飞机液压刹车系统为压力控制系统,采用压力伺服阀将刹车指令转化为对应的输出压力,驱动刹车作动器进行刹车。某型飞机刹车系统遇到压力振荡问题,存在周期性的压力波动,严重影响刹车系统的控制性能。建立飞机液压刹车系统数学模型,开展振动原理分析,提出振动机理为一种含有正反馈的阀-管路系统非线性自激振动。采用龙格库塔法对建立的微分方程数学模型求解计算,得到相轨迹为稳定的极限环,即自激振动。提出增大回油容腔和取消回油反馈两种抑制方法,基于AMESim软件进行仿真分析,并开展了试验验证,证明自激振动理论的正确性和抑制方法的有效性。提出的理论方法,可分析和判别压力伺服阀的自激振动风险,对飞机液压刹车系统设计具有良好的指导意义。

针对偏导射流式压力伺服阀运动控制精度较低问题,采用双模糊控制器,对控制效果进行了仿真验证.创建偏导式压力伺服阀模型简图,结合具体实例介绍压力伺服阀工作原理,给出活塞运动方程式.设计变论域双模糊控制算法,第1模糊控制器用于输入负载反馈,第2模糊控制器用于输入误差反馈,适合不同负载的控制方法.采用Matlab软件对偏导射流式压力伺服阀控制精度进行仿真,并与PID控制器进行比较.结果表明:双模糊控制误差不受负载力的影响,误差波动幅度较小;PID控制误差随着负载力的增大而增大,误差波动幅度较大.采用双模糊控制器,能够抑制外界负载力的干扰,提高偏导射流式压力伺服阀控制精度.

对压力伺服阀的啸叫问题进行仿真与试验分析,验证了滑阀级回油液阻增大会引起伺服阀啸叫.基于机电系统分析软件AMESim建立压力伺服阀完整的仿真模型,对比分析仿真与试验的动静态特性曲线,验证仿真模型的正确性.分析滑阀级不同的回油液阻对衔铁组件中弹簧管振荡幅值的影响;剖析产生自激振荡的条件和本质原因;探究伺服阀内部振荡的传递路径.研究发现,伺服阀滑阀级回油液阻的变化,会引起力矩马达衔铁组件的自激振荡,通过合理优化滑阀阀芯回油间隙可以避免这部分伺服阀振荡啸叫;通过增大滑阀至喷嘴腔容积也可以切断振荡传递以消除伺服阀振荡啸叫.

设计了2D压力伺服阀样机模型,利用波登管作为伺服压力反馈单元保持其输出压力恒定。针对波登管在特定范围内随压力线性变形的特性,在分析其变形机理的基础上,建立了数学模型,仿真分析了其受力变形过程,得到其结构参数对线性变形的影响。设计了波登管线性变形实验方案并搭建实验平台,实验结果表明：随着压力的升高,波登管的变形与压力升高基本成线性关系,16MPa时,其线性变形量为0.7mm;动态实验中波登管从受冲击开始到基本稳态耗时约0.9ms。实验结果与仿真分析基本一致,波登管的特性研究为其在2D压力伺服阀上的应用奠定了基础。

某型飞机自投入使用以来发生多次滑跑侧偏故障.在飞机着陆滑跑实施刹车时出现侧偏严重地干扰了飞行员的操纵很容易因处置不当导致飞机冲出跑道或造成其他严重后果.究其原因多是刹车系统中压力伺服阀故障引起本文对易引起压力伺服阀故障的原因进行了分析并提出了预防飞机侧偏的措施.

2通用型伺服阀的分类 2．1流量伺服阀和压力伺服阀 在力（或压力）控制系统中可以用流量阀，也可以用压力阀。压力伺服阀因其带有压力负反馈，所以压力增益比较平缓、比较线性，适用与开环力控制系统，作为力闭环系统也是比较好的。但因这种阀制造、调试较为复杂，生产也比较少，选用困难些。当系统要求较大流量时，大多数系统仍选用流量控制伺服阀。

列车在轨道路基上高速行驶过程中会对轨道产生动、静两种载荷。轨道所承受的作用力具有振动力大、频率高及振幅大的特点，而现有的路基动力响应测试激振系统很难满足测试要求。针对这一问题，采用一种新型双级伺服液压缸，通过对工况的模拟分析，设计了相应的电液压力伺服激振系统。同时，对激振系统进行了理论建模，代入相关参数构建了系统的数学模型，并利用MATLAB／Simulink对系统进行了仿真，分析了系统具有的相关特性。

介绍多功能天车液压站的组成及工艺要求；以打壳快速下降为例，论述液压系统工作过程；介绍液压系统无压力故障时的检查方法，分析造成液压系统无压力的原因，提出相应的预防措施。

共振可能导致压力伺服阀失效.分析某飞机射流管式压力伺服阀材料的温度特性以及力矩马达衔铁组件在不同油温下的固有频率特性, 同时进行了热振动环境下的谐响应分析.结果表明： 油温升高, 飞机压力伺服阀力矩马达的固有频率下降, 且呈近似线性关系; 温度的升高对力矩马达衔铁组件的共振峰值幅度增大影响明显, 高温下飞机压力伺服阀更容易发生共振.

简单介绍了压力伺服阀的应用和分类。针对市场需求，中船重工七○四所在已有射流管技术的基础上研制了抗污染能力强的两级射流管电液压力伺服阀，其前置级采用射流放大器，该阀目前已得到成功应用。对其动静态特性进行了分析，并进行了试验研究。同时，介绍了射流管电液压力伺服阀的优点。