摘?要: 隨著航空結(jié)構(gòu)強度驗證試驗對高壓油源需求的逐漸增多，受限于現(xiàn)有液壓設(shè)備性能，高壓油源試驗實施難度較大。針對起落架類試驗對28MPa高壓油源的加載需求，提出了一種基于增壓缸的高壓加載控制方法，設(shè)計了基于增壓缸與壓差傳感器的高壓加載設(shè)備。該方案以增壓缸為核心增壓元件，以壓差傳感器作為主反饋元件，利用MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)構(gòu)成閉環(huán)控制回路，實現(xiàn)-28MPa～+28MPa范圍內(nèi)可變壓力的精確控制。圍繞加載協(xié)調(diào)性超差保護、壓力監(jiān)視保護、計算通道保護和硬件保護四個維度，建立了系統(tǒng)化的試驗安全防護體系。在某飛機起落架收放疲勞試驗中完成了工程驗證，試驗結(jié)果表明，該系統(tǒng)靜態(tài)加載誤差小于1%Pmax，動態(tài)跟隨性良好，各項保護機制響應(yīng)可靠。該高壓加載控制方法穩(wěn)定性高、壓力控制精準(zhǔn)、加載響應(yīng)迅速，可在航空結(jié)構(gòu)強度試驗中推廣應(yīng)用。

關(guān)鍵詞: 起落架作動器；高壓加載；增壓缸；壓差傳感器；疲勞試驗；協(xié)調(diào)加載控制

引言

航空器在軍用和民用領(lǐng)域的應(yīng)用日益廣泛，隨著航空技術(shù)的不斷進步，對航空器的性能要求持續(xù)提升，航空器研發(fā)中的試驗驗證任務(wù)也隨之增加。作為我國唯一的飛機強度研究、驗證與鑒定中心，中國航空工業(yè)集團強度研究所承擔(dān)著從材料、元件、部件到整機結(jié)構(gòu)的地面強度驗證試驗，具有代表國家對新研及改型飛機強度進行驗證并給出鑒定結(jié)論的職能。全尺寸飛機結(jié)構(gòu)強度試驗通過對真實飛機結(jié)構(gòu)施加外載，模擬其在使用中可能遇到的受載情況，借此核驗設(shè)計指標(biāo)是否達(dá)到要求，檢驗飛機的安全可靠性。在飛機結(jié)構(gòu)強度驗證試驗中，地面收放疲勞試驗要求能夠準(zhǔn)確模擬飛機起落架的實際收放過程，包括提供完整的液壓系統(tǒng)和控制系統(tǒng)以完成起落架的正常收放及控制，同時還需精確模擬收放過程中的氣動載荷、質(zhì)量力、慣性力、上鎖阻力等多重載荷。

液壓油源作為飛機結(jié)構(gòu)強度試驗的動力核心，其工作壓力直接影響著試驗?zāi)芰?。目前航空結(jié)構(gòu)強度試驗常用的油源壓力包括16MPa、21MPa和28MPa等等級。液壓系統(tǒng)的重量輕量化、體積小型化、系統(tǒng)高壓化、功率大型化以及變壓力控制等，是機載液壓系統(tǒng)的主要發(fā)展趨勢。自機載液壓系統(tǒng)出現(xiàn)20.7MPa（3000psi）、27.6MPa（4000psi）壓力等級以來，航空液壓系統(tǒng)的高壓化進程持續(xù)推進。引進第三代飛機之后，我國首次研制出了28MPa高壓液壓柱塞泵，為航空液壓系統(tǒng)高壓化奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。然而在航空結(jié)構(gòu)強度試驗領(lǐng)域，液壓設(shè)備長期以21MPa油源為主力配置。隨著需要高壓油源的試驗不斷增多，部分試驗對28MPa高壓油源的需求日趨緊迫。由于試驗室現(xiàn)有的通用油源壓力為21MPa，直接依賴購買特制的高壓油泵不僅成本高昂，還面臨供貨周期長、配置靈活性不足等問題，現(xiàn)有設(shè)備逐漸難以滿足試驗需求。如何在現(xiàn)有資源條件下實現(xiàn)高壓油源加載，成為結(jié)構(gòu)強度試驗技術(shù)領(lǐng)域亟待解決的問題。

本文針對航空結(jié)構(gòu)強度驗證及鑒定試驗中起落架作動器高壓加載需求，提出了一種基于增壓缸的高壓加載控制方法，并研制了相應(yīng)的加載設(shè)備。該方法充分利用增壓缸高低壓腔面積差原理，以21MPa常規(guī)油源為基礎(chǔ)輸出0～28MPa甚至更高的可變壓力。結(jié)合壓差傳感器與MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)構(gòu)成閉環(huán)控制回路，實現(xiàn)了對起落架作動器的精準(zhǔn)壓力控制。本文圍繞高壓加載控制原理、液壓增壓缸、壓差傳感器及試驗加載原理等方面對技術(shù)方案進行詳細(xì)闡述，在此基礎(chǔ)上建立了系統(tǒng)化的安全保護體系，并結(jié)合工程應(yīng)用實例驗證了該方法的有效性與可靠性，以期為后續(xù)航空結(jié)構(gòu)高壓加載試驗提供技術(shù)參考。

二、起落架收放試驗加載需求分析

2.1?起落架疲勞試驗的技術(shù)特點

起落架是飛機結(jié)構(gòu)中最關(guān)鍵的功能部件之一，承擔(dān)著飛機起飛、著陸和地面滑行過程中的全部載荷，其結(jié)構(gòu)完整性和可靠性直接關(guān)系到飛行安全。起落架收放疲勞試驗旨在驗證起落架收放機構(gòu)、鎖機構(gòu)及液壓作動系統(tǒng)在模擬服役條件下的疲勞壽命與可靠性。此類試驗的特點在于：其一，收放過程涉及復(fù)雜的載荷耦合關(guān)系，包括氣動載荷、慣性力、質(zhì)量力和鎖機構(gòu)阻力等多種載荷的同時作用；其二，起落架作動器在工作過程中需承受正反雙向載荷的交替作用，對液壓系統(tǒng)的響應(yīng)特性和輸出精度提出了嚴(yán)格要求；其三，疲勞試驗周期較長，通常要求系統(tǒng)在數(shù)千甚至上萬起落的持續(xù)工作過程中保持穩(wěn)定的加載性能。

現(xiàn)代航空結(jié)構(gòu)強度驗證試驗中，起落架收放疲勞試驗通常采用全尺寸試驗件，利用液壓作動器對目標(biāo)部位進行雙向載荷施加。以某飛機部件疲勞試驗為例，需要采用起落架作動器對試驗件的目標(biāo)部位進行雙向載荷施加，該作動器的工作壓力為28MPa，在此驅(qū)動壓力下可實現(xiàn)雙向特定載荷的施加。

2.2?高壓油源的工程制約因素

液壓油源系統(tǒng)是一個高度集成的復(fù)雜系統(tǒng)，其核心構(gòu)造主要包括動力單元、液壓泵組、油箱組件、過濾系統(tǒng)、冷卻系統(tǒng)、控制閥組及監(jiān)測儀表等模塊。在航空結(jié)構(gòu)強度試驗中，常規(guī)模態(tài)試驗、靜力試驗和疲勞試驗多以21MPa油源作為主力配置，其技術(shù)成熟度高、設(shè)備存量豐富、維護保養(yǎng)體系完善，能夠滿足大部分常規(guī)加載需求。然而，隨著飛機設(shè)計指標(biāo)的提高，越來越多的試驗對28MPa乃至更高壓力等級的油源提出了需求。

以28MPa高壓油源為例，其驅(qū)動能力與21MPa油源相比可提升約33%，但系統(tǒng)實現(xiàn)難度顯著增加。移動式液壓油源車雖然可為液壓作動類產(chǎn)品的性能試驗、壽命試驗提供液壓動力，具有系統(tǒng)壓力高、系統(tǒng)流量大、響應(yīng)快、可自動控制壓力等優(yōu)點，但其單位購置成本高、購置周期長，且在實際應(yīng)用中存在數(shù)量不足、調(diào)度受限等問題。常規(guī)的液壓增壓泵雖然能夠提供一定程度的升壓能力，但在輸出壓力的可控性、響應(yīng)速度和長期運行穩(wěn)定性方面難以滿足高精度疲勞試驗的要求。如何在不新增大型高壓油源設(shè)備的前提下，利用現(xiàn)有21MPa油源實現(xiàn)28MPa高壓加載，成為亟待突破的技術(shù)瓶頸。

2.3?試驗加載的技術(shù)指標(biāo)要求

根據(jù)航空結(jié)構(gòu)強度驗證試驗的通用規(guī)范與某飛機部件疲勞試驗的具體要求，起落架作動器高壓加載系統(tǒng)需滿足如下關(guān)鍵技術(shù)指標(biāo)。

第一，壓力輸出范圍應(yīng)覆蓋雙向28MPa需求。起落架作動器在工作過程中既需伸出腔加壓完成收起動作，也需縮回腔加壓完成放下動作，因此加載系統(tǒng)必須能夠輸出-28MPa至+28MPa范圍內(nèi)的可變壓力，且壓力方向切換平穩(wěn)可靠。

第二，加載精度需滿足疲勞試驗的高頻次、長周期工作需求。靜力加載條件下，靜態(tài)誤差應(yīng)控制在1%以內(nèi)，以確保試驗載荷與實際指令良好吻合；在動態(tài)加載過程中需設(shè)置動靜踏步誤差限，一般按照不大于2%設(shè)計載荷進行配置。

第三，系統(tǒng)響應(yīng)速度需滿足疲勞載荷譜的快速變化要求。收放試驗載荷譜通常包含多個載荷循環(huán)，作動筒在收起和放下兩個方向之間的壓力切換需在限定時間內(nèi)完成，這對控制系統(tǒng)的響應(yīng)速度和增壓缸的動態(tài)特性提出了較高要求。

第四，系統(tǒng)必須具備完備的安全保護功能。試驗件價值高昂，一旦發(fā)生超載或失控，后果嚴(yán)重。因此，加載系統(tǒng)需在加載協(xié)調(diào)性監(jiān)視、壓力監(jiān)視、信號監(jiān)視和硬件保護等方面建立冗余防護機制。

以上技術(shù)指標(biāo)共同構(gòu)成了高壓加載控制系統(tǒng)的設(shè)計要求，為后續(xù)控制方案的制定提供了明確的技術(shù)依據(jù)。

三、起落架收放試驗高壓加載控制方案

3.1?高壓加載控制原理

高壓加載控制系統(tǒng)的核心在于以增壓缸作為壓力轉(zhuǎn)換元件，以壓差傳感器作為主反饋元件，利用MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)構(gòu)成閉環(huán)控制回路。MTS控制系統(tǒng)的多通道協(xié)調(diào)加載功能能夠有效應(yīng)對多作動器耦合加載場景，其閉環(huán)控制算法通過PID運算實現(xiàn)對作動器壓力的精確調(diào)節(jié)。

系統(tǒng)工作過程如下：控制系統(tǒng)將壓差傳感器反饋的壓力差數(shù)值與主控計算機讀入的試驗載荷譜指令進行比較，通過PID運算后由控制系統(tǒng)輸出伺服控制信號至液壓伺服系統(tǒng)，液壓閥根據(jù)閥開信號控制增壓缸低壓側(cè)的進出油量，實現(xiàn)增壓缸高壓側(cè)兩腔壓力差的增加或減小。增壓缸輸出的可變壓力直接驅(qū)動起落架作動器，完成對試驗件的載荷施加。整個系統(tǒng)形成了一條完整的閉環(huán)控制鏈路：指令輸入→控制器（含PID運算）→伺服閥→增壓缸→壓差傳感器→控制器反饋。這一閉環(huán)結(jié)構(gòu)使得系統(tǒng)的輸出壓力能夠?qū)崟r跟蹤載荷譜指令，具備優(yōu)良的動態(tài)響應(yīng)性能和穩(wěn)態(tài)精度。

在疲勞試驗應(yīng)用中，液壓增壓缸響應(yīng)速度快、加載過程平穩(wěn)、加載速度可控性好的特點得到了充分發(fā)揮。該裝置原理簡單、易于調(diào)整和維護保養(yǎng)，能夠基于現(xiàn)有的21MPa油源基礎(chǔ)獲得更高的輸出壓力，運行噪聲相較于小型油泵也更為優(yōu)越，是高壓試驗加載的優(yōu)選技術(shù)路線。

3.2?液壓增壓缸的結(jié)構(gòu)與工作原理

液壓增壓缸是利用帕斯卡原理實現(xiàn)壓力放大的關(guān)鍵執(zhí)行元件。氣液增壓缸的基本原理是將一油壓缸與增壓器作一體式結(jié)合，利用增壓器不同受壓截面面積之比進行壓力轉(zhuǎn)換。在航空領(lǐng)域，增壓缸常用于起落架系統(tǒng)，通過增加液壓油的壓力以提高起落架的承載能力和穩(wěn)定性。

本文介紹的增壓缸采用了四腔結(jié)構(gòu)設(shè)計，包含兩個低壓腔（A腔、B腔）和兩個高壓腔（C腔、D腔）。初始狀態(tài)下活塞處于平衡位置時，四個腔均充滿抗磨液壓油。增壓缸的工作原理基于高低壓腔受壓截面積的差異。低壓側(cè)A腔的活塞具有較大的受壓面積，當(dāng)液壓油由左側(cè)輸入口進入A腔時，推動活塞柱向右移動，此時C腔的壓力減小、D腔的壓力增大，C腔與D腔之間的壓力之差即為增壓缸的輸出壓力值。由于高壓側(cè)的腔體半徑小于低壓側(cè)，活塞面積相對較小，在相同的作用力下高壓側(cè)產(chǎn)生的壓力遠(yuǎn)高于低壓側(cè)。

增壓比的大小由高低壓腔的面積比決定。理論上，增壓缸的壓力放大倍數(shù)等于低壓側(cè)活塞面積與高壓側(cè)活塞面積之比。在本文介紹的系統(tǒng)中，通過合理設(shè)計面積比，使得以21MPa的油源輸入即可在高壓側(cè)獲得高達(dá)28MPa以上的輸出壓力，并且在反向加載時同樣能夠?qū)崿F(xiàn)負(fù)向高壓輸出。增壓缸的這種雙向增壓能力對于起落架作動器的高壓加載至關(guān)重要，因為在起落架收放試驗中，作動器需要同時具備正向高壓驅(qū)動和反向高壓驅(qū)動兩種工作模式。

增壓缸在實際應(yīng)用中需要注意的關(guān)鍵問題是管路排氣。增壓缸及其連接管路內(nèi)的殘留空氣會顯著影響系統(tǒng)的工作特性，尤其在過零階段會造成加載速度下降。因此，在每次試驗準(zhǔn)備階段都需要對整個液壓系統(tǒng)進行徹底的排氣處理，確保增壓缸內(nèi)部和管路中不殘留氣泡，這是保證高壓加載系統(tǒng)正常運行的重要前提條件。

3.3?壓差傳感器的作用與精度控制

在高壓加載閉環(huán)控制系統(tǒng)中，壓差傳感器承擔(dān)著直接測量增壓缸高壓兩側(cè)壓力差的任務(wù)，是控制系統(tǒng)獲取關(guān)鍵狀態(tài)信息的核心元件。

壓差傳感器的工作原理基于內(nèi)置壓敏元件的膜片結(jié)構(gòu)。該膜片位于高壓腔和低壓腔之間，當(dāng)膜片兩側(cè)的壓力差發(fā)生變化時，膜片發(fā)生微小形變，導(dǎo)致壓敏元件變形并產(chǎn)生微弱電信號。將微弱的形變信號進行調(diào)制和轉(zhuǎn)換，通過計算即可得到精確的壓差值。工業(yè)上采用的壓差傳感器包含多種類型，如基于惠斯通電橋的壓阻式傳感器、電感式傳感器、電容式傳感器、光纖式傳感器以及磁性液體型傳感器等。不同類型的傳感器在精度、量程、響應(yīng)速度和環(huán)境適應(yīng)性方面各有特點，在高壓加載系統(tǒng)中量程、精度和環(huán)境適應(yīng)性的綜合匹配是選型的首要考量。

在航空結(jié)構(gòu)強度試驗中，壓差傳感器的使用精度直接關(guān)系到載荷施加的準(zhǔn)確性。因此，正式使用之前必須對傳感器進行全面的雙向標(biāo)定——既包括正向壓差范圍的標(biāo)定，也包括負(fù)向壓差范圍的標(biāo)定。標(biāo)定過程需依據(jù)國家計量標(biāo)準(zhǔn)進行，通常選用精度不低于被校表誤差限三分之一的標(biāo)準(zhǔn)壓力計作為校準(zhǔn)基準(zhǔn)。本文試驗中使用的壓差傳感器量程為±35MPa，其正向和負(fù)向輸出特性均經(jīng)過二級計量站標(biāo)定確認(rèn)，以保證反饋信號的真實性和可靠性。對于對量程上限和零點進行準(zhǔn)確標(biāo)定的傳感器，壓力加載系統(tǒng)才有可靠的控制依據(jù)。

壓差傳感器的穩(wěn)定性是決定控制系統(tǒng)長期運行精度的關(guān)鍵因素。性能不佳或長期未標(biāo)定的壓差傳感器會導(dǎo)致加載誤差增大，嚴(yán)重時甚至使閉環(huán)控制失效。因此，在試驗前進行充分的標(biāo)定和驗證，在試驗期間定期檢查傳感器的穩(wěn)定性，是高壓加載系統(tǒng)可靠運行的保障。

3.4?起落架收放試驗高壓加載原理

在高壓加載控制系統(tǒng)中，起落架作動器的驅(qū)動與控制是通過增壓缸與作動器之間的液壓油路連接實現(xiàn)的。增壓缸的C腔和D腔分別引出油壓出口，通過三通接頭進行分流：一路接至壓差傳感器的兩極用于壓力差反饋測量；一路接至正負(fù)向觸點壓力表和充壓監(jiān)視點用于保護和監(jiān)測；最后一路通向起落架作動器的前腔與后腔，直接驅(qū)動作動器完成正反方向加載。

控制過程的信號流向如下：上位機根據(jù)載荷譜指令下達(dá)目標(biāo)壓力值，控制系統(tǒng)將其與壓差傳感器實測的C、D腔壓力差進行比較，得出偏差信號。偏差信號經(jīng)PID調(diào)節(jié)后輸出至伺服閥控制放大器，驅(qū)動伺服閥閥芯位移，從而控制A腔的進油量與回油量。A腔進油量的變化直接改變了增壓缸活塞的位置，進而引起C腔與D腔壓力差的調(diào)整，最終使輸出壓力跟隨指令變化。這一閉環(huán)調(diào)節(jié)過程在全量程范圍內(nèi)以毫秒級周期持續(xù)進行，使得系統(tǒng)在靜態(tài)和動態(tài)工況下均能維持較高的跟蹤精度。

在典型試驗配置中，本文方法設(shè)置一個主動加載點和兩個充壓監(jiān)視點。主動加載點根據(jù)疲勞載荷譜實時輸出目標(biāo)壓力值，兩個充壓監(jiān)視點分別監(jiān)測C腔和D腔的絕對壓力以輔助判斷系統(tǒng)狀態(tài)。這種主－從式的信息采集結(jié)構(gòu)能夠在保證控制精度的前提下增強系統(tǒng)的冗余性和可靠性，即使壓差傳感器出現(xiàn)異常，充壓監(jiān)視數(shù)據(jù)也能提供重要的故障診斷依據(jù)。

四、高壓試驗保護方案

高壓加載試驗中試驗件價值高昂，加載過程的意外失控可能造成不可挽回的損失。因此，建立完善的安全保護體系是高壓加載系統(tǒng)設(shè)計的重中之重。本文圍繞四個層面設(shè)計了系統(tǒng)化的保護方案：加載協(xié)調(diào)性與超差保護、壓力監(jiān)視保護、計算通道保護和硬件保護，形成從軟件到硬件、從局部到全局的多層級冗余防護體系。

4.1?加載協(xié)調(diào)性與超差保護

加載協(xié)調(diào)性與超差保護是控制系統(tǒng)直接針對主反饋信號設(shè)置的第一道防線，其核心目標(biāo)是確保實際加載值與指令值的偏差始終處于允許范圍內(nèi)，防止試驗件因超載或欠載而受到損傷。

靜踏步誤差限是靜態(tài)工況下對加載精度的基本要求。根據(jù)試驗大綱規(guī)定，靜踏步誤差應(yīng)控制在1%設(shè)計載荷以內(nèi)。在靜態(tài)保載或慢速加載階段，系統(tǒng)通過持續(xù)的閉環(huán)調(diào)節(jié)將跟蹤誤差維持在這一范圍內(nèi)。

動踏步誤差限則面向動態(tài)加載過程。由于疲勞試驗中指令載荷變化頻繁、速率較快，動態(tài)跟蹤誤差的允許范圍適當(dāng)放寬。本文試驗配置的動踏步誤差設(shè)為2%設(shè)計載荷。當(dāng)誤差超過此限值時，控制系統(tǒng)發(fā)出警告并減慢加載速率，促使系統(tǒng)回到正常誤差范圍內(nèi)。

為應(yīng)對可能的突發(fā)性超差情況，控制系統(tǒng)設(shè)置了內(nèi)環(huán)誤差檢測限和外環(huán)誤差檢測限。內(nèi)環(huán)誤差檢測限（EDI）用于捕捉短期超差，設(shè)定值為5%滿量程，當(dāng)超差持續(xù)時間超過2秒后觸發(fā)試驗保護，系統(tǒng)自動停止加載。外環(huán)誤差檢測限（EDII）對應(yīng)于更嚴(yán)重的安全風(fēng)險，設(shè)定值為20%滿量程，超差持續(xù)時間超過0.5秒即觸發(fā)保護。兩檔時限和幅值的組合既能避免系統(tǒng)因瞬時噪聲或負(fù)載沖擊而頻繁誤保護，又能在真正的故障發(fā)生時迅速切除加載動力。

調(diào)節(jié)器外限是另一層關(guān)鍵保護機制。根據(jù)試驗大綱要求，調(diào)節(jié)器外限按“最大載荷+2MPa”的準(zhǔn)則設(shè)定。當(dāng)控制系統(tǒng)輸出的命令信號超出此限值時，試驗立即保護、停止加載。調(diào)節(jié)器外限的設(shè)定值需結(jié)合實際試驗件的極限承載能力和增壓缸最大輸出能力綜合確定，既要確保試驗件安全，也要避免保護閾值設(shè)置過于保守導(dǎo)致正常加載中斷。

4.2?壓力監(jiān)視保護

壓力監(jiān)視保護是獨立于主反饋通道之外的第二層防護，其作用是實時監(jiān)測增壓缸C腔和D腔各自的絕對壓力，防止因壓差傳感器失效或控制系統(tǒng)異常導(dǎo)致某一側(cè)壓力單獨超出極限。

在液壓增壓缸的正常工作狀態(tài)下，C腔和D腔的壓力相互關(guān)聯(lián)、此消彼長，二者之差即為輸出壓差。但當(dāng)系統(tǒng)出現(xiàn)故障時，可能出現(xiàn)C腔和D腔同時增壓或某一腔壓力過高的情況，僅憑壓差信息無法發(fā)現(xiàn)這類異常。為此，在增壓缸的C腔和D腔分別設(shè)置壓力監(jiān)視點。C腔的壓力理論值在壓差傳感器反饋為正時等于正向反饋數(shù)值，在反饋為負(fù)時理論值為0；D腔則在反饋為正時理論值為0，在反饋為負(fù)時理論值等于負(fù)向反饋的絕對值。通過對比壓力監(jiān)視數(shù)據(jù)與壓差傳感器數(shù)據(jù)的變化趨勢，可以對系統(tǒng)的運行狀態(tài)進行交叉驗證。

壓力監(jiān)視保護限的設(shè)定值一般略大于調(diào)節(jié)器保護限值，以允許系統(tǒng)在正常工況下有一定的壓力波動空間。當(dāng)壓力監(jiān)視傳感器反饋值超出設(shè)定的保護限時，加載系統(tǒng)立即自動停止試驗，同時執(zhí)行卸載和卸油壓操作，并觸發(fā)數(shù)據(jù)測量系統(tǒng)采集卸載瞬間的各項關(guān)鍵數(shù)據(jù)，用于事后故障分析。

4.3?計算通道保護

計算通道保護的設(shè)計目的是實時監(jiān)視壓差傳感器反饋信號與兩路壓力監(jiān)視反饋信號之間的一致性，從而及時發(fā)現(xiàn)壓差傳感器的故障或異常。

在控制系統(tǒng)中，計算通道是一個虛擬的邏輯通道，其數(shù)值基于壓差傳感器反饋值、C腔壓力值和D腔壓力值通過特定的數(shù)學(xué)關(guān)系計算得出。在系統(tǒng)正常運行時，這些傳感器之間應(yīng)滿足一定的物理約束關(guān)系，計算通道的輸出應(yīng)穩(wěn)定在一個合理的范圍內(nèi)。當(dāng)壓差傳感器漂移、零位偏移或信號受干擾時，約束關(guān)系將被破壞，導(dǎo)致計算通道數(shù)值超限。

計算通道保護限值的設(shè)定需參考壓差傳感器的精度指標(biāo)。依據(jù)傳感器標(biāo)定數(shù)據(jù)和工程經(jīng)驗，給出上下限閾值。當(dāng)計算通道數(shù)值超限并持續(xù)一定時間后，系統(tǒng)判定壓差傳感器或壓力監(jiān)視傳感器可能存在異常，立即觸發(fā)保護措施，停止試驗加載。這一保護機制有效降低了因傳感器故障引發(fā)加載失控的安全風(fēng)險。

4.4?硬件保護

硬件保護是防護體系中最底層的防線，獨立于軟件控制和數(shù)字信號通道，采用物理觸點或應(yīng)急開關(guān)直接切斷控制系統(tǒng)的運行。其目的是在軟件控制系統(tǒng)完全失效或出現(xiàn)重大故障時，依然能夠通過硬件手段終止試驗加載，保護試驗件和設(shè)備的安全。

增壓缸壓力觸點保護是硬件保護的重要組成部分。多個觸點壓力表通過一個觸點盒與控制系統(tǒng)應(yīng)急保護接口相連。觸點壓力表分別接至增壓缸的C腔和D腔，當(dāng)某一腔的壓力達(dá)到預(yù)設(shè)的觸點值時，壓力表內(nèi)部的電氣觸點發(fā)生狀態(tài)翻轉(zhuǎn)，觸點盒接收到這一變化后向控制系統(tǒng)的應(yīng)急保護接口輸出應(yīng)急信號?？刂葡到y(tǒng)接收到應(yīng)急信號后，立即執(zhí)行試驗停止、卸油壓和系統(tǒng)卸載等應(yīng)急保護動作。每次調(diào)試及試驗之前，操作人員均需測試觸點壓力表是否正常工作，確認(rèn)無誤后將觸點壓力值設(shè)定為試驗大綱要求的調(diào)節(jié)器外限值。

應(yīng)急按鈕是實現(xiàn)人工緊急停止的最后一道硬件保護措施。應(yīng)急按鈕直接連接控制系統(tǒng)的應(yīng)急保護接口，不經(jīng)過任何中間軟件環(huán)節(jié)。一旦操作人員發(fā)現(xiàn)試驗過程中出現(xiàn)異常聲響、管路泄漏或疑似故障現(xiàn)象，可立即按下應(yīng)急按鈕，控制系統(tǒng)響應(yīng)應(yīng)急信號執(zhí)行緊急停機。每次調(diào)試及試驗前，都必須對應(yīng)急按鈕的功能是否完好進行確認(rèn)。

通過加載協(xié)調(diào)性與超差保護（軟件層第一級）、壓力監(jiān)視保護（傳感器冗余層）、計算通道保護（邏輯一致性檢驗層）和硬件保護（硬觸點物理層）的四級配置，高壓加載系統(tǒng)的安全防護形成了從信號級到設(shè)備級、從主動控制到被動切斷的完整閉環(huán)。在實際工程應(yīng)用中，這套保護體系有效保障了高壓加載試驗的順利進行。

五、高壓加載在起落架收放試驗中的應(yīng)用

5.1?試驗設(shè)置與加載點配置

本文所提出的高壓加載控制方法在某飛機起落架收放疲勞試驗中進行了工程驗證。起落架收放試驗是航空結(jié)構(gòu)強度驗證試驗中技術(shù)要求較高的試驗類別之一，對加載壓力范圍、控制精度和系統(tǒng)可靠性均有嚴(yán)格要求。

本試驗的直接控制對象為起落架作動器，通過控制起落架作動器的輸入壓差來完成對試驗件的載荷施加。根據(jù)試驗要求，共設(shè)置了1個主動加載點和2個充壓監(jiān)視點。主動加載點依據(jù)疲勞載荷譜輸出的指令信號實時調(diào)節(jié)作動器壓力，2個充壓監(jiān)視點分別接至增壓缸C腔和D腔，獨立監(jiān)測兩側(cè)的絕對壓力。起落架收放疲勞試驗的雙向最大加載載荷為28MPa，整個試驗過程需要完成數(shù)千起落的全流程加載考核。

試驗載荷譜的設(shè)計充分考慮了起落架在實際收放過程中的載荷特征，包括起落架收上階段的氣動載荷模擬、鎖機構(gòu)解鎖過程中的瞬時載荷變化以及放下階段的質(zhì)量力作用等多種工況。加載指令在正負(fù)方向之間頻繁切換，對高壓加載系統(tǒng)的動態(tài)跟隨性和過零性能構(gòu)成了嚴(yán)峻考驗。

5.2?試驗硬件配置

為實施上述試驗，按照高壓加載控制方案完成了一套完整的加載系統(tǒng)硬件配置，具體包括如下設(shè)備和儀器。

配置液壓增壓缸1臺，作為高壓加載的核心執(zhí)行元件。該增壓缸的輸入端連接控制系統(tǒng)的伺服閥信號及21MPa標(biāo)準(zhǔn)液壓油源，輸出端連接壓差傳感器、壓力監(jiān)視傳感器及起落架作動器。增壓缸的選型重點考慮了增壓比、額定壓力和動態(tài)響應(yīng)頻率等技術(shù)參數(shù)，確保其輸出能力能夠覆蓋28MPa的量程范圍并滿足動態(tài)加載的速率要求。

配置量程為±35MPa的壓差傳感器1個，作為閉環(huán)控制的主反饋傳感器。該傳感器的輸入連接液壓增壓缸的C腔和D腔，輸出連接至MTS控制系統(tǒng)的信號采集通道。傳感器在安裝前完成了正向和負(fù)向兩個方向的全量程標(biāo)定，標(biāo)定精度滿足±0.5%FS的試驗要求。

配置量程大于60MPa的壓力傳感器2個，分別接至增壓缸C腔和D腔，用于實時監(jiān)測兩側(cè)絕對壓力。這兩路壓力監(jiān)視信號獨立于壓差反饋通道進入控制系統(tǒng)，為壓力監(jiān)視保護提供了重要信息來源。

配置觸點壓力表2個，作為硬件保護裝置。兩個觸點壓力表分別接至C腔和D腔，輸出端連接觸點保護盒。當(dāng)C腔或D腔壓力達(dá)到設(shè)定閾值時，觸點壓力表觸發(fā)應(yīng)急保護信號。觸點保護盒1個作為硬件保護信號的集成裝置，接收來自兩個觸點壓力表的信號后統(tǒng)一輸出至控制系統(tǒng)應(yīng)急保護接口。

上述硬件配置以21MPa常規(guī)油源為動力基礎(chǔ)，通過增壓缸實現(xiàn)壓力升級，不需采購獨立的高壓油泵設(shè)備，整體配置成本相對較低，改造工程量小，具有良好的經(jīng)濟性。

5.3?試驗調(diào)試及運行結(jié)果分析

在正式試驗開始之前，進行了一系列系統(tǒng)調(diào)試工作，包括管路與控制系統(tǒng)對接檢查、應(yīng)急按鈕功能測試、觸點保護功能測試、傳感器對表測試、主控點單點調(diào)試、控制系統(tǒng)保護限測試、控制系統(tǒng)數(shù)據(jù)回收測試和測量系統(tǒng)數(shù)據(jù)回收測試等。調(diào)試過程的核心任務(wù)是確認(rèn)控制系統(tǒng)命令與反饋信號的跟隨關(guān)系良好，各項保護限設(shè)置正確且觸發(fā)可靠，液壓管路連接無誤且無泄漏。

從單點調(diào)試結(jié)果可以看出，加載點設(shè)備安裝、油路連接及控制系統(tǒng)線路正常，加載點加載跟隨性良好。系統(tǒng)輸出的壓力值在不同指令點位上均能穩(wěn)定跟蹤目標(biāo)值，未出現(xiàn)明顯的超調(diào)或振蕩現(xiàn)象。

完成調(diào)試后進入正式試驗運行階段。本次起落架收放疲勞試驗累計完成了數(shù)千起落的加載考核。在整個加載過程中，對充壓點的加載誤差分布進行了系統(tǒng)的統(tǒng)計分析。試驗結(jié)果表明，起落架收放試驗正常運行時，充壓加載點的靜態(tài)誤差小于1%Pmax，滿足試驗大綱和任務(wù)書的精度要求。動態(tài)工況下的跟蹤誤差也在動踏步誤差限2%DL的控制范圍內(nèi)，系統(tǒng)在不同加載頻段均保持了良好的響應(yīng)特性。

需要特別說明的是，在精度統(tǒng)計中位于(0.6%～1%)Pmax誤差范圍內(nèi)的數(shù)據(jù)點占比較高，該比例在較大程度上是由過零端點引起的。過零端點是壓差方向切換過程中必然經(jīng)過的狀態(tài)點，在這一點附近壓差值很小、相對誤差偏大，但這一現(xiàn)象的技術(shù)本質(zhì)并非系統(tǒng)控制性能不足，而是在工程定義上屬于小量程區(qū)域的相對誤差放大效應(yīng)，不在試驗大綱的實際考核范圍內(nèi)。排除過零端點影響后的主動加載點數(shù)據(jù)表明，加載過程加載正常、協(xié)調(diào)平穩(wěn)，其精度完全滿足試驗大綱的要求。

試驗過程中，四級保護機制在不同工況下均發(fā)揮了應(yīng)有作用。加載協(xié)調(diào)性與超差保護在加載初期調(diào)試階段多次介入，有效防止了因參數(shù)設(shè)置不當(dāng)可能造成的試驗件超載風(fēng)險；壓力監(jiān)視保護對C、D腔絕對壓力的持續(xù)監(jiān)測為操作人員提供了直觀的系統(tǒng)狀態(tài)信息；計算通道保護在調(diào)試階段輔助發(fā)現(xiàn)了一次因信號線接觸不良導(dǎo)致的反饋異常；硬件保護在試驗中的應(yīng)急按鈕例行測試中驗證了其響應(yīng)可靠性。

試驗中總結(jié)出的一項重要經(jīng)驗是，液壓增壓缸在調(diào)試階段需要進行徹底排氣處理，否則缸體和管路內(nèi)殘留的空氣會嚴(yán)重壓縮液壓介質(zhì)的容積彈性模量，導(dǎo)致過零時加載速度明顯下降，嚴(yán)重影響試驗效率。此外，高壓加載控制方法對壓差傳感器的穩(wěn)定性要求較高，選用經(jīng)過嚴(yán)格標(biāo)定和長時間穩(wěn)定性驗證的傳感器是系統(tǒng)性能的重要保障。

綜合調(diào)試及運行結(jié)果可以得出：基于增壓缸的高壓加載控制方法能夠有效實現(xiàn)±28MPa可變油源的加載輸出，控制起落架作動器精確完成預(yù)定加載目標(biāo)。該方法的加載穩(wěn)定性高，壓力控制精準(zhǔn)，加載響應(yīng)迅速，能夠滿足航空結(jié)構(gòu)強度驗證試驗對高壓加載的控制要求。

結(jié)論

本文圍繞航空結(jié)構(gòu)強度驗證試驗中起落架作動器的高壓加載問題，提出并驗證了基于增壓缸的高壓加載控制方法，完成了以下研究工作和主要結(jié)論：

（1）針對現(xiàn)有液壓設(shè)備難以滿足28MPa高壓油源加載需求的工程瓶頸，提出了一種基于增壓缸的高壓加載控制方法。該方法利用增壓缸高低壓腔面積差原理，以常規(guī)21MPa油源為基礎(chǔ)，實現(xiàn)了-28MPa～+28MPa范圍內(nèi)可變油源的精確輸出，為特殊高壓試驗提供了一種可行的技術(shù)路徑。

（2）設(shè)計了基于增壓缸和壓差傳感器的高壓加載設(shè)備，以MTS協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)為核心構(gòu)成閉環(huán)控制回路。控制系統(tǒng)將壓差傳感器反饋值與載荷譜指令進行比較，經(jīng)PID運算后通過伺服閥控制增壓缸進出油量，實現(xiàn)高壓側(cè)輸出壓力的精準(zhǔn)調(diào)節(jié)，系統(tǒng)響應(yīng)速度快、跟蹤精度高。

（3）建立了涵蓋加載協(xié)調(diào)性與超差保護、壓力監(jiān)視保護、計算通道保護和硬件保護四個維度的系統(tǒng)化安全防護體系，形成了從軟件層到物理層的多重冗余防護機制，有效保障了高壓加載試驗的安全性。

（4）在某飛機起落架收放疲勞試驗中完成了工程驗證。試驗結(jié)果表明，靜態(tài)加載誤差小于1%Pmax，系統(tǒng)穩(wěn)定性高、壓力控制精準(zhǔn)、加載響應(yīng)迅速，滿足試驗大綱的各項技術(shù)要求。

（5）基于增壓缸的高壓加載控制方法依托現(xiàn)有油源進行壓力提升，配置成本相對較低、改造工程量小、運行噪聲低，與購置專用高壓油泵等其他方案相比具有良好的工程經(jīng)濟性，在航空結(jié)構(gòu)強度驗證及鑒定試驗中具有一定的推廣應(yīng)用價值。

圍繞增壓缸的長期穩(wěn)定性提升、壓差傳感器冗余配置方案優(yōu)化以及過零控制算法的進一步改進等問題，后續(xù)研究可在本方法的基礎(chǔ)上繼續(xù)深入。

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