CN209892426U

CN209892426U - 飞机液压油泵地面驱动试验设备

Info

Publication number: CN209892426U
Application number: CN201920414737.6U
Authority: CN
Inventors: 蒋兴浩; 王峰
Original assignee: NINGBO XINGJIAN SPACE MANUFACTORY Inc
Current assignee: Star Arrow Technology Co.,Ltd.
Priority date: 2019-03-29
Filing date: 2019-03-29
Publication date: 2020-01-03
Anticipated expiration: 2029-03-29

Abstract

本实用新型公开了一种飞机液压油泵地面驱动试验设备，其特征在于：它包括液压马达（1）、弹性联轴器（2）和驱动液压泵（3）；所述驱动液压泵（3）通过弹性联轴器（2）与液压马达（1）连接并通过丝杠结构横向滑动连接在第一底座（4）上，所述第一底座（4）通过丝杠结构纵向滑动连接在第二底座（5）上，所述第二底座（5）底部设有倾角调节结构和高度调节结构。该飞机液压油泵地面驱动试验设备具有布局合理，协调工作，综合性能力强，自动化程度高、可靠性高、噪音低、易操作维护。

Description

飞机液压油泵地面驱动试验设备

技术领域

本实用新型涉及飞机液压油泵测试装备技术领域，具体讲是一种飞机液压油泵地面驱动试验设备。

背景技术

飞机液压油泵在安装使用之前需要进行测试，在测试时必须安装实际运行条件，即需要将液压油泵安装到飞机发动机上，再根据使用工况进行全方位的测试，以此来测试液压油泵的各种性能、参数，验证飞机油泵是否能满足预定的性能要求。采用以上这种测试，操作复杂，每次需要将液压泵安装到飞机上，测试完再拆卸，测试效率较低；同时也需要更多的操作人员来完成，需要及较多的操作员工。另外在测试时，需要启动飞机发动机，这样具有较高的噪音，对操作员工有很大的影响，也给操作维护带来苦难。

发明内容

本实用新型要解决的技术问题是，提供一种具有布局合理，协调工作，综合性能力强，自动化程度高、可靠性高、噪音低、易操作维护的飞机液压油泵地面驱动试验设备。

本实用新型的技术方案是，提供一种具有以下结构的飞机液压油泵地面驱动试验设备，它包括液压马达、弹性联轴器和驱动液压泵；所述驱动液压泵通过弹性联轴器与液压马达连接并通过丝杠结构横向滑动连接在第一底座上，所述第一底座通过丝杠结构纵向滑动连接在第二底座上，所述第二底座底部设有倾角调节结构和高度调节结构。

所述弹性联轴器底部两侧分别设有第一滑块，底部设有第一丝杆螺母，所述第一底座上设有供第一滑块分别滑动的第一直线导轨、第一丝杆，所述第一丝杆与第一丝杆螺母连接且尾部与第一步进电机的输出轴连接。

所述第二底座底部两侧分别设有第二滑块，底部设有第二丝杆螺母，所述第二底座上设有供第二滑块分别滑动的第二直线导轨、第二丝杆，所述第二丝杆与第二丝杆螺母连接且尾部与第二步进电机的输出轴连接。

所述倾角调节结构包括连杆、转盘和第三步进电机，所述转盘安装在第二底座的底部一固定板上并圆心部位装有一根与第三步进电机连接的转轴，所述第二底座一侧与工作台铰接，另一侧的底部与连杆的顶端铰接，所述连杆的底端铰接在转盘的边缘；所述第二底座的两侧板设有锁紧螺杆，所述工作台的两侧侧板分别位于第二底座的两侧板外侧且设有供锁紧螺杆滑动的弧形槽，位于所述工作台的两侧侧板外的锁紧螺杆上连接有锁紧螺母。

所述高度调节结构包括支撑杆、安装在支撑杆中部外的蜗杆和与第四步进电机连接的蜗轮丝杆螺母，所述第四步进电机和蜗轮丝杆螺母固定在一块安装板上，所述支撑杆的顶端与第二底座的底部连接，所述蜗杆与蜗轮丝杆螺母连接，所述杆螺母驱动蜗杆上升或者下降。

采用以上结构后，本实用新型技术与现有技术相比，具有以下优点：通过液压马达、弹性联轴器和驱动液压泵安装在第一底座，第一底座可以横向、纵向滑动以及上升、下降以及倾角的调整，从而通过这些地面驱动试验设备主要用于代替飞机发动机驱动飞机液压油泵，消除飞机发动机振动对飞机液压系统的脉动及振动的影响，从而更好的判断和降低飞机液压系统自身所引起的脉动和振动。测试验泵的各种性能、参数。验证飞机油泵是否能满足预定的性能要求，从而具有布局合理，协调工作，综合性能力强，自动化程度高、可靠性高、噪音低、易操作维护的优点。

附图说明

附图1为本实用新型的飞机液压油泵地面驱动试验设备的视角一的示意图。

附图2为本实用新型的飞机液压油泵地面驱动试验设备的视角二的示意图。

附图3为本实用新型的飞机液压油泵地面驱动试验设备的视角三的示意图。

附图4为本实用新型的飞机液压油泵地面驱动试验设备的内部结构示意图。

附图5为本实用新型的飞机液压油泵地面驱动试验设备的原理示意图。

如图所示：1、液压马达，2、弹性联轴器，3、驱动液压泵，4、第一底座，5、第二底座，6、第一滑块，7、第一直线导轨，8、第一丝杆，9、第二滑块，10、第二直线导轨，11、第二丝杆，12、第一步进电机，13、第二步进电机，14、连杆，15、转盘，16、第三步进电机，17、固定板，18、锁紧螺杆，19、支撑杆，20、蜗杆，21、蜗轮丝杆螺母，22、第四步进电机。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本实用新型作进一步说明。

如图1-4所示，本实用新型的飞机液压油泵地面驱动试验设备，它包括液压马达1、弹性联轴器2和驱动液压泵3；所述驱动液压泵3通过弹性联轴器2与液压马达1连接并通过丝杠结构横向滑动连接在第一底座4上，所述第一底座4通过丝杠结构纵向滑动连接在第二底座5上，所述第二底座5底部设有倾角调节结构和高度调节结构。

所述弹性联轴器2底部两侧分别设有第一滑块6，底部设有第一丝杆螺母，所述第一底座4上设有供第一滑块6分别滑动的第一直线导轨7、第一丝杆8，所述第一丝杆8与第一丝杆螺母连接且尾部与第一步进电机12的输出轴连接。第一步进电机12启动，带动第一丝杆8转动，第一丝杆8转动带动第一丝杆螺母转动并轴向移动，从使第一丝杆螺母转动带动液压马达1、弹性联轴器2和驱动液压泵3沿着两根第一直线导轨7上滑动，第一步进电机12正转和反转使其有两个方向滑动。

所述第二底座5底部两侧分别设有第二滑块9，底部设有第二丝杆螺母，所述第二底座5上设有供第二滑块9分别滑动的第二直线导轨10、第二丝杆11，所述第二丝杆11与第二丝杆螺母连接且尾部与第二步进电机13的输出轴连接。

第二步进电机13启动，带动第二丝杆11转动，第二丝杆11转动带动第二丝杆螺母转动并轴向移动，从使第二丝杆螺母带动第一底座4沿着两根第二直线导轨10上滑动，第二步进电机13正转和反转使其有两个方向滑动。

所述倾角调节结构包括连杆14、转盘15和第三步进电机16，所述转盘15安装在第二底座5的底部一固定板17上并圆心部位装有一根与第三步进电机16连接的转轴，所述第二底座5一侧与工作台铰接，另一侧的底部与连杆14的顶端铰接，所述连杆14的底端铰接在转盘15的边缘；所述第二底座5的两侧板设有锁紧螺杆18，所述工作台的两侧侧板分别位于第二底座5的两侧板外侧且设有供锁紧螺杆18滑动的弧形槽，位于所述工作台的两侧侧板外的锁紧螺杆18上连接有锁紧螺母。工作时，第三步进电机16转动，带动转盘15转动，转盘15转动可以带动连杆14上升或者下降，连杆14向上顶动，从而使第二底座5向上摆动，反之，则向下摆动。调整后，将两侧的锁紧螺杆18用螺栓锁紧，从而进行将第二底座5固定。所述转盘15上设有多个沿圆周均匀分布的通孔，所述连杆14的底端与通孔内的转轴转动连接，从而能根据实际需求，进行选择不同的通孔，从而能使铰接点可以选择位于转盘15的两侧中的一侧，所述弧形槽上下分布，该弧形槽所在的圆的圆心与第二底座5的摆动中心位于同一直线上，从而能实现同步摆动，也能尽量的缩小弧形槽的宽度，锁紧螺杆18与弧形槽采用间隙配合。

所述高度调节结构包括支撑杆19、安装在支撑杆19中部外的蜗杆20和与第四步进电机22连接的蜗轮丝杆螺母21，所述第四步进电机22和蜗轮丝杆螺母21固定在一块安装板上，所述支撑杆19的顶端与第二底座5的底部连接，所述蜗杆20与蜗轮丝杆螺母21连接，所述杆螺母21驱动蜗杆20上升或者下降。第四步进电机22转动，蜗轮丝杆螺母21转动，并带动蜗杆20上升或者下降，蜗杆20上升将第二底座5往上顶，反之则往下拉。

如图5为本实用新型的飞机液压油泵地面驱动试验设备的原理图，1’为油箱，2’为液位计，3’为空气滤清器，4’为温度传感器，5’为液位传感器，6’为低压球阀, 7’为橡胶软管，8’为变频电机，9’为斜轴柱塞泵，10’为变频器，11’为溢流阀，12’为比例压力阀，13’为高压滤器，14’为压力表，15’为压力传感器，16’和17’为快速接头，18’为高压软管，19’为液压马达，20’为弹性联轴器，21’为转速扭矩传感器，22’为支架钟罩联轴器，23’为液压泵，24’为单向阀，25’为回油过滤器，26’为快速接头，27’为风冷机，28’为电动机，29’为内啮合齿轮泵，30’为过滤器，31’为回油过滤器，32’为低压球阀。1、采用斜轴式柱塞定泵变频电机组成的液压系统，泵后配置比例溢流阀，调压方式为比例调节，能快速设定系统压力、流量，系统压力、流量稳定。在250bar压力下，泵的噪音小于100分贝。2、在系统进油路设置高过滤精度的高纳污过滤器，并带有污染报警指示，为保证系统性能提供基本的条件，提高液压元件的使用寿命。3、系统设置压力测量点，以利于检测系统性能和设备运行调试。4、防泄漏，液压系统采用集成阀块的连接方式，阀结构紧凑、便于安装、调节；集成阀块外表镀镍或镀铬镍合金处理，装配面粗慥度不低于0.8，保证装配后密封不渗漏。所有压力表、传感器考虑了增加拆下时的防漏油措施，在定期校验拆下时可关闭，温度传感器带有热套管组件（防拆下时漏油）；5、保护及报警措施，液压泵的吸油接口处设置带位置开关的球阀（控制系统保证球阀关闭时不能启动油泵），在试验台进行维护时能将液压油源切断该，球阀带有位置保护功能，与电气控制有互锁功能，即：该球阀关闭时不能开泵，该球阀打开时可以开泵；滤油器带有电信号堵塞发讯装置，以提示操作者更换滤芯；设有提示报警装置，当油箱液面超限、过滤器堵塞、截止阀位置错误、保压设定时间达到、油温超标等故障或设定状态时，有醒目的、闪光信号灯作提示，该信号灯设置在电控台面板上。动力输出部份，按机械手的思路设计，前后、左右、上下、俯仰角的调节均靠步进电动驱动来实现，并配有激光位移传感器。通过手持控制器可以方便地实现4自由度调整。并能参数化定位，输入X、Y、Z、A轴参数后就能重复精确定位。

Claims

1.一种飞机液压油泵地面驱动试验设备，其特征在于：它包括液压马达（1）、弹性联轴器（2）和驱动液压泵（3）；所述驱动液压泵（3）通过弹性联轴器（2）与液压马达（1）连接并通过丝杠结构横向滑动连接在第一底座（4）上，所述第一底座（4）通过丝杠结构纵向滑动连接在第二底座（5）上，所述第二底座（5）底部设有倾角调节结构和高度调节结构。

2.根据权利要求1所述的飞机液压油泵地面驱动试验设备，其特征在于：所述弹性联轴器（2）底部两侧分别设有第一滑块（6），底部设有第一丝杆螺母，所述第一底座（4）上设有供第一滑块（6）分别滑动的第一直线导轨（7）、第一丝杆（8），所述第一丝杆（8）与第一丝杆螺母连接且尾部与第一步进电机（12）的输出轴连接。

3.根据权利要求1所述的飞机液压油泵地面驱动试验设备，其特征在于：所述第二底座（5）底部两侧分别设有第二滑块（9），底部设有第二丝杆螺母，所述第二底座（5）上设有供第二滑块（9）分别滑动的第二直线导轨（10）、第二丝杆（11），所述第二丝杆（11）与第二丝杆螺母连接且尾部与第二步进电机（13）的输出轴连接。

4.根据权利要求1所述的飞机液压油泵地面驱动试验设备，其特征在于：所述倾角调节结构包括连杆（14）、转盘（15）和第三步进电机（16），所述转盘（15）安装在第二底座（5）的底部一固定板（17）上并圆心部位装有一根与第三步进电机（16）连接的转轴，所述第二底座（5）一侧与工作台铰接，另一侧的底部与连杆（14）的顶端铰接，所述连杆（14）的底端铰接在转盘（15）的边缘；所述第二底座（5）的两侧板设有锁紧螺杆（18），所述工作台的两侧侧板分别位于第二底座（5）的两侧板外侧且设有供锁紧螺杆（18）滑动的弧形槽，位于所述工作台的两侧侧板外的锁紧螺杆（18）上连接有锁紧螺母。

5.根据权利要求1所述的飞机液压油泵地面驱动试验设备，其特征在于：所述高度调节结构包括支撑杆（19）、安装在支撑杆（19）中部外的蜗杆（20）和与第四步进电机（22）连接的蜗轮丝杆螺母（21），所述第四步进电机（22）和蜗轮丝杆螺母（21）固定在一块安装板上，所述支撑杆（19）的顶端与第二底座（5）的底部连接，所述蜗杆（20）与蜗轮丝杆螺母（21）连接，所述杆螺母（21）驱动蜗杆（20）上升或者下降。

6.根据权利要求4所述的飞机液压油泵地面驱动试验设备，其特征在于：所述转盘（15）上设有多个沿圆周均匀分布的通孔，所述连杆（14）的底端与通孔内的转轴转动连接。

7.根据权利要求4所述的飞机液压油泵地面驱动试验设备，其特征在于：所述弧形槽上下分布，该弧形槽所在的圆的圆心与第二底座（5）的摆动中心位于同一直线上。