某航空发动机作动筒液压试验台设计研究

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飞机液压附件综合试验台的研制

中的压缩空气经空气过滤器ｌ、６气压安全阀１、压减７气
ＷＡＮＧＪｎｘｕ，ＷＡＮＧＸｉ— ｎ，ＷＡＮＪ—ｅｕ —ｉｎｍｉＧｉｓｎ（北工业大学自动化学院，西西安西陕７０７）１０２
摘
要：液压综合试验台用于测试飞机液压附件的性能，绍了液压系统的原理、能以及测控系统该介功
２液压系统组成及原理
阀接人系统回路输出低压油，通过换向阀１向来再３换
做低压往复试验。
５ ≈
（）原理图右侧为保压工位，工作原理与换向２其
工位相似这里不做介绍。
／．／
ｒ＼
一ｊ
液压系统主要包括液压泵站与试验台两部分，两者之间通过供油管路与回油管路相连。液压泵站包括
接由电网供电。２）控制回路电源与仪器仪表、传感器等电源分开
控制回路中继电器控制电压为２直流电压主４Ｖ
图１液压系统原理图
要用于控制电磁换向阀换向，电磁卸荷等，当电磁阀工
作时线圈会产生接近４Ｖ的反向电动势从而影响电
１引言
压元件用软管通过快换接头２．７１与２．接起来。７２连此时，当压力为２～３Ｐ１Ｍａ时换向阀１．１１与１．１２不通电，过换向阀１通３的换向来做往复试验；当压力为０１Ｐ．～２Ｍａ时换向阀１．１１与１．１２同时通电将减压

航空发动机整机试车台液压加载流量测量研究吕小龙杜建红张帅

航空发动机整机试车台液压加载流量测量研究吕小龙杜建红张帅发布时间：2021-08-24T00:03:20.366Z 来源：《中国科技人才》2021年第13期作者：吕小龙杜建红张帅[导读] 航空发动机在地面整机试车台试验时，需要模拟发动机在飞机上的各种试验状态，液压加载是发动机为飞机提供动力的一种方式。

中国航发沈阳发动机研究所沈阳 110015摘要：航空发动机在地面整机试车台试验时，需要模拟发动机在飞机上的各种试验状态，液压加载是发动机为飞机提供动力的一种方式。

液压加载的流量是航空发动机性能的重要指标，所以航空发动机液压加载流量测量的准确性，对航空发动机型号研制具有重大的工程意义。

本文对涡轮流量计和齿轮流量计两种流量测量方式进行比较分析，最终选择更适合液压油介质的齿轮流量计进行测量，以确保液压加载流量测量的准确性。

关键词：液压加载；涡轮流量计；齿轮流量计引言飞机在起飞或者降落过程中需要收放起落架、飞行过程中需要调整飞机姿态，这些状态都是通过液压加载系统驱动执行元件来实现。

在航空发动机地面模拟试验中，试车台液压加载系统是地面试车台工艺设备的重要组成部分，包括液压能源系统与流量负载系统，主要用于对发动机机载液压泵性能进行考核，从而更真实地分析发动机在各个状态下的功率输出性能指标。

所以作为飞机性能的重要指标，液压加载流量测量的精度就显得尤为重要。

由于之前国内能生产出大量程且高精度齿轮流量计的厂家较少，大部分齿轮流量计还依靠进口采购的方式，所以目前国内试车台大部分使用涡轮流量计测量液压加载流量，本文对涡流流量计和齿轮流量计这两种流量计进行对比分析，最终选取更适合试车台液压加载流量测量的方法[1]。

1.涡轮流量计涡轮流量计是一种流体测量装置，主要由壳体、整流器、叶轮、机芯舱体、磁性联轴器、机械计数器及齿轮变速器等构成。

涡轮流量计是一种速度式流量仪表，它以动量守恒原理为基础，流体冲击叶轮，使叶轮旋转，叶轮的旋转速度随流量的变化而变化，根据叶轮转速求出流量值。

飞机液压附件综合试验台的研制

液压与气动2011年第1期图5 型材框架缸控制阀和控制按钮的安装,设计了阀盒。

阀盒用1.5mm厚钢板弯曲焊接制造。

阀盒的结构图,如图6所示。

4 结束语本套夹具经使用效果良好,达到了设计的要求,解决了传统的装配方式存在的不足。

在离变壳定位销的图6 阀盒装配过程中,使用该夹具不仅提高了生产效率,改善了工作环境,而且将装配过程标准化,保证了装配质量。

气动夹具结构简单,制造方便,成本相对较低,可以替代很多传统的工装夹具,具有很重要的推广价值。

参考文献:[1] 中国机械工程学会,中国机械设计大典编委会.中国机械设计大典[M].南昌:江西科学技术出版社,2002.飞机液压附件综合试验台的研制王俊秀,王新民,王纪森The develop m ent of i ntegrated test for aircraft hydraulic accessoriesWANG Jun x i u,WANG X i n m i n,WANG Ji sen(西北工业大学自动化学院,陕西西安 710072)摘要:该液压综合试验台用于测试飞机液压附件的性能,介绍了液压系统的原理、功能以及测控系统的功能;通过实际调试证明该试验台完全达到了设计要求、工作可靠,测试精度及自动化程度高。

关键词:液压试验台;测控系统;PLC中图分类号:TH137 文献标识码:B 文章编号:1000 4858(2011)01 0006 031 引言随着飞机液压系统向高压、大流量的方向发展,为保证飞行安全,必须通过地面测试来保证飞机液压附件的安全,该试验台就是对飞机液压附件进行耐压、密封、寿命等测试的关键设备。

其主要技术参数为:(1)系统工作压力:0.1~50M Pa;(2)最大流量180L/m i n;(3)工作介质:15#航空液压油;(4)工作油温20 5 。

2 液压系统组成及原理液压系统主要包括液压泵站与试验台两部分,两者之间通过供油管路与回油管路相连。

某航空发动机作动筒液压试验台设计研究

（1）差动回路使用时负载特性考虑不足为了描述方便通俗，本文把能实现差动回路的液
系统设计与液压故障分析诊断。
压换向阀统称为差动阀。差动回路主要有两种：一种是
≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈≈
d— ——管子内径，单位为 mm；
过计算，认为不能满足要求，必须选用冷却器。根据冷
管子壁厚的计
算：δ≥
pd 2[σ]
。
式中 p— ——工作压力，单位为 MPa；
35
液压气动与密封/2012 年第 4 期
液压差动回路的设计缺陷
杨殿宝
（海门市油威力液压工业有限公司责任公司，江苏南通 226100）
摘要：差动回路是一种节能回路，但在实际应用中往往不能满足工况要求，本文从设计角度阐述液压差动回路的设计缺陷。关键词：液压设计；液压差动回路；液控单向阀；平衡阀；速度中图分类号：TH137.7 文献标识码：B 文章编号：1008-0813（2012）04-0036-03
0 引言
某航空发动机作动筒是发动机尾喷口上的关键传动部件，是一种新型作动筒，结构复杂，其结构主要由筒体、活塞、活塞杆、流量调节器、接嘴等零件组成，主要功能就是通过活塞两端的压力差来推动活塞往复运动，再由活塞杆驱动执行机构运动，来改变喷口截面面积，其性能直接影响着飞机的机动性和起飞、着陆性能。此作动筒的工作特点是无论在高压差、低压差下，流量都基本恒定，其质量检验主要包括流量试验、密封试验、动作均匀性试验。目前现有作动筒试验台设备陈旧，在流量测量、压力测量和油温控制方面技术方法落后，试验准确度及精度低，操作不便捷，试验效率低，影响了生产任务的完成，因此通过重新设计系统原理、采用分体式结构、精确控制油温、选用高精度检测元件等多项措施，使得试验台的准确度、精度和效率都大为提

某型飞机起落架收放作动筒试验台液压系统的设计

发表论文十奈篇。
维普资讯
第１９卷第５期２００６年９月
Ｄｅｅｏｍｅｔ＆ｌｎｖｏｆＭａｈｎｒ＆ＥｅｔｃｌＰｏｕｔｖｌｐｎｎｏ￣ｉｎ０ｃｉｅｙｌｃｒａｒｄｃｓｉ
机电产品开簋与新
Ｖｏ１９，５．Ｎｏ．１
Ｓｐ。０６ｅ．０２
某型飞机起落架收放作动筒试验台液压系统的设计
高昆，杨保生
（军第一航空学院，河南信阳空４４０）６００
摘
要：介绍了某型飞机起落架收放作动筒液压试验台的设计，该液压试验台采用一种液压回路，成功的
高压加载系统是给被测作动筒施加４ＫｏＮ和５Ｋ０Ｎ的加载力的，用来考验作动筒在两个位置上锁的强度。为了获得一个稳定的加载力，采用一个比例溢流阀１３来调节系统压力，加载力可以通过一个力传感器测量和显示。往复加载系统是设计的重点部分，当被测作动筒在收放系统的作用下做往复运动时，加载油缸的活塞杆也随之往复运动，此时换向阀１于中位，两腔的液压油５处
通过节流阀左右互流，两侧的２Ｎ作用力由节流阀１Ｋ８
１２试验台液压系统的难点．
根据对试验大纲的分析，我们认为在设计中存在以下两个难点：
（）加载力的跨距大。加载力分别是２Ｎ、４Ｋ和１Ｋ０Ｎ５Ｋ０Ｎ，范围Ｒｘ（ｍｘＦｎｍａＦａ／ｍｉ）达到２。一个加载油５缸要同时保证低压和高压两个方面满足需要比较困难：如果活塞作用面积较小，为了获得５Ｋ的加载力，使０Ｎ

航空发动机液压作动筒筒体工艺解析

如图１所示，不锈钢材料的液压作动端内外表面、铣槽等表面的精加工由５道
筒筒体切削性能较好，结构主体属于回工序精简为两道工序，实现了多工序、
ｊ ≯ ：ｊ≯ ｊ ≯ ：
转体，但其小端外部分布着两个接嘴，复杂型面的一次加工，不仅大大减少了一给加工简体大端时的装夹带来一定难零件因为周转和等待机床以及多次装夹
５级，表面粗糙度Ｒａ０．１０ｍ，圆度公差形。为消除加工应力造成的零件变形，于半盲孔，因此加工难度较大，其加工
０．０２ｒａｍ，表面镀铬；导杆孔尺寸公差７在粗加工后增加热处理工序消除加工应过程主要分为粗加工、半精加工、镀铬
内孔，大端为活塞腔内孔，小端为导杆对简体工艺路线进行优化。
孑Ｌ，小端外部有两个接嘴。液压作动筒
２．１磨削工序的优化
筒体属于薄壁件，最薄处壁厚约２ｒａｍ，
使用高精度的车削中心来取代普通
材料为１Ｃｒｌ１Ｎｉ２Ｗ２ＭｏＶ，毛坯为模锻磨削机床，精简了磨削工序，由传统工
件。
艺中的８道磨削工序和３道抛光工序精简
１．简体的工艺分析
为３道磨削工序和１道抛光工序。２．２车削、铣削工序的优化

某型飞机液压系统增压油箱试验台的设计

动，可使储油腔始终保持恒定的压力，以满足液压泵入
口压力的需要。当储油腔承受较大的瞬时回油和较大
１增压泵．２低压泵．３恒压泵．４～．６吸油滤
的液压泵瞬时吸油等流量冲击时，油腔压力变化不储得超过规定值。增压油箱工作性能是否符合技术要求，接影响直到飞机液压系统能否正常工作，至导致重大飞行事甚故，因此，压油箱是使用单位定期检修的重点附件之增
有油位控制功能和油温控制功能，以实现油位油温可
设计的ＰＣ控制系统原理框图如图３所示，Ｌ由显
监控报警和油温自动调节，使得工作油液能够满足试
：
示器、Ｌ、ＰＣ压力传感器、流量传感器、温度变送器、液
各类传感器把采集的数据传送给ＰＣ控制程序，过Ｌ经ＰＣ控制程序计算判断，出相应的指令，Ｌ发控制液压泵站和测试系统各组件的工作。ＰＣ采用某公司具有Ｌ１４点输人和ｌ输出功能的Ｆ１－４０点ＸＮ２ＭＲ，能够满足控制系统的需求，／ＡＤ模块采用Ｆ２．ＡＤＡ模块ＸＮ８Ｄ，／
其中，增压泵１模拟该型飞机液压系统的高压油源，向被测增压油箱的增压腔提供高压；压泵２提供低
被测增压油箱的储油腔低压，向储油腔输送液压油；并恒压泵３与冲量缸（图２中所示）合，如配为被测增压

多功能综合液压泵试验台的研制

多功能综合液压泵试验台的研制许松;陈浩;孙启顺【摘要】研制了飞机液压泵综合测试台,介绍了试验台的组成、工作原理、主要技术方案；主要阐述以计算机控制技术为核心,集状态监测、数据采集处理为一体的液压泵综合测试系统的设计过程,该型试验台工作稳定可靠,能、完全满足飞机液压泵性能技术要求.【期刊名称】《机械研究与应用》【年(卷),期】2012(000)003【总页数】3页(P118-120)【关键词】飞机;液压泵;测试台【作者】许松;陈浩;孙启顺【作者单位】空军第一航空学院,河南信阳464000;空军第一航空学院,河南信阳464000;空军第一航空学院,河南信阳464000【正文语种】中文【中图分类】TH381 引言现代飞机液压部附件具有型号发展快、精度高、工况环境要求严格的特点，对检测设备提出了更高的要求［1］。

检测设备必须适用型号范围广，测试精度高，防污染措施严密，对人员的操作技能要求低，具备检测数据自动记录、批产品性能分析和故障诊断、操作过程监控等功能［2］。

检测设备还应有较强的扩展性，便于升级改造，具有可持续发展能力。

“多功能综合液压泵试验台”是根据飞机液压泵的专用《技术条件》和《试验大纲》而设计的［3］，它以数字计算机为核心，集状态监测、数据采集处理为一体的液压泵综合测试系统。

其主要功能是利用工业控制计算机对飞机液压泵进行实时控制、数据采集与处理、工况转换，可自动完成飞机多种型号液压泵性能的测试和调整。

2 主要技术指标供电电源:交流电源:380±10V，50±5%Hz，110kW;直流电源:27±3%V。

工作介质:YH－12或YH－15航空液压油。

系统油液清洁度:GJB420－87，4级以上。

性能指标为转速:0～8000(r/min)，无级可调;流量为0～220(L/min);压力为0～32(MPa)。

3 技术方案3.1 基本组成多功能综合液压泵试验台由飞机液压泵计算机辅助综合测试系统操作台(中央控制台)、液压管路和被测液压泵安装台架两大部分组成。

一种作动筒振动检测装置设计与应用

58 │ 今日制造与升级一种作动筒振动检测装置设计与应用张清勇（中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点试验室，陕西西安710065）［摘要］本液压作动筒加载是目前飞机结构静力/疲劳试验的主要加载方式，作动筒的稳定性能决定了试验载荷施加的精确性和试验运行的快速性。

通过研究作动筒振动原理及响应机制，提出了一种作动筒振动检测方法，并研制了检测装置，通过在静力试验中的应用表明，该技术可快速准确地检测出振动作动筒，试验控制人员能及时调整控制参数，保证试验的平稳运行。

［关键词］飞机结构试验；作动筒；振动检测；信号调理［中图分类号］TP212 ［文献标志码］B1 引言在全尺寸飞机静力/疲劳试验中，作动筒的突然振动会引起载荷的急剧变化，有可能造成试验超差或者超限保护的严重后果。

因此，快速准确地发现振动作动筒并及时对相关控制参数进行调整十分必要。

而在全机试验中，由于加载点众多，一个加载点作动筒振动，会引起相邻部位多个加载点作动筒振动，无论在现场还是在控制机房，都很难发现首先开始振动的作动筒。

通过单个作动筒调试试验，发现不合理的控制参数设置是引起作动筒的主要原因。

此外一些小的摩擦振动是由于作动筒自身的物理特性，如缸体的光滑度、安装间隙等引起的。

这些摩擦振动对于试验的影响不大，在单点调试过程中就可以发现并及时调整。

比例增益、积分增益和阀抖动设置过大都会引起作动筒的振动，有可能出现在单点调试时（小载荷情况）作动筒跟随性良好，而在正式试验中（大载荷情况）作动筒剧烈振动的现象。

但是为了避免作动筒振动而将比例增益、积分增益和阀抖动设置过小时，又会造成作动筒跟随性不好，引起试验中踏步增多。

目前，由于试验条件的限制，控制参数的设置方法都是以经验为主，不可能完全避免试验中的做动筒振动现象。

为了全尺寸飞机静力/疲劳试验的顺利进行，研制了一种振动检测装置，在试验运行过程中能快速准确地检测出振动作动筒。

2总体方案2.1 系统组成作动筒振动检测装置包括三大模块：信号采集模块、信号调理模块和报警功能模块。

航空活塞发动机试车台设计及测试系统开发的开题报告

航空活塞发动机试车台设计及测试系统开发的开题报告一、选题背景及意义随着现代交通和经济的发展，航空发动机的研发已经成为了各国国防工业和航空工业重要的一环。

而发动机的试验与测试技术是评估发动机性能和可靠性的重要手段，因此必须建立完善的航空发动机试验台和测试系统。

航空发动机试车台是航空发动机研发过程中不可或缺的一部分，在研发和组装后进行试运行，以确保发动机性能和安全性。

试车台是一个集机械、电气、液压、航空燃油等多种复杂技术于一体的综合系统，因此设计与开发试车台并不容易。

二、研究目标、内容及研究方法研究目标：针对航空发动机研发过程中的试验与测试技术，设计与开发一套稳定、快速的航空发动机试车台和测试系统。

研究内容：1.对试车台系统进行需求分析和设计，包括机械结构、电气控制、液压控制和燃油控制等部分的设计和构建。

2.开发测试软件平台，实现试车台和测试系统的自动化控制和监测。

3.进行试车台的模拟和调试，确保试车台的稳定性和可靠性。

4.进行实际的总体性能和故障诊断试验。

研究方法：采用软硬件相结合的方式，利用计算机辅助设计和仿真技术来进行试车台设计，同时结合现场试验来进行测试系统开发和平台搭建。

三、研究现状及进展目前，航空发动机试车台和测试系统已成为发达国家航空工业的重要组成部分，主要集中在CFM56、V2500、RB211、GE90等航空发动机的研发和应用。

但是，国内相关技术水平与国际先进水平存在一定差距，仍然需要进一步的发展和完善。

针对航空发动机试车台的设计和测试系统开发，国内已有一定的进展和研究，主要有以下几个方面：1.基于MATLAB/Simulink的航空发动机试车台模拟软件开发。

2.基于实时操作系统的机电液一体化航空发动机试车台控制系统设计与开发。

3.智能化航空发动机测试系统的研发和应用。

虽然已有相关研究和应用，但国内仍存在一些问题，如缺乏统一的试验标准和规范、测试过程的不自动化、测试数据的处理不精准等。

某飞行台被试发动机液压负载系统设计

某飞行台被试发动机液压负载系统设计文章针对某飞行台被试发动机试验要求，设计研发了一套被试发动机液压负载系统。

该系统以流量作为加载目标，用于实现对被试发动机转子机械功率的提取与考核，同时考察飞机液压负载对发动机工作稳定性和性能特性的影响。

文章介绍了该液压负载系统的结构、控制方式、实现方法及功能特点。

试验表明，该液压负载系统能够满足某发动机飞行台试飞过程中液压系统试验的要求。

标签：飞行台；液压负载；电液伺服阀；流量控制；PID1 概述被试发动机的飞行台试验是将被试发动机安装于成熟载机平台，从而在真实高空飞行条件下完成对被试发动机功能及性能的暴露、考核、评估的试验方法。

一般用于新型发动机的研制试飞及取证试飞阶段。

在该阶段试验过程中，对发动机转子機械功率的提取与考核，对液压泵与发动机的匹配性考察，及各个状态下飞机液压负载对发动机工作稳定性和性能特性影响的衡量与评估是该阶段试验的一项重要内容。

本文针对某飞行台被试发动机试验任务系统，在结合该飞行台实际技术条件及动力装置飞行台试验内容、试验要求的基础上，设计研发了一套被试发动机液压负载系统。

考虑到载机平台及试验过程的安全性，该系统设计为一个自封闭的液压系统，独立于载机平台之上，通过控制调节液压泵出口压力及流量实现模拟负载运行，可实现被试发动机各状态下设计值范围内液压系统负载的模拟及控制监控，负载流量手动自动可调。

该负载系统安装于被试吊舱进气道唇口舱内，具有体积小，结构紧凑的特点。

2 系统设计2.1 系统结构设计该发动机液压负载系统用于某型发动机的飞行台试验过程中，用于模拟飞机液压系统负载运行，实现对被试发动机所驱动液压泵的功率提取、测量及控制，从而间接获得被试发动机转子的机械功率。

考虑到新型发动机飞行台试验的特殊性及安全性，系统采用自封闭式设计方案，不作为载机液压附件供能单元。

整个系统由液压油源模块、泵源模块、负载模拟模块、温度控制模块、管路及安全控制部件、测控模块组成，系统结构如图1所示。

航空发动机试车台在本科教学及科研中的应用研究

航空发动机试车台在本科教学及科研中的应用研究【摘要】本文主要研究航空发动机试车台在本科教学和科研中的应用及研究。

在介绍了研究背景和研究意义。

正文部分分别探讨了航空发动机试车台在本科教学和科研中的具体应用情况，分析了试车台的技术特点、优势与局限性，以及未来发展趋势。

结论部分总结了本文研究的启示，展望了未来研究方向。

通过对航空发动机试车台的综合研究，可以为本科教学和科研提供更多的实践机会和技术支持，促进相关领域的发展和提高。

【关键词】航空发动机试车台, 本科教学, 科研, 应用研究, 技术特点, 优势,局限性, 发展趋势, 启示, 研究方向1. 引言1.1 研究背景航空发动机试车台是航空发动机研究和开发中不可或缺的重要设备。

随着航空工业的快速发展，对发动机性能和可靠性要求不断提高，试车台在本科教学及科研中的应用也愈发重要。

深入研究航空发动机试车台在本科教学及科研中的应用，分析其技术特点、优势与局限性，探讨试车台的未来发展趋势，对于加强教学与科研之间的联系，推动航空发动机领域的创新发展具有重要意义。

的内容就是这样。

1.2 研究意义航空发动机试车台在本科教学及科研中的应用研究具有重要意义。

通过在试车台上进行实验，学生可以深入了解航空发动机的工作原理和性能特点，提升他们的实践能力和技术水平。

这有助于培养学生的创新意识和解决问题的能力，为其未来从事航空领域相关工作奠定坚实的基础。

航空发动机试车台在科研中的应用研究可以推动航空发动机技术的发展。

通过试验数据的收集和分析，研究人员可以不断改进发动机的设计和性能，提高其效率和可靠性。

这对于航空工业的发展具有重要意义，有助于提升航空产品的竞争力和市场占有率。

深入探讨航空发动机试车台在本科教学及科研中的应用研究，不仅可以促进教学质量的提高，还可以推动航空领域的科技创新，为我国航空工业的发展贡献力量。

2. 正文2.1 航空发动机试车台在本科教学中的应用研究航空发动机试车台在本科教学中的应用研究是一项具有重要意义的工作。

飞机起落架作动筒检测试验台的设计原理

飞机起落架作动筒检测试验台的设计原理刘春;姜林弟;张洪瑞【摘要】作动筒作为飞机起落架的核心部件,其安全性检测对现代飞机具有重要的意义.目前,国内的作动筒检测方式非常不完善,主要以人工检测为主,检测精度较低.针对该问题,设计一种自动化、高精度的作动筒检测试验台,并对其工作原理、流程以及应用前景进行简要的介绍.【期刊名称】《航空制造技术》【年(卷),期】2016(000)012【总页数】3页(P81-83)【关键词】作动筒安全性检测;自动化;高精度【作者】刘春;姜林弟;张洪瑞【作者单位】沈阳航空航天大学航空制造工艺数字化国防重点学科实验室,沈阳110136;沈阳航空航天大学航空制造工艺数字化国防重点学科实验室,沈阳110136;沈阳航空航天大学航空制造工艺数字化国防重点学科实验室,沈阳110136【正文语种】中文为了保证飞机起落架收放系统的安全性和可靠性，在飞机起落架的制造过程中，除了对起落架主体及关键零部件检测外，还需对起落架作动筒以及其他附件进行一系列的检测试验，其中包括起落架作动筒的拉力或压力试验以及锁间隙检测试验等。

上述作动筒检测需要专门的检测试验设备，目前国内航空企业作动筒检测主要采用常规的气动试验台，所采用的检测方式主要以人工检测为主，加载方式为气动加载，输出的拉/压力一般不超过1.5t，而且输出只有几个固定值，无法实现无级调压，检测精度低、通用性较差；若要获得更大的输出拉/压力值，通常需要采用液压装置，但液压系统体积大、维护性差。

另外，在进行作动筒锁间隙检测时，设备采用手工定位及测量，误差较大。

目前，国内正在研制的大飞机起落架作动筒试验需要高达10t的拉/压力，现有试验设备无法满足需求。

根据资料记载，国外某航空制造公司通过两级电动加载的试验平台为作动筒进行加载试验，来检测作动筒的受拉/压情况，但是该平台并没有把检测作动筒锁间隙的传感器集成在该试验平台上，所以无法精确地检测出作动筒的内锁唯一情况，而且加载过程相对繁琐，其功能及使用具有一定的局限性[1]。

飞机液压泵性能测试试验台设计

飞机液压泵性能测试试验台设计摘要飞机液压系统是飞机主要动力系统之一。

飞机液压泵是液压系统的核心部件，其安全性和可靠性直接关系到飞机的飞行质量和乘客的安全。

本文设计了一套飞机液压泵性能测试试验台，包括试验台的总体结构、主要测试参数和测试方法等内容，为飞机液压泵性能测试提供了有力的支持。

关键词：飞机液压泵；性能测试；试验台；总体结构；测试参数；测试方法AbstractThe aircraft hydraulic system is one of the main power systems of the aircraft. The aircraft hydraulic pump is the core component of the hydraulic system, and its safety and reliability are directly related to the flight quality of the aircraft and the safety of passengers. In this paper, a set of aircraft hydraulic pump performance testing equipment is designed, including the overall structure of the test stand, the main test parameters, and testing methods. It provides powerful support for the performance testing of aircraft hydraulic pumps.Keywords: aircraft hydraulic pump; performance testing; test stand; overall structure; test parameters; testing methods一、引言随着现代化技术的快速发展，飞机液压系统作为飞机主要动力系统之一，已成为飞机动力系统的重要组成部分。

航空液压系统故障模拟试验台设计

收稿日期：２０２２－１１－１９基金项目：陕西省自然科学基金项目（２０２１ＪＱ０８１）；太仓市基础研究计划项目（ＴＣ２０２０ＪＣ１４）引用格式：杨望东，周，郭一涵．航空液压系统故障模拟试验台设计［Ｊ］．测控技术，２０２３，４２（８）：２２－３０．ＹＡＮＧＷＤ，ＺＨＯＵＹ，ＧＵＯＹＨ．ＤｅｓｉｇｎｏｆＦａｕｌｔＳｉｍｕｌａｔｉｏｎＴｅｓｔＢｅｎｃｈｆｏｒＡｖｉａｔｉｏｎＨｙｄｒａｕｌｉｃＳｙｓｔｅｍ［Ｊ］．Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ＆ＣｏｎｔｒｏｌＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２０２３，４２（８）：２２－３０．航空液压系统故障模拟试验台设计杨望东１，周２，郭一涵３（１．空装驻西安地区第八军事代表室，陕西西安　７１００６５；２．航空工业第一飞机设计研究院，陕西西安　７１００８９；３．西北工业大学民航学院，陕西西安　７１００７２）摘要：飞机液压系统故障诊断是飞机故障预测与健康管理（ＰｒｏｇｎｏｓｔｉｃｓａｎｄＨｅａｌｔｈＭａｎａｇｅｍｅｎｔ，ＰＨＭ）领域的难点。

随着液压系统向高压化方向发展，其渗漏、增温、压力脉动导致的管道断裂，以及回油压力过高等诸多液压系统的致命故障发生的概率增加。

通过液压系统试验台构成分析及仿真验证，建立了完善的飞机液压系统故障模拟试验台。

制订液压系统故障模拟试验方案，在模拟试验台完成试验。

采集正常状态、不同工况、预置故障试验和加速寿命试验的数据，获得可靠的飞机液压系统关键征兆参数。

通过对比分析不同工况数据的时频特征，确定均方根可用于时域故障特征分析，小波包能量谱可用于频域故障特征分析。

利用时频故障特征，通过正常及预置故障试验数据，验证了所提出的检测方法的有效性。

关键词：航空液压系统；故障诊断；故障模拟试验台；小波包能量谱中图分类号：Ｖ２６３．６文献标志码：Ａ文章编号：１０００－８８２９（２０２３）０８－００２２－０９ｄｏｉ：１０．１９７０８／ｊ．ｃｋｊｓ．２０２３．０８．００４ＤｅｓｉｇｎｏｆＦａｕｌｔＳｉｍｕｌａｔｉｏｎＴｅｓｔＢｅｎｃｈｆｏｒＡｖｉａｔｉｏｎＨｙｄｒａｕｌｉｃＳｙｓｔｅｍＹＡＮＧＷａｎｇｄｏｎｇ１牞ＺＨＯＵＹａｎｇ２牞ＧＵＯＹｉｈａｎ３牗１．Ｔｈｅ８ｔｈＭｉｌｉｔａｒｙＲｅｐｒｅｓｅｎｔａｔｉｖｅＯｆｆｉｃｅｏｆｔｈｅＡｉｒＦｏｒｃｅＥｑｕｉｐｍｅｎｔＤｅｐａｒｔｍｅｎｔｉｎＸｉａｎ牞Ｘｉａｎ７１００６５牞Ｃｈｉｎａ牷２．ＡＶＩＣＴｈｅＦｉｒｓｔＡｉｒｃｒａｆｔＩｎｓｔｉｔｕｔｅ牞Ｘｉａｎ７１００８９牞Ｃｈｉｎａ牷３．ＳｃｈｏｏｌｏｆＣｉｖｉｌＡｖｉａｔｉｏｎ牞ＮｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎＰｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ牞Ｘｉａｎ７１００７２牞Ｃｈｉｎａ牘Ａｂｓｔｒａｃｔ牶Ｆａｕｌｔｄｉａｇｎｏｓｉｓｏｆｔｈｅａｖｉａｔｉｏｎｈｙｄｒａｕｌｉｃｓｙｓｔｅｍｉｓａｄｉｆｆｉｃｕｌｔｐｒｏｂｌｅｍｉｎｔｈｅｆｉｅｌｄｏｆａｉｒｃｒａｆｔｐｒｏｇｎｏｓｔｉｃｓａｎｄｈｅａｌｔｈｍａｎａｇｅｍｅｎｔ牗ＰＨＭ牘．Ｗｉｔｈｔｈｅｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆｔｈｅｈｙｄｒａｕｌｉｃｓｙｓｔｅｍｔｏｗａｒｄｓｈｉｇｈｐｒｅｓｓｕｒｅ牞ｔｈｅｐｒｏｂａｂｉｌｉｔｙｏｆｆａｔａｌｆａｉｌｕｒｅｓｏｆｍａｎｙｈｙｄｒａｕｌｉｃｓｙｓｔｅｍｓｉｎｃｒｅａｓｅｓ牞ｓｕｃｈａｓｐｉｐｅｌｉｎｅｆｒａｃｔｕｒｅｃａｕｓｅｄｂｙｌｅａｋａｇｅａｎｄｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｉｎｃｒｅａｓｅ牞ｐｒｅｓｓｕｒｅｐｕｌｓａｔｉｏｎ牞ａｎｄｈｉｇｈｒｅｔｕｒｎｏｉｌｐｒｅｓｓｕｒｅ．Ｔｈｒｏｕｇｈｔｈｅｃｏｍｐｏｎｅｎｔａｎａｌｙｓｉｓｏｆｔｈｅｔｅｓｔｂｅｎｃｈａｎｄｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｖｅｒｉｆｉｃａｔｉｏｎ牞ａｃｏｍｐｒｅｈｅｎｓｉｖｅｆａｕｌｔｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｔｅｓｔｂｅｎｃｈｆｏｒｔｈｅａｉｒｃｒａｆｔｈｙｄｒａｕｌｉｃｓｙｓｔｅｍｉｓｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ．Ａｆａｕｌｔｔｅｓｔｐｌａｎｆｏｒｔｈｅｈｙｄｒａｕｌｉｃｓｙｓｔｅｍｉｓｆｏｒｍｕｌａｔｅｄ牞ａｎｄｔｈｅｔｅｓｔｉｓｃｏｍｐｌｅｔｅｄｏｎｔｈｅｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｔｅｓｔｂｅｎｃｈ．Ｒｅｌｉａｂｌｅｋｅｙｐｒｅｃｕｒｓｏｒｐａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆｔｈｅａｉｒｃｒａｆｔｈｙｄｒａｕｌｉｃｓｙｓｔｅｍａｒｅｏｂｔａｉｎｅｄｂｙｃｏｌｌｅｃｔｉｎｇｄａｔａｆｒｏｍｎｏｒｍａｌｓｔａｔｅ牞ｄｉｆｆｅｒｅｎｔｗｏｒｋｉｎｇｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ牞ｐｒｅｓｅｔｆａｕｌｔｔｅｓｔｓａｎｄａｃｃｅｌｅｒａｔｅｄｌｉｆｅｔｅｓｔｓ．Ｂｙｃｏｍｐａｒｉｎｇａｎｄａｎａｌｙｚｉｎｇｔｈｅｔｉｍｅｆｒｅｑｕｅｎｃｙｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｄａｔａｕｎｄｅｒｄｉｆｆｅｒｅｎｔｗｏｒｋｉｎｇｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ牞ｉｔｉｓｄｅｔｅｒｍｉｎｅｄｔｈａｔｔｈｅｒｏｏｔｍｅａｎｓｑｕａｒｅｃａｎｂｅｕｓｅｄｔｏａｎａｌｙｚｅｔｈｅｔｉｍｅｄｏｍａｉｎｆａｕｌｔｆｅａｔｕｒｅｓ牞ａｎｄｔｈｅｅｎｅｒｇｙｓｐｅｃｔｒｕｍｏｆｗａｖｅｌｅｔｐａｃｋｅｔｃａｎｂｅｕｓｅｄｆｏｒｆｒｅｑｕｅｎｃｙｄｏｍａｉｎｆａｕｌｔｆｅａｔｕｒｅａｎａｌｙｓｉｓ．Ｂｙｕｓｉｎｇｔｉｍｅｆｒｅｑｕｅｎｃｙｆａｕｌｔｆｅａｔｕｒｅｓａｎｄｎｏｒｍａｌａｎｄｐｒｅｓｅｔｆａｕｌｔｔｅｓｔｄａｔａ牞ｔｈｅｅｆｆｅｃｔｉｖｅｎｅｓｓｏｆｔｈｅｐｒｏｐｏｓｅｄｄｅｔｅｃｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｉｓｖｅｒｉｆｉｅｄ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ牶ａｖｉａｔｉｏｎｈｙｄｒａｕｌｉｃｓｙｓｔｅｍ牷ｆａｕｌｔｄｉａｇｎｏｓｉｓ牷ｆａｕｌｔｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｔｅｓｔｂｅｎｃｈ牷ｅｎｅｒｇｙｓｐｅｃｔｒｕｍｏｆｗａｖｅｌｅｔｐａｃｋｅｔ飞机液压系统是飞机的重要系统之一，其工作能力和运行状态将直接影响飞机的安全性和可靠性［１］。