CN115126748A - 一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统及试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空液压油适航验证领域，公开了一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统及试验方法，包括处于同一主回路的阀测试回路、用于控制油液温度的温度控制系统、用于控制油液流量的流量控制系统、用于容纳油液的油箱系统和用于输出油液的供油系统；所述阀测试回路包括并联的第一测试模块和第二测试模块；所述第一测试模块包括相连接的第一球阀、第一换向阀和第一测试阀；第二测试模块包括相连接的第二球阀和第二测试阀；所述第一测试阀和第二测试阀的出口均与加样阀连接。本发明能够为验证航空液压油对流量控制阀腐蚀与寿命影响测试提供符合标准的测试环境，在有效验证液压油对阀的腐蚀情况的同时，能匹配较多的试验阀，适配性高，运作可靠。

Description

一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统及试验方法

技术领域

本发明涉及航空液压油适航验证领域，具体涉及一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统及试验方法。

背景技术

航空工业随着液压技术的迅速发展得到了广泛的应用，在现代飞机的操作系统及发动机的供油量控制中普遍采用了液压系统。飞机液压系统是指飞机上以液压油为工作介质，靠油压驱动执行机构完成特定操纵动作的整套装置。当电机处于滑跑、起飞、加速、升降等各种工况时，需采用机械液压控制系统来改变动力装置的推力以满足飞行中的不同需要。如飞机发动机输出功率大幅度变化时，供油量将成倍变化，在这种供油量的变化的情况下，液压系统需满足起动、加速、加力、减速等过渡过程的控制要求，以保证动力装置不出现超转、超载、过热、喘振和熄火等，既能稳定、又能可靠地工作。

在飞机液压系统中，航空液压油流量控制阀占据一个十分重要的地位，它直接影响到液压系统的运作效果。当航空液压油经长时间使用后会对流量控制阀造成严重腐蚀，会造成流量控制阀控制失效，以致于航空液压油流量失控，液压系统则无法准确执行要求的控制操作，以致于控制错误或是控制失灵，引发航空事故。故而，针对航空液压油对流量控制阀腐蚀与寿命影响的适航验证的操作十分重要，需要通过严苛的标准试验验证航空液压油对流量控制阀的腐蚀性能，进而验证航空液压油的适航性，保证航空运行的安全。

但是，由于航空液压油与流量控制阀的运行环境和条件极具特殊性，现有的试验系统中，针对航空液压油对流量控制阀的腐蚀与寿命影响方面的试验系统仍存在空白。因此，目前亟需一种针对性的具备完成航空液压油流量控制阀寿命试验测试能力的系统。

发明内容

本发明意在提供一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统及试验方法，本发明能够为验证航空液压油对流量控制阀腐蚀与寿命影响测试提供符合标准的测试环境，在有效验证液压油对阀的腐蚀情况的同时，能匹配较多的试验阀，适配性高，运作可靠。

为达到上述目的，本发明提供如下方案：

方案一：

一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统及试验方法，包括处于同一主回路的阀测试回路、用于控制油液温度的温度控制系统、用于控制油液流量的流量控制系统、用于容纳油液的油箱系统和用于输出油液的供油系统；所述油箱系统、供油系统、流量控制系统、阀测试回路和温度控制系统依次连接；且所述温度控制系统还与油箱系统连接；

所述阀测试回路包括并联的第一测试模块和第二测试模块；所述第一测试模块包括相连接的第一球阀、第一换向阀和第一测试阀，所述第一换向阀用于按预设时间间隔改变第一测试阀的阀芯状态；第二测试模块包括相连接的第二球阀和第二测试阀，所述第二测试阀的阀芯状态受电磁控制并按预设时间间隔改变；所述第一测试阀和第二测试阀的出口均与加样阀连接，所述加样阀用于注入测试剂。

本方案的工作原理及优点在于：由油箱系统储存辅助测试的油液，并由供油系统完成油液的输出，在长时间的试验过程中，油液在处于同一主回路的油箱系统、供油系统、流量控制系统、阀测试回路和温度控制系统中循环运转，与此同时，流量控制系统和温度控制系统共同作用以调节试验系统中的参与运转的油液参数，包括温度、流量等，以使得油液达到符合试验标准的状态，达到标准的油液在阀测试回路中反复运转，同时，测试模块按预设时间间隔改变测试阀的阀芯状态以达到试验目的。

本方案搭建得到的试验环境符合现有国际标准规定的航空液压油对流量控制阀的测试要求，有效填补了现有试验系统中航空液压油对流量控制阀的腐蚀与寿命影响试验方面存在的空白，为流量控制阀的腐蚀与寿命影响试验、适航验证等提供了有效的试验基础，具备较高的应用价值。并且，本方案的阀测试回路中设有两个测试模块，能够同时对两个测试阀开展试验，突破了标准测试原理中的单个阀试验的限制的同时，提升了试验的适应性并依旧能够保证测试环境的可靠性。

进一步，所述温度控制系统包括相连接的热交换机和冷热一体机，所述冷热一体机的进出口均与热交换机连接；所述温度控制系统与油箱系统之间连接有过滤器。

这样设置，热交换机和冷热一体机配合可实现油液的升温和降温工作，保证输入阀测试回路时的液压油能够达到目标温度，并且设置了过滤器，使得经温度控制系统输回至油箱系统的油液中无多余杂质，以免影响油液的下一次工作循环。

进一步，所述流量控制系统包括并联设置的超压泄压保护回路和旁路保护回路。

这两个回路的设置，能够有效保证试验系统的压力运作稳定，有效防止压力冲击和噪声的产生，系统运作的安全性和稳定性更好。

进一步，还包括泄油回路；所述泄油回路包括相连接的泄油球阀和泄油过滤器；所述泄油回路分别与供油系统和温度控制系统连接。

泄油回路的设置能够及时排除供油系统运作时产生的内泄油，有助于保证供油系统的运作的稳定性，避免其被内泄油影响。

进一步，阀测试回路还包括第一温度传感器、第一压力传感器、第二压力传感器和第一流量计；所述第一温度传感器和第一压力传感器依次设置在第一测试模块和第二测试模块之前；所述第二压力传感器和第一流量计均设于第一测试模块和第二测试模块之后。

温度传感器、压力传感器及流量计的设置，能够对流经测试模块之前和之后的油液参数进行实时监测，这样设置，能够通过油液参数变化及时分析测试模块，即测试阀与油液之间的影响关系，有助于测试阀及油液的性能分析，同时有助于及时分析管控试验进程，进一步提升了系统可靠度。

进一步，所述第一测试阀为标准试验阀，所述第二测试阀为机载电磁阀。

参与试验验证的测试阀可以为标准采用的标准试验阀，还可以是商品电磁阀类的机载电磁阀，这样设置，系统的试验对象多样，为适航验证提供了更大的选择空间和试验空间，在实际应用中，本方案能够针对相应的飞机型号选择对应的电磁阀开展腐蚀试验等，能够较好地验证油液与阀部件的适应性。

进一步，所述油液为磷酸酯液压油。

磷酸酯液压油属于民用航空液压油，本系统采用该类液压油作为油液，作为系统的运转对象和测试对象，能够真实模拟流量控制阀的运作环境，构建得到符合标准的有效的试验环境，有效验证民用航空液压油对流量控制阀的腐蚀影响与寿命影响。

进一步，所述供油系统包括相连接的电机和液压泵，所述电机为变频变速电机。

选用变频变速电机控制液压泵的转速，能够适应不同型号的液压泵，其试验条件范围更大，试验覆盖面更广。

方案二：

一种航空液压油流量控制阀寿命试验方法，采用如上述的一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统，包括以下步骤：

步骤1：开启供油系统，电机控制液压泵运作；

步骤2：打开第一球阀或第二球阀；

步骤3：调节流量控制系统使得经过第一测试阀或第二测试阀的油液流量达到目标流量；通过温度控制系统调节油液温度，并使得油液温度达到目标温度；

步骤4：根据预设时间间隔调整第一测试阀或第二测试阀的阀芯方向；

步骤5：在预设时间节点从取样阀获取油液样本。

本方案的效果及优点在于：通过打开第一球阀或第二球阀，可以达到对不同测试阀(第一测试阀或第二测试阀)的试验目的，能够较好地验证油液与不同阀部件的适应性，以及油液对不同阀部件造成的影响，操作方便，控制简单。并且方法执行时按照目标温度、预设时间间隔、预设时间节点操作，步骤安排与国际标准测试要求完美适配，试验可靠度较高。

进一步，在步骤4中，在系统运行时间达到200h时，从加样阀处加入测试剂。

这样设置，通过及时补充测试剂，以保证油液中的相关元素含量处于标准水平线上，进一步提升了试验的有效度和可靠度。

附图说明

图1为本发明实施例一的一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统的系统原理图；

图2为本发明实施例一的一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统的系统原理图的区域划分示意图；

图3为本发明实施例一的一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统的系统原理图的油箱系统区域局部示意图；

图4为本发明实施例一的一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统的系统原理图的泄油回路区域局部示意图；

图5为本发明实施例一的一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统的系统原理图的流量控制系统区域局部示意图；

图6为本发明实施例一的一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统的系统原理图的阀测试回路区域局部示意图；

图7为本发明实施例一的一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统的系统原理图的温度控制系统区域局部示意图；

图8为本发明实施例一的一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统的系统原理图的区域划分示意图；

图9为本发明实施例一的一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统的整体结构轴侧图；

图10为本发明实施例一的一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统的整体结构主视图；

图11为本发明实施例一的一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统的整体结构俯视图；

图12为本发明实施例一的一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统的整体结构右视图。

具体实施方式

下面通过具体实施方式进一步详细的说明：

说明书附图中的标记包括：氮气瓶1、一号减压阀2、一号球阀3、一号压力传感器4、氮气过滤器5、比例减压阀6、电磁阀7、二号压力传感器8、一号单向阀9、加油过滤器10、二号球阀11、安全阀12、油箱温度传感器13、油箱液位传感器14、油箱15、手动放油球阀16、三号球阀17、供油过滤器18、三号压力传感器19、三号温度传感器20、四号球阀21、电机22、钟型罩和联轴器23、液压泵24、五号球阀25、五号温度传感器26、五号压力传感器27、泄油过滤器28、泄油流量计29、二号单向阀30、六号球阀31、六号压力传感器32、六号温度传感器33、插装式单向阀34、第一油液过滤器35、插装式溢流阀36、插装式电磁阀37、插装式节流阀38、比例节流阀39、区域流量计40、第一温度传感器41、第一压力传感器42、第二球阀43、第二测试阀44、七号球阀45、第一测试阀46、第二压力传感器47、测试流量计48、三号单向阀49、八号温度传感器50、八号球阀51、第一换向阀52、四号单向阀53、热交换机54、九号球阀55、冷热一体机56、第二油液过滤器57、第一流量计58、五号单向阀59、取样阀60、加样阀61。

实施例一：

实施例基本如附图1至附图12所示，其中，图1和图2为液压原理图；图3、图4、图5、图6、图7和图8为液压原理图；图9、图10、图11和图12为系统结构图。

一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统，包括处于同一主回路的阀测试回路、用于控制油液温度的温度控制系统、用于控制油液流量的流量控制系统、用于容纳油液的油箱系统、用于输出油液的供油系统和用于排出内泄油的泄油回路；所述油箱系统、供油系统、流量控制系统、阀测试回路和温度控制系统依次连接；且所述温度控制系统还与油箱系统连接；温度控制系统和供油系统之间连接泄油回路。

阀测试回路包括并联的第一测试模块和第二测试模块；第一测试模块包括相连接的第一球阀、第一换向阀52和第一测试阀46，所述第一换向阀52用于按预设时间间隔改变第一测试阀46的阀芯状态；具体地，第一球阀设有两个，即附图1中所示的七号球阀45和八号球阀51，七号球阀45与第一测试阀46的P口相连接，八号球阀51与第一测试阀46的C口相连接，第一换向阀52设于C口前与连接C口的八号球阀51相连，第一换向阀52可控制改变油液的输入方向，即由C1口输入或是由C2口输入。并且，第一换向阀52还通过四号单向阀53与温度控制系统相连。

第二测试模块包括相连接的第二球阀43和第二测试阀44；所述第二测试阀44的阀芯状态受电磁控制并按预设时间间隔改变；其中，第一测试阀46为标准试验阀，所述第二测试阀44为机载电磁阀7。另外，本方案所设置的标准试验阀和机载电磁阀均为可靠的符合国际标准的标准件，这样设置，以标准件为测试参考，便于准确评估参与系统试验的油液对标准件的影响，保证试验的真实性和可靠性。具体地，第一测试模块中，由第一换向阀52改变液压方向进而推动第一测试阀46的阀芯变动；第二测试模块中，由电磁控制第二测试阀44的阀芯变动。第一测试阀46和第二测试阀44的出口均与加样阀61连接，加样阀61用于注入测试剂。加样阀61还通过依次设置的三号单向阀49和八号温度传感器50与温度控制系统连接。

阀测试回路还包括第一温度传感器41、第一压力传感器42、第二压力传感器47和第一流量计58；所述第一温度传感器41和第一压力传感器42依次设置在第一测试模块和第二测试模块之前；所述第二压力传感器47和第一流量计58均设于第一测试模块和第二测试模块之后。

温度控制系统包括相连接的热交换机54和冷热一体机56，所述冷热一体机56的进出口均与热交换机连接；并且，冷热一体机56与热交换机之间还连接有九号球阀55。所述温度控制系统与油箱系统之间依次连接有第二油液过滤器57、第一流量计58和五号单向阀59。热交换器和冷热一体机56可实现油液的升温和降温工作，保证进阀测试回路时的油液能够达到目标温度。

流量控制系统，包括主出油路，以及与主出油路连接的并联设置的超压泄压保护回路、旁路保护回路和控制回路。具体地，超压泄压保护回路包括插装式溢流阀36，旁路保护回路包括插装式电磁阀37；控制回路包括并联的插装式节流阀38和比例节流阀39，其中，在进行流量调节时，由插装式节流阀38粗调主出油路流量，由比例节流阀39精确调控主出油路流量与进入阀测试回路的油液流量，二者协调进行达到控制油液流量，降低油液压力的目的，区域流量计40监控通过插装式节流阀38和比例节流阀39的油液流量。所述主出油路上设有六号压力传感器32、六号温度传感器33、插装式单向阀34和第一油液过滤器35。

泄油回路包括相连接的泄油球阀(即五号球阀25)和泄油过滤器28；具体地，五号球阀25和泄油过滤器28之间还连接有五号温度传感器26和五号压力传感器27，泄油过滤器28与二号单向阀30之间连接有泄油流量计29，泄油回路与温度控制系统通过二号单向阀30连接。

油箱系统包括油箱15，所述油箱15上设有充气口、进油口、回油口、出油口和排油口，其中，充气口连接进气路，所述进气路包括依次连接的氮气瓶1、一号减压阀2、一号球阀3、一号压力传感器4、氮气过滤器5、比例减压阀6、电磁阀7和二号压力传感器8；进油口通过单向阀连接进油路，所述进油路包括一号单向阀9、加油过滤器10和二号球阀11，油液由加油口经过进油路输入至油箱15中，并且，本实施例中，采用的油液为IV型磷酸酯液压油。油箱15上还设有安全阀12、油箱温度传感器13、油箱液位传感器14和手动放油球阀16。其中，安全阀12用于防止油箱15超压，手动放油球阀16与排油口连接，用于排油。

供油系统包括相连接的电机22和液压泵24，所述电机22为变频变速电机22，液压泵24通过六号球阀31与流量控制系统相连。本实施例中，电机22和液压泵24之间还连接有钟型罩和联轴器23；液压泵24排油口的输出压力大于3000psig±150psig；液压泵24的吸油口经四号球阀21、三号压力传感器19、三号温度传感器20、供油过滤器18和三号球阀17后连接油箱15出油口，液压泵24的泄油口与泄油回路连接。具体地，电机22工作时，会带动液压泵24从油箱15吸油，经液压泵24的排油口输出高压的油液至流量控制系统，经液压泵24的泄油口将内泄油输出至泄油回路。

本实施例还提供一种航空液压油流量控制阀寿命试验方法，采用如上述的一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统，包括以下步骤：

步骤1：开启供油系统，电机22控制液压泵24运作。

具体地，打开所述供油系统中的三号球阀17和四号球阀21，通过电机22控制液压泵24转动，固定液压泵24输出流量，使得油液从油箱15出油口输出后经供油过滤器18过滤后进入液压泵24吸油口，与此同时，三号压力传感器19和三号温度传感器20监控油液进入液压泵24之前的温度和压力。

步骤2：打开第一球阀或第二球阀43。

具体地，本实施例中，打开第二球阀43，同时，关闭第一球阀，即关闭七号球阀45及八号球阀51。此种情况下，由电磁推动阀芯关闭第二测试阀44。

步骤3：调节流量控制系统使得经过第一测试阀46或第二测试阀44的油液流量达到目标流量；通过温度控制系统调节油液温度，并使得油液温度达到目标温度。

本实施例中，目标流量为100mL/min；目标温度为107℃±6℃。并且，在整个试验过程中(整个试验过程定义为500h)，由温度控制系统调节使得第一温度传感器41测得的油液温度保持为目标温度。

步骤4：根据预设时间间隔调整第一测试阀46或第二测试阀44的阀芯方向；在系统运行时间达到200h时，从加样阀61处加入测试剂。

本实施例中，预设时间间隔为5min，每隔五分钟调整一次第二测试阀44的阀芯方向，使得第二测试阀44打开，并保持六秒钟后恢复原状态，即关闭第二测试阀44，在整个试验过程中，重复此动作，与此同时，测试流量计48实时监控第二测试阀44关闭状态下的油液流量。并且在系统运行时间达到200h时，从加样阀61处加入测试剂，本实施例中测试剂为三氯乙烷测试剂，这样设置，能够有效保证试验系统中的油液的氯含量为1000ppm+200/-000ppm，满足标准测试要求，保证整体测试运作的有效性。

步骤5：在预设时间节点从取样阀60获取油液样本。

本实施例中，预设时间节点定义为100h、200h、350h和500h，在上述时间节点时从取样阀60中获取油液样本以便后续试验分析。

优选地，在上述方法中，若所述油液为V型磷酸酯液压油，所述目标温度还可调节为135℃±6℃，同时，在加样阀61处添加测试剂时，保证氯含量为200ppm+20/-00ppm。

本实施例一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统及试验方法，组建得到了满足国际航空液压油适航试验标准的试验环境，整体系统能够实现长时间的循环运作，并在循环运作中，能够准确通过流量控制系统、温度控制系统等保持其中运转的油液处于标准试验状态，阀测试回路也能够按照时间间隔对测试阀执行控制操作，整体试验过程集成化自动化，整体试验环境标准化真实化。

本方案有效填补了现有试验系统中在航空液压油对流量控制阀的腐蚀与寿命影响测试方面存在的空白。现有的试验系统均是针对普通的液压油进行试验的系统，而没有针对航空用液压油进行试验的系统。更重要的是，现有的试验系统只能验证常规液压油对普通的生产制造设备用的流量控制阀的影响，同时，由于常规液压油的腐蚀性远没有航空液压油高，在进行其针对流量控制阀的腐蚀性试验时，其能达到的验证标准也相对较低。相对地，由于航空用流量控制阀的运作环境更为特殊，航空液压油的特性及运转环境也更为特殊，这使得现有的试验系统无法套用。而针对性的试验系统就结构设置上则存在一定技术壁垒，虽相关的国际标准试验文件给出了基本的测试原理图，但由于执行航空液压油对航空用流量控制阀的腐蚀与寿命影响测试试验时，需要达到长运作时间、保持严苛的标准试验参数等特殊条件，以致于原理运作与实际实施之间存在较大的差距，原理无法得到有效的执行。而本方案则攻破了该技术壁垒，从基本原理出发，通过层层结构设计及细化，构建了完善的可靠的符合标准的航空液压油流量控制阀寿命试验系统。

并且，阀测试回路设有两个测试模块，可将标准试验阀和机载电磁阀7同时并联引入试验系统中，在长时间试验过程中可选择标准试验阀和机载电磁阀7中的其一开展试验，也可同时对其二者开展试验。本方案这样设置，充分利用了电磁阀7受电磁控制的特性，并配合以第一换向阀52，能够有效实现对两个测试阀阀芯的针对性控制，保证了系统在同时处理多个试验对象时的运作有效性和可靠性。相比于相关标准航空液压油流量控制阀文件中展示的仅对单个阀进行测试的测试方法，本方案则突破了标准的局限，通过巧妙的液压原理设计和系统结构排布，使得试验系统能够支持多个阀同时进行试验，有效提升了试验系统的适应性，能够较好地验证油液与不同阀部件的适应性，并保持了试验环境的标准性和有效性。

此外，本方案的系统中，在各个结构的多个节点均设置了温度传感器、压力传感器和流量计，通过简单的测量装置排布，对整体试验环境进行了细致的监控，能够全方位地把控系统运行状态，保证了长时间试验过程中的安全性，系统稳定性好，可靠度高。

实施例二：

一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统，同实施例一中所述系统相同，故不赘述。

一种航空液压油流量控制阀寿命试验方法，在实施例一的基础上，对步骤2和步骤3作了改变：

步骤2：打开第一球阀或第二球阀43。

具体地，本实施例中，打开第一球阀，即打开七号球阀45和八号球阀51，同时关闭第二球阀43。此种情况下，电磁控制第一换向阀52，使得油液由C2口进入第一测试阀46，油液由C1口自第一测试阀46排出时，油液会推动阀芯以关闭第一测试阀46。

步骤3：调节流量控制系统使得经过第一测试阀46或第二测试阀44的油液流量达到目标流量；通过温度控制系统调节油液温度，并使得油液温度达到目标温度。

本实施例中，目标流量为300mL/min；目标温度为107℃±6℃。并且，在整个试验过程中(整个试验过程定义为500h)，由温度控制系统调节使得第一温度传感器41测得的油液温度保持为目标温度。

优选地，在上述方法中，若所述油液为V型磷酸酯液压油，所述目标温度还可调节为135℃±6℃，同时，在加样阀61处添加测试剂时，保证氯含量为200ppm+20/-00ppm。

本实施例一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统及试验方法，相比于实施例一，对测试方法作了调整，系统可实现不同的测试方法，试验不同类型的民用航空液压油，测试更具多样性。

以上所述的仅是本发明的实施例，方案中公知的具体结构及特性等常识在此未作过多描述，所属领域普通技术人员知晓申请日或者优先权日之前发明所属技术领域所有的普通技术知识，能够获知该领域中所有的现有技术，并且具有应用该日期之前常规实验手段的能力，所属领域普通技术人员可以在本申请给出的启示下，结合自身能力完善并实施本方案，一些典型的公知结构或者公知方法不应当成为所属领域普通技术人员实施本申请的障碍。应当指出，对于本领域的技术人员来说，在不脱离本发明结构的前提下，还可以作出若干变形和改进，这些也应该视为本发明的保护范围，这些都不会影响本发明实施的效果和专利的实用性。本申请要求的保护范围应当以其权利要求的内容为准，说明书中的具体实施方式等记载可以用于解释权利要求的内容。

Claims (10)

1.一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统，其特征在于，包括处于同一主回路的阀测试回路、用于控制油液温度的温度控制系统、用于控制油液流量的流量控制系统、用于容纳油液的油箱系统和用于输出油液的供油系统；所述油箱系统、供油系统、流量控制系统、阀测试回路和温度控制系统依次连接；且所述温度控制系统还与油箱系统连接；

所述阀测试回路包括并联的第一测试模块和第二测试模块；所述第一测试模块包括相连接的第一球阀、第一换向阀和第一测试阀，所述第一换向阀用于按预设时间间隔改变第一测试阀的阀芯状态；第二测试模块包括相连接的第二球阀和第二测试阀，所述第二测试阀的阀芯状态受电磁控制并按预设时间间隔改变；所述第一测试阀和第二测试阀的出口均与加样阀连接，所述加样阀用于注入测试剂。

2.根据权利要求1所述的一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统，其特征在于，所述温度控制系统包括相连接的热交换机和冷热一体机，所述冷热一体机的进出口均与热交换机连接；所述温度控制系统与油箱系统之间连接有过滤器。

3.根据权利要求1所述的一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统，其特征在于，所述流量控制系统包括并联设置的超压泄压保护回路和旁路保护回路。

4.根据权利要求3所述的一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统，其特征在于，还包括泄油回路；所述泄油回路包括相连接的泄油球阀和泄油过滤器；所述泄油回路分别与供油系统和温度控制系统连接。

5.根据权利要求1所述的一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统，其特征在于，阀测试回路还包括第一温度传感器、第一压力传感器、第二压力传感器和第一流量计；所述第一温度传感器和第一压力传感器依次设置在第一测试模块和第二测试模块之前；所述第二压力传感器和第一流量计均设于第一测试模块和第二测试模块之后。

6.根据权利要求1所述的一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统，其特征在于，所述第一测试阀为标准试验阀，所述第二测试阀为机载电磁阀。

7.根据权利要求5所述的一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统，其特征在于，所述油液为磷酸酯液压油。

8.根据权利要求1所述的一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统，其特征在于，所述供油系统包括相连接的电机和液压泵，所述电机为变频变速电机。

9.一种航空液压油流量控制阀寿命试验方法，其特征在于，采用如权利要求1-8中任一项所述的一种航空液压油流量控制阀寿命试验系统，包括以下步骤：

步骤1：开启供油系统，电机控制液压泵运作；

步骤2：打开第一球阀或第二球阀；

步骤3：调节流量控制系统使得经过第一测试阀或第二测试阀的油液流量达到目标流量；通过温度控制系统调节油液温度，并使得油液温度达到目标温度；

步骤4：根据预设时间间隔调整第一测试阀或第二测试阀的阀芯方向；

步骤5：在预设时间节点从取样阀获取油液样本。

10.根据权利要求1所述的一种航空液压油流量控制阀寿命试验方法，其特征在于，在步骤4中，在系统运行时间达到200h时，从加样阀处加入测试剂。

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