本发明涉及飞机起落架技术领域，特别涉及一种起落架空地状态检测装置，可广泛应用于采用伸缩式缓冲支柱的飞机上，尤其是前起落架装备有地面转弯操纵系统的飞机。
背景技术
飞机着陆过程中，当飞机接地时，需要给出着陆信号并输送给地面操作系统，例如刹车、转弯等系统。检测飞机机身是在地面状态还是空中状态并输出对应的状态信号的方法中，目前较好的一种是利用缓冲支柱压缩行程的变化，在飞机的起落架缓冲支柱处安装一个轮载传感装置。
本发明涉及到的一类飞机，其起落架包含可伸缩的缓冲支柱，且前起落架设有地面操纵装置。当飞机着陆接触地面时，即飞机处于地面状态，刹车、转弯等地面操纵系统开始工作，以保证飞机安全着陆；当飞机起飞离开地面后，即飞机处于空中状态，地面操纵系统停止工作，空中飞行相关的系统开始工作，以保障飞行安全。因此，飞机控制系统需要在飞机空地状态之间及时切换，并根据飞机空地状态发出正确的指令实现飞机在空中和地面的操纵，确保飞机飞行和着陆安全。这里提出了一种可实现飞机空地状态检测并将对应的状态信号输出到飞机控制系统的传感装置。为了避免老化磨损并满足维修要求，该传感装置可采用非接触式传感器，如接近传感器。
当飞机着陆接触地面时，起落架缓冲支柱开始承受机身载荷，这种状态下缓冲支柱收缩；当飞机起飞离开地面后，起落架缓冲支柱不承受机身载荷，这种状态下缓冲支柱伸出。这里提出的传感装置至少应包括一个接近传感器和一个靶标，为与接近传感器配对，靶标应选用铁磁金属材料，将它们安装在起落架缓冲支柱合适的位置上，利用飞机空地状态变化对应缓冲支柱伸缩状态变化的特征，通过设计接近传感器和靶标适当的安装位置，使它们之间的感应距离随缓冲支柱的伸缩而变化，且在预定的距离内，接近传感器对应输出空中状态信号或者地面状态信号，在预定的距离之外，接近传感器则输出相反的状态信号，从而实现飞机空地状态的检测。所提出的飞机空地状态传感装置还应包含一组布线，由连接接近传感器与飞机控制系统的电缆、以及适当的固定装置组成，将传感器检测的信号输出到相应的控制系统中。为了准确检测飞机空地状态，通常在飞机每个起落架上均安装轮载传感装置，包括主起落架和前起落架。一般将接近传感器固定安装在缓冲支柱旋转外筒与防扭臂耳片连接处的支架上，将靶标安装在防扭臂的耳片上，当缓冲支柱伸缩时，防扭臂绕与旋转外筒连接的铰接轴旋转，同时带动传感装置的靶标靠近或远离接近传感器，从而实现空地信号的切换。
如图1所示，前起落架缓冲支柱10一般包含：通过适当的方式与飞机机身连接的固定外筒11、便于转弯操纵的旋转外筒14、可在固定外筒内做伸缩和旋转运动的活塞杆15、与旋转外筒连接的上防扭臂12、以及与活塞杆连接的下防扭臂13等。为了检测缓冲支柱伸缩状态的变化，将接近传感器和靶标分别安装在缓冲支柱上两个随伸缩而相对运动的部件处，例如：将接近传感器安装在旋转外筒上，靶标安装在上防扭臂上。当飞机处于地面状态时，活塞杆不仅沿轴线z作伸缩运动，随着地面转弯操纵，活塞杆随旋转外筒及防扭臂一起绕轴线z作旋转运动，即在地面状态时，缓冲支柱10存在伸缩和转弯旋转的耦合运动。地面转弯操纵时，接近传感器也随着缓冲支柱旋转外筒绕缓冲支柱轴线z做旋转运动，则布线时，必须在接近传感器信号输出端预留足够长度的可动电缆，以适应接近传感器绕轴线z的旋转运动。这将带来布线空间不足的问题，此外，活动的电缆在缓冲支柱压缩以及转动时，频繁地碰触附近的起落架组件表面，使得传感装置耐久性较低，从而带来安全隐患。
基于此，如何提高用于检测（指示）起落架空地状态的传感器的可靠性、稳定性和耐久性是亟需解决的问题。
技术实现要素：
为了克服现有技术中存在的问题，本发明提供一种起落架空地状态检测装置，具体技术方案如下。
一种起落架空地状态检测装置，其包括：
缓冲支柱，其包括固定外筒、旋转内筒、活塞杆、上防扭臂和下防扭臂，所述固定外筒与机身固定连接，所述旋转内筒可转动地设置在所述固定外筒内，所述活塞杆用于安装机轮且可滑动地设置在所述旋转内筒内，所述下防扭臂的下端与所述活塞杆铰接，所述下防扭臂的上端与所述上防扭臂的下端铰接，所述上防扭臂的上端与所述旋转内筒铰接；其特征在于，还包括：
设置在所述固定外筒上的接近传感器，其感应端面垂直于所述活塞杆的轴线；以及
设置在所述上防扭臂上端的靶标，所述靶标位于所述接近传感器的下方。
进一步地，所述上防扭臂通过两个耳片与所述旋转内筒铰接，所述靶标设置在所述耳片上。
进一步地，所述靶标面向所述接近传感器的面为平面。
进一步地，所述靶标面向所述接近传感器的面为圆弧面。
进一步地，两个所述耳片上均设置有靶标，所述固定外筒上设置有对应的两个所述接近传感器。
本发明的空地状态检测装置能够准确可靠地检测飞机空地状态；所设计的传感器构型可以避免缓冲支柱压缩和地面转弯对传感装置的耦合效应：无需在接近传感器末端预留一段可活动的信号输出电缆，地面转弯操纵不会引起传感装置输出的地面状态信号向空中状态信号的跳转。本发明的空地状态检测装置结构形式简单，易于实现与维修，可靠性高，耐久性能优异。
附图说明
图1为前起落架缓冲支柱结构示意图；
图2为本发明的空地状态检测装置示意图；
图3为采用圆弧面靶标的空地状态检测装置示意图。
图4为平面状和圆弧面状靶标结构对应的接近传感器开关点轨迹曲线。
图5为设置两个空地状态传感装置的示意图；
图6为采用两个接近传感器的空地状态检测装置示意图；
图7为图6的部分侧视图。
图中：缓冲支柱10、固定外筒11、上防扭臂12、耳片121、下防扭臂13、旋转内筒14、活塞杆15、轮轴16、转弯控制传动装置17、空地状态传感装置20、接近传感器21、靶标22、固定支架23、电缆线24。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细描述。
参见图2-6，起落架空地状态检测装置，包括缓冲支柱10和空地状态传感装置20，缓冲支柱10包括固定外筒11、旋转内筒14、活塞杆15、上防扭臂12和下防扭臂13，所述固定外筒11与机身固定连接，所述旋转内筒14可转动地设置在所述固定外筒11内，所述活塞杆15的下端设置有用于安装机轮的轮轴16，活塞杆15的上端可滑动地设置在旋转内筒14内，所述下防扭臂13的下端与所述活塞杆15铰接，所述下防扭臂13的上端与所述上防扭臂12的下端铰接，所述上防扭臂12的上端通过两个耳片121与所述旋转内筒14铰接，固定外筒11上还设置有转弯控制传动装置17，转弯控制传动装置17内部通过齿轮齿条组件带动活塞杆15和旋转内筒14转动实现转弯；空地状态传感装置20包括接近传感器21和靶标22，接近传感器21通过固定支架23设置在所述固定外筒11上，其感应端面垂直于所述活塞杆15的轴线z，用于输送状态信号的电缆线24靠近接近传感器的部分可固定在在固定外筒11上；靶标22设置在所述上防扭臂12的上端，上防扭臂通过两个耳片与所述旋转内筒铰接，所述靶标设置在所述耳片上
所述靶标22位于所述接近传感器21的下方，靶标22采用铁磁金属材料，兼顾结构的耐腐蚀性，可以选用不锈钢材料，靶标22随着活塞杆向上移动（缓冲支柱10收缩），靶标22和接近传感器21之间的距离逐渐增大。
设计靶标22的位置使其满足：（1）在缓冲支柱10伸缩全行程范围内，在缓冲支柱10全伸出状态时（空中状态），靶标与接近传感器感应面（感应端面）之间沿缓冲支柱轴线z（活塞杆轴线）方向的最小距离lz最小，该距离小于传感器的开关点距离lzc，且靶标22与接近传感器21之间的感应面积最大；（2）在地面状态对应的缓冲支柱最小压缩量时（飞机刚触地时），（起落架上下凸轮脱开后才能进行转弯，缓冲支柱最小压缩量是指缓冲支柱活塞杆上下凸轮完全脱开的最小上移距离），靶标22与接近传感器感应面之间沿缓冲支柱轴线z方向的距离lz恰好为lzc，靶标22的该位置为接近传感器的开关点，即状态信号切换点，在随后的缓冲支柱压缩量变化范围内（该范围对应着飞机地面状态下缓冲支柱实际会出现的最小压缩量和最大压缩量之间的变化范围），lz随着压缩量的增加而逐渐增大；（3）转弯角度为0°时（中立位置），靶标平面与接近传感器感应面之间正对的感应面积最大，随两个方向的转弯角度的增加，该感应面积逐渐减小。
于是，飞机处于地面状态时，如果不进行转弯操纵，缓冲支柱随飞机地面滑跑的伸缩运动过程中，靶标22与接近传感器感应面之间的感应距离lz始终大于设定的开关点距离lzc，对应地，接近传感器21持续输出地面状态信号；如果进行转弯操纵，对于转弯角为0°时的任一lz所对应的缓冲支柱压缩状态下，转过任一角度后，lz不变，靶标与接近传感器感应面之间正对的感应面积减小，同样地，接近传感器21将持续输出地面状态信号。这样，传感系统存在的缓冲支柱压缩和地面转弯耦合效应被分离，使传感系统的状态信号仅由缓冲支柱10的压缩量决定，因而可准确检测飞机的空地状态。
对提出的空地状态检测装置进一步的改进方式为：如图3所示，将靶标感应面（面向接近传感器的面）设计成圆弧面状。由于接近传感器21与靶标22的设计安装距离决定于lzc，靶标22随上防扭臂12旋转的角度决定于缓冲支柱10的压缩量△s，因此可以通过考察lzc和△s对接近传感器开关切换的关系，对靶标感应面形状进行评估。平面和圆弧面靶标结构对应的接近传感器开关点轨迹曲线如图4所示，图中曲线的上侧区域表示接近传感器关闭状态，曲线下侧区域表示接近传感器处于打开状态，曲线由一系列试验得到的接近传感器的开关点拟合而来。由对比曲线可以看出，相比感应面为平面的靶标结构，采用圆弧面状靶标对应的接近传感器由关闭状态切换到开状态反应较迟钝。这样，靶标采用圆弧面状的结构形状后，一方面，对于特定的飞机地面状态所要求的缓冲支柱最小压缩量，接近传感器与靶标之间允许有更小的安装距离，这为缓冲支柱上传感器装置附近其他功能接口结构节省了布局设计空间；另一方面，地面状态下缓冲支柱最小压缩量的容差更大，在给定的设计容差范围内，飞机地面状态进行地面操纵的过程中，更能保证靶标与接近传感器感应面之间的感应距离始终大于设定的最小距离，从而进一步降低了所提出的空地状态传感装置在飞机地面状态时错误地输出空中状态信号的概率，提高了传感系统的可靠性。
提出的空地状态检测装置进一步的改进为：如图5所示，在起落架缓冲支柱的两侧对称的安装两个空地状态传感装置20，两个空地状态传感装置20所包含的接近传感器和靶标对应相同，对应的安装距离也完全相同。这样，两个空地状态传感装置20中接近传感器21和靶标22之间感应距离的变化随缓冲支柱伸缩量的变化完全相同，且均不会受到地面转弯操纵的影响，因而，两个接近传感装置中任意一个输出的状态信号均有效。当其中一个传感装置发生故障时，系统将根据另一个正常工作的传感装置给出的状态信号执行相应的处理，确保飞机的安全飞行和着陆。因此，提出的空地传感装置构成双余度系统，可靠性进一步得到提高。
综上，本发明工作原理为：通过合理地设计接近传感器探测面与靶标被探测面之间的安装角度和距离，使缓冲支柱压缩和地面转弯对传感装置的耦合效应被分离，传感装置的状态信号仅依赖于缓冲支柱的压缩量。于是，飞机处于空中状态时，起落架缓冲支柱压缩量较小，在预定的范围内，传感装置始终输出空中状态信号；飞机处于地面状态时，起落架缓冲支柱压缩量较大，在预定的范围外，传感装置始终输出地面状态信号。
确定接近传感器和靶标的相对安装位置，以及靶标圆弧面的尺寸的大小时，应根据所选接近传感器与匹配靶标的开关点曲线，使接近传感器的开关切换点对应具体飞机地面状态所对应的最小压缩量，这里提到的开关点曲线，其样式可参考图4。该曲线可由传感器厂商提供，也可通过设计实验测出。
为了确保所提出的空地状态传感装置安装后能满足设计预定的要求，可以设计对应的试验对接近传感装置进行检验。例如：将前缓冲支柱安装的可控制其伸缩和转弯的试验台上，并将接近传感器连接到检测盒上。然后进行如下的检测：（1）在缓冲支柱全伸出状态下，检查靶标的位置以及接近传感器的输出信号是否符合要求；（2）将缓冲支柱缓慢压缩至地面状态预定的最小压缩量，检测接近传感器输出的状态信号是否切换，如不能切换则不合格；（3）保持缓冲支柱在地面状态预定的最小压缩量，使缓冲支柱逆时针和顺时针转过飞机最大转弯角，检测接近传感器输出的状态信号是否切换，如有信号切换，则不合格。可合理地重复进行以上步骤，保证试验结果的准确性。
上面结合附图对本发明的实施例进行了描述，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。本发明并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是局限性的，本领域的普通技术人员在本发明的启示下，在不脱离本发明宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，这些均属于本发明的保护范围之内。