收放式受油装置试验台的制作方法

本发明属于航空试验系统技术领域，涉及一种收放式受油装置试验台。

背景技术：

飞机性能测试、检测是飞机设计和研究的重要工作，也是一项综合性工作，需要飞机多系统配合才能完成测试、检测工作。

以飞机平尾折叠与展开系统和起落架收放系统为例，这两个系统是飞机比较重要的系统，其工作性能的好坏直接影响着飞机的良好率。因此，按要求在做定期工作和排故时须对飞机平尾折叠与展开系统和起落架收放系统进行地面相关性能的检查，以保证其性能良好和工作可靠，是机务保障人员一项重要的的工作。而以上系统的试验工作需要依靠受油装置。

目前，海军航空兵部队还没有配备收放式受油装置测试设备，在日常维修、排故、定检等时机无法对平尾折叠与展开系统和起落架收放系统进行自主检测，必须依靠地方航空工业部门支持方可进行该项检测工作。

除飞机平尾折叠与展开系统和起落架收放系统外，对其他需要受油系统配合工作的系统进行测试、检测工作，也需要应用受油装置测试设备。

因此，急需一种工作可靠、功能齐全、精度高、操作方便和便于维护的收放式受油装置试验台，这对于确保飞机完成性能检测工作，提高飞机良好率和确保飞行安全都将具有重要意义。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种应用于飞机性能检测的收放式受油系统试验台。

为实现以上目的，本发明提供以下技术方案：

收放式受油装置试验台，包括液压系统，液压系统包括油箱、与油箱连接的液压系统、回油系统，以及与液压系统和回油系统相连的至少一路试验接出系统；液压系统包括手动液压系统和电动液压系统二者之一或包括手动液压系统和电动液压系统；电动液压系统连接有电控系统；液压系统与回油系统、试验接出系统之间设置有开关阀，控制液压系统与回油系统和试验接出系统的通断。

进一步，电动液压系统包括电动泵，油箱出油口经吸油滤芯、电泵供油阀接电动泵入油口；电动泵出油口顺次经出油滤芯、单向阀和电泵出油截止阀接开关阀；电动泵出油端还经安全阀与油箱连通；单向阀出油端还经调压截止阀与油箱连通；单向阀出油端连接有电动液压系统压力表；单向阀和电泵出油截止阀之间安装有卸荷溢流阀。

进一步，电动液压系统还包括由电泵出油截止阀的入油端接出的蓄能器支路，蓄能器支路上设置有蓄能器和蓄能压力表。

进一步，手动液压系统包括手摇泵，油箱出油口经吸油滤芯、手泵供油阀接手摇泵入油口；手摇泵出油口顺次经出油滤芯、单向阀和手泵截止阀接开关阀；单向阀出油端还经调压截止阀与油箱连通；单向阀出油端还接有手动液压系统压力表。

进一步，回油系统包括由试验接出系统端向油箱回油口端顺次连接的回油截止阀、回油滤芯和回油阀；回油截止阀的出油端连接至开关阀。

进一步，包括两路试验接出系统，开关阀为三位四通阀，其进油口接液压系统，其工作油口分别接两路试验接出系统，其回油口接回油系统。

进一步，一路或两路试验接出系统还分出试验接出支路。

进一步，试验接出系统和试验接出支路包括互连的高压长软管和伸出嘴，伸出嘴端与开关阀相接，高压长软管端与被测试系统相接。

进一步，包括试验台箱体，试验台箱体包括主操纵面板、组件箱；液压系统、回油系统及试验接出系统设置在组件箱内外；手摇泵设置在组件箱外壁，组件箱外壁还设置有油管嘴和用于缠绕高压长软管的绞轮，其中油管嘴分别于液压系统、回油系统连通。

进一步，主操纵板上设置有系统多个压力表，分别连接电动液压系统压力表、手动液压系统压力表和蓄能器压力表；还设置有手泵调压阀、手泵供油阀、电泵调压阀、电泵供油阀和回油开关阀。

本发明的有益效果为：

(1)本发明提供了一种可应用于飞机试验的受油装置试验台，解决了现有航空试验系统没有专门配备的受油装置测试设备的问题，可应用于飞机平尾折叠与展开系统和起落架收放系统等多种依靠受油装置供油的航空试验，不再需要依靠地方航空工业部门支持方可进行该项检测工作，因此，可极大的改善试验环境和提高试验效率。

(2)该受油装置试验系统可外接多条试验管路，且每条试验管路还可延伸设置试验支路，可根据试验需求更换合适的开关阀组件，即可适应试验需求。

(3)该受油装置试验系统配置设计了手动液压系统和电动液压系统，可根据需要选择使用一个或两个液压系统，结构稳定灵活，适应多种应用环境。整个液压系统可输出足够排量的液压油源，能够进行方向转换和压力调节。

(4)在适用性和维护性方面使用较长的软导管与飞机部位进行长距离的连接，且在试验完成后，便于进行收起和收藏，确保足够的强度要求。

附图说明

图1为收放式受油装置试验台结构示意图。

图2为试验台箱体结构示意图。

图3为试验台箱体结构示意图。

图4为试验台箱体结构示意图。

图5为试验台主操纵面板示意图。

其中：1-加油口，2-液位计，3-油箱，4-吸油滤芯，5-手泵供油阀，6-手摇泵，7-出油滤芯，8-单向阀，9-手泵调压阀，10-手动液压系统压力表，11-三位四通阀，12-伸出管嘴，13-高压长软管，14-伸出管嘴，15-高压长软管，16-伸出管嘴，17-高压长软管，18-伸出管嘴，19-高压长软管，20-回油截止阀，21-回油滤芯，22-回油阀，23-手泵出油截止阀，24-吸油滤芯，25-电泵供油阀，26-电动泵，27-出油滤芯，28-单向阀，29-卸荷溢流阀，30-安全阀，31-电泵调压截止阀，32-电动液压系统压力表，33-蓄能器，34-蓄能器压力表，35-电泵出油截止阀，36-试验台箱体，37-绞轮，38-主操纵面板，39-油管嘴，40-放油球阀

具体实施方式

以下将结合附图对本发明的具体实施方式进行清楚完整地描述。显然，具体实施方式所描述的实施例仅为本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明的保护范围。

收放式受油装置试验台，包括油箱3、与油箱3连接的液压系统、回油系统，以及与液压系统和回油系统相连的至少一路试验接出系统。其中，试验接出系统可根据需要进行的试验进行配置，例如，本实施例中，将以飞机平尾折叠与展开系统和起落架收放系统的试验进行举例说明(由于其可应用于起落架收放等试验，因此试验台也成为收放式受油装置试验台)，因此，试验接出系统至少有两路。

液压系统包括手动液压系统和电动液压系统二者之一或包括手动液压系统和电动液压系统；电动液压系统连接有电控系统；液压系统与回油系统、试验接出系统之间设置有开关阀，控制液压系统与回油系统和试验接出系统的通断。开关阀可根据试验需求选择，例如，本实施例中，为配合飞机平尾折叠与展开系统和起落架收放系统的试验，开关阀选用三位四通阀。

其中，手动液压系统靠手动供油，电动液压系统靠电控系统控制供油。根据需要可为受油装置试验台配置手动液压系统，或者配置电动液压系统，亦或者是配置手动和电动两种形式的液压系统。开关阀的作用是控制液压系统的供油管路与试验系统的受油管路之间的开与闭，同时提供一条回油支路。

以下，将具体说明手动液压系统、电动液压系统和回油系统的具体配置和供油、回油原理。

电动液压系统包括电动泵26，油箱出油口经吸油滤芯24、电泵供油阀25接电动泵26入油口；电动泵26出油口顺次经出油滤芯27、单向阀28和电泵出油截止阀35接开关阀；电动泵26出油端还经安全阀30与油箱1连通；单向阀28出油端还经调压截止阀31与油箱1连通；单向阀28出油端连接有电动液压系统压力表32；单向阀28和电泵出油截止阀35之间安装有卸荷溢流阀29。

进一步，电动液压系统还包括由电泵出油截止阀35的入油端接出的蓄能器支路，蓄能器支路上设置有蓄能器33和蓄能压力表34。蓄能器支路的作用为稳压和保压，使系统工作更加安全可靠。

手动液压系统包括手摇泵6，油箱3出油口经吸油滤芯4、手泵供油阀5接手摇泵6入油口；手摇泵6出油口顺次经出油滤芯7、单向阀8和手泵出油截止阀23接开关阀；单向阀8出油端还经手动阀9与油箱3连通；单向阀8出油端还接有手动液压系统压力表10。

油箱3中的工作介质采用YH-15号液压油，油箱3的作用是为静压试验提供液压油。作为辅助设计，油箱3内还设置有用于添加液压油的加油口1和用于显示油箱3中液压油液位的液位计3。

采用电动液压系统工作时，电动泵26是电动液压系统的压力源，接通电控系统，为电动液压系统的电动泵26供电。将电泵出油截止阀35处于全开位置。当接上电源、按下电动泵26启动按钮时，电动泵26工作，油箱3中的液压油通过吸油滤24和电泵供油阀25进入电动泵26，通过电动泵26加压后，高压油液经出油滤芯27、单向阀28、卸荷溢流阀29、供电泵出油截止阀35后到达开关阀。

系统压力由卸荷溢流阀29和调压截止阀31控制。卸荷溢流阀29在系统中主要用于给油泵卸荷和安全溢流的作用，一般卸荷溢流阀29的最高压力(即系统最大工作压力)调至21MPa。当泵源压力和系统压力上升到21MPa(卸荷溢流阀29的卸荷压力)时，卸荷溢流阀29工作，泵出口油压为零，油泵卸荷，系统压力在18～21MPa之间；当系统油压降到18MPa时，油泵停止卸荷，向系统供压至21MPa。

采用手动液压系统工作时，手摇泵6将油箱3中的液压油经手泵供油阀5后，再增压供出，油压油源经3μm的出油滤芯7、高压单向阀8、手泵调压阀9和手泵出油截止阀23后送至功试验接出系统。供出的有压油源工作压力为0-28MPa，由高压压力表10指示；供出有压油源工作压力的调节，由手泵调压阀9通过溢流完成。

若一个受油装置试验台同时配置电动液压系统和手动液压系统，为防止两种液压系统产生干扰，在使用一个液压系统时，需要先关闭另一个液压系统的管路。具体的说，在电动液压系统工作时，需要关闭手泵出油截止阀23，关闭手动液压系统与试验管路之间的油路；同理，在使用手动液压系统时，需要关闭电泵出油截止阀35，关闭电动液压系统与试验系统的油路。

回油系统包括由试验接出系统端向油箱回油口端顺次连接的回油截止阀20、回油滤芯21和回油阀22。其中，回油截止阀20的出油端连接至开关阀。

回油部分功能主要将试验部分的回油，经回油滤芯21、回油阀22顺利导入油箱3。油箱3内的液位由液位计2指示，放出油箱3打开放油球阀40即可，给油箱3加油可经加油口1加入。

进一步提供一种受油装置试验台的安装结构，包括试验台箱体26，试验台箱体26包括主操纵面板38、组件箱；液压系统、回油系统及试验接出系统设置在组件箱内外，其中各种阀类组件设置在组件箱内部；手摇泵6设置在组件箱外壁，组件箱外壁还设置有油管嘴和用于缠绕高压长软管的绞轮，其中油管嘴分别于液压系统、回油系统连通。

进一步，主操纵面板38上设置有系统多个压力表分为系统压力表、电泵出口压力表和手摇泵出口压力表，分别连接电动液压蓄能器压力表34、手动液压系统压力表10和电动液压系统压力表32；还设置有手泵调压阀9、手泵出油截止阀23、电泵调压阀31、电泵供油截止阀35和回油阀截止阀20控制键。

试验台箱体36的结构集成了整个受油装置试验台的功能部件结构。

如前所述，受油装置试验系统可用于飞机平尾折叠与展开系统和起落架收放系统的试验，为实现以上试验目的，本实施例中的开关阀为三位四通阀11，其进油口接液压系统，其工作油口分别接两路试验接出系统，其回油口接回油系统。

设计了两路试验接出系统，一路为伸出管嘴12和高压长软管13所在支路，接飞机平尾折叠与展开系统，其中伸出管嘴12端与三位四通阀11相接；一路为伸出管嘴14与高压长软管15所在支路，接起落架收放系统，其中伸出管嘴14端与三位四通阀11相接；以上两条支路可用于对以上所述两个系统分别进行试验。同时，伸出管嘴14与高压长软管15所在支路还伸出另一条试验支路，即伸出管嘴16与高压长软管17所在支路，其中，其中伸出管嘴16端与三位四通阀11相接。

三位四通收放阀11共有收起、中立、放平三个工作位置，与飞机平尾折叠收放作动筒活塞两端油路相连，通过扳动收放阀的手柄，将其置于相应的位置，可实现收放管路的方向转换。由于飞机上管嘴位置距离测试验台箱体26相对较远，高压长软管需设置8-10米的长度为宜。