某型飞机用作动筒安装在起落架支柱与机体之间,作为飞机构成中的一个重要组成部分,功用是将液压系统中的液压能转变为机械能的执行元件,用于飞机起飞/着陆时为起落架的收放提供操纵力。其结构一般由筒体、活塞杆、密封圈及管嘴座组成。文中提到的作动筒近年来在交付用户之后经常出现油液污染度高于要求值或者有残渣铁屑等现象,针对该现象,通过对其制造加工、工艺装配及试验验收等各个环节进行复查、分析,并重新设计不同液压系统进行试验验证对比,有效解决了该问题,为后续产品交付油液污染度超限等问题提供了有效的解决办法。

针对典型航空发动机阀控不对称作动筒的结构在带负载工况下的应用和理论分析情况,讨论了作动筒正、反向负载对伺服作动控制的影响,提出了1种阀控不对称作动筒的伺服控制系统建模与分析方法。将该方法在项目案例上的分析结果与实际项目试验数据进行对比,结果表明该方法切实可靠,模型置信度高,对实际应用具有指导意义。同时,为了使作动筒往返控制效果一致,作动筒负载方向应设计为反向负载,负载力大小应设计在FL0附近。

气动作动筒具有洁净、重量轻、污染低、不易堵塞等优点,广泛应用在各大工程行业中。但相对于液压作动筒,气动作动筒在速度控制及行程末端缓冲上存在一定的弊端。为此,文章提出了一种基于油液阻尼的气动作动筒方案,有效解决了气动作动筒工作中的速度控制及末端缓冲问题。

针对目前大型飞机千斤顶使用中存在效率低、单独升降、运输体积大等问题,通过研究千斤顶结构及单独控制的手动、电动及手动和电动双动力源液压系统现状,提出液压系统与千斤顶结构分离的同步控制液压系统方案,该系统通过设计集中控制液压操纵箱、多路控制阀和同步器实现了既可同步也可独立控制多台千斤顶升降。给出了该液压系统动力源和控制阀设计选型依据,并在某飞机上验证了同步液压系统使用效果。

采用集成设计技术,在内锁式液压作动筒基本功能和结构的基础上创新设计出一套手动应急机械开锁装置,达到简化液压作动筒的应急控制系统、降低制造和使用成本和提高收放或开闭机构安全性的目的。

某型飞机在飞行过程中出现前起落架放下功能故障,地面检查时故障不复现,分解过程中发现驱动前起落架收放的作动筒内橡胶密封圈断裂失效。文中结合橡胶密封圈的特性参数,作动筒的工作原理,建立了前起落架收放动态模型,针对放下过程中该失效密封圈对作动筒的工作压力影响进行仿真计算,进一步分析其对放下功能的影响,给出分析结论,为此次故障的原因调查提供了理论基础和技术支持。

航空发动机作动筒通过改变机尾喷口的截面积而直接影响飞机的机动性和起飞、着陆性能,为此需要专有的试验台对其进行流量实验、密封试验、动作均匀性实验,以严格控制其工作可靠性。现有的作动筒液压试验台检测方法落后、准确度和精度低、效率不高。通过重新设计系统原理、采用分体式结构、精确控制油温、选用高精度检测元件等多项措施,对作动筒液压试验台进行了全新的设计,提高了试验台的准确度、精度和效率,并在实际应用中取得了很好的效果。

伺服系统在我国的现代化建设中，正在得到日益广一泛的应用。而在所有的伺服系统中，比如电伺服系统、液压伺服系统、电液伺服系统等等，尤以电液伺服系统反应最快、控制精度最高、工作稳定可靠，又能以小功率控制大功率输出;且体积小、重量轻。由于电液伺服系统具有上述显著特点，因此，它越来越普遍地应用在许多先进工业技术中。