本發(fā)明涉及一種往復機械的高性能組合密封圈性能測試系統(tǒng)，屬于屬于往復運動部件組合密封圈性能測試技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
緩沖器是起落架的關(guān)鍵部件，其密封裝置設(shè)計對緩沖器的性能和飛機的使用安全及出勤率起著重要作用。因此，在設(shè)計現(xiàn)代飛機，特別是民用飛機起落架的緩沖器時，都把在預定使用環(huán)境中的耐磨損、長壽命和密封性能可靠等，作為其密封的主要設(shè)計目標，在緩沖器密封研究中泄漏問題是研究的核心之一。緩沖器密封是一種依靠彈性元件對動環(huán)和靜環(huán)端面的預緊或介質(zhì)壓力與彈性元件共同壓緊而達到密封的軸向端面密封裝置。在動件活塞桿和靜件套筒之間設(shè)置有密封組件，其設(shè)計優(yōu)良對起落架的安全性起著重要的作用。密封組件主要作用在于防止油液發(fā)生泄漏，從而提高緩沖器的緩沖效率。飛機著陸或滑行時的惡劣工況以及裝配產(chǎn)生的偏差，導致活塞桿運動方向與套筒軸線方向不重合，造成密封組件間隙不均勻，長時間會產(chǎn)生變形或磨損，從而產(chǎn)生間隙不均勻帶來的泄漏危險。因此，掌握及建立外載變化及結(jié)構(gòu)參數(shù)與密封組件摩擦副表面的摩擦力關(guān)系，研究密封組件內(nèi)泄漏特性及流體力學規(guī)律，對緩沖器密封組件優(yōu)化、設(shè)計及維修有著非常重要的意義。然而，要從理論上精確得出液壓往復密封的性能參數(shù)很困難，而在生產(chǎn)實踐中也很難全面合理地對產(chǎn)品質(zhì)量進行評估，只能從使用過程中得到一些極為有限的確定性較差的間接結(jié)果。針對這種情況，需要對緩沖器的動靜密封組件進行密封性能試驗。往復機械的密封性能試驗在國內(nèi)可以參考的資料與標準非常之少，這樣的試驗難度是很大的。國外，英國流體力學研究組(British Hydromechanics Research Group)提出的測量液壓機械往復密封性能的試驗標準，列入了ISO TC131/SC7/WG7/N50，它描述了進行中、高壓往復密封產(chǎn)品的性能試驗所要求的標準試驗過程，對試驗環(huán)境和試驗條件提出了一系列標準化的規(guī)定。通過試驗測量機械往復密封的性能、可以規(guī)范往復密封試驗的油缸結(jié)構(gòu)，技術(shù)條件，試驗環(huán)境和試驗步驟，試驗需要遵循此試驗標準的往復密封標準試驗設(shè)計、試驗方法和實現(xiàn)步驟，以及數(shù)據(jù)的監(jiān)測處理過程等。
技術(shù)實現(xiàn)要素：
為了解決現(xiàn)有液壓往復運動性能測試方式存在的上述缺陷，本發(fā)明提供一種利用了兩個子系統(tǒng)(往復動力系統(tǒng)和密封腔液壓系統(tǒng))實現(xiàn)了在不同往復運動速度和不同油壓水平下針對不同組合密封圈的泄漏量(率)及摩擦力的測量的往復機械的高性能組合密封圈性能測試系統(tǒng)，本發(fā)明模擬參數(shù)可以達到飛機起落架正常著落時緩沖器內(nèi)各參數(shù)水平，但不包括事故工況等非正常工況。
本發(fā)明采用的技術(shù)方案是：
往復機械的高性能組合密封圈性能測試系統(tǒng)，其特征在于：包括往復動力系統(tǒng)和密封腔液壓系統(tǒng)；所述的往復動力系統(tǒng)包括活塞桿、伺服缸以及活塞；所述的密封腔液壓系統(tǒng)包括作動筒、試驗缸、組合密封圈、位移傳感器以及球形接頭；所述的活塞桿的一端水平穿過所述的伺服缸，位于所述的伺服缸的內(nèi)腔內(nèi)的活塞桿的中部設(shè)置有活塞，所述的活塞將伺服缸的內(nèi)腔分隔成左腔體和右腔體；
所述的活塞桿的另一端通過所述的球形接頭與所述的作動筒聯(lián)接，所述的活塞桿的往復運動帶動所述的作動筒產(chǎn)生相同速度的往復運動；所述的作動筒水平穿過所述的試驗缸，所述的試驗缸的內(nèi)圓柱面的中間位置開設(shè)有一凹槽，所述的凹槽與所述的試驗缸的外壁之間形成一密封腔，所述的密封腔可模擬飛機著落時起落架緩沖器內(nèi)油壓的波動情況；所述的試驗缸的內(nèi)圓柱面的兩端分別開設(shè)有兩個密封圈安裝槽，兩個所述的密封圈安裝槽內(nèi)安裝有組合密封圈；所述的作動筒遠離活塞桿的一端連接所述的位移傳感器，所述的位移傳感器用以測量往復運動的距離，在規(guī)定時間內(nèi)進行求導運算可得速度、加速度參數(shù)；
所述的左腔體通過管道連接第一直動型溢流閥，右腔體通過管道連接第二直動型溢流閥；一管道支路的一端連接在與左腔體的管道上，所述的管道支路的另一端連接在高速換向閥的A口；所述的高速換向閥的B口通過另一管道支路連接在右腔體的管道上；所述的高速換向閥的下部設(shè)置有對應(yīng)于A口和B口的A'口和B'口，所述的A'口通過管道連接在第一單向閥上，所述的B'口通過管道連接在過濾器上，A'口的管道與B'口的管道之間分別通過第一減壓閥和二位四通電磁閥相連接，所述的第一減壓閥和二位四通電磁閥并聯(lián)；A'口的管道和第一減壓閥交匯處通過管道依次連接到第一壓力傳感器、第一壓力表和第一蓄能器上；并且A'口的管道和第一減壓閥交匯處通過管道連接在所述的第一單向閥上，再通過管道連接在第一單向定量液壓泵上，所述的第一單向定量液壓泵的另一口通過管道連接在油箱上；
所述的密封腔通過管道連接在二位二通電磁閥上，所述的二位二通電磁閥設(shè)置有A”口和B”口，所述的A”口通過管道連接在第二減壓閥上，所述的B”口通過管道連接在第二減壓閥；所述的B”口的管道和第二減壓閥的交匯處通過管道連接到油箱；所述的A”口的管道與第二減壓閥的交匯處通過管道依次連接到第二壓力傳感器，第二壓力表和第二蓄能器，所述的A”口的管道與減壓閥的交匯處通過另一管道連接到第二單向閥，所述的第二單向閥的入口通過管道連接到第二單向定量液壓泵，所述的第一單向定量液壓泵的另一口通過管道連接到所述的油箱上。
進一步，在所述的組合密封圈的軸向外側(cè)開有泄漏口，所述的泄漏口通過透明軟管與量杯連接，在油壓和往復運動作用下，所述的密封腔的液壓油通過組合密封圈和泄漏口泄漏到量杯內(nèi)。
進一步，所述的第一單向定量液壓泵由第一電動機驅(qū)動。
進一步，所述的第二單向定量液壓泵由帶有變頻器的第二電動機驅(qū)動。
進一步，所述的第一、第二單向定量液壓泵所泵入的液壓油來自油箱。
進一步，所述的作動筒的外形尺寸跟飛機起落架緩沖器的尺寸一致，所述的作動筒的直徑比試驗缸直徑小。
進一步，在所述的組合密封圈處和密封腔處設(shè)置冷卻夾套，用以在試驗時對組合密封圈進行冷卻和溫度控制。
作為優(yōu)選，所述的作動筒采用空心結(jié)構(gòu)，以此減少慣性力，作動筒的工作表面經(jīng)加工處理后呈現(xiàn)光滑，無缺陷狀態(tài)，表面的強度得到強化，抗腐蝕性好。
作為優(yōu)選，所述的高壓換向閥產(chǎn)生需要的高壓脈沖，最大壓力可以達到80MPa，最大脈沖峰值和脈沖周期都是可調(diào)的，并且可連續(xù)不斷地對密封腔產(chǎn)生脈沖高壓，通過計算機軟件自動記錄壓力-時間歷程。
作為優(yōu)選，所述的往復動力子系統(tǒng)通過大功率低壓液壓系統(tǒng)驅(qū)動，動力源選用伺服電機，往復動力子系統(tǒng)具有較寬的負載調(diào)節(jié)范圍和動態(tài)響應(yīng)范圍，以及較大的過載能力，以適應(yīng)不同型號規(guī)格組合密封圈和往復運動速度調(diào)節(jié)。
作為優(yōu)選，所述的往復動力子系統(tǒng)與密封腔液壓系統(tǒng)分別是一個獨立的子系統(tǒng)，試驗缸密封腔的高壓油路與往復動力驅(qū)動油路各自獨立運行；試驗缸油壓歷程可以模擬飛機起落架正常著落時緩沖器的載荷-時間歷程，試驗缸油壓上升與下降迅速，響應(yīng)性靈敏。
作為優(yōu)選，所述的往復動力子系統(tǒng)在往復過程的方向切換時提前引入了適當?shù)木彌_控制，考慮到慣性力的因素，將每個單程運動分為高速和緩沖兩個階段，以最大限度地降低測試系統(tǒng)的沖擊和振動，提高使用壽命和降低工作噪聲。
作為優(yōu)選，所述的組合密封圈摩擦力測量利用了摩擦力與往復動力子系統(tǒng)的壓力大致成正比關(guān)系，引入了修正系數(shù)，最后通過公式計算得到摩擦力。
作為優(yōu)選，所述的密封腔液壓系統(tǒng)加裝可調(diào)式油冷器，對系統(tǒng)油溫進行控制；在密封圈處和密封腔處增加冷卻夾套，對溫度進行控制。對于伺服缸和試驗缸，因為有循環(huán)液壓油的冷卻作用，油溫得到了有效地控制，密封圈的溫度也得到有效地控制。
作為優(yōu)選，所述的往復運動極限行程增設(shè)了極限開關(guān)，通過軟件界面可以選擇活塞桿不同的極限行程，進一步，極限開關(guān)也起到防止撞缸的安全保護作用。
作為優(yōu)選，所述的密封腔內(nèi)壓力可調(diào)，提供兩種選用模式，一種不補壓即壓力逐漸下降式調(diào)節(jié)；另一種自動補壓模式。當壓力下降到設(shè)定值時，計算機自動記錄壓力值，油壓值實時反饋給計算機CPU形成閉環(huán)控制，控制壓力值。
作為優(yōu)選，所述的伺服缸的有限行程為475mm，最大運行速度可達3m/s，伺服缸內(nèi)徑為63mm，活塞桿的直徑為45mm，最大試驗壓力可達80MPa。
作為優(yōu)選，整個試驗裝置的總高約為352.50mm，總寬約為350.00mm，臺架總長約為2760.00mm，工作時最大長度為3417.00mm。
對于試驗缸內(nèi)的油壓，可以加載一定波動頻率的油壓，優(yōu)選地，加載油壓方式可以是正弦波、三角波、梯形波以及更復雜的傅里葉組合波，其波形可模擬起落架緩沖器載荷-時間歷程曲線。
作為優(yōu)選，本測試系統(tǒng)設(shè)計考慮減震措施，加強基座的穩(wěn)定性，使試驗臺固有振動頻率特性提高，幅度降低，以保證動態(tài)測量數(shù)據(jù)(特別是摩擦力)的準確性。
作為優(yōu)選，往復動力系統(tǒng)的控制不宜采用繼電器控制方案，應(yīng)采用電子線路實現(xiàn)，本測試系統(tǒng)采用晶體管輸出的PLC控制方式。
作為優(yōu)選，本測試系統(tǒng)的數(shù)據(jù)采集與往復運動同步，可以記錄每個往復循環(huán)數(shù)據(jù)，設(shè)置有數(shù)據(jù)篩選程序，避免海量數(shù)據(jù)的存儲。
與曲柄連桿機構(gòu)驅(qū)動的試驗裝置相比，本發(fā)明的先進之處如下：
(1)克服了曲柄連桿結(jié)構(gòu)所產(chǎn)生的傾覆力矩，減少了整個試驗臺的振動和噪聲，使用壽命得到延長；
(2)試驗參數(shù)高，可以直接有效地模擬飛機起落架緩沖器在著落期間的多項參數(shù)，如油壓、速度、位移等；
(3)對中度更好，受力均勻，密封圈不會出現(xiàn)偏心、偏磨現(xiàn)象；
(4)方便拆卸，可更多次反復使用，可測量不同密封件的泄漏情況及相關(guān)性能，使用簡便，操作界面友好。
本發(fā)明的有益效果體現(xiàn)在：
1、本發(fā)明在往復動力子系統(tǒng)和密封腔液壓子系統(tǒng)的共同作用下，本測試系統(tǒng)可以測量不同組合參數(shù)下組合密封圈的泄漏量；不同參數(shù)條件主要包括不同的往復運行速度、不同的密封腔油壓水平、不同的組合密封圈；不同的密封圈安裝過盈量、不同的往復摩擦力。
1、在相應(yīng)的測試時間內(nèi)可以對位移傳感器進行時間求導運算，由此可得速度和加速度，本測試系統(tǒng)的最大往復運行速度可以達到3m/s，可根據(jù)試驗要求進行最大速度范圍內(nèi)的任意速度調(diào)節(jié)。
3、本測試系統(tǒng)增加了最大行程安全保護功能，通過軟件界面可以設(shè)置權(quán)利要求2所述的最大行程及在此之內(nèi)的任意行程。
4、將速度分為高速和緩沖區(qū)段，以最大限度地降低測試系統(tǒng)的沖擊，提高其壽命并降低其噪聲和振動。
5、本測試系統(tǒng)中加裝了油冷器，對系統(tǒng)油溫進行控制，在密封圈處和密封腔處增加冷卻夾套，在試驗時對組合密封圈進行冷卻和溫度控制。
6、本測試系統(tǒng)的壓力可調(diào)，當密封腔內(nèi)壓力下降到設(shè)定值時將自動記錄，可以選用不補壓(壓力逐漸降低)或自動補壓功能(維持在設(shè)定壓力值)達到所需的油壓水平。
7、本測試系統(tǒng)采用高速換向閥產(chǎn)生需要的高壓脈沖，最大脈沖峰值和脈沖周期可調(diào)，可以連續(xù)不斷地對密封腔產(chǎn)生脈沖高壓，計算機會自動記錄隨時間變化的壓力波動值。
8、在運行過程中可測量參數(shù)有：①密封腔內(nèi)的油壓；②作動筒的位移、速度、加速度；③組合密封圈的泄漏量；④作動筒的摩擦力。本密封測試系統(tǒng)可產(chǎn)生較高的往復運動速度，可以模擬飛機著落期間起落架緩沖器內(nèi)的油壓水平及波動情況，作動筒和組合密封圈的結(jié)構(gòu)尺寸達到了飛機起落架緩沖器的真實尺寸。
9、本測試系統(tǒng)可以測量上述緩沖器中由組合密封圈產(chǎn)生的同等大小的摩擦力和泄漏量，由此可以真實地反映組合密封圈的密封性能，為開發(fā)設(shè)計可靠、耐久、安全、經(jīng)濟的組合密封圈提供有力的數(shù)據(jù)支持。
10、由于本測試系統(tǒng)設(shè)計參數(shù)高，并不限定適用于飛機緩沖器密封試驗場合，對其他高性能組合密封圈的開發(fā)同樣適用。
附圖說明
圖1是本發(fā)明整體結(jié)構(gòu)示意圖，
其中(a)代表往復動力系統(tǒng)，(b)代表密封腔液壓系統(tǒng)。
具體實施方式
參照圖1，往復機械的高性能組合密封圈性能測試系統(tǒng)，包括往復動力系統(tǒng)(a)和密封腔液壓系統(tǒng)(b)；所述的往復動力系統(tǒng)(a)包括活塞桿1、伺服缸2以及活塞3；所述的密封腔液壓系統(tǒng)(b)包括作動筒5、試驗缸8、組合密封圈7、位移傳感器10以及球形接頭4；所述的活塞桿1的一端水平穿過所述的伺服缸2，位于所述的伺服缸2的內(nèi)腔內(nèi)的活塞桿的中部設(shè)置有活塞3，所述的活塞3將伺服缸2的內(nèi)腔分隔成左腔體和右腔體；
所述的活塞桿1的另一端通過所述的球形接頭4與所述的作動筒5聯(lián)接，所述的活塞桿1的往復運動帶動所述的作動筒5產(chǎn)生相同速度的往復運動；所述的作動筒5水平穿過所述的試驗缸8，所述的試驗缸8的內(nèi)圓柱面的中間位置開設(shè)有一凹槽，所述的凹槽與所述的試驗缸的外壁之間形成一密封腔9，所述的密封腔9可模擬飛機著落時起落架緩沖器內(nèi)油壓的波動情況；所述的試驗缸8的內(nèi)圓柱面的兩端分別開設(shè)有兩個密封圈安裝槽6，兩個所述的密封圈安裝槽6內(nèi)安裝有組合密封圈7；所述的作動筒5遠離活塞桿1的一端連接所述的位移傳感器10，所述的位移傳感器10用以測量往復運動的距離，在規(guī)定時間內(nèi)進行求導運算可得速度、加速度參數(shù)；
所述的左腔體通過管道連接第一直動型溢流閥11，右腔體通過管道連接第二直動型溢流閥12；一管道支路的一端連接在與左腔體的管道上，所述的管道支路的另一端連接在高速換向閥14的A口；所述的高速換向閥14的B口通過另一管道支路連接在右腔體的管道上；所述的高速換向閥14的下部設(shè)置有對應(yīng)于A口和B口的A'口和B'口，所述的A'口通過管道連接在第一單向閥18上，所述的B'口通過管道連接在過濾器22上，A'口的管道與B'口的管道之間分別通過第一減壓閥15和二位四通電磁閥21相連接，所述的第一減壓閥15和二位四通電磁閥21并聯(lián)；A'口的管道和第一減壓閥15交匯處通過管道依次連接到第一壓力傳感器17、第一壓力表13和第一蓄能器16上；并且A'口的管道和第一減壓器15交匯處通過管道連接在所述的第一單向閥18上，再通過管道連接在第一單向定量液壓泵19上，所述的第一單向定量液壓泵19的另一口通過管道連接在油箱23上；
所述的密封腔9通過管道連接在二位二通電磁閥28上，所述的二位二通電磁閥28設(shè)置有A”口和B”口，所述的A”口通過管道連接在第二減壓閥29上，所述的B”口通過管道連接在第二減壓閥29；所述的B”口的管道和第二減壓閥29的交匯處通過管道連接到油箱23；所述的A”口的管道與第二減壓閥29的交匯處通過管道依次連接到第二壓力傳感器26，第二壓力表25和第二蓄能器24，所述的A”口的管道與第二減壓閥29的交匯處通過另一管道連接到第二單向閥31，所述的第二單向閥31的入口通過管道連接到第二單向定量液壓泵33，所述的第一單向定量液壓泵33的另一口通過管道連接到所述的油箱23上。
進一步，在所述的組合密封圈7的軸向外側(cè)開有泄漏口，所述的泄漏口通過透明軟管27與量杯連接，在油壓和往復運動作用下，所述的密封腔9的液壓油通過組合密封圈和泄漏口泄漏到量杯內(nèi)。
進一步，所述的第一單向定量液壓泵19由第一電動機20驅(qū)動。
進一步，所述的第二單向定量液壓泵33由帶有變頻器32的第二電動機30驅(qū)動。
進一步，所述的第一、第二單向定量液壓泵19、33所泵入的液壓油來自油箱23。
進一步，所述的作動筒5的外形尺寸跟飛機起落架緩沖器的尺寸一致，所述的作動筒的直徑比試驗缸直徑小。
進一步，在所述的組合密封圈7處和密封腔處設(shè)置冷卻夾套，用以在試驗時對組合密封圈進行冷卻和溫度控制。
作為優(yōu)選，所述的作動筒5采用空心結(jié)構(gòu)，以此減少慣性力，作動筒的工作表面經(jīng)加工處理后呈現(xiàn)光滑，無缺陷狀態(tài)，表面的強度得到強化，抗腐蝕性好。
作為優(yōu)選，所述的高壓換向閥14產(chǎn)生需要的高壓脈沖，最大壓力可以達到80MPa，最大脈沖峰值和脈沖周期都是可調(diào)的，并且可連續(xù)不斷地對密封腔產(chǎn)生脈沖高壓，通過計算機軟件自動記錄壓力-時間歷程。
作為優(yōu)選，所述的往復動力子系統(tǒng)通過大功率低壓液壓系統(tǒng)驅(qū)動，動力源選用伺服電機，往復動力子系統(tǒng)具有較寬的負載調(diào)節(jié)范圍和動態(tài)響應(yīng)范圍，以及較大的過載能力，以適應(yīng)不同型號規(guī)格組合密封圈和往復運動速度調(diào)節(jié)。
作為優(yōu)選，所述的往復動力子系統(tǒng)與密封腔液壓系統(tǒng)分別是一個獨立的子系統(tǒng)，試驗缸密封腔的高壓油路與往復動力驅(qū)動油路各自獨立運行；試驗缸油壓歷程可以模擬飛機起落架正常著落時緩沖器的載荷-時間歷程，試驗缸油壓上升與下降迅速，響應(yīng)性靈敏。
作為優(yōu)選，所述的往復動力子系統(tǒng)在往復過程的方向切換時提前引入了適當?shù)木彌_控制，考慮到慣性力的因素，將每個單程運動分為高速和緩沖兩個階段，以最大限度地降低測試系統(tǒng)的沖擊和振動，提高使用壽命和降低工作噪聲。
作為優(yōu)選，所述的組合密封圈摩擦力測量利用了摩擦力與往復動力子系統(tǒng)的壓力大致成正比關(guān)系，引入了修正系數(shù)，最后通過公式計算得到摩擦力。
作為優(yōu)選，所述的密封腔液壓系統(tǒng)加裝可調(diào)式油冷器，對系統(tǒng)油溫進行控制；在密封圈處和密封腔處增加冷卻夾套，對溫度進行控制。對于伺服缸和試驗缸，因為有循環(huán)液壓油的冷卻作用，油溫得到了有效地控制，密封圈的溫度也得到有效地控制。
作為優(yōu)選，所述的往復運動極限行程增設(shè)了極限開關(guān)，通過軟件界面可以選擇活塞桿不同的極限行程，進一步，極限開關(guān)也起到防止撞缸的安全保護作用。
作為優(yōu)選，所述的密封腔內(nèi)壓力可調(diào)，提供兩種選用模式，一種不補壓即壓力逐漸下降式調(diào)節(jié)；另一種自動補壓模式。當壓力下降到設(shè)定值時，計算機自動記錄壓力值，油壓值實時反饋給計算機CPU形成閉環(huán)控制，控制壓力值。
作為優(yōu)選，所述的伺服缸的有限行程為475mm，最大運行速度可達3m/s，伺服缸內(nèi)徑為63mm，活塞桿的直徑為45mm，最大試驗壓力可達80MPa。
作為優(yōu)選，整個試驗裝置的總高約為352.50mm，總寬約為350.00mm，臺架總長約為2760.00mm，工作時最大長度為3417.00mm。
對于試驗缸內(nèi)的油壓，可以加載一定波動頻率的油壓，優(yōu)選地，加載油壓方式可以是正弦波、三角波、梯形波以及更復雜的傅里葉組合波，其波形可模擬起落架緩沖器載荷-時間歷程曲線。
作為優(yōu)選，本測試系統(tǒng)設(shè)計考慮減震措施，加強基座的穩(wěn)定性，使試驗臺固有振動頻率特性提高，幅度降低，以保證動態(tài)測量數(shù)據(jù)(特別是摩擦力)的準確性。
本測試系統(tǒng)的主要實施步驟如下：
Ⅰ)根據(jù)ISO 4258-2004的規(guī)范，從取總長4.0mm的密封材料，觀測摩擦副上材料的表面粗糙度和微觀幾何拓撲結(jié)構(gòu)，利用分辨率在0.02mm以上非接觸式測量儀器測出組合密封圈的外形總體尺寸；
Ⅱ)把組合密封件裝入試驗缸相應(yīng)的凹槽內(nèi)，使得組合密封件與作動筒的裝配過盈量達到設(shè)計規(guī)定的要求，整個試驗臺準備完畢；
Ⅲ)測量油箱的液壓油的物理參數(shù)，如油溫、粘度等，并使得液壓油溫度達到試驗溫度；
Ⅳ)使活塞桿以設(shè)定的線速度v作往復運動，利用密封腔液壓系統(tǒng)使密封腔達到一定的油壓水平，將油壓維持在試驗壓力PT運行1小時，期間需要至少記錄三個往復循環(huán)的摩擦力曲線，并測得摩擦力Ff；
Ⅴ)停止往復運行試驗，進入靜壓密封性能試驗，使試驗缸密封腔內(nèi)壓力和油溫維持恒定水平16小時，期間進行組合密封圈的靜態(tài)摩擦力測量；
Ⅵ)將經(jīng)合理簡化后的飛機起落架緩沖器的壓力-時間歷程輸入到計算機軟件里，控制最大壓力值和波動頻率，使得活塞桿帶動作動筒以設(shè)定的線速度v作往復運動，將一定數(shù)量的循環(huán)往復運動作為一個動態(tài)摩擦試驗階段，測量組合密封圈相應(yīng)的泄漏量(率)，每段時間內(nèi)測量一次泄漏量；
Ⅶ)重復以上步驟進行不同參數(shù)(如速度，油壓，密封件材料及壓緊量)下組合密封圈摩擦力和泄漏量的測量；
Ⅷ)拆下組合密封圈，測出試驗后密封圈外形尺寸，測量摩擦副的表面微觀形貌，拍照并記錄存檔。
本說明書實施例所述的內(nèi)容僅僅是對發(fā)明構(gòu)思的實現(xiàn)形式的列舉，本發(fā)明的保護范圍不應(yīng)當被視為僅限于實施例所陳述的具體形式，本發(fā)明的保護范圍也及于本領(lǐng)域技術(shù)人員根據(jù)本發(fā)明構(gòu)思所能夠想到的等同技術(shù)手段。