【技術(shù)實(shí)現(xiàn)步驟摘要】
本申請(qǐng)涉及航空航天，尤其涉及一種航空液壓柱塞泵故障模式注入模擬液壓系統(tǒng)和方法。
技術(shù)介紹
1、航空液壓柱塞泵是航空液壓傳動(dòng)系統(tǒng)中的核心動(dòng)力元件之一，具有結(jié)構(gòu)緊湊、額定壓力高、功率密度大、流量大等特點(diǎn)。振動(dòng)、溫升、脈動(dòng)等諸多因素直接制約航空液壓泵的可靠性和使用壽命，同時(shí)隨著液壓系統(tǒng)向著高壓化方向發(fā)展，其泄漏、增溫和壓力脈動(dòng)導(dǎo)致的摩擦副異常磨損、主軸斷裂、回油壓力過高、轉(zhuǎn)子裂紋和殼體裂紋等諸多液壓柱塞泵的致命故障發(fā)生的概率大大增加。因此，在有限的空間和重量限制下對(duì)航空液壓柱塞泵工作狀態(tài)進(jìn)行有效監(jiān)控及其健康狀態(tài)進(jìn)行精準(zhǔn)評(píng)估，最大限度保證飛機(jī)的飛行安全是當(dāng)前的研究重點(diǎn)。
2、目前航空液壓柱塞泵的故障模式注入模擬方法大多數(shù)基于仿真模型和數(shù)學(xué)模型開展。但由于航空液壓柱塞泵工作性能受到材料性能、加工精度、惡劣環(huán)境等多因素的干擾，較易發(fā)生故障，且航空液壓柱塞泵零件較多、結(jié)構(gòu)復(fù)雜和工況多變，一方面發(fā)生的故障具有不確定性和隱蔽性的特點(diǎn)，另一方面，單一故障模式極易引起其他并行故障模式，具有并發(fā)性和多發(fā)性的特點(diǎn)。因此，開展新的航空液壓柱塞泵故障模式注入模擬液壓系統(tǒng)設(shè)計(jì)與試驗(yàn)方法設(shè)計(jì)顯得尤為重要。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路
1、有鑒于此，本申請(qǐng)?zhí)峁┮环N航空液壓柱塞泵故障模式注入模擬液壓系統(tǒng)和方法，可實(shí)現(xiàn)航空液壓柱塞泵的故障復(fù)現(xiàn)和準(zhǔn)確識(shí)別，提升航空液壓柱塞泵故障診斷算法可靠性與健康狀態(tài)預(yù)測(cè)能力。
2、具體地，本申請(qǐng)是通過如下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的：
3、本申請(qǐng)第一方面提供一種航空液壓柱塞泵故障
4、航空液壓柱塞泵，所述航空液壓柱塞泵的進(jìn)油口與第一比例調(diào)速閥的低壓油口和故障注入器相連，且經(jīng)所述第一比例調(diào)速閥的高壓油口與自增壓油箱相連，所述故障注入器用于注入污染物；所述航空液壓柱塞泵的回油口經(jīng)第一比例溢流閥的低壓油口連通至自增壓油箱；
5、兩位三通換向閥，所述航空液壓柱塞泵的出油口與所述兩位三通換向閥的入口相連，所述兩位三通換向閥的第一出口與模擬負(fù)載支路連接，所述兩位三通換向閥的第二出口與機(jī)上機(jī)翼作動(dòng)工況的復(fù)現(xiàn)支路連接；
6、所述模擬負(fù)載支路中設(shè)有第三比例調(diào)速閥、第二比例溢流閥和第四比例調(diào)速閥，所述兩位三通換向閥的第一出口與所述第三比例調(diào)速閥的高壓油口相連，所述第三比例調(diào)速閥的低壓油口同時(shí)與第四比例調(diào)速閥的高壓油口和第二比例溢流閥的高壓油口相連；
7、所述復(fù)現(xiàn)支路上設(shè)有三位四通比例伺服閥、作動(dòng)筒，所述兩位三通換向閥的第二出口與所述三位四通比例伺服閥的第一入口相連，并通過所述三位四通比例伺服閥的第一出口與所述作動(dòng)筒連接，所述作動(dòng)筒與阻尼-彈簧-導(dǎo)軌負(fù)載模擬單元連接。
8、本申請(qǐng)第二方面提供一種航空液壓柱塞泵故障模式注入模擬液壓方法，所述模擬液壓方法包括：
9、獲取當(dāng)前試驗(yàn)狀態(tài)類型，所述試驗(yàn)狀態(tài)類型包括正常工作狀態(tài)試驗(yàn)和故障工作狀態(tài)試驗(yàn)；
10、確定所述試驗(yàn)狀態(tài)類型故障機(jī)理，獲取當(dāng)前狀態(tài)試驗(yàn)影響的系統(tǒng)部件；
11、基于所述影響的系統(tǒng)部件確定模擬方案，所述模擬方案包括正常狀態(tài)調(diào)節(jié)方式和故障狀態(tài)調(diào)節(jié)方式；
12、根據(jù)所述模擬方案獲取正常工作狀態(tài)數(shù)據(jù)和故障工作狀態(tài)數(shù)據(jù)，并對(duì)比兩類數(shù)據(jù)，提取時(shí)頻域故障特征參數(shù)。
13、本申請(qǐng)?zhí)峁┑暮娇找簤褐霉收夏Ｊ阶⑷肽M液壓系統(tǒng)和方法，首先，通過將航空液壓柱塞泵的進(jìn)油口與故障注入器相連，使得故障注入器能夠在航空液壓柱塞泵的進(jìn)油口控制下，實(shí)現(xiàn)外部污染物的注入，以模擬污染物超標(biāo)故障，同時(shí)通過航空液壓柱塞泵進(jìn)行返廠故障件量化或人工注入不同損傷等級(jí)的異常磨損實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)失效故障的模擬。其次，利用調(diào)速閥、溢流閥的組合搭建了多種類型負(fù)載的模擬，同時(shí)利用阻尼-彈簧-導(dǎo)軌負(fù)載模擬單元直接復(fù)現(xiàn)機(jī)翼作動(dòng)時(shí)的真實(shí)工作狀態(tài)，還可利用兩位三通換向閥實(shí)現(xiàn)模擬負(fù)載支路和機(jī)上機(jī)翼作動(dòng)工況的復(fù)現(xiàn)支路的切換。在模擬負(fù)載支路中，可通過調(diào)節(jié)第三比例調(diào)速閥、第二比例溢流閥和第四比例調(diào)速閥模擬節(jié)流型負(fù)載、溢流型負(fù)載和節(jié)流-溢流型負(fù)載；在機(jī)上機(jī)翼作動(dòng)工況的復(fù)現(xiàn)支路中，能通過三位四通比例伺服閥驅(qū)動(dòng)作動(dòng)筒克服阻尼-彈簧-導(dǎo)軌負(fù)載模擬單元，復(fù)現(xiàn)機(jī)翼作動(dòng)時(shí)的真實(shí)工作狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)了各類負(fù)載的模擬，無需建立復(fù)雜的仿真模型，利用常規(guī)的元器件即可實(shí)現(xiàn)各類工況的仿真。最后，本申請(qǐng)?zhí)岢龅暮娇找簤褐霉收夏Ｊ阶⑷肽M液壓系統(tǒng)，基于實(shí)際部件的連接關(guān)系，相較于仿真模型和數(shù)值仿真的方法，不僅提高了液壓柱塞泵典型故障模式注入試驗(yàn)的數(shù)據(jù)可靠性，使故障模擬更加符合實(shí)際機(jī)載環(huán)境，同時(shí)可以完成摩擦副異常磨損、主軸斷裂、污染度超標(biāo)、回油壓力過高、轉(zhuǎn)子裂紋和殼體裂紋等多種真實(shí)故障模式的復(fù)現(xiàn)、故障注入和故障試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集分析，以及故障診斷算法的驗(yàn)證試驗(yàn)。
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1.一種航空液壓柱塞泵故障模式注入模擬液壓系統(tǒng)，其特征在于，所述液壓系統(tǒng)包括：
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述系統(tǒng)還包括：
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述機(jī)上機(jī)翼作動(dòng)工況的復(fù)現(xiàn)支路還包括：所述兩位三通換向閥的第二出口與第五比例調(diào)速閥的高壓油口相連，第五比例調(diào)速閥的低壓油口同時(shí)與第九壓力溫度傳感器和所述三位四通比例伺服閥的第一入口相連；所述三位四通比例伺服閥的第一出口與液壓鎖的第一入口相連，液壓鎖的第一出口同時(shí)與第三壓力溫度傳感器和作動(dòng)筒的無桿腔相連；作動(dòng)筒的有桿腔同時(shí)與第四壓力溫度傳感器和液壓鎖的第二入口相連，液壓鎖的第二出口與三位四通比例伺服閥的第二入口相連；三位四通比例伺服閥的第二出口同時(shí)與第五壓力溫度傳感器、第五過濾器的高壓油口相連，第五過濾器的低壓油口與自增壓油箱相連。
4.根據(jù)權(quán)利要求2所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述系統(tǒng)還包括：
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述系統(tǒng)包括：
6.一種航空液壓柱塞泵故障模式注入模擬液壓方法，所述模擬液壓方法應(yīng)用于如權(quán)利要求1-5任一項(xiàng)所述
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的方法，其特征在于，確定所述試驗(yàn)狀態(tài)類型故障機(jī)理，獲取當(dāng)前狀態(tài)試驗(yàn)影響的系統(tǒng)部件，包括：
8.根據(jù)權(quán)利要求6所述的方法，其特征在于，基于所述影響的系統(tǒng)部件確定模擬方案，包括：
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的方法，其特征在于，所述基于識(shí)別的正常狀態(tài)與故障模式進(jìn)行系統(tǒng)部件的調(diào)節(jié)，包括：
10.根據(jù)權(quán)利要求6所述的方法，其特征在于，所述模擬方案包括：
...【技術(shù)特征摘要】
1.一種航空液壓柱塞泵故障模式注入模擬液壓系統(tǒng)，其特征在于，所述液壓系統(tǒng)包括：
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述系統(tǒng)還包括：
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述機(jī)上機(jī)翼作動(dòng)工況的復(fù)現(xiàn)支路還包括：所述兩位三通換向閥的第二出口與第五比例調(diào)速閥的高壓油口相連，第五比例調(diào)速閥的低壓油口同時(shí)與第九壓力溫度傳感器和所述三位四通比例伺服閥的第一入口相連；所述三位四通比例伺服閥的第一出口與液壓鎖的第一入口相連，液壓鎖的第一出口同時(shí)與第三壓力溫度傳感器和作動(dòng)筒的無桿腔相連；作動(dòng)筒的有桿腔同時(shí)與第四壓力溫度傳感器和液壓鎖的第二入口相連，液壓鎖的第二出口與三位四通比例伺服閥的第二入口相連；三位四通比例伺服閥的第二出口同時(shí)與第五壓力溫度傳感器、第五過濾器的高壓油口相連，第五過濾器的低壓油口與...
【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：陳玉羲，姚葉明，常誠(chéng)，郭文軍，張自來，陳麗君，
申請(qǐng)(專利權(quán))人：中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司金城南京機(jī)電液壓工程研究中心，
類型：發(fā)明
國(guó)別省市：
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