飞机液压系统依靠被密封的工作介质来传递力和速度,因此,系统密封性的好坏直接影响系统的效率和工作性能,严重时将导致系统不能工作。O型密封圈由于具有优越的密封性能、密封结构简单和拆装方便等优点,被广泛应用于液压系统密封装置中。O型密封圈的参数设计对密封装置的有效密封起到关键性作用。现行有效的HB/Z4-1995适用于21 MPa压力体制液压系统密封结构及密封件设计,以1S243和1S384为基础,对28 MPa压力体制液压系统密封结构及密封件的压缩率、拉伸率等主要参数进行计算,并给出推荐参数选择范围,可以给28 MPa压力体制液压系统密封结构及密封件设计提供依据。

无人机液压系统一般包括舵机助力液压系统、起落架收放系统及刹车系统。设计了一种无人机舵机使用的变频调速液压系统,通过对系统的动态特性进行仿真分析。结果表明,系统的动态特性稳定,能够满足无人机舵机的助力需求。设计的变频调速无人机舵机液压助力系统具有伺服电动机控制的灵活性和液压系统功率输出大的双重优点,其结构简单,可靠性高,可控性强,功率损失小,能够满足无人机的要求,对无人机液压系统设计具有重要的意义。

为满足飞机隐身要求,双舱门设计中采取相互压接的形式以保证阶差间隙要求,为避免具有压接关系的2个舱门在收放过程中,出现结构干涉导致结构损伤的问题,实现舱门收放时间性能指标要求,同时满足系统重量和机上安装空间的要求,开展单液压电磁阀顺序驱动双舱门控制系统的设计。经仿真分析与试验验证,证明系统设计能够满足飞机使用要求,并进一步得到电磁阀、限流活门等系统核心部件的流量-压差特性,支撑了系统核心部件的参数设计。该舱门系统设计方法具有较强的通用性,能够为后续飞机舱门收放系统设计提供较好的设计参考。

介绍了某型号新研密封圈功能考核试验的设计原理及其系统构成;按照系统控制要求设计了以西门子PLC(功能试验)为核心的硬件结构及软件流程图;阐述了国产组态软件——组态王在密封圈试验控制系统中的应用。

针对具有多电动机的飞机液压清洗装置,设计电器控制系统,同时解决了多电动机旋转方向一致性、大功率电动机起动和过载保护的问题。在配电电路中设置相序保护电路,使电动机按设定方向转动。在主电路中对大功率电动机采用星三角起动,减小了电动机的起动电流,避免大电流起动对附近其他用电设备运转造成影响和干扰。使用电子过载继电器代替热继电器对大功率电动机进行过载保护,提高过载保护灵敏度。清洗装置经过多年使用,电器控制系统安全可靠,具有稳定的工作性能,满足使用要求。

现代喷气式飞机通常设计有2套独立的液压系统,液压系统中油箱液面保持正常对维持液压系统正常工作极其重要,如果2个液压系统发生相互串油故障,会使2个液压油箱液面发生反向变化。介绍了某型飞机液压系统组成,阐述了液压系统发生串油故障的危害,分析了液压系统发生串油故障的原因,对于准确定位发生串油故障的功能附件、排除液压系统串油故障有一定指导意义,对机务工作有一定借鉴作用。

为确定某型飞机液压系统在高低温环境条件下散热和加热的需求,并提出散热和加热的初步方案。阐述了飞机液压系统发热和散热量估算方法,通过铁鸟试验台试验数据确认系统辐射散热系数,计算了液压系统工作过程中发热和被动散热功率;在发热和被动散热功率条件下,通过温度稳态过程达到平衡的计算方法确定主动散热和加热需求,该需求在液压系统现有方案下能有效实现。

设计了一种直连式的导管连接方案,并通过动力学仿真的方法对管路敷设进行了优化设计。采用直连式的导管进行管路敷设,省去管接头,极大地降低了直升机质量。运用动力学仿真分析,以优化固支数量和位置的方法提高管路的固有频率,防止其发生共振,提升直升机安全性。

液压导管是飞机传输机械能的重要通道。介绍了飞机液压导管的特点、组成、受力情况,以及失效原因,从液压导管设计、加工、制造、装配、使用,以及维护等方面,阐述了提高导管寿命和避免导管损伤的方法,对飞机液压系统设计、加工、制造、装配、使用,以及维护,具有一定指导作用。

通过对轴向柱塞泵的基本性能分析,推导出了流量、脉动系数、流量脉动频率计算公式.通过对某型飞机柱塞泵的流量、脉动系数、流量脉动频率计算,定量得出柱塞泵的脉动系数值和流量、流量脉动频率变化范围,从而对轴向柱塞泵的基本性能作出理论上的量化分析.