飞机起落架收放过程空气载荷模拟平台的电液伺服静态设计及传感器配置策略

起落架是飞机唯一与地面直接接触的承载部件，其可靠性直接关系到飞行安全。在飞机起落架收放过程中，气动载荷对系统性能产生显著影响，若负载过大可能导致结构损伤。本文以电液伺服技术为基础，介绍一种飞机起落架模拟加载系统的静态方案。首先分析了电液伺服加载模拟试验台的设计需求，继而从机械系统设计和液压系统设计两个维度展开静态设计。在机械设计方面，重点阐述了起落架支柱加载结构布局、加载机构设计、摇臂设计及载荷谱转化方法；在液压系统设计方面，依次介绍了液压缸、伺服阀、蓄能器和传感器的选型设计原则。该系统通过电液伺服控制实现动态加载，能够精确模拟起落架收放过程中的气动力矩，为起落架性能验证提供可靠的地面试验平台。

一、起落架的重要性与气动载荷影响

起落架是飞机最重要的部件之一，是整架飞机唯一承受全部重量的承载装置。统计资料表明，飞机事故中近70%与起落架存在直接或间接关联，全球航空事故中约21%与起落架系统故障相关。在飞机起飞和降落过程中，起落架收放系统的工作性能直接影响飞行安全性和机动性。起落架收放机构在使用中发生失效的概率较高，约为34.4%。

飞机在飞行过程中收起或放下起落架时，起落架受到复杂的气动载荷作用。在FL-13风洞对起落架主要元件进行吹风试验研究的基础上，研究表明气动载荷是影响起落架收放性能的关键因素之一。当起落架下放或收起时，高速气流冲击起落架结构，可能导致负载过大，引起结构变形或损伤。对于前起落架而言，由于收放方向与主起落架不同，其更容易受到气动阻力影响而产生收放不到位等故障。因此，在地面试验中精确模拟起落架收放过程中受到的气动载荷，对于验证起落架结构强度和系统可靠性具有重要意义。

为了在地面对起落架收放功能进行验证，需要建立一套地面模拟试验系统。起落架地面模拟试验台是用于模拟飞机起落架气动载荷的重要实验设备，是起落架控制系统地面模拟试验中不可缺少的组成部分。该试验台能够在无风洞试验条件下，准确模拟起落架收放过程的受载情况，包括气动载荷、质量力、惯性力和上锁阻力等。

在起落架加载技术发展方面，目前主要有质量块模拟、弹簧组模拟和作动筒模拟三种方式。其中，采用电液伺服控制的作动筒方案精度最高，可实现非线性控制，负载模拟系统的跟踪特性好，能够有效抑制强扰动所引起的多余力矩。然而，国内在电液伺服加载系统的研究起步较晚，基础相对薄弱，仍有大量技术难题需要攻克。本文以电液伺服技术为基础，详细介绍一套飞机起落架模拟加载系统的静态方案，旨在为起落架加载系统的科学设计提供参考。

二、电液伺服加载模拟试验台设计需求分析

2.1 加载系统的基本需求

设计飞机起落架电液伺服加载试验台时，需要满足以下几个核心需求：

（1）严格落实载荷数据。系统应以液压油作为高压油源，严格按照预先设定的载荷数据，对起落架及护板进行动态加载。加载力的输出需根据起落架的旋转角度确定具体的载荷数据，这是因为起落架下放与收起过程中液压缸的位移量变化，直接影响加载系统液压缸输出力的变化。

（2）满足加载精度要求。试验台加载系统需要在给定值介于0与100%之间时，按设定的加载精度完成加载任务。具体精度要求为：静态加载偏差控制在2%以下，动态加载偏差控制在5%以下，运动速度突变点加载偏差控制在7%以下。研究表明，载荷模拟最大误差不大于10%可基本满足试验需求，而本设计进一步提高了精度要求。

2.2 系统构成与功能需求

根据试验目的与要求，起落架收放可靠性试验系统通常包含五个主要部分：控制系统、气动载荷施加系统、起落架收放液压系统、测量系统和试验台架。控制系统具有伺服阀信号输出、载荷反馈输入、位移反馈输入等功能，实现位移闭环控制与载荷闭环控制。

试验台架需要同时承受加载和承载两个系统施加的力，因此台架必须具备良好的刚度和强度。台架通常以槽钢为制作材料，采用焊接方式制成，其上不仅安装飞机起落架，还需安装液压加载装置、测试传感器等其他结构件。试验要求能够模拟飞机起落架的完整收放过程及收放过程中的受载情况，收放时间需满足设计要求。

2.3 电液伺服技术的适用性

电液伺服加载系统在航空工业中广泛用于模拟飞行器的气动力载荷。电液伺服技术以高精度、高响应速度、输出力大的特点，在高精度航空测试台中的适用性已得到充分验证。相比机械式加载和电动式加载，电液伺服加载能够实现更为复杂的力控制和动态响应，特别适合用于模拟起落架收放过程中的变载荷工况。

然而，电液负载模拟器属于典型的被动式电液力伺服系统，系统内存在固有的强多余力干扰，这是加载控制中的关键难题。多余力产生的原因在于舵机系统的运动在加载系统的输出中加入了强干扰，导致加载力跟踪精度下降。针对这一问题，目前已有结构不变性原理设计控制器消扰、内部反馈控制等多种有效策略。

三、机械系统静态设计

起落架支柱加载系统属于被动式加载系统，其设计可以分为机械结构设计和液压控制设计两个部分。机械结构设计不仅要提供满足条件的传力部件，还要为加载系统提供准确的加载位置。

3.1 加载结构布局设计

选择加载点时，应以液压缸作为执行机构，由其间接向起落架加载力矩。本设计采用直线型运动液压缸，该缸的输出力需转化为扭矩力，因此需要额外设计与安装平面连接机构，即增设摇臂。此时加载扭矩为液压缸输入力与力臂的乘积。

试验台台架与起落架支柱之间的连接点被选为加载机构与承载机构的连接点。受到前起支柱及前起舱门位置的限制，加载机构不具备充足的加载空间，为此将加载点设置在右侧，并在试验台与起落架的连接点处设置连接销钉，用于传递扭矩。

为减小飞机结构的改动幅度，仅在起落架转轴上设置一个销轴孔，利用销钉固定摇臂与转轴，使加载机构与承载机构连接成整体，确保起落架收放时转轴能够同步转动。为增强结构紧凑性并降低附加惯量对加载力产生的干扰，在各连接点设置背紧螺母，拉压力传感器与液压缸之间的连接件采用六方形设计。

3.2 加载机构设计

在加载机构设计过程中，主要需要考虑加载点位置、加载方式以及力与力矩的转换关系。根据前起落架运动几何结构，给定的负载谱数据通常为力矩形式，因此需要根据运动位置的几何关系进行力与力矩的换算。

加载机构的设计原则包括：加载空间满足机构运动范围需求，传力路径简洁明确，机构刚度满足精度要求，以及便于拆装和维护。本设计中加载液压缸输出力最大值为33707N，根据该数据确定加载缸的有效面积和后续液压参数。

3.3 摇臂设计

为满足降低液压缸输出力的要求，协调紧凑结构与大力臂之间的关系，需要对力臂进行合理设计。为解决摇臂与力传感器之间相互干涉的问题，摇臂采用曲线型设计，结构上由两个偏心半圆弧及中部直线过渡区组成。这种设计能够在有限空间内实现所需的力臂长度，同时避免与其他结构件的干涉。

摇臂的材料选用中碳调质合金结构钢，该材料的屈服应力最大值为885 MPa，拉伸强度最大值为1080 MPa，具有良好的强度和韧性匹配。利用ANSYS软件对摇臂进行变载荷模型简化分析。A端和B端分别表示与承载装置和加载液压缸的连接端，F表示施加的力，力方向与液压缸伸缩方向一致，力与AB连线方向之间的夹角用θ表示。

强度校核结果表明，当起落架完全下放（收放角为0°）时，力臂产生的应力远大于其他角度下的应力值，但最大应力仅为180 MPa，远低于材料屈服应力885 MPa的安全限值。这一结果充分证明该摇臂结构设计具有充足的强度裕度，能够保障系统安全运行，摇臂设计具有可行性。

3.4 载荷谱转化设计

载荷谱是指加载到起落架上的扭矩随时间或角度的变化规律，是加载系统控制的重要依据。起落架在收放过程中，气动载荷随收放过程变化，且收起与放下过程中的气动载荷不一致，因此收起和放下过程中应采用不同的曲线加载。

载荷谱的转化设计需要以机械结构为依据，将给定的气动力矩谱转化为加载液压缸的输出力指令。基本转化关系为：液压缸输出力 = 气动力矩 / 力臂。由于力臂长度随起落架转角变化，因此输出力也随转角动态调整。研究表明，通过压力换算和应力换算得到的作动筒载荷曲线与理论曲线具有良好的一致性，验证了载荷谱转化的正确性和准确性。

四、液压系统静态设计

液压系统是电液伺服加载系统的核心执行部分，为加载系统提供精确可控的加载力。液压控制设计通过对电液伺服加载系统的分析与设计，能够准确提供加载力并高精度地跟踪载荷谱。

4.1 液压缸设计

由于加载空间的紧凑性限制，系统无法使用双出杆对称液压缸，只能采用单出杆液压缸。单出杆液压缸具有结构紧凑的优点，但其动态特性不对称，需要分别对前后腔进行动态特性分析。

为提高控制精度并降低控制难度，单出杆液压缸的有杆腔和无杆腔分别采用液压泵出口高压油源和对称伺服阀作为控制元件。经计算，液压缸输出力最大值为33707N，根据该数据得出加载缸的有效面积为1.67×10⁻³ m²，此时缸径至少需达到65.2 mm以上。最终将缸径设定为80 mm。根据缸径与杆径之间的比例关系，杆径按缸径的70%取值，确定为56 mm。

根据液压缸缸径，计算得到液压系统的常规流量值为15 L/min。考虑到起落架下放过程中通常会出现瞬时提速现象，为确保系统的动态响应能力，取最大流量值为正常流量值的5倍，即75 L/min作为系统设计流量。

4.2 伺服阀选型

液压伺服阀是电液伺服加载系统的关键控制元件，常用的有压力伺服阀和流量伺服阀两种。压力伺服阀通过压力反馈进行闭环控制，确定输出压力与输入电流之间的线性关系，主要适用于小容腔压力控制场合。流量伺服阀则通过平衡反馈弹簧组件产生的反馈力矩与力矩马达生成的电磁力之间的关系确定开度大小，进而建立输出流量与输入电流的线性关系，主要用于大容腔及一般油缸形成的压力闭环控制系统。

通过对比分析，第二种流量伺服阀具有性能更佳、成本更低的特点，通过对比分析，双喷嘴挡板-力反馈两级电液伺服阀优势更加明显一点，该伺服阀的额定流量高于最大流量需求值，能够满足系统在各工况下的伺服控制要求。伺服阀应尽可能靠近液压缸安装，以减少阀与缸之间的管路长度，提高系统响应速度，并避免使用软管。

4.3 蓄能器选型

蓄能器在系统中的主要作用是辅助提供瞬时流量，解决起落架支柱收放速度骤然变化所导致的加载液压缸短时流量需求过大的问题。囊隔式蓄能器其主要由两个部分组成：一是充填氮气的气囊，二是与气囊共同构成存储腔室的壳体。该类型蓄能器具有体积小、自重轻、气液隔离等优点，能够起到稳压、补漏和抗冲击的作用。

结合所选用伺服阀的额定流量参数，蓄能器的最大流量选为1.7 L/s。蓄能器需要为液压缸供油，液压缸体积为0.667 L，加载系统工作压力最大值为21 MPa，最小值为17.6 MPa，蓄能器充气压力为8 MPa。综合考虑这些参数，选用公称压力为31.5 MPa、工作温度范围为-40℃至+93℃的NXQ-L10/31型蓄能器。

4.4 传感器选型

传感器选型对于加载系统的测量精度至关重要。选择传感器时需重点考虑分辨力、量程和精度三大因素。正常使用力的范围应在传感器满量程的10%以上、80%以内以获得最佳使用效果。

本系统包含三类主要传感器：

（1）拉压力传感器。考虑到液压缸输出力限值，拉压力传感器的量程需在0至5 t之间。选用电阻型应变桥式传感器。该传感器适用于定量分析的力值精确测量，综合测量精度满足要求。

（2）液体压力传感器。选用封护等级为IP65的压力变送器，确保在液压系统高压环境下的可靠运行和信号传输稳定性。

（3）直线位移传感器。选用导电塑料电位计式传感器，该位移传感器的可选行程为350 mm，与计算行程336 mm的加载液压缸相匹配，具有线性好、分辨率高、寿命长的特点。

经综合校验，三种传感器均能达到综合测量精度2%以上的要求，满足系统对静态和动态加载偏差的控制要求。

五、系统集成与展望

5.1 系统集成方案

飞机起落架电液伺服模拟加载系统的总体集成方案包含三路加载通道，可分别对前起落架和左、右主起落架进行加载。系统油源外接油车供压，蓄能器用于保压和吸收液压脉动冲击，过滤器用于提高油液清洁度以保证伺服阀可靠性。各加载缸的运动状态由电液伺服阀控制，控制信号根据角位移传感器或位移传感器采集的起落架偏转角度信号生成，输出相应的控制电流到电液伺服阀，形成力矩/力闭环伺服控制。

5.2 未来发展趋势

展望未来，飞机起落架电液伺服模拟加载系统的发展将呈现以下趋势：

（1）控制精度进一步提升。随着新型传感器技术和高性能伺服阀的应用，加载系统的静态和动态精度将持续提高，动态响应频率有望突破更高水平。

（2）系统智能化水平提升。基于FPGA和PLC的分布式智能控制系统正在逐步替代传统控制器，控制周期可缩短至1 ms量级，智能故障诊断和自适应控制算法将进一步提升系统可靠性。

（3）多轴协同加载技术发展。对于大型客机的多轮系起落架，多轴协同加载和高精度同步控制成为关键技术研究方向。

（4）综合环境模拟能力增强。现代试验系统正在向集成温度环境模拟舱的方向发展，能够覆盖更广的温度范围并模拟高湿度盐雾等复杂环境，更真实地复现实际工况。

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