CN116465613A - 模拟飞机液压蓄压器充放气试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开的一种模拟飞机液压蓄压器充放气试验方法，不受操作者影响，测试数据可靠，测量效率高。本发明通过下述技术方案实现：气体通过通气轴连通的管嘴注入充放控制筒内，顶杆通过充放控制筒上端的密封圈形成不漏气的环密封，充气气体通过充放控制筒内传向压力表和蓄压器单向阀，通过气压顶开单向阀顶杆，单向阀锥面密封打开，充气气体进入蓄压器气腔，与蓄压器液腔形成压强差，带动蓄压器内活塞运动；放气时，管嘴脱离气管，旋转手柄带动顶杆向下移动，下移的顶杆下端面与蓄压器单向阀顶杆上端面接触后，继续带动所述单向阀顶杆向下移动，突破单向阀锥面密封，气腔内气体利用压强差，通过过充放控制筒内部，经管嘴排出，完成充放气试验。

Description

模拟飞机液压蓄压器充放气试验方法

技术领域

本发明涉及液压储能器充气及测压装置技术领域蓄压器类产品用来充、放气的试验装置，通过该装置对蓄压器气腔进行充、放气，进而使活塞往复运动，用来模拟蓄压器类产品在飞机上的真实运动情况，达到试验目的。

背景技术

蓄压器是许多工程领域常见的设备，蓄能器顾名思义，是用来存储能量的，作为一种手段，通过蓄压器能量可以被存储起来并有时用来将较小连续的能量转化为短时激增的能量，反之亦然。蓄压器可以是电动的、流体的或机械的，采取的形式可以是可再充电电池或液压蓄压器、电容、压缩器、蒸汽蓄压器、有很多形式，蓄能器按照加载方式可分为：重力式蓄能器、弹簧式蓄能器和充气式蓄能器等。液压蓄压器是液压启动系统中的能量存储装置。某些液压系统的执行元件是间歇动作，总的工作时间很短，有些液压系统的执行元件虽然不是间歇动作，但在一个工作循环内(或一次行程内)速度差别很大。对某些系统要求当泵发生故障或停电(对执行元件的供油突然中断)时，执行元件应继续完成必要的动作。例如为了安全起见，液压缸的活塞杆必须内缩到缸内。在这种场合下，需要有适当容量的蓄能器作紧急动力源。由于换向阀突然换向，液压泵突然停车，执行元件的运动突然停止，甚至人为的需要执行元件紧急制动等原因，都会使管路内的液体流动发生急剧变化，而产生冲击压力(油击)。虽然系统中设有安全阀，但仍然难免产生压力的短时剧增和冲击。这种冲击压力，往往引起系统中的仪表、元件和密封装置发生故障甚至损坏或者管道破裂，此外还会使系统产生明显的振动。若在控制阀或液压缸冲击源之前装设蓄能器，即可吸收和缓和这种冲击。泵的脉动流量会引起压力脉动，使执行元件的运动速度不均匀，产生振动、噪声等。气动应变能蓄能器是一种能量储存与供给装置，充放气时能以相对恒定的压力膨胀和收缩，充气膨胀时以拉伸橡胶材料的应变能和压缩空气能的形式储存能量，放气过程是充气过程的逆过程。气动应变能蓄能器在充气过程中受力会发生很大的几何变形。影响储能的因素主要是橡胶材料的应变和装置内气体的压力。充气式蓄能器漏气或压力不足，会对液压系统造成很大影响，是很多人可能会忽视的液压系统失效模式。当蓄能器作为辅助压力源时，如果漏气导致充气压力不足，蓄能器将无法提供足够的液压能，会导致液压泵电机频繁启停，无法起到节约能源的作用，甚至还会导致执行元件无法及时获得所需液压能的风险；当蓄能器作为作紧急动力源，如果漏气导致充气压力不足，蓄能器将无法提供足够的能量使执行元件归位；当蓄能器作为作吸收液压冲击目的使用时，如果漏气导致充气压力不足，蓄能器中没有足够的可压缩气体，用于吸收液压冲击，当液压冲击时，能吸收的冲击能量有限，仍有可能导致液压零件损坏的风险。液压系统上用于储存液压能量的蓄压器是一种吸收压力脉动与冲击压力的液压附件。这种蓄压器是储存压力的一个腔，其中，节流孔输出的高压油液，作为控制系统的起始动力，例如在空气减震器里面的空气压力不足时，给空气减震补齐，保证正常的压力和高度。蓄压器作用的物理过程为：气体发生器连续产生高压气体推动活塞运动，压缩活塞另一端的液压油，开始时只有节流阀打开，油液从节流孔流出；随着活塞运动速度的增加，油压逐渐增大，当其达到溢流阀的开启压力时，溢流阀打开，油液从节流孔和溢流孔同时流出；由于液压油出口面积增大，使其流出速度降低，从而降低油压。这样气压、油压和活塞运动速度处于一种动平衡状态，直到活塞运动到腔体底部、油压突变为零止。如果活塞运动到腔体底部时气体发生器尚未烧完，则气压继续上升直到烧完时达到极值，否则气压一直下降。

液压蓄能器是一种储存不可压缩液体位能并依靠某些外动力源来保持压力的装置，较为广泛地应用于机械供油系统和液压控制系统口。主要作用：暂时储存液压能量，在需要释放的时候释放；吸收液压系统在压力变化时产生的液压冲击。用于液压控制系统的蓄压器有多种类型。活塞蓄压器，囊袋蓄压器，隔板蓄压器，受重力和弹性载荷蓄压器。其中活塞式蓄压器其核心组件和动力源是一个气体发生器。该蓄压器的功能为：从控制系统的液压泵正常工作之前的时间内为控制系统提供一定的动力，控制其转弯航行、调整航向。液压蓄压器的主要任务之一是承载规定体积的液压系统的压力液体，并将其返回到系统需要的地方。通过被配置提供预定连续动力的泵来发动的任何液压系统，更大功率的泵在给定压力下能更快的抽送液压流体，同样也需要更多的能量。液压蓄压器也要执行很多的功能，包括能量存储、冲击、振动与脉动阻尼、能量恢复，体积流动补偿等类似的功能。

飞机上的液压源系统已成为现代飞机上一个非常重要的大系统。这个系统一般包括油泵、油箱、压力调节阀、储压器、油滤及冷却系统等。液压源包括泵、油箱、油滤系统、冷却系统、压力调节系统及蓄压器等，现代民航客机上一般有三个隔离且独立的液压源系统。它是利用液压源系统提供的液压能实现工作任务的系统。利用执行元件和控制调节元件进行适当的组合，即可产生各种形式的运动或不同顺序的运动。混入液压系统的空气会严重影响液压系统的性能，用于向飞机液压系统提供液压动力，重要元件蓄压器的功能就是要维持整个液压系统压力的平稳性；液压系统故障试飞是民用飞机适航验证的重要科目。压器是飞机液压系统暂时存储并适时提供液压能的装置,其对液压系统的正常可靠工作乃至飞行安全起着重要作用。飞机液压系统蓄压器的功用包括在系统对流量和压力需求量大时，辅助泵向系统供压。在正常工作期间减弱系统压力波动。储存能量，必要时向飞机的重要部件(如刹车)供压。④蓄积压力，以补充液压油箱中油液因蒸发、泄漏的耗损。飞机在飞行过程中，环境温度变化比较大，蓄压器内部气腔容积会随温度的变化发生较大的变化，从而导致其压力发生变化。起飞前，飞机处于地面，液压能源系统为蓄压器充压，蓄压器内部与系统压力保持一致。液腔体积增大：在飞机下降和着陆过程中，环境温度升高，气体膨胀。由于恢复供压的时候油泵的流量输出为零，同时液压蓄压器的压力已经降低到1800Psi,系统压力低于1800Psi,发动机驱动泵EDP恢复供压时候需要将对系统和蓄压器逐步充压。但由于单向阀的影响，蓄压器内多余油液不能排出，导致内部的压力增加，出现超压之类的问题，影响飞机的正常安全运营。

蓄压器随着现代化航空业的发展，飞机结构日益复杂化，飞机上部件要求亦越来越高，同时为了保证飞机上各部件的质量和装配要求，越来越多的飞机部件对液压蓄压器试验过程及步骤做出了严格要求。在试验过程中有着严格步骤规范，必须按步骤进行。因为液压蓄压器充、放气的试验结果的合格与否直接关系到部件产品的整体性能及使用寿命。由于在试验步骤中，蓄压器产品本身不具备气腔的自动充、放气功能，因此都需要借助试验装置来实现该步骤。这就需要有一套安装简单、操作方便的试验装置，使蓄压器类产品具备快速充、放气功能，以满足试验要求。

发明内容

为了使蓄压器类产品具备快速充、放气功能，以达到试验要求，本发明的任务是提供一种安装简单、操作方便安全，不受操作者影响，测试数据可靠，测量效率高，易于维护的模拟飞机液压蓄压器充放气试验方法。

本发明解决技术问题采用的技术方案：一种模拟飞机液压蓄压器充放气试验方法，具有如下技术特征：制备一个带有手柄1的蓄压器类产品充放气试验装置，手柄1插入充放控制筒3的顶杆2连接被测量介质设备，顶杆2从大到小渐变的阶梯轴通过对应配合的充放控制筒3伸出筒体可动地连接或插入蓄压器的单向阀接头12中；测压接头9径向通过充放控制筒3的第一节充放控制筒底部周向焊接的管嘴10与气管相连，气体通过通气轴5连通的管嘴10注入充放控制筒3内，顶杆2通过充放控制筒3上端的密封圈4形成不漏气的胶圈密封，充气气体只能通过充放控制筒3内传向压力表和蓄压器单向阀13，通过气压顶开单向阀顶杆14，使单向阀锥面密封15处打开状态，充气气体进入蓄压器气腔16内部，模拟气体进入流体腔与蓄压器液腔17形成压强差，带动蓄压器内活塞18运动，压力表时刻记录气压值；放气时，压力表始终和测压接头9相连，管嘴10脱离气管，旋转手柄1带动顶杆2向下移动，下移的顶杆2下端面与蓄压器单向阀顶杆14上端面接触后，继续带动所述单向阀顶杆14向下移动，突破单向阀锥面密封15，蓄压器气腔16内气体利用压强差，通过过充放控制筒3内部，经管嘴10排出，压力表时刻记录压力值至气体完全排出表示数为0，完成充放气试验。

本发明具有如下有益效果：

为克服负载必须给油液施加足够大的压力，本发明采用顶杆2从大到小渐变的阶梯轴通过对应配合的充放控制筒3伸出筒体可动地连接或插入蓄压器的端向单向阀接头12中；测压接头9径向通过充放控制筒3的第一节充放控制筒底部周向焊接的管嘴10与气管相连，气体通过通气轴5连通的管嘴10注入充放控制筒3内，所组成的模拟飞机液压蓄压器充放气试验方法结构简单、安装方便安全：在充、放气过程中，只需各接头接好专用试验设备，旋转手柄1，即可到达试验要求。采用带有手柄1且能插入充放控制筒3的顶杆2连接被测量介质设备与压力表的测压接头9，通用性强；采用充气气体只能通过充放控制筒3内传向压力表和蓄压器单向阀13，通过气压顶开单向阀顶杆14，使单向阀锥面密封15处打开状态，可确保高压源的持久稳定供给。

本发明在液压压力损失状态、以及伺服执行机构分配器故障状态下进行模拟，确保蓄压器初始压力以及漏气检查等其他事项,采用气体通过通气轴5连通的管嘴10注入充放控制筒3内，顶杆2通过充放控制筒3上端的密封圈4形成不漏气的胶圈密封，充气气体只能通过充放控制筒3内传向压力表和蓄压器单向阀13，通过气压顶开单向阀顶杆14，利用胶圈密封、锥面密封、端面密封三种密封方式，可保证试验中不漏气，有效保护压力试验装置，确保试验数据确证。

本发明针对不同蓄压器产品的不同尺寸单向阀，采用顶杆2从大到小渐变的阶梯轴通过对应配合的充放控制筒3伸出筒体可动地连接或插入蓄压器的单向阀接头12中，制作简单。只需更换拧紧螺母7和充放控制筒3，即可完成不同蓄压器产品的冲、放气要求操作简单，不受操作者影响。

本发明结合飞机的实际情况，通过气压顶开单向阀顶杆14，使单向阀锥面密封15处打开状态，充气气体进入蓄压器气腔16内部，与蓄压器液腔17形成压强差，带动蓄压器内活塞18运动，压力表时刻记录气压值。在相同模拟温度环境下，有效地降低了蓄压器与外界环境的热交换速率以及压力升高的速率，避免蓄压器超压。放气时，旋转手柄1带动顶杆2向下移动，突破单向阀锥面密封15，蓄压器气腔16内气体利用压强差，通过过充放控制筒3内部，经管嘴10排出，降低蓄压器流体腔内部温度变化程度，压力表时刻记录压力值至气体完全排出，可以有效地降低蓄压器超压压力：通过仿真的手段初步验证，可测试数据可靠、数据准确，测量效率高。

附图说明

图1是本发明模拟飞机液压蓄压器充放气试验方法的试验示意图；

图2是图1A-A的移出剖视图；

图3是被试验蓄压器的局部示意图。

图中：1为手柄，2为顶杆，3为充放控制筒，4为密封圈，5为通气轴，6为铜垫圈，7为拧紧螺母，8为钢珠盘，9为测压接头，10为管嘴，11为螺钉，12为单向阀接头，13为单向阀，14为单向阀顶杆，15为单向阀锥面密封，16为蓄压器气腔，17为蓄压器液腔，18为蓄压器内活塞。

具体实施方式

参阅图1、图2。根据本发明，制备一个带有手柄1的蓄压器类产品充放气试验装置，手柄1插入充放控制筒3的顶杆2连接被测量介质设备，顶杆2从大到小渐变的阶梯轴通过对应配合的充放控制筒3伸出筒体可动地连接或插入蓄压器的单向阀接头12中；测压接头9径向通过充放控制筒3的第一节充放控制筒底部周向焊接的管嘴10与气管相连，气体通过通气轴5连通的管嘴10注入充放控制筒3内，顶杆2通过充放控制筒3上端的密封圈4形成不漏气的胶圈密封，充气气体只能通过充放控制筒3内传向压力表和蓄压器单向阀13，通过气压顶开单向阀顶杆14，使单向阀锥面密封15处打开状态，充气气体进入蓄压器气腔16内部，模拟气体进入流体腔与蓄压器液腔17形成压强差，带动蓄压器内活塞18运动，压力表时刻记录气压值；放气时，压力表始终和测压接头9相连，管嘴10脱离气管，旋转手柄1带动顶杆2向下移动，下移的顶杆2下端面与蓄压器单向阀顶杆14上端面接触后，继续带动所述单向阀顶杆14向下移动，突破单向阀锥面密封15，气腔内气体利用压强差，通过过充放控制筒3内部，经管嘴10排出，压力表时刻记录压力值至气体完全排出表示数为0，完成充放气试验。

在以下描述的优选实施例中，通气轴5通过压力表测压接头9筒体中装配的铜垫圈6和底部约束盘将缩颈筒体周向焊接在充放控制筒3外圆上，通过缩颈轴筒径向连通周向焊接在充放控制筒3直径端上的管嘴10。

所述的蓄压器类产品充放气试验装置，包括：插入被测量介质设备的充放控制筒3带有手柄1的顶杆2，通过充放控制筒3环密封顶杆2密封圈4，带有测压接头9径向通过充放控制筒3筒体的通气轴5及其与气管相连的管嘴10，充放控制筒3下部阶梯筒螺接螺母7通过台阶孔中的钢珠盘8，将顶杆2推送到单向阀接头内，顶杆2从大到小渐变的阶梯轴通过对应配合的充放控制筒3伸出筒体，可动地连接或插入蓄压器的单向阀接头12中，由对应钢珠盘8的螺钉11控制钢珠盘8的转动；气体通过通气轴5连通的管嘴10注入充放控制筒(3)内，蓄压器气腔16利用内气体压强差，通过充放控制筒3内部，经管嘴10排出。充放控制筒3下部阶梯筒螺接拧紧螺母7通过拧紧螺母7台阶孔中的钢珠盘8，将顶杆2推送到单向阀接头12内，由对应钢珠盘8的螺钉11控制钢珠盘8的转动。

顶杆2从充放控制筒3内中心孔处穿过，通过充放控制筒3内螺纹连接，中间通过密封圈4形成保证不漏气的胶圈密封；再将拧紧螺母7装至充放控制筒3上，保证拧紧螺母7内环槽和充放控制筒3上外环槽重合后，钢球从拧紧螺母7上的螺纹孔处放入内环槽和充放控制筒3上外环槽之间，保证钢球滑动无卡滞，而后将螺钉11旋转拧入拧紧螺母7上的螺纹孔，保证钢珠盘8钢珠不掉出。

通气轴5小端轴筒从压力表接头9中的小内孔穿过，安装至充放控制筒3上对应小孔内，沿周焊接接口处，保证不漏气，再将管嘴小端安装至充放控制筒3上对应小孔内，沿周焊接接口处，保证不漏气，最后将手柄1从顶杆2顶部中间小孔穿过即可，完成该充、放气试验装置的安装。

完成该装置安装后，开始试验。首先将拧紧螺母7和蓄压器产品单向阀接头12通过内外螺纹连接，钢珠盘8钢珠滚动，保证装置自身不动的情况下，只通过拧紧螺母7旋转，拧紧螺纹，充放控制筒3最下端外锥面和单向阀接头12内锥面完全接触，形成锥面密封，保证不漏气；然后将压力表通过压力表测压接头9连接，完全拧紧，内部铜垫圈6产生形变，形成端面密封，保证不漏气。

试验装置进行充气时，管嘴10外螺纹和气管内螺纹连接，管嘴10外锥面和气管内锥面完全接触，形成锥面密封，保证不漏气下，充气气体通过管嘴10内孔进入充放控制筒3内孔，充放控制筒3上端内孔和顶杆2通过密封圈4形成了胶圈密封，气体无法通过此处，只能通过通气轴5内孔进入压力表和通过充放控制筒3下端内孔进入蓄压器单向阀13，气压顶开单向阀顶杆14，单向阀锥面密封15被打开，气体进入蓄压器气腔16内部，与蓄压器液腔17形成压强差，带动蓄压器内活塞18运动，压力表时刻记录气压值，充气结束后只需放开与管嘴10相连接的气管，利用压强差，蓄压器气腔16的气体使得单向阀锥面密封15处重新接触，形成密封。

试验装置进行放气时，管嘴10不连气管，向下旋转手柄1，带动顶杆2旋转向下，顶杆2最下端端面和产品单向阀顶杆14接触，驱动蓄压器单向阀顶杆14向下，单向阀锥面密封15被打开，利用压强差，蓄压器气腔16内气体通过充放控制筒3内孔，经通气轴5内孔和管嘴10内孔向外排出，压力表记录气压值，至气体完成排出，压力表示数为0，完成试验。

参阅图3。蓄压器类充放气试验按下述步骤进行：

1、试验装置向蓄压器液腔17注入航空液压油，流体从蓄压器单向阀锥面密封被打开的入口，充入的流体压力高于预先充入的压力，液压流体被压入活塞，流体进入蓄压器液腔17同时压缩气体，对流体施加一个稳定的力；当蓄压器流体压力低于气腔室压力时，气腔通过入口流体压力降低，随着活塞运动速度的增加，油压逐渐增大，活塞处于极限位置入口处，推动存储流体回到系统中；

2、试验装置向蓄压器气腔16充气，直接以气体推送液体，增大液体的压缩率，活塞向液腔运动，吸收液压系统在压力变化时产生的液压冲击，气压继续上升直达到极值，排出定量油液，压力表测压接头9记录压力值；

3、试验装置对蓄压器气腔16进行放气至完全排空；

通过以上步骤，模拟蓄压器产品在飞机上的运动情况，判断其是否合格。

在不付出创造性劳动的前提下，本发明还可以根据上述实施例获得其他的技术方案，以及在本发明保护的范围内做出的等同变化均应落入本发明的保护范围内，都属于本发明保护的范围。

Claims (10)

1.一种模拟飞机液压蓄压器充放气试验方法，具有如下技术特征：制备一个带有手柄(1)的蓄压器类产品充放气试验装置，手柄(1)插入充放控制筒(3)的顶杆(2)连接被测量介质设备，顶杆(2)从大到小渐变的阶梯轴通过对应配合的充放控制筒(3)伸出筒体可动地连接或插入蓄压器的单向阀接头(12)中；测压接头(9)径向通过充放控制筒(3)的第一节充放控制筒底部周向焊接的管嘴(10)与气管相连，气体通过通气轴(5)连通的管嘴(10)注入充放控制筒(3)内，顶杆(2)通过充放控制筒(3)上端的密封圈(4)形成不漏气的胶圈密封，充气气体只能通过充放控制筒(3)内传向压力表和蓄压器单向阀(13)，通过气压顶开单向阀顶杆(14)，使单向阀锥面密封(15)处打开状态，充气气体进入蓄压器气腔(16)内部，模拟气体进入流体腔与蓄压器液腔(17)形成压强差，带动蓄压器内活塞(18)运动，压力表时刻记录气压值；放气时，压力表始终和测压接头(9)相连，管嘴(10)脱离气管，旋转手柄(1)带动顶杆(2)向下移动，下移的顶杆(2)下端面与蓄压器单向阀顶杆(14)上端面接触后，继续带动所述单向阀顶杆(14)向下移动，突破单向阀锥面密封(15)，蓄压器气腔(16)内气体利用压强差，通过过充放控制筒(3)内部，经管嘴(10)排出，压力表时刻记录压力值至气体完全排出，完成充放气试验。

2.如权利要求1所述的模拟飞机液压蓄压器充放气试验方法，其特征在于：通气轴(5)通过压力表测压接头(9)筒体中装配的铜垫圈(6)和底部约束盘将缩颈筒体周向焊接在充放控制筒(3)外圆上，通过缩颈轴筒径向连通周向焊接在充放控制筒(3)直径端上的管嘴(10)。

3.如权利要求1所述的模拟飞机液压蓄压器充放气试验方法，其特征在于：充放控制筒(3)下部阶梯筒螺接拧紧螺母(7)通过拧紧螺母(7)台阶孔中的钢珠盘(8)，将顶杆(2)推送到单向阀接头内，由对应钢珠盘(8)的螺钉(11)控制钢珠盘(8)的转动。

4.如权利要求1所述的模拟飞机液压蓄压器充放气试验方法，其特征在于：顶杆(2)从充放控制筒(3)内中心孔处穿过，通过充放控制筒(3)内螺纹连接，中间通过密封圈(4)形成保证不漏气的胶圈密封；再将拧紧螺母(7)装至充放控制筒(3)上，保证拧紧螺母(7)内环槽和充放控制筒(3)上外环槽重合后，钢球从拧紧螺母(7)上的螺纹孔处放入内环槽和充放控制筒(3)上外环槽之间，保证钢球滑动无卡滞，而后将螺钉(11)旋转拧入拧紧螺母(7)上的螺纹孔，保证钢珠盘(8)钢珠不掉出。

5.如权利要求1所述的模拟飞机液压蓄压器充放气试验方法，其特征在于：通气轴(5)小端轴筒从压力表测压接头(9)中的小内孔穿过，安装至充放控制筒(3)上对应小孔内，沿周焊接接口处，保证不漏气，再将管嘴(10)小端安装至充放控制筒(3)上对应小孔内，沿周焊接接口处，保证不漏气，最后将手柄(1)从顶杆(2)顶部中间小孔穿过，完成该充、放气试验装置的安装。

6.如权利要求1所述的模拟飞机液压蓄压器充放气试验方法，其特征在于：试验中，首先将拧紧螺母(7)和蓄压器产品单向阀接头(12)通过内外螺纹连接，钢珠盘(8)钢珠滚动，保证装置自身不动的情况下，只通过拧紧螺母(7)旋转，拧紧螺纹，充放控制筒(3)最下端外锥面和单向阀接头内锥面完全接触，形成不漏气锥面密封，然后将压力表通过测压接头(9)连接，完全拧紧，内部铜垫圈(6)产生形变，形成不漏气端面密封。

7.如权利要求1所述的模拟飞机液压蓄压器充放气试验方法，其特征在于：充气时，管嘴(10)外螺纹和气管内螺纹连接，管嘴外锥面和气管内锥面完全接触，形成不漏气锥面密封，充气气体通过管嘴(10)内孔进入充放控制筒(3)内孔，充放控制筒(3)上端内孔和顶杆(2)通过密封圈(4)形成了气体无法通过胶圈密封，只能通过通气轴(5)内孔进入压力表和通过充放控制筒(3)下端内孔进入蓄压器单向阀，气压顶开单向阀顶杆(14)，单向阀锥面密封(15)被打开，气体进入蓄压器气腔(16)内部，与蓄压器液腔(17)形成压强差，带动蓄压器内活塞(18)运动，压力表时刻记录气压值，充气结束后放开与管嘴(10)相连接的气管，利用压强差，蓄压器气腔(16)的气体使得单向阀锥面密封(15)处重新接触，形成密封。

8.如权利要求1所述的模拟飞机液压蓄压器充放气试验方法，其特征在于：放气时，管嘴(10)不连气管，向下旋转手柄(1)，带动顶杆(2)旋转向下，顶杆(2)最下端端面和产品单向阀顶杆(14)接触，驱动蓄压器单向阀顶杆(14)向下，单向阀锥面密封(15)被打开，利用压强差，蓄压器气腔(16)内气体通过充放控制筒(3)内孔，经通气轴(5)内孔和管嘴(10)内孔向外排出，压力表记录气压值，至气体完成排出，压力表示数为0，完成试验。

9.如权利要求1所述的模拟飞机液压蓄压器充放气试验方法，其特征在于：蓄压器类充放气试验按下述步骤进行：

1、向蓄压器液腔(17)注入航空液压油，流体从蓄压器单向阀锥面密封被打开的入口，充入的流体压力高于预先充入的压力，液压流体被压入活塞，流体进入蓄压器液腔(17)同时压缩气体，对流体施加一个稳定的力；当蓄压器流体压力低于气腔室压力时，气腔通过入口流体压力降低，随着活塞运动速度的增加，油压逐渐增大，活塞处于极限位置入口处，推动存储流体回到系统中；2、向蓄压器气腔(16)充气，直接以气体推送液体，增大液体的压缩率，活塞向蓄压器液腔(17)运动，吸收液压系统在压力变化时产生的液压冲击，气压继续上升直达到极值，排出定量油液，压力表接头(9)记录压力值；

3、对蓄压器气腔进行放气至完全排空；

通过以上步骤，模拟蓄压器产品在飞机上的运动情况，判断其是否合格。

10.如权利要求1～9任意一项所述的模拟飞机液压蓄压器充放气试验方法，其特征在于：蓄压器类产品充放气试验装置，包括：插入被测量介质设备的充放控制筒(3)带有手柄(1)的顶杆(2)，通过充放控制筒(3)环密封顶杆(2)密封圈(4)，带有测压接头(9)径向通过充放控制筒(3)筒体的通气轴(5)及其与气管相连的管嘴(10)，充放控制筒(3)下部阶梯筒螺接螺母(7)通过台阶孔中的钢珠盘(8)，将顶杆(2)推送到单向阀接头内，顶杆(2)从大到小渐变的阶梯轴通过对应配合的充放控制筒(3)伸出筒体，可动地连接或插入蓄压器的单向阀接头(12)中，由对应钢珠盘(8)的螺钉(11)控制钢珠盘(8)的转动；气体通过通气轴(5)连通的管嘴(10)注入充放控制筒(3)内，蓄压器气腔(16)利用内气体压强差，通过充放控制筒(3)内部，经管嘴(10)排出。