[实用新型]一种飞机起落架作动筒试验系统

说明书

一种飞机起落架作动筒试验系统，包括加载动作器、加载油源、作动筒试验件、高压油站、1号试验箱、液压油温度控制器、温度传感器Ⅱ、MOOG控制器、伺服阀Ⅰ、伺服阀Ⅱ、力传感器、位移传感器和试验夹具，加载油源出油口与伺服阀Ⅰ进油口连接，伺服阀Ⅰ出油口与加载动作器连接，高压油站出油口与伺服阀Ⅱ进油口连接，伺服阀Ⅱ两路出油口分别通过隔离缸分别连接有加热器，加热器和作动筒试验件连接，MOOG控制器分别与伺服阀Ⅰ、伺服阀Ⅱ、力传感器和位移传感器连接，伺服阀Ⅰ和力传感器分别与加载作动器连接，伺服阀Ⅱ和位移传感器与作动筒试件连接。为作动筒类的产品的研发提供一个更为真实的模拟环境。

技术领域

本实用新型涉及一种试验系统，更具体的说涉及一种飞机起落架作动筒试验系统，属于试验技术领域。

背景技术

起落架是飞机的重要组成部分，其主要应用于飞机起飞、着陆、地面滑行和停放等，吸收和消散飞机在着陆和地面运动过程中所产生的各种能量。其中，起落架收放作动筒在工作中会同时受到外力、环境温度、液压系统介质温度等作用。目前，作动筒产品的疲劳试验通常在常温环境下使用常温液压油进行简单的拉伸和压缩考核；但是，该种方式无法模拟飞行器在高速飞行后产生的高温环境以及工作介质因高温环境和工作导致介质温度超过环境温度的状态，也难以实现作动筒不同行程对应不同负载的的复杂工况条件。

发明内容

本实用新型的目的在于针对现有技术中存在的上述问题，提供一种飞机起落架作动筒试验系统。

为实现上述目的，本实用新型的技术解决方案是：一种飞机起落架作动筒试验系统，包括加载动作器、加载油源、作动筒试件、高压油站、1号试验箱、液压油温度控制器、温度传感器Ⅱ、MOOG控制器、伺服阀Ⅰ、伺服阀Ⅱ、力传感器、位移传感器和试验夹具，所述的加载动作器和作动筒试件分别固定在试验夹具上，所述的加载油源出油口通过液压管道与伺服阀Ⅰ进油口连接，所述的伺服阀Ⅰ出油口通过液压管道与加载动作器连接，所述的高压油站出油口通过液压管道与伺服阀Ⅱ进油口连接，所述的伺服阀Ⅱ两路出油口通过液压管道分别连接有隔离缸，所述的两个隔离缸通过液压管道分别连接有液压油加热器，所述的液压油加热器通过液压管道和作动筒试件连接，所述的液压油温度控制器通过信号线分别与液压油加热器、1号试验箱和温度传感器Ⅱ连接，所述的温度传感器Ⅱ设置在作动筒试件的滑油入口处，所述的MOOG控制器通过信号线分别与伺服阀Ⅰ、伺服阀Ⅱ、力传感器和位移传感器连接，所述的伺服阀Ⅰ和力传感器分别与加载动作器连接，伺服阀Ⅱ和位移传感器与作动筒试件连接。

还包括有2号温度试验箱、引风机、温度传感器Ⅰ和保温箱，所述的2号温度试验箱通过风管与引风机连接，所述的引风机通过风管与保温箱连接，所述的2号温度试验箱通过信号线与温度传感器Ⅰ连接，所述的温度传感器Ⅰ设置在保温箱中。

所述的试验夹具包括有通用基座、线性轴承和双耳，所述的加载动作器与作动筒试件之间通过线性轴承连接，作动筒试件和加载动作器通过铁梢与双耳连接，所述的力传感器安装在加载动作器顶端，且力传感器与线性轴承中间圆轴左端连接，所述的位移传感器通过支架安装在作动筒试件外壳上，位移传感器的拉线安装在线性轴承中间圆轴右端。

所述连接液压油加热器与作动筒试件之间的液压管道通过1号试验箱。

与现有技术相比较，本实用新型的有益效果是：

本实用新型能够模拟作动筒类产品实际工作环境，为作动筒类的产品的研发提供一个更为真实的模拟环境；且本试验系统经济安全，方便实施，可为作动筒类产品提供更为准确的检测结果，利用试验方法上的有效投入优化质量控制，帮助企业取得制造经济性与质量安全之间的平衡。

附图说明

图1是本实用新型结构原理图。