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申请/专利权人：天津航天瑞莱科技有限公司;北京强度环境研究所

摘要：一种飞机起落架作动筒试验系统，包括加载作动器、加载油源、作动筒试验件、高压油站、1号试验箱、液压油温度控制器、温度传感器Ⅱ、MOOG控制器、伺服阀Ⅰ、伺服阀Ⅱ、力传感器、位移传感器和试验夹具，加载油源出油口与伺服阀Ⅰ进油口连接，伺服阀Ⅰ出油口与加载作动器连接，高压油站出油口与伺服阀Ⅱ进油口连接，伺服阀Ⅱ两路出油口分别通过隔离缸分别连接有加热器，加热器和作动筒试验件连接，MOOG控制器分别与伺服阀Ⅰ、伺服阀Ⅱ、力传感器和位移传感器连接，伺服阀Ⅰ和力传感器分别与加载作动器连接，伺服阀Ⅱ和位移传感器与作动筒试验件连接。为作动筒类的产品的研发提供一个更为真实的模拟环境。

主权项：1.一种飞机起落架作动筒试验系统，其特征在于：包括加载作动器5、加载油源20、作动筒试验件10、高压油站19、1号试验箱2、液压油温度控制器16、温度传感器Ⅱ12、MOOG控制器21、伺服阀Ⅰ3、伺服阀Ⅱ18、力传感器6、位移传感器9和试验夹具4，所述的加载作动器5和作动筒试验件10分别固定在试验夹具4上，所述的加载油源20出油口通过液压管道与伺服阀Ⅰ3进油口连接，所述的伺服阀Ⅰ3出油口通过液压管道与加载作动器5连接，所述的高压油站19出油口通过液压管道与伺服阀Ⅱ18进油口连接，所述的伺服阀Ⅱ18两路出油口通过液压管道分别连接有隔离缸17，所述的两个隔离缸17通过液压管道分别连接有液压油加热器1，所述的液压油加热器1通过液压管道和作动筒试验件10连接，所述的液压油温度控制器16通过信号线分别与液压油加热器1、1号试验箱2和温度传感器Ⅱ12连接，所述的温度传感器Ⅱ12设置在作动筒试验件10的滑油入口处，所述的MOOG控制器21通过信号线分别与伺服阀Ⅰ3、伺服阀Ⅱ18、力传感器6和位移传感器9连接，所述的伺服阀Ⅰ3和力传感器6分别与加载作动器5连接，伺服阀Ⅱ18和位移传感器9与作动筒试验件10连接；还包括有2号温度试验箱15、引风机14、温度传感器Ⅰ11和保温箱8，所述的2号温度试验箱15通过风管13与引风机14连接，所述的引风机14通过风管13与保温箱8连接，所述的2号温度试验箱15通过信号线与温度传感器Ⅰ11连接，所述的温度传感器Ⅰ11设置在保温箱8中；所述的试验夹具4包括有线性轴承7，所述的加载作动器5与作动筒试验件10之间通过线性轴承7连接，所述的力传感器6安装在加载作动器5顶端，且力传感器6与线性轴承7中间圆轴左端连接，所述的位移传感器9安装在作动筒试验件10上，位移传感器9的拉线安装在线性轴承7中间圆轴右端。

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