液压往复密封作为航空液压系统的关键基础，其泄漏导致的液压系统减能或失效，轻则影响航空装备的完好率，重则造成飞行事故。关于往复密封的研究距今已有了80多年的历史，现该技术的理论模型和实验仿真等在低压、低速工况下的研究已较为成熟。然而近几年随着主机装配性能的不断提高，往复密封的研究也要往保证高压高速下密封性能和密封寿命的方向突破，高压高速的严苛工况给往复密封技术提出了更高的要求。
往复密封技术是涉及材料学、机械学、力学、摩擦学及传热学等多个学科的综合性密封技术，对于往复密封系统中的摩擦力和泄漏量等物理量的测量本身就有一定难度，在高压高速的工况下测量的难度会更大；不仅如此，想要控制系统内的高压，并且让活塞杆有较稳定的高速运动，在实现上也有技术难度；另外，高压高速的艰难工况会给密封系统带来较为严重的温升，由密封界面的摩擦导致的大量摩擦生热，只能通过活塞杆和实验缸体内的油液运走，所以对于这样的高压高温系统，必须要设计合理的冷却系统控制密封界面和实验缸体内的温度。
为了使实验装置能够成功模拟高压高速的恶劣工况，并解决在此工况下的测量难题，本发明提供一种高压高速往复密封实验测试平台的方案和结构设计，整套实验设备以实验缸体为核心，配套提供高速往复运动的驱动装置、进行系统降温的冷却装置，并且将实验缸体浮动式安装以准确地测得密封圈摩擦力。
本发明通过组合偏心轮、导杆、直线轴承等传动装置，形成了曲柄滑块机构，实现了活塞杆的往复高速运动，将直线轴承布置在缸体两侧，可以有效地平衡导杆传递给实验杆的力矩，同时可以通过设计偏心轮的转动惯量，平衡高速往复运动所带来的惯性冲击；将整个缸体浮动安装，并用力传感器将其与机架相连，实现了密封圈摩擦力的测量。