本发明属于民航设备技术领域，特别是涉及一种双阀控液压缸并联同步控制的飞机舵机电液加载系统。
背景技术：
目前在飞行器控制领域，飞机舵机是一种重要的飞行控制伺服元件。在试验室条件下通常使用电液加载系统来模拟飞机舵机及其伺服系统所受到的各种力载荷的变化情况，主要用于完成静态、动态技术指标的检查和测试。图1为目前普遍应用的飞机舵机电液加载系统结构框图。如图1所示，该系统包括控制计算机1、电液伺服阀2、液压缸3、橡胶金属缓冲弹簧4、力传感器6和第一、第二位置传感器7,8；其中控制计算机1与电液伺服阀2电连接；电液伺服阀2安装在液压缸3的进液管路上；液压缸3的活塞杆外端通过橡胶金属缓冲弹簧4与飞机舵机5的舵面相连接；力传感器6和第一位置传感器7安装在液压缸3的活塞杆上，并与控制计算机1电连接；第二位置传感器8安装在飞机舵机5上，并与控制计算机1电连接。所述的控制计算机1用来完成信号的接收、传递、变换、处理及发出控制指令来控制电液伺服阀2的开度，由此控制液压缸3的工作压力；在液压缸3上活塞杆的驱动下，通过橡胶金属缓冲弹簧4对飞机舵机5进行加载；通过力传感器6检测活塞杆的输出力；第一、第二位置传感器7,8分别对活塞杆的位移和飞机舵机5的位移进行检测，并将检测信号反馈给控制计算机1，由控制计算机1将上述检测信号进行处理后再对液压缸3的工作压力进行调整。
但这种飞机舵机电液加载系统存在下列问题：电液伺服阀2中存在频率响应低的问题，造成信号反馈滞后，产生多余力；同时飞机舵机电液加载系统拖动液压缸3的活塞杆运动，此时在液压缸3的两腔内会产生强迫流量，电液伺服阀2会根据飞机舵机5的运动速度以及加载指令来改变其开度，由于电液伺服阀2是在强迫流量产生之后才对其进行抑制，因此在时间上会有一定的滞后，此时产生的多余力不能够彻底消除。而且当飞机舵机5的加速度变化时，由于液压缸3两腔的强迫流量还没有来得及消除，因此会导致系统的多余力变大，从而对系统的加载精度造成影响。
技术实现要素：
为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种双阀控液压缸并联同步控制的飞机舵机电液加载系统。
为了达到上述目的，本发明提供的双阀控液压缸并联同步控制的飞机舵机电液加载系统包括：控制计算机1、电液伺服阀2、液压缸3、橡胶金属缓冲弹簧4、力传感器6和第一、第二位置传感器7,8；第一控制器101、第二控制器102、第三控制器103、第一伺服阀201、第二伺服阀202、第三伺服阀203、第四伺服阀204、第一液压缸301、第二液压缸302。
本发明提供的双阀控液压缸并联同步控制的飞机舵机电液加载系统不仅提高了加载系统的频率响应，而且降低了液压缸中的强迫流量，同时采用两个液压缸并联控制的方式，降低了单个液压缸的输出力，降低了成本，同时减小系统中的多余力，提高了加载系统的稳定性和加载精度。
附图说明
图1为目前普遍应用的飞机舵机电液加载系统结构框图。
图2为本发明提供的双阀控液压缸并联同步控制的飞机舵机电液加载系统部分结构框图。
图3为本发明提供的双阀控液压缸并联同步控制的飞机舵机电液加载系统中复合式缓冲液压缸结构剖视图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明提供的双阀控液压缸并联同步控制的飞机舵机电液加载系统进行详细说明。与已有技术相同的部件采用相同的附图标号。
如图2及图1所示，本发明提供的双阀控液压缸并联同步控制的飞机舵机电液加载系统包括：第一控制器101、第二控制器102、第三控制器103、第一伺服阀201、第二伺服阀202、第三伺服阀203、第四伺服阀204、第一液压缸301、第二液压缸302、两个橡胶金属缓冲弹簧4、两个力传感器6和两个第一及第二位置传感器7,8；其中第一控制器101分别与第一伺服阀201和第二伺服阀202电连接；第一伺服阀201和第二伺服阀202安装在第一液压缸301的进液管路上；第二控制器102分别与第三伺服阀203和第四伺服阀204电连接；第三伺服阀203和第四伺服阀204安装在第二液压缸302的进液管路上；第三控制器103的输入端与第一液压缸301和第二液压缸302的控制器输出端电连接，输出端与第一控制器101和第二控制器102的输入端电连接；第一液压缸301和第二液压缸302的活塞杆外端分别通过一个橡胶金属缓冲弹簧4与飞机舵机5的舵面相连接；两个力传感器6分别安装在第一液压缸301和第二液压缸302的活塞杆上，并分别与第一控制器101和第二控制器102电连接；两个第一位置传感器7分别安装在第一液压缸301和第二液压缸302的活塞杆上，并分别与第一控制器101和第二控制器102电连接；两个第二位置传感器8分别安装在飞机舵机5上，并分别与第一控制器101和第二控制器102电连接。
所述的第一伺服阀201和第三伺服阀203采用相同型号的直动式流量阀；第二伺服阀202和第四伺服阀204采用相同型号的的二级电液伺服阀。
如图3所示，所述的第一液压缸301和第二液压缸302均采用复合式缓冲液压缸，其包括缸体10、活塞杆11、活塞12、左端盖13、右端盖14、缓冲套15和缓冲弹簧16；其中缸体10的左端圆周壁上形成有进油口17、右端圆周壁上形成有出油口18；左端盖13和右端盖14分别安装在缸体10的左、右端处，均由端板和连接在端板内侧面上的连接环构成，并且连接环插入在缸体10的端口内部，同时右端盖14的连接环上形成有一个与缸体10上出油口18相对应的开孔19；活塞12以可移动的方式设置在缸体10的腔体内；活塞杆11的一端固定在活塞12上，另一端贯穿左端盖13后延伸至外部且与动力驱动装置相连；缓冲套15呈圆管状，右端部外圆周面上向内凹陷形成一个环形凹槽，并且插入在右端盖14上连接环的端口内；缓冲弹簧16的一端卡在缓冲套15的中心孔内壁上，另一端抵在右端盖14上端板的内表面上，因此缓冲套15能够在缓冲弹簧16拉伸时沿缸体10的轴向移动。
现将本发明提供的双阀控液压缸并联同步控制的飞机舵机电液加载系统的工作原理阐述如下：
所述的第一控制器101用来完成信号的接收、传递、变换、处理及发出控制指令来控制第一伺服阀201和第二伺服阀202的开度，由此控制第一液压缸301的工作压力；第二控制器102用来完成信号的接收、传递、变换、处理及发出控制指令来控制第三伺服阀203、第四伺服阀204的开度，由此控制第二液压缸302的工作压力；在第一液压缸301和第二液压缸302上活塞杆的驱动下，分别通过各自相连的橡胶金属缓冲弹簧4对飞机舵机5进行加载；通过两个力传感器6分别检测第一液压缸301和第二液压缸302上活塞杆的输出力；两个第一、第二位置传感器7,8分别对第一液压缸301和第二液压缸302上活塞杆的位移以及飞机舵机5的位移进行检测，并将检测信号反馈给第一控制器101和第二控制器102，由第一控制器101和第二控制器102将上述检测信号进行处理后再对第一液压缸301和第二液压缸302的工作压力进行调整；与此同时，第三控制器103将第一液压缸301和第二液压缸302的输出信号进行比较，比较之后产生控制信号并分别输入到第一控制器101和第二控制器102中，使第一液压缸301和第二液压缸302最后达到同步运动的目的。在第一液压缸301和第二液压缸302工作过程中，当活塞12未接触到缓冲套15的时候，由于缓冲弹簧16的弹力作用，缓冲套15伸出到缸体10的腔体中；当活塞12向右移动并与缓冲套15外端面接触之后，会将缓冲套15的中心孔堵住，因此液压油将从缓冲套15上环形凹槽和右端盖14上连接环之间形成的环形节流孔20经开孔19及出油口18而流出缸体10，从而减小了强迫流量和多余力，由此达到缓冲的作用。