液压摇臂加载装置及其加载方法与流程

本发明涉及一种加载装置及其加载方法，特别适用于飞机舵机气动铰链力矩的模拟，属于液压摇臂加载装置技术领域。

背景技术：

目前，为了完成飞机舵机气动铰链力矩的模拟，多是采用在飞机舵机的舵机活塞杆的一端加弹簧，弹簧的另一端固定在实验加载台上，此方式不能真实的模拟飞机舵机的受力情况，而且测力不准，静动态误差较大。

技术实现要素：

本发明克服了上述现有技术中存在的不足之处，提供一种能根据飞机舵机的动作形态实现时事跟踪加载，能准确的满足舵机试验所需要的各项数据，安装使用方便，可靠性高的液压摇臂加载装置及其加载方法。

本发明是通过以下技术方案来实现的：

液压摇臂加载装置，其特殊之处在于包括第一伸缩部件、第二伸缩部件、三角形摇臂5、控制器12、液压伺服阀11，其中，第一伸缩部件的一端固定于飞机机体上、第二伸缩部件一端固定于试验加载台上，液压伺服阀11安装于第二伸缩部件上用于控制第二伸缩部件的伸缩，第一伸缩部件的伸缩端铰接于三角形摇臂5的一个角上，第二伸缩部件的伸缩端连接有拉压力传感器6，拉压力传感器6的一侧铰接于三角形摇臂5的另一个角上，三角形摇臂5的剩余一个角铰接于试验加载台上，拉压力传感器6与液压伺服阀11、控制器12通讯连接；

所述第一伸缩部件包括用于固定于飞机上的尾座1，尾座1上铰接有能以尾座1为轴转动的舵机外筒2，舵机外筒2内嵌设有舵机活塞杆3，舵机活塞杆3的一端铰接于三角形摇臂5的一个角上；

所述第二伸缩部件包括用于固定于试验加载台上的加载作动器固定座13，加载作动器固定座13上铰接有能以加载作动器固定座13为轴转动的加载作动器8，加载作动器8控制连接有活塞杆7，活塞杆7的一端与拉压力传感器6通讯连接；

所述加载作动器8包括加载作动器外筒14，加载作动器外筒14上开设有第一油路口15、第二油路口16，第一油路口15、第二油路口16通过管路与液压伺服阀11相连接，加载作动器外筒14内设有用于与第一油路口15相连通的第一腔室18以及用于通过活塞杆7的第二腔室17，第二腔室17与第二油路口16相连通，活塞杆7部分插设于作动器外筒14内；

所述三角形摇臂5的剩余一个角通过摇臂固定座4铰接于试验加载台上；

所述三角形摇臂5的其中一个斜边长度为340mm、另一个斜边长度为350mm；

为了减小加载时的转动惯性力矩，需减小三角形摇臂质量，所述三角形摇臂5正反两面相同位置处均开设有减重凹槽19；

所述三角形摇臂5的与第一伸缩部件相铰接处设有延展连接部20，延展连接部20包括相平行的上连接板21、下连接板10，舵机活塞杆3的一端插于上连接板21、下连接板10之间，三者通过螺栓9铰接为一体。

液压摇臂加载装置的加载方法，其特殊之处在于包括以下加载步骤：

1）、通过飞机控制系统控制舵机活塞杆3从舵机外筒2内伸出，舵机活塞杆3带动三角形摇臂5以摇臂固定座4为轴转动；

2）、拉压力传感器6采集到拉力信息，然后将拉力信息传递至控制器12，控制器12控制液压伺服阀11工作，实现第二油路口16进油，从而使活塞杆7产生收缩趋势，从而产生舵机的伸出加载力矩；

3）、通过飞机控制系统控制舵机活塞杆3收缩，舵机活塞杆3带动三角形摇臂5以摇臂固定座4为轴转动；

4）、拉压力传感器6采集到压力信息，传递给控制器12，控制器12控制液压伺服阀11工作，实现第一油路口15进油，从而使活塞杆7产生伸出趋势，从而产生舵机的缩回加载力矩。

本发明的液压摇臂加载装置，结构设计合理，第一伸缩部件、第二伸缩部件、三角形摇臂、控制器、液压伺服阀配合使用，三角形摇臂能提供给舵机一个连续的正弦力矩加载状态，符合飞机舵机的真实运动轨迹，能根据飞机舵机的动作形态实现时事跟踪加载，能准确的满足舵机试验所需要的各项数据，本发明的液压摇臂加载装置具有很高的可靠性，安全性、试验过程中调试、安装、使用的方便性，是飞控系统半物理仿真中不可缺少的组成部分，试验结果准确率高，在航天领域具有较好的应用前景。

附图说明

图1：本发明液压摇臂加载装置的结构示意图；

图2：加载作动器的结构示意图；

图3：三角形摇臂的结构示意图；

图4：图3的A-A剖结构示意图；

图5：图3的B-B剖结构示意图。

图中：1、尾座，2、舵机外筒，3、舵机活塞杆，4、摇臂固定座，5、三角形摇臂，6、拉压力传感器，7、活塞杆，8、加载作动器，9、螺栓，10、下连接板，11、液压伺服阀，12、控制器，13、加载作动器固定座，14、加载作动器外筒，15、第一油路口，16、第二油路口，17、第二腔室，18、第一腔室，19、减重凹槽，20、延展连接部，21、上连接板，22、液压动力源。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例1：参考图1-3。一种液压摇臂加载装置，包括第一伸缩部件、第二伸缩部件、三角形摇臂5、控制器12、液压伺服阀11、用于给液压伺服阀11提供动力的液压动力源22，其中，第一伸缩部件的一端固定于飞机机体上、第二伸缩部件一端固定于试验加载台上，液压伺服阀11安装于第二伸缩部件上用于控制第二伸缩部件的伸缩，第一伸缩部件的伸缩端铰接于三角形摇臂5的一个角上，第二伸缩部件的伸缩端连接有拉压力传感器6，拉压力传感器6的一侧铰接于三角形摇臂5的另一个角上，三角形摇臂5的剩余一个角铰接于试验加载台上，拉压力传感器6与液压伺服阀11、控制器12通讯连接；第一伸缩部件包括用于固定于飞机上的尾座1，尾座1上铰接有能以尾座1为轴转动的舵机外筒2，舵机外筒2内嵌设有舵机活塞杆3，舵机活塞杆3的一端铰接于三角形摇臂5的一个角上；第二伸缩部件包括用于固定于试验加载台上的加载作动器固定座13，加载作动器固定座13上铰接有能以加载作动器固定座13为轴转动的加载作动器8，加载作动器8控制连接有活塞杆7，活塞杆7的一端与拉压力传感器6通讯连接；加载作动器8包括加载作动器外筒14，加载作动器外筒14上开设有第一油路口15、第二油路口16，第一油路口15、第二油路口16通过管路与液压伺服阀11相连接，加载作动器外筒14内设有用于与第一油路口15相连通的第一腔室18以及用于通过活塞杆7的第二腔室17，第二腔室17与第二油路口16相连通，活塞杆7部分插设于作动器外筒14内；三角形摇臂5的剩余一个角通过摇臂固定座4铰接于试验加载台上；三角形摇臂5的其中一个斜边长度为340mm、另一个斜边长度为350mm；三角形摇臂5正反两面相同位置处均开设有减重凹槽19；三角形摇臂5的与第一伸缩部件相铰接处设有延展连接部20，延展连接部20包括相平行的上连接板21、下连接板10，舵机活塞杆3的一端插于上连接板21、下连接板10之间，三者通过螺栓9铰接为一体。

实施例2

本实施例参照附图1-4，本实施例液压摇臂加载装置的加载方法，包括以下加载步骤：

1）、通过飞机控制系统控制舵机活塞杆3从舵机外筒2内伸出，舵机活塞杆3带动三角形摇臂5以摇臂固定座4为轴往上转动15度；

2）、拉压力传感器6采集到拉力信息，然后将拉力信息传递至控制器12，控制器12控制液压伺服阀11工作，实现第二油路口16进油，从而使活塞杆7产生收缩趋势，从而产生舵机的伸出890N*m加载力矩；

3）、通过飞机控制系统控制舵机活塞杆3收缩，舵机活塞杆3带动三角形摇臂5以摇臂固定座4为轴往下转动10度；

4）、拉压力传感器6采集到压力信息，传递给控制器12，控制器12控制液压伺服阀11工作，实现第一油路口15进油，从而使活塞杆7产生伸出趋势，从而产生舵机的缩回730N*m加载力矩。

本发明的第一伸缩部件、第二伸缩部件、三角形摇臂、控制器、液压伺服阀配合使用，能根据飞机舵机的动作形态实现时事跟踪加载，能准确的满足舵机试验所需要的各项数据，本发明的液压摇臂加载装置具有很高的可靠性，安全性、试验过程中调试、安装、使用的方便性，是飞控系统半物理仿真中不可缺少的组成部分，试验结果准确率高。

以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。