专利名称：飞机液压动力转换装置的测试系统的制作方法
专利说明本实用新型涉及一种航空设备的性能测试系统，具体是一种飞机液压动力转换装 置的测试系统。液压动力转换装置的测试系统。本实用新型的设计能方便全面的对液压动 力转换装置进行各项性能指标的测试。
背景技术：
飞机的襟翼属于升，阻系统，是为了起飞时为飞机提高升力的。分为前缘襟翼，后 缘襟翼和前缘缝翼三个部分。在正常情况下，前缘部分是由后缘襟翼随动钢索带动的活门 操纵和确定其位置，备用情况下由备用组件上的活门操纵。飞机液压的动力转换组件简称 PTU (POWER TRANSFER UNIT)，其作用是向飞机的前缘襟翼和缝翼提供液压压力。动力转换 组件(PTU)由共轴的液压马达和液压泵组成，液压马达通过PTU控制活门接受来自液压系 统A的压力，使液压马达转动，液压泵接受来自液压系统B油箱的供油并向前缘襟翼和缝翼 提供备用压力，液压马达使用A系统压力驱动B系统供油的液压泵，当系统B发动机驱动泵 压力低于正常值时，PTU压力可用于正常操作或自动缝翼操作。液压马达和液压泵中的壳 体回油的作用是冷却和润滑液压马达和液压泵。PTU的工作条件1、飞机在空中；2、襟翼未 收上且小于15单位；3、若B系统发动机驱动泵低压低于2350psi且延时0。5秒。液压动力转换装置，是民航飞机上重要的动力部件，该部件性能的好坏直接影响 到飞行安全。所以对部件的测试至关重要。目前，国内常用的动力转换装置PTU测试台，构 造简单，功能单一，只能对部分构造简单的PTU进行测试，但是对于结构复杂的空客飞机和 其他类型PTU的测试则无法满足要求。比如有压差控制活门的PTU，要求检测在系统压差变 化下的正反向性能指标。民航飞机拆换下故障件都送往国外修理，费用昂贵，周期很长，对 用户极为不便。
实用新型内容为了克服上述之不足，本实用新型目的在于提供一种模拟飞机液压动力转换装置 的工作环境，不仅能很方便地对PTU的各项性能进行指标检测，而且还使检测的效率和精 确很高的飞机液压动力转换装置的测试系统。为了实现上述目的，本实用新型采用的技术方案是飞机液压动力转换装置的测 试系统，包括有电机、供油泵、油箱、油压表、流量计、压力调节阀A、压力调节阀B，油箱内液 压油经电机带动的供油泵，再经油压表、流量计、压力调节阀A构成一条高压供油管路；与 飞机液压动力转换装置的液压马达组件和液压泵组件的排油口相连接的两个管路并联后， 再串接压力调节阀B后与油箱连接。其特征在于该测试系统还设有压力调节阀C、压力调 节阀D、压力调节阀E、压力调节阀F，压力调节阀C、压力调节阀D、压力调节阀E、压力调节 阀F通过液压管串接成一个封闭管路，所述高压供油管路的端口连接在压力调节阀C和压 力调节阀D之间的管路上，压力调节阀C和压力调节阀E之间的管路上设有与飞机液压动 力转换装置的液压马达组件相连接的油路接口，压力调节阀D和压力调节阀F之间的管路上设有与飞机液压动力转换装置的液压泵组件相连接的油路接口 ；该测试系统还设有油滤 B、回流管路流量计、选择阀、限流阀B、散热器，液压油经油滤B、回流管路流量计、选择阀、 限流阀B、散热器到油箱形成一条高压油回流管路，高压油回流管路的端口连接在压力调节 阀E和压力调节阀F之间的管路上。所述飞机液压动力转换装置的液压马达组件的排油口和液压泵组件的吸油口之 间的管路上设有油滤A。所述压力调节阀A上并联有限流阀A。限流阀A和限流阀B的作用相同，都是用 于控制动力转换组件(PTU)中液压马达和液压泵的压差，并在压差变化情况下进行性能检 测。所述油箱上设有空气增压阀。空气增压阀的作用是使油箱内的油液起泡减少到 最小，防止真空或超压损坏油箱，改善液压泵的工作条件，防止气塞。 所述油箱上还设有用以监测油箱温度的热电偶。热电偶的作用是监测油箱温度， 防止油箱温度过高，当温度过高则断电保护。所述高压供油管路上和高压油回流管路上设有溢流阀。所述溢流阀实质上是一个 安全阀，当油压过高时，高压油从溢流阀排出，起到卸压的作用，从而管路及管路中的元器 件起到一定的保护作用。所述高压油回流管路上还设有蓄压器，所述蓄压器通过压力调节阀G连接在高压 油回流管路上。所述测试系统还设有两条与飞机液压动力转换装置的液压马达组件和液压泵组 件相连接的壳体回油管路，所述壳体回油管路上串接有壳体回油压力表、壳体回油流量计、 壳体回油滤和壳体回油的压力调节阀。壳体回油滤的作用一是壳体回油到油箱前除去油 液中的杂质；二是用于壳体磨屑检测，从而检查液压马达组件和液压泵组件的良好状况。所述与飞机液压动力转换装置相连接的管路端口处设有液压油压力表。所述高压供油管路中还设有油滤C，油滤C的作用在于将高压油液输送到PTU前除 去油液中的杂质。本实用新型的有益效果由于本测试系统全方位模拟了飞机液压动力转换装置的 工作环境，不仅能很方便地对PTU的各项性能进行指标检测，而且还提高了检测效率和检 测精确；用户不用再花高成本送国外修理，维修单位将以更低的维修成本，更好的质量和更 短的周期为用户提供服务。
以下结合附图对本实用新型作进一步的详细说明。
图1为本实用新型的结构示意图。图中1.电机；2.供油泵；3.油箱；4.油压表；5.流量计；6.压力调节阀A ;7.压 力调节阀B;8.飞机液压动力转换装置；9.液压马达组件；10.液压泵组件；11.油滤C; 12.压力调节阀C;13.压力调节阀D;14.压力调节阀E;15.压力调节阀F;16.高压供油 管路；17.油滤B;18.选择阀；19.限流阀B;20.散热器；21.高压油回流管路；22.油滤 A ；23.限流阀A ；24.空气增压阀；25.热电偶；26.溢流阀；27.蓄压器；28.压力调节阀G ； 29.壳体回油管路；30.壳体回油压力表；31.壳体回油流量计；32.壳体回油滤；33.壳体回油的压力调节阀；34.液压油压力表；35.回流管路流量计。
具体实施方式
如
图1所示，飞机液压动力转换装置的测试系统，包括有电机1、供油泵2、油箱3、 油压表4、流量计5、压力调节阀A 6、压力调节阀B 7，油箱3内液压油经电机1带动的供油 泵2，再经油压表4、流量计5、压力调节阀A6构成一条高压供油管路16 ；与飞机液压动力 转换装置8的液压马达组件9和液压泵组件10的排油口相连接的两个管路并联后，再串接 压力调节阀B 7后与油箱3连接。其特征在于该测试系统还设有压力调节阀C12、压力调 节阀D13、压力调节阀E14、压力调节阀F15，压力调节阀C12、压力调节阀D13、压力调节阀 E14、压力调节阀F15通过液压管串接成一个封闭管路，所述高压供油管路16的端口连接在 压力调节阀C12和压力调节阀D13之间的管路上，压力调节阀C12和压力调节阀E14之间 的管路上设有与飞机液压动力转换装置8的液压马达组件9相连接的油路接口，压力调节 阀D13和压力调节阀F15之间的管路上设有与飞机液压动力转换装置的液压泵组件10相 连接的油路接口 ；该测试系统还设有油滤B17、回流管路流量计35、选择阀18、限流阀B19、 散热器20，液压油经油滤B17、回流管路流量计35、选择阀18、限流阀B19、散热器20到油箱 3形成一条高压油回流管路21，高压油回流管路21的端口连接在压力调节阀E14和压力调 节阀F15之间的管路上。所述飞机液压动力转换装置8的液压马达组件9的排油口和液压泵组件10的吸 油口之间的管路上设有油滤A22。所述压力调节阀A6上并联有限流阀A23。所述油箱3上设有空气增压阀24。所述油箱3上还设有用以监测油箱温度的热电偶25。所述高压供油管路16上和高压油回流管路21上设有溢流阀26。所述高压油回流管路21上还设有蓄压器27，所述蓄压器27通过压力调节阀628 连接在高压油回流管路21上。所述测试系统还设有两条与飞机液压动力转换装置8的液压马达组件9和液压泵 组件10相连接的壳体回油管路29，所述壳体回油管路29上串接有壳体回油压力表30、壳 体回油流量计31、壳体回油滤32和壳体回油的压力调节阀33。所述与飞机液压动力转换装置8相连接的管路端口处设有液压油压力表34。所述高压供油管路16中还设有油滤C11。工作原理飞机液压动力转换装置的测试系统中设了高压供油管路和高压油回流 管路，用于模拟实际工作环境下为PTU中的液压马达和液压泵分别单独供油的两条高压供 油系统；该测试系统主要特点是在供油路上设计了四个压力调节阀即压力调节阀C 12、 压力调节阀D 13、压力调节阀E 14、压力调节阀F 15，其作用不仅可对供油路压力进行调 节，而且还用于选择供油方向。当进行正向检测时，压力调节阀C 12和压力调节阀F 15打 开，压力调节阀D 13和压力调节阀E 14关闭，高压供油管路中的高压油经压力调节阀A6 后，再经压力调节阀C 12进PTU的液压马达组件9中，由于液压马达组件9和液压泵组件 10共轴，高压油驱动液压马达组件9，液压马达组件9驱动液压泵组件10开始旋转，液压马 达组件9排出的液压油一部分经过单向阀、压力调节阀B7流回油箱3 ；液压油的另一部分，经油滤A22过滤后，被液压泵组件10吸入变成高压油，再经压力调节阀F15进入高压油回 流管路21中，经油滤B17、回流管路流量计35、选择阀18、限流阀B19、散热器20流入油箱 3。反之，当对PTU进行反向旋转测试时，压力调节阀C 12和压力调节阀F 15关闭， 压力调节阀D 13和压力调节阀E 14打开，高压供油管路中的高压油经压力调节阀A6后， 再经压力调节阀D 13进PTU的液压泵组件10中，由于液压马达组件9和液压泵组件10共 轴，高压油驱动液压泵组件10，液压泵组件10驱动液压马达组件9开始旋转，液压泵组件 10排出的液压油一部分经过单向阀、压力调节阀B7流回油箱3 ；液压油的另一部分，经油滤 A22过滤后，被液压马达组件9吸入变成高压油，再经压力调节阀E14进入高压油回流管路 21中，经油滤B17、回流管路流量计35、选择阀18、限流阀B19、散热器20流入油箱3。PTU中的液压马达和液压泵变量组件分别接有壳体回油管路29，壳体回油经壳体 回油管路29中的壳体回油压力表30、壳体回油流量计31、壳体回油滤32和壳体回油的压 力调节阀33，流回油箱3。另外，与液压马达组件排油口和液压泵组件吸油口相连接的管路上，设计了四个 单向阀，当液压马达组件排油口的油流出时，该油液压力约为70PSI，经单向阀、油滤A22， 再经单向阀进入液压泵组件吸油口，尽管与液压马达组件排油口和液压泵组件吸油口相连 接的管路有两条，但只有一条必经油滤A22的管路中的油吸入液压泵组件，故增加了液压 泵组件的吸油能力。
权利要求一种飞机液压动力转换装置的测试系统，包括有电机(1)、供油泵(2)、油箱(3)、油压表(4)、流量计(5)、压力调节阀A(6)、压力调节阀B(7)，油箱(3)内液压油经电机(1)带动的供油泵(2)，再经油压表(4)、流量计(5)、压力调节阀A(6)构成一条高压供油管路(16)；与飞机液压动力转换装置(8)的液压马达组件(9)和液压泵组件(10)的排油口相连接的两个管路并联后，再串接压力调节阀B(7)后与油箱(3)连接，其特征在于该测试系统还设有压力调节阀C(12)、压力调节阀D(13)、压力调节阀E(14)、压力调节阀F(15)，压力调节阀C(12)、压力调节阀D(13)、压力调节阀E(14)、压力调节阀F(15)通过液压管串接成一个封闭管路，所述高压供油管路(16)的端口连接在压力调节阀C(12)和压力调节阀D(13)之间的管路上，压力调节阀C(12)和压力调节阀E(14)之间的管路上设有与飞机液压动力转换装置(8)的液压马达组件(9)相连接的油路接口，压力调节阀D(13)和压力调节阀F(15)之间的管路上设有与飞机液压动力转换装置的液压泵组件(10)相连接的油路接口；该测试系统还设有油滤B(17)、回流管路流量计(35)、选择阀(18)、限流阀B(19)、散热器(20)，液压油经油滤B(17)、回流管路流量计(35)、选择阀(18)、限流阀B(19)、散热器(20)到油箱(3)形成一条高压油回流管路(21)，高压油回流管路(21)的端口连接在压力调节阀E(14)和压力调节阀F(15)之间的管路上。
2.根据权利要求1所述的飞机液压动力转换装置的测试系统，其特征在于所述飞机 液压动力转换装置(8)的液压马达组件(9)的排油口和液压泵组件(10)的吸油口之间的 管路上设有油滤A (22)。
3.根据权利要求1所述的飞机液压动力转换装置的测试系统，其特征在于所述压力 调节阀A(6)上并联有限流阀A(23)。
4.根据权利要求1所述的飞机液压动力转换装置的测试系统，其特征在于所述油箱 (3)上设有空气增压阀(24)。
5.根据权利要求1所述的飞机液压动力转换装置的测试系统，其特征在于所述高压 油回流管路(21)上还设有蓄压器(27)，所述蓄压器(27)通过压力调节阀G(28)连接在高 压油回流管路(21)上。
6.根据权利要求1所述的飞机液压动力转换装置的测试系统，其特征在于所述高压 供油管路(16)上和高压油回流管路(21)上设有溢流阀(26)。
7.根据权利要求1所述的飞机液压动力转换装置的测试系统，其特征在于所述油箱 (3)上还设有用以监测油箱温度的热电偶(25)。
8.根据权利要求1所述的飞机液压动力转换装置的测试系统，其特征在于所述测试 系统还设有两条与飞机液压动力转换装置(8)的液压马达组件(9)和液压泵组件(10)相 连接的壳体回油管路(29)，所述壳体回油管路(29)上串接有壳体回油压力表(30)、壳体回 油流量计(31)、壳体回油滤(32)和壳体回油的压力调节阀(33)。
9.根据权利要求1所述的飞机液压动力转换装置的测试系统，其特征在于所述与飞 机液压动力转换装置(8)相连接的管路端口处设有液压油压力表(34)。
10.根据权利要求1所述的飞机液压动力转换装置的测试系统，其特征在于所述高压 供油管路(16)中还设有油滤C(Il)。
专利摘要本实用新型公开了一种飞机液压动力转换装置的测试系统，该测试系统中设了高压供油管路和高压油回流管路，用于模拟实际工作环境下为PTU中的液压马达和液压泵分别单独供油的两条高压供油系统；该测试系统主要特点是在供油路上设计了四个压力调节阀即压力调节阀C、压力调节阀D、压力调节阀E、压力调节阀F，其作用不仅可对供油路压力进行调节，而且还用于选择供油方向。所述测试系统还设有与PTU相连接的壳体回油管路，所述壳体回油管路上串接有壳体回油压力表、壳体回油流量计、壳体回油滤和壳体回油的压力调节阀。由于本测试系统全方位模拟PTU的工作环境，不仅能很方便地对PTU的各项性能进行指标检测，而且还提高了检测效率和检测精确性。
文档编号F15B19/00GK201705756SQ201020135338
公开日2011年1月12日 申请日期2010年3月18日 优先权日2010年3月18日
发明者张兴嘉, 曹鸿燕, 李红宇, 杨立军, 王波, 田野, 谢添 申请人:上海航新航宇机械技术有限公司