实例中，如图1所示，在实验台液压系统中传感器主要包括两个第一压力传感器211、第二压力传感器212、第一温度传感器6和第二温度传感器19，分别安装于泵站系统伺服阀18后和接头总成的节流阀20前，对系统流量和温度起到实时监控作用。此外，在对实验管路进行性能测试时能通过应变片采集管路应变，通过加速度传感器采集管路加速度数据。传感器与航空液压管路性能测试实验台相适配，适用于高压测试。

如图1所示，电机采用变频电机，航空液压泵采用定排量液压泵8，通过改变航空液压泵的转速和斜盘倾角以测试航空液压泵在不同压力和流量下的振动特性。

在一个实例中，导管安装台架的作用使被测航空管路安装在导管安装台架上，用于支撑固定被测管路。管路被牢牢的固定住，不会有任何位移。支架之间会存在微小变形。

控制系统分为两部分，第一部分为电控柜，用来控制泵站系统中定排量液压泵的开启和停止，并可控制卸荷阀10卸荷，此外还设有急停按钮以便在紧急情况下停止泵站系统工作；第二部分为控制器，用来控制伺服阀18的开启位置，从而控制流量和压力。

在一个实例中，航空液管路性能测试台的主要尺寸：整体测试台的高为1660mm、宽度为1200mm。其中液压泵站的总高为795mm，总的宽度为1200mm。移动控制器的高度900mm。

在一个优选实施例中，第一温度传感器6能够检测实时测量整个油箱内部液压油的温度，保护整个液压油温度始终处于一个安全值的范围之内。当油液量过低时，通过液位继电器5的作用，利用液体的导电性，当液面过低时就会自动切断电源。起到保护的作用。

在一个优选的实施例中，如图4所示，通过液压泵8及经由液压泵连接的航空管路加载冲击载荷，液压泵8可以使用控制器调节变量泵出口压力实现冲击载荷加载，或者可以通过控制油箱关闭和启动液压泵8实现冲击载荷加载。

本发明对被测管路的测试过程为：

S1、对实验测试航空液压管路进行安装，通过支架和卡箍将管路固定在实验台架上，安装加速度传感器或者应变片准备数据采集，并连接信号线打开数据采集系统进行调试；

S2、实验管路两端和软管进行连接，进油软管连接不锈钢硬管，不锈钢硬管再通过软管和泵站系统进行连接，回油软管连接不锈钢硬管，不锈钢硬管中间安装接头总成，随后连接到冷却系统回到油箱1，到此实验台实验管路安装完成；

实验管路通过软管、不锈钢管路与泵站系统进行连接。

S3、关闭第三截止阀221，调节高压溢流阀9，使油液通过第一截止阀12到达径向压力表13，通过观察径向压力表13中的压力变化，来达到实验压力最大值，防止压力过高导致事故发生；

S4、开启电控柜卸荷，启动液压泵8；

S5、通过控制器输出信号调节伺服阀18达到最大开度，关闭卸荷阀10，同时通过数据采集系统采集的压力数据信息调节节流阀20的开度和伺服阀18开度，最终达到想要的压力；

S6、控制器输出定值信号来保持压力能进行静压实验，也可通过控制器给定变化信号曲线到伺服阀18实现圧力曲线加载；

S7、利用采集系统采集应变片应力数据、加速度传感器加速度数据、压力数据和温度数据进行后续分析，采集结束后开启卸荷阀10停止控制器控制程序运行，并停止液压泵8运行，实验结束。

在本申请所提供的实施例中，应该理解到，所揭露的装置也可以通过其他的方式实现。以上所描述的装置实施例仅是示意性的。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有而各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。因注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

Claims (6)

1.一种高压航空液压管路性能测试实验台，其包括泵站系统、被测航空液压管路、接头总成、冷却系统、控制系统和采集系统，其特征在于，

所述泵站系统包括油箱、电机泵组、高压溢流阀、卸荷阀、过滤器、径向压力表、伺服阀、第四截止阀及传感器组件，油液经过定排量液压泵、单向阀后，第一支路通过高压溢流阀和卸荷阀后回到油箱，第二支路通过第二过滤器、第三过滤器后分接至蓄能器和伺服阀，蓄能器通过油液起到保压作用，伺服阀控制油液流量及压力，油液经伺服阀、第一压力传感器、第三截止阀到达被测管路，经过被测管路后依次通过第四截止阀和第二压力传感器，再由节流阀配合控制压力回到油箱；

所述接头总成包括第四截止阀、第二压力传感器及节流阀，所述第四截止阀用以控制实验管路和接头总成部分中的节流阀和第二压力传感器之间的连接，便于后期维护，所述第二压力传感器安装于实验管路与节流阀之间，能监控实验管路内部压力；

所述冷却系统包括水冷模块、氟冷模块和第二温度传感器，水冷模块通过水泵进行水循环，将管路油液热量带走，当水冷无法满足要求，且第二温度传感器的温度无法下降时，打开氟冷模块进行辅助冷却，从而为回油油路进行降温；

所述控制系统包括电控柜和控制器，分别控制泵站系统和伺服阀的启停，所述电控柜连接强电，所述控制器连接弱电，能输出控制信号；

所述采集系统包括压力传感器、温度传感器、加速度传感器、应变片和数据采集装置，所述数据采集装置能将加速度传感器、压力传感器、温度传感器以及应变片采集到的应变数据进行收集、实时显示及保存；

所述被测航空液压管路通过高压软管及不锈钢硬管与泵站系统相连，通过调整泵站系统中的伺服阀阀芯位置和接头总成中的节流阀开度，能控制实验台的系统压力，泵站系统和接头总成中的压力传感器对系统压力进行实时监控；

所述泵站系统中的高压溢流阀压力值设置为预设阈值，以满足高压力循环实验的需要，同时保证试验安全裕度。

2.根据权利要求1所述的高压航空液压管路性能测试实验台，其特征在于，测试试验台包括导管安装台架，所述导管安装台架上平行设置多个管路支架，对所述航空管路进行支撑固定。

3.根据权利要求1所述的高压航空液压管路性能测试实验台，其特征在于，所述油箱系统包括截止阀、液位计、空气滤清器、液位继电器、第一温度传感器和第一过滤器，液位计安装于液压泵站的右侧，对液压油液的高度进行实时监控，油箱中的油经第一过滤器过滤后进入航空液压泵，在被测管路左右两侧设有第三截止阀与第四截止阀。

4.根据权利要求1所述的高压航空液压管路性能测试实验台，其特征在于，所述高压软管的接头采用锥螺纹密封形式并装有密封环，所述泵站系统最大工作压力为60MPa，最大流量为12L/min。

5.根据权利要求1所述的高压航空液压管路性能测试实验台，其特征在于，所述第一压力传感器、第二压力传感器、第一温度传感器和第二温度传感器分别安装于泵站系统伺服阀和接头总成的节流阀前，对系统流量和温度实时监控。

6.一种根据权利要求1-5之一所述的高压航空液压管路性能测试实验台的测试方法，其特征在于，其包括以下步骤：

S1、对实验测试航空液压管路进行安装，通过支架和卡箍将管路固定在实验台架上，安装应变片准备数据采集，并连接信号线打开数据采集系统进行调试；

S2、通过软管、不锈钢管路将实验管路与泵站系统进行连接，回油管路通过冷却系统连接至油箱；

S3、关闭第三截止阀、调节高压溢流阀，使油液通过截止阀到达径向压力表，通过观察径向压力表中的压力变化，来达到实验压力最大值，防止压力过高导致事故发生；

S4、开启电控柜卸荷，启动液压泵；

S5、通过控制器输出信号调节伺服阀达到最大开度，关闭卸荷阀，同时通过采集系统采集的压力数据调节节流阀的开度和伺服阀开度，以达到预设压力值；

S6、控制器输出定值信号来保持压力能进行静压实验，通过控制器给定变化信号曲线到伺服阀实现圧力曲线加载；

S7、利用采集系统采集应变片应力数据、加速度传感器加速度数据、压力数据和温度数据进行分析，采集结束后开启卸荷阀，停止程序运行及液压泵运行，实验完成。

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