专利名称：飞机起落架加载系统的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及飞机设计制造领域，具体来说，涉及一种飞机起落架加载系统，其在飞机起落架控制系统的地面模拟试验中，实现对起落架在收放过程中所受的气动载荷的精确模拟。
背景技术：
在大型飞机的设计和制造过程中，需要进行飞机起落架控制系统的地面模拟试验，其主要目的在于检验起落架控制系统的功能及主要性能指标是否满足设计要求，检查起落架控制系统与液压能源系统的工作匹配性，并为液压能源系统的适航符合性提供试验依据。为确保试验结果的准确，需实现对起落架收放过程中所受到的气动载荷进行模拟。由于对起落架的加载属于运动加载(或称为被动加载)，这类加载系统由于受载体运动的干扰而难以保证加载的精度。具体来说，由于现有的前起落架加载系统采用单活塞杆液压缸进行加载，当飞机在试验台架上安装有前起落架舱门时，其前起落架加载系统由于没有为舱门留有足够的安装空间而会与舱门互相干涉；类似地，由于现有的主起落架加载系统采用液压马达进行加载，当飞机在试验台架上安装有机翼时，其主起落架加载系统也会与机翼互相干涉。上述原因都会导致现有的起落架加载系统对飞机起落架无法实现精确的加载。
实用新型内容本实用新型解决的问题是提供一种飞机起落架加载系统，实现在飞机起落架控制系统的地面模拟试验中，对飞机起落架在收放过程中所受的气动载荷的精确模拟。为解决上述问题，本实用新型提供一种飞机起落架加载系统，包括压力流体源； 加载作动器，用于向飞机起落架输出加载载荷；压力流体输送管道，包括供油管道和回油管道，两管道的一端分别与加载作动器相连，另一端分别与压力流体源的供油口和回油口相连，用于实现压力流体在加载系统内的输送；阀装置，安装于所述压力流体输送管道上，用于控制压力流体的输送速度；控制装置，连接至所述阀装置，通过控制所述阀装置的开闭程度，间接地控制所述加载作动器向飞机起落架输出的加载载荷；所述加载作动器包括用于前起落架的摆动液压缸和用于左、右主起落架的双活塞杆液压缸。可选地，所述加载作动器还包括连接至摆动液压缸的扭矩和角位移传感器、连接至双活塞杆液压缸的力和位移传感器。可选地，所述扭矩和角位移传感器的两端分别与摆动液压缸和前起落架相连接。可选地，所述力和位移传感器的两端分别与双活塞杆液压缸和左、右主起落架相连接。可选地，所述阀装置包括节流阀、电磁换向阀、电液伺服阀和截止阀。可选地，所述电液伺服阀和截止阀串联在一起，并连接于所述加载作动器和所述压力流体源之间。[0011 ] 可选地，所述节流阀和电磁换向阀连接于所述加载作动器的两个油腔之间。可选地，所述控制装置包括串联的计算机和伺服控制器，用于控制所述加载作动器向飞机起落架输出的加载载荷。可选地，所述加载系统还包括安装于截止阀和电液伺服阀之间的供油管道上的油滤和蓄压器。可选地，所述电磁换向阀包括应急按钮，用于当所述加载系统发生故障时，通过所述应急按钮控制所述电磁换向阀，使加载系统卸载。与现有技术相比，本实用新型具有以下优点在飞机起落架控制系统的地面模拟试验中，对前起落架加载系统采用摆动液压缸进行加载，对主起落架则采用双活塞杆液压缸进行加载，使得即使在试验台架上安装有前起落架舱门或机翼等飞机零部件时，由于已经为所述飞机零部件留有了足够的安装空间，所以相应的起落架加载系统也不会与所述飞机零部件发生干涉，从而能够实现对飞机起落架在收放过程中所受的气动载荷的精确模拟。另外，本实用新型所述的起落架加载系统使用安全方便，可靠性好且成本较低。
图1为本实用新型的飞机起落架加载系统的示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例和附图对本实用新型作进一步的说明，但不应以此限制本实用新型的保护范围。图1为本实用新型的飞机起落架加载系统的示意图。参照图1，本实用新型所提供的飞机起落架加载系统主要包括用于前起落架的加载系统和分别用于左、右主起落架的加载系统。以用于前起落架的加载系统为例，所述加载系统包括如下部分压力流体源(未图示)；加载作动器，包括扭矩和角位移传感器3和摆动液压缸4，用于向飞机起落架输出加载载荷；压力流体输送管道，包括供油管道和回油管道，两管道的一端分别与加载作动器相连，另一端分别与压力流体源的供油口 11和回油口 12相连，用于实现压力流体在加载系统内的输送；阀装置，包括节流阀5、电磁换向阀7、电液伺服阀8和截止阀13，安装于所述压力流体输送管道上，用于控制压力流体的输送速度；控制装置，包括计算机1和伺服控制器2，连接至所述阀装置，通过控制所述阀装置的开闭程度，间接地控制所述加载作动器向飞机起落架输出的加载载荷。在本实施例中，上述前起落架的加载系统还包括通过电缆与电磁换向阀7相连接的应急按钮6，用于当所述加载系统发生故障时，通过所述应急按钮控制所述电磁换向阀， 使加载系统卸载。在本实施例中，上述前起落架的加载系统还包括安装于截止阀13和电液伺服阀8 之间的供油管道上的油滤9和蓄压器10，用于提高加载系统的效率，减少无效的能量损耗。在本实施例中，所述扭矩和角位移传感器3的两端以机械方式分别与摆动液压缸 4和前起落架相连接；电液伺服阀8和扭矩和角位移传感器3通过电缆分别和伺服控制器 2相连接；节流阀5和电磁换向阀7连接在所述加载作动器的两个油腔之间；电液伺服阀8 和截止阀13串联在一起，并连接于所述加载作动器和所述压力流体源之间；计算机1和伺服控制器2通过网线相连接。在本实施例中，对于用于左、右主起落架的加载系统而言，上述前起落架加载系统中的扭矩和角位移传感器3被替换为力和位移传感器14、25，上述前起落架加载系统中的摆动液压缸4被替换为双活塞杆液压缸15、26，其余组件与前起落架的加载系统一样。即所述用于左、右主起落架的加载系统包括如下部分压力流体源(未图示)；加载作动器，包括力和位移传感器14、25和双活塞杆液压缸15、26，用于向飞机起落架输出加载载荷；压力流体输送管道，包括供油管道和回油管道，两管道的一端分别与加载作动器相连，另一端分别与压力流体源的供油口 22、33和回油口 23、34相连，用于实现压力流体在加载系统内的输送；阀装置，包括节流阀16、27、电磁换向阀18、29、电液伺服阀19、30和截止阀对、35，安装于所述压力流体输送管道上，用于控制压力流体的输送速度；控制装置，包括计算机1和伺服控制器2，连接至所述阀装置，通过控制所述阀装置的开闭程度，间接地控制所述加载作动器向飞机起落架输出的加载载荷。其中，左、右主起落架的加载系统与上述前起落架的加载系统共用控制装置，即计算机1和伺服控制器2。在本实施例中，上述左、右主起落架的加载系统还包括通过电缆与电磁换向阀18、 四相连接的应急按钮17、28，用于当所述加载系统发生故障时，通过所述应急按钮控制所述电磁换向阀，使加载系统卸载。在本实施例中，上述左、右主起落架的加载系统还包括安装于截止阀M、35和电液伺服阀19、30之间的供油管道上的油滤20、31和蓄压器21、32，用于提高加载系统的效率，减少无效的能量损耗。在本实施例中，所述力和位移传感器14、25的两端以机械方式分别与双活塞杆液压缸15 J6和左、右主起落架相连接；电液伺服阀19、30和力和位移传感器14、25通过电缆分别和伺服控制器2相连接；节流阀16、27和电磁换向阀1849连接在所述加载作动器的两个油腔之间；电液伺服阀19、30和截止阀M、35串联在一起，并连接于所述加载作动器和所述压力流体源之间。所述前起落架的加载系统和左、右主起落架的加载系统三者一起构成了本发明的一个完整的飞机起落架加载系统。本实用新型所提供的飞机起落架加载系统的工作过程如下(a)准备加载供油口 11、22、33分别连接20Mp高压供油管路，回油口 12、23、34分别连接回油管路；打开截止阀13、24、35 ；加载系统上电，根据起落架控制系统的地面模拟试验的要求，通过计算机1设置起落架收放过程中的加载曲线并下载到伺服控制器2。(b)开始加载电磁换向阀7、18、四上电断开，通过计算机1将开始加载指令传送到伺服控制器2，伺服控制器2根据加载曲线以及扭矩和角位移传感器3、力和位移传感器 14,25的反馈信号输出电信号分别控制电液伺服阀8、19、30，电液伺服阀8、19、30分别控制摆动液压缸4、双活塞杆液压缸15 J6两腔的压差，从而分别控制前起落架、左主起落架、右主起落架所承受的载荷，即实现对起落架在收放过程中所受气动载荷的模拟。(c)状态监控伺服控制器2通过以太网将扭矩和角位移传感器3、力和位移传感器14、25反馈的信号传送给计算机1，当出现异常情况时，按下应急按钮6、17、观分别使电磁换向阀7、18、四断电接通卸载，从而保护了设备的安全。(d)停止加载电磁换向阀7、18、四断电接通；通过计算机1将停止加载指令传送
5到伺服控制器2，伺服控制器2停止加载；在计算机1中保存数据。本实用新型在飞机起落架控制系统的地面模拟试验中，对前起落架加载系统采用摆动液压缸进行加载，对主起落架则采用双活塞杆液压缸进行加载，使得即使在试验台架上安装有前起落架舱门或机翼等飞机零部件时，由于已经为所述飞机零部件留有了足够的安装空间，所以相应的起落架加载系统也不会与所述飞机零部件发生干涉，从而能够实现对飞机起落架在收放过程中所受的气动载荷的精确模拟。另外，本实用新型所述的起落架加载系统使用安全方便，可靠性好且成本较低。本实用新型虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本实用新型，任何本领域技术人员在不脱离本实用新型的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，因此本实用新型的保护范围应当以本实用新型权利要求所界定的范围为准。
权利要求1.一种飞机起落架加载系统，包括 压力流体源；加载作动器(3，4 ；14，15 ；25J6)，用于向飞机起落架输出加载载荷； 压力流体输送管道，包括供油管道和回油管道，两管道的一端分别与加载作动器相连， 另一端分别与压力流体源的供油口(11，22，33)和回油口(12，23，34)相连，用于实现压力流体在加载系统内的输送；阀装置(5,7,8,13 ；16,18,19,24 ；27，29，30，35)，安装于所述压力流体输送管道上，用于控制压力流体的输送速度；控制装置(1，2)，连接至所述阀装置，通过控制所述阀装置的开闭程度，间接地控制所述加载作动器向飞机起落架输出的加载载荷；其特征在于，所述加载作动器包括用于前起落架的摆动液压缸(4)和用于左、右主起落架的双活塞杆液压缸(15，沈)。
2.根据权利要求1所述的飞机起落架加载系统，其特征在于，所述加载作动器还包括连接至摆动液压缸(4)的扭矩和角位移传感器( 、连接至双活塞杆液压缸(15，26)的力和位移传感器(14，25)。
3.根据权利要求2所述的飞机起落架加载系统，其特征在于，所述扭矩和角位移传感器(3)的两端分别与摆动液压缸(4)和前起落架相连接。
4.根据权利要求2或3所述的飞机起落架加载系统，其特征在于，所述力和位移传感器 (14，25)的两端分别与双活塞杆液压缸(15，26)和左、右主起落架相连接。
5.根据权利要求1所述的飞机起落架加载系统，其特征在于，所述阀装置包括节流阀 (5，16，27)、电磁换向阀(7，18，29)、电液伺服阀(8，19，30)和截止阀(13，24，35)。
6.根据权利要求5所述的飞机起落架加载系统，其特征在于，所述电液伺服阀(8，19， 30)和截止阀(13，M，35)串联在一起，并连接于所述加载作动器和所述压力流体源之间。
7.根据权利要求5或6所述的飞机起落架加载系统，其特征在于，所述节流阀(5，16，27)和电磁换向阀(7，18，29)连接于所述加载作动器的两个油腔之间。
8.根据权利要求1所述的飞机起落架加载系统，其特征在于，所述控制装置包括串联的计算机(1)和伺服控制器O)，用于控制所述加载作动器向飞机起落架输出的加载载荷。
9.根据权利要求7所述的飞机起落架加载系统，其特征在于，所述加载系统还包括安装于截止阀(13,24,35)和电液伺服阀(8,19,30)之间的供油管道上的油滤(9,20,31)和蓄压器(10，21，32)。
10.根据权利要求7所述的飞机起落架加载系统，其特征在于，所述电磁换向阀(7，18， 29)包括应急按钮(6，17二8)，用于当所述加载系统发生故障时，通过所述应急按钮(6，17，28)控制所述电磁换向阀(7，18，四)，使加载系统卸载。
专利摘要一种飞机起落架加载系统，包括压力流体源；加载作动器，用于向飞机起落架输出加载载荷；压力流体输送管道，包括供油管道和回油管道，两管道的一端分别与加载作动器相连，另一端分别与压力流体源的供油口和回油口相连，用于实现压力流体在加载系统内的输送；阀装置，安装于所述压力流体输送管道上，用于控制压力流体的输送速度；控制装置，连接至所述阀装置，通过控制所述阀装置的开闭程度，间接地控制所述加载作动器向飞机起落架输出的加载载荷；所述加载作动器包括用于前起落架的摆动液压缸和用于左、右主起落架的双活塞杆液压缸。本实用新型为试验台架上安装其他零部件留出了足够的安装空间，不会与之干涉，实现对起落架所受载荷的精确模拟。
文档编号G01M99/00GK202267609SQ20112032349
公开日2012年6月6日 申请日期2011年8月31日 优先权日2011年8月31日
发明者俞兴民, 曹丹青, 王鸿鑫, 田剑波, 袁闻起, 陆清 申请人:中国商用飞机有限责任公司, 中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院