專利名稱：飛行器高壓液壓脈動試驗系統的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種液壓脈動試驗系統，適用于飛行器高壓液壓系統壓力脈動試驗。
背景技術：
隨著航空技術的迅速發展，飛行器液壓系統的各項技術指標都需要相應的提高。 液壓系統壓力一直隨液壓技術的發展不斷提高。就傳動力和做功而言，高壓意味著可以減 小動力元件的尺寸，因而可以減輕液壓系統的結構重量。值得注意的是，液壓系統重量每減 少1kg，可以使飛機結構重量減輕4kg，而飛機承載量可增加15kg。從未來飛機的發展趨勢 上看，飛機正日益向高速和大型化發展，這就要求必須不斷增大系統功率，減輕結構重量和 改善系統的動態響應。因此，飛行器液壓系統必須采用更高的壓力。各國特別是美國近年 來的大量研究表明減輕飛行器液壓系統重量和縮小其體積的最有利的途徑是提高飛行器 液壓系統的工作壓力，高壓液壓系統工作時，由于閥門的突然開關、泵的失效以及執行元件 止動等原因，管道中將產生沿管路傳播的壓力脈動波，供壓管路和回油管路會出現強烈的 壓力撞擊，即壓力脈動，在高壓管路上，壓力脈動峰值有可能達到系統額定壓力的1.5倍以 上，而在回油管路上則可能達到正常回油壓力值的10倍以上。高壓液壓系統壓力脈動可能 導致系統管路、連接件、作動筒等的斷裂，系統附件失靈，嚴重時可造成飛機重大事故的發 生。由于液壓系統壓力高，附件加工精密以及油液容易泄漏等因素，故障比較多，其中大部 分故障與液壓系統的壓力脈動直接相關。飛行器液壓系統的壓力脈動是影響飛行器安全的 致命危害，所以液壓系統的管路和附件必須進行壓力脈動試驗，以測試其抗壓力脈動沖擊 的能力，從而發現問題改進設計，提高飛行器液壓系統的可靠性。目前，就公開發表的文獻來看，尚沒有介紹飛行器高壓液壓脈沖試驗的試驗裝置， 已公開的大多液壓脈沖試驗裝置均與飛行器高壓液壓系統實際工作情況相差較遠，專利號 為ZL 200920038289. 0的管道內液壓脈沖疲勞裝置通過氣控部分、電氣控制裝置和浸在液 體中的氣囊來為不銹鋼薄壁波紋管提供一種可以模擬液壓脈沖的管道內脈沖液壓疲勞試 驗；專利號為95219594. 1的液壓脈動壓力發生器主要用于各種疲勞強度或振動試驗中，為 一些設備提供脈沖信號，由脈動加載裝置、液壓站、驅動機構和執行機構組成，特殊之處在 于脈動加載裝置為閥芯可旋轉的換向閥，驅動機帶動換向閥芯旋轉，使油缸進油口交替與 換向閥進、出油口相通，改變油缸壓力推動活塞以在系統中產生壓力脈動，其活塞回位依靠 系統壓力實現，頻率響應較低。目前現役飛行器液壓系統的液壓壓力普遍在21Mpa和28Mpa 及以上水平，壓力脈動頻率較高，通過繼電器控制保壓和泄壓時間，由空氣壓縮機和各種閥 對氣囊的狀態進行控制以產生液壓脈沖的試驗系統，其液壓壓力水平和脈沖控制精度均較 低，而由改變油缸壓力推動活塞以在系統中產生壓力脈動的液壓脈動壓力發生器其響應頻 率較低，控制精度不足，均無法滿足飛行器高壓液壓系統試驗要求，必須尋找一種具有較高 精度，控制簡便，適合飛行器高壓液壓系統實際工作情況的液壓脈沖試驗系統，以發現問題 改進設計。
發明內容
為了克服現有技術響應頻率和控制精度較低的不足，本發明提出了一種飛行器高 壓液壓脈動試驗系統，結構相對簡單，能夠較好的提高效率，高精度地開展飛行器及其他系 統高壓液壓脈動系統試驗。本發明解決其技術問題所采用的技術方案是包括液壓部分和測控部分。液壓部 分包括高壓內嚙合齒輪泵、粗濾油器、蓄能器、拖動電機、單向閥、比例壓力伺服閥、比例流 量伺服閥、精濾油器、壓力繼電器、冷卻器、節流閥和脈動產生裝置；測控部分包括含D/A卡 的計算機、壓力傳感器和流量傳感器。所述的液壓部分主要為裝置提供高壓脈動液流，測控部分保證為裝置提供所需一 定量高壓液流的控制指令。液壓部分中拖動電機是系統動力源；液流由油箱經粗濾油器 過濾后流入高壓內嚙合齒輪泵，高壓內嚙合齒輪泵在拖動電機的拖動下為系統提供高壓液 流；安裝在高壓內嚙合齒輪泵出口的壓力繼電器監測所述高壓液流的壓力，當由于某種原 因系統的液流壓力達到設定閥值時，及時切斷拖動電機電源，確保系統安全；單向閥安裝在 高壓內嚙合齒輪泵的出口處保證液流向高壓內嚙合齒輪泵外單向流動，實現系統隔離；單 向閥出口連接精濾油器入口，保證系統液流的潔凈；蓄能器、比例壓力伺服閥和比例流量伺 服閥均與精濾油器出口相連接；蓄能器用于平抑高壓內嚙合齒輪泵出口液流脈動；比例壓 力伺服閥和比例流量伺服閥分別在計算機的控制下，為液流通道提供所需的壓力值和流量 值；比例流量伺服閥與脈動產生裝置之間的液流通道處有一個流量傳感器，用于實時采集 系統流量值；脈動產生裝置包括計算機控制的壓電陶瓷驅動器和由壓電陶瓷驅動器推動的 金屬膜片，金屬膜片焊接在液流通道側面，用以在液流中產生壓力脈動成分；脈動產生裝置 兩側的液流通道內各有一個壓力傳感器，分別用于實時采集脈動產生裝置兩側的系統壓力 值。流量傳感器和兩個壓力傳感器將采集到的信號反饋回計算機，對脈動產生裝置輸出的 壓力和流量進行較正；脈動產生裝置通過液流通道連接試驗部分，給試驗部分施加高壓脈 沖；液流通道流經試驗部分后通過節流閥連接冷卻器，節流閥為液流通道建立所需背壓，冷 卻器為系統降溫，保證系統長時間可靠運行；液流由冷卻器冷卻后回到系統油箱。所述的高壓內嚙合齒輪泵是指提供壓力為16_32Mpa液流的內嚙合齒輪泵。所述的高壓精濾油器是指壓力為16_32Mpa、過濾精度為0. 005毫米的濾油器。所述的金屬膜片焊接在液流通道側面，成為液流通道的一部分，其一面與液流直 接接觸，另一面與壓電陶瓷驅動器相連，由壓電陶瓷驅動器推動。本發明的有益效果是①控制部分由計算機控制，精度高，操作簡便；②提供高壓 脈動液流的液壓部分，帶流量反饋和壓力反饋，流量和壓力調節范圍大、精度高；③壓力脈 動由計算機控制的壓電陶瓷驅動器推動金屬膜片直接在液流路中產生，可以實現不同波形 不同頻率的激勵，頻率范圍廣，響應快，結構簡單，其反饋與提供高壓脈動液流的液壓部分 壓力反饋相互獨立，調節精度高；④高壓內嚙合齒輪泵與蓄能器相結合可實現較平穩的壓 力輸出，對可控的壓力脈動部分干擾較小。下面結合附圖和實施例對本發明進一步說明。
圖為本發明系統結構示意圖。
圖中，1-液壓油箱，2-粗濾油器，3-高壓內嚙合齒輪泵，4-拖動電機，5-壓力繼電 器，6-單向閥，7-精濾油器，8-蓄能器，9-比例流量伺服閥，10-比例壓力伺服閥，11-脈動 發生器(11-1-金屬膜片，11-2-壓電陶瓷驅動器)，12-試驗部分，13-可調節流閥，14-冷卻 器，15-計算機(含D/A卡)。
具體實施例方式如圖所示為本發明系統結構示意圖，工作油液由油箱1經粗濾油器2過濾后進入 高壓內嚙合齒輪泵3增壓，粗濾油器2采用結構簡單，通油能力大的WU-63X80-J網式濾油 器，以保護高壓內嚙合齒輪泵，高壓內嚙合齒輪泵采用雙聯高壓內嚙合齒輪泵QT43-31. 5， 最高壓力32Mpa，采用4極電機拖動時流量為42. 2L/min ；高壓液流的壓力由安裝在高壓內 嚙合齒輪泵出口的壓力繼電器5監測，壓力繼電器型號為JCS-02H，最高使用壓力為40Mpa， 壓力調整范圍為0.6 40Mpa;高壓內嚙合齒輪泵3出口與單向閥6入口相連，單向閥6 入采用CRK2型單向閥，最大工作壓力為50Mpa，最大開啟壓力為0. 5Mpa，最大流量為50L/ min。單向閥6出口和精濾油器7入口相連通，精濾油器7采用過濾精度好的ZU-H63X5S 高壓紙質濾油器，其額定壓力為31. 5Mpa，其原始壓力損失不大于0. IMpa，最大壓力損失 0. 35Mpa。精濾油器7出口與蓄能器8、比例流量伺服閥9和比例壓力伺服閥10入口相連通， 蓄能器8采用TBR50-2. 5-E皮囊式蓄能器，其最大工作壓力為34. 5Mpa，流體容積為10L， 皮囊材質為氟像膠；比例流量伺服閥9采用KPG-03-63-31. 5，最大流量為63L/min，最大壓 力為31. 5Mpa ；比例壓力伺服閥10采用RZM0-TERS-PS-030/315，通徑為6mm，最大流量為 40L/min，最大壓力為31. 5Mpa。比例流量伺服閥9出口有渦輪式流量傳感器和高壓電阻應 變式壓力傳感器各一個，并通過流量傳感器與脈動產生裝置11入口相連通，脈動產生裝置 11出口有高壓電阻應變式壓力傳感器一個，液流經脈動產生裝置11出口送入試驗部分12， 試驗部分12出口與節流閥13入口相連通，節流閥13出口連接冷卻器14，冷卻器14采用 AH0608T-CA型風冷卻器，最大流量為60L/min，工作液流經冷卻器14冷卻后回到油箱。計 算機(含D/A卡)15通過電信號控制比例流量伺服閥9、比例壓力伺服閥10和壓電陶瓷驅 動器11-2，兩個壓力傳感器和一個流量傳感器分別與計算機(含D/A卡)15構成反饋回路。系統啟動后，工作液流的初始壓力可以采用通徑為10mm，最大壓力為32Mpa，最大 流量為40L/min的節流閥調整設定，計算機(含D/A卡)15輸出用以控制的指令電信號給比 例流量伺服閥和比例壓力伺服閥，結合壓力傳感器和流量傳感器的反饋對脈動產生裝置入 口的流量和壓力實施精確控制，最終使流量和壓力值穩定在指令值上；脈動產生裝置中的 壓電陶瓷驅動器采用疊層機械封裝式高壓壓電陶瓷驅動器，其接收由計算機(含D/A卡)15 發出的指令信號，產生可控頻率下的指定位移推動金屬膜片11-1，在系統中產生大小和頻 率的可控壓力脈動，該壓力脈動值由脈動產生裝置11出口壓力傳感器反饋回計算機進行 校正，主液壓通道反饋與脈動壓力通道反饋相互獨立，互不干擾，以實現較高的控制精度。如上所述，通過本發明的液壓脈動試驗系統設計方案，可以在滿足飛行器高壓液 壓系統脈動試驗要求的同時獲得較高的控制精度，從而提高試驗效率，提升試驗性能。
權利要求
飛行器高壓液壓脈動試驗系統，包括液壓部分和測控部分，液壓部分包括高壓內嚙合齒輪泵、蓄能器、拖動電機、單向閥、比例壓力伺服閥、比例流量伺服閥、壓力繼電器、冷卻器、節流閥和脈動產生裝置；測控部分包括含D/A卡的計算機、壓力傳感器和流量傳感器，其特征在于所述的拖動電機是系統動力源；液流由油箱經粗濾油器過濾后流入高壓內嚙合齒輪泵，高壓內嚙合齒輪泵在拖動電機的拖動下為系統提供高壓液流；安裝在高壓內嚙合齒輪泵出口的壓力繼電器監測所述高壓液流的壓力；單向閥安裝在高壓內嚙合齒輪泵的出口處保證液流向高壓內嚙合齒輪泵外單向流動；單向閥出口連接高壓精濾油器入口，蓄能器、比例壓力伺服閥和比例流量伺服閥均與高壓精濾油器出口相連接；蓄能器用于平抑高壓內嚙合齒輪泵出口液流脈動；比例壓力伺服閥和比例流量伺服閥分別在計算機的控制下，控制液流通道提供所需的壓力值和流量值；比例流量伺服閥與脈動產生裝置之間的液流通道處有流量傳感器一個，用于實時采集系統流量值；脈動產生裝置包括計算機控制的壓電陶瓷驅動器和由壓電陶瓷驅動器推動的金屬膜片，金屬膜片焊接在液流通道側面，用以在液流中產生壓力脈動成分；脈動產生裝置兩側的液流通道內各有一個壓力傳感器，分別用于實時采集脈動產生裝置兩側的系統壓力值；流量傳感器和兩個壓力傳感器將采集到的信號反饋回計算機，分別對高壓內嚙合齒輪泵進行流量校正和對脈動產生裝置進行壓力較正；脈動產生裝置通過液流通道連接試驗部分，給試驗部分施加高壓脈動；液流通道流經試驗部分后通過節流閥連接冷卻器，節流閥為液流通道建立所需背壓，冷卻器為系統降溫；液流由冷卻器冷卻后回到系統油箱。
2.根據權利要求1所述的飛行器高壓液壓脈動試驗系統，其特征在于所述的高壓內 嚙合齒輪泵是指提供16-32Mpa之間壓力液流的內嚙合齒輪泵。
3.根據權利要求1所述的飛行器高壓液壓脈動試驗系統，其特征在于所述的高壓精 濾油器是指壓力為16-32Mpa、過濾精度為0. 005毫米的濾油器。
4.根據權利要求1所述的飛行器高壓液壓脈動試驗系統，其特征在于所述的金屬膜 片一面與液流直接接觸，另一面與壓電陶瓷驅動器相連，由壓電陶瓷驅動器推動。
全文摘要
本發明提出了一種飛行器高壓液壓脈動試驗系統，是高壓內嚙合齒輪泵在拖動電機的拖動下為系統提供高壓液流，由計算機輸出控制信號給比例流量伺服閥和比例壓力伺服閥控制液壓系統產生穩定可控的高壓液壓來流，并由計算機控制的壓電陶瓷驅動器產生激振力推動金屬膜片在穩定高壓液壓來流中產生精確可控壓力脈動值。本發明精度高，操作簡便；流量和壓力調節范圍大，可控頻率范圍廣，響應快，結構簡單；對可控的壓力脈動部分干擾較小。
文檔編號F15B19/00GK101881287SQ20101019149
公開日2010年11月10日 申請日期2010年6月3日 優先權日2010年6月3日
發明者劉偉, 劉永壽, 匡華軍, 岳珠峰, 李寶輝, 翟紅波, 高宗戰, 魯華平 申請人:西北工業大學