基于压差伺服闭环与四级冗余防护的起落架作动器±28MPa高压加载系统可靠性设计

 

摘 要: 随着航空结构强度验证试验对高压油源需求的逐渐增多，受限于现有液压设备性能，高压油源试验实施难度较大。针对起落架类试验对28MPa高压油源的加载需求，提出了一种基于增压缸的高压加载控制方法，设计了基于增压缸与压差传感器的高压加载设备。该方案以增压缸为核心增压元件，以压差传感器作为主反馈元件，利用MTS协调加载控制系统构成闭环控制回路，实现-28MPa～+28MPa范围内可变压力的精确控制。围绕加载协调性超差保护、压力监视保护、计算通道保护和硬件保护四个维度，建立了系统化的试验安全防护体系。在某飞机起落架收放疲劳试验中完成了工程验证，试验结果表明，该系统静态加载误差小于1%Pmax，动态跟随性良好，各项保护机制响应可靠。该高压加载控制方法稳定性高、压力控制精准、加载响应迅速，可在航空结构强度试验中推广应用。

关键词: 起落架作动器；高压加载；增压缸；压差传感器；疲劳试验；协调加载控制

 

引言

航空器在军用和民用领域的应用日益广泛，随着航空技术的不断进步，对航空器的性能要求持续提升，航空器研发中的试验验证任务也随之增加。作为我国唯一的飞机强度研究、验证与鉴定中心，中国航空工业集团强度研究所承担着从材料、元件、部件到整机结构的地面强度验证试验，具有代表国家对新研及改型飞机强度进行验证并给出鉴定结论的职能。全尺寸飞机结构强度试验通过对真实飞机结构施加外载，模拟其在使用中可能遇到的受载情况，借此核验设计指标是否达到要求，检验飞机的安全可靠性。在飞机结构强度验证试验中，地面收放疲劳试验要求能够准确模拟飞机起落架的实际收放过程，包括提供完整的液压系统和控制系统以完成起落架的正常收放及控制，同时还需精确模拟收放过程中的气动载荷、质量力、惯性力、上锁阻力等多重载荷。

液压油源作为飞机结构强度试验的动力核心，其工作压力直接影响着试验能力。目前航空结构强度试验常用的油源压力包括16MPa、21MPa和28MPa等等级。液压系统的重量轻量化、体积小型化、系统高压化、功率大型化以及变压力控制等，是机载液压系统的主要发展趋势。自机载液压系统出现20.7MPa（3000psi）、27.6MPa（4000psi）压力等级以来，航空液压系统的高压化进程持续推进。引进第三代飞机之后，我国首次研制出了28MPa高压液压柱塞泵，为航空液压系统高压化奠定了技术基础。然而在航空结构强度试验领域，液压设备长期以21MPa油源为主力配置。随着需要高压油源的试验不断增多，部分试验对28MPa高压油源的需求日趋紧迫。由于试验室现有的通用油源压力为21MPa，直接依赖购买特制的高压油泵不仅成本高昂，还面临供货周期长、配置灵活性不足等问题，现有设备逐渐难以满足试验需求。如何在现有资源条件下实现高压油源加载，成为结构强度试验技术领域亟待解决的问题。

本文针对航空结构强度验证及鉴定试验中起落架作动器高压加载需求，提出了一种基于增压缸的高压加载控制方法，并研制了相应的加载设备。该方法充分利用增压缸高低压腔面积差原理，以21MPa常规油源为基础输出0～28MPa甚至更高的可变压力。结合压差传感器与MTS协调加载控制系统构成闭环控制回路，实现了对起落架作动器的精准压力控制。本文围绕高压加载控制原理、液压增压缸、压差传感器及试验加载原理等方面对技术方案进行详细阐述，在此基础上建立了系统化的安全保护体系，并结合工程应用实例验证了该方法的有效性与可靠性，以期为后续航空结构高压加载试验提供技术参考。

 

二、起落架收放试验加载需求分析

2.1 起落架疲劳试验的技术特点

起落架是飞机结构中最关键的功能部件之一，承担着飞机起飞、着陆和地面滑行过程中的全部载荷，其结构完整性和可靠性直接关系到飞行安全。起落架收放疲劳试验旨在验证起落架收放机构、锁机构及液压作动系统在模拟服役条件下的疲劳寿命与可靠性。此类试验的特点在于：其一，收放过程涉及复杂的载荷耦合关系，包括气动载荷、惯性力、质量力和锁机构阻力等多种载荷的同时作用；其二，起落架作动器在工作过程中需承受正反双向载荷的交替作用，对液压系统的响应特性和输出精度提出了严格要求；其三，疲劳试验周期较长，通常要求系统在数千甚至上万起落的持续工作过程中保持稳定的加载性能。

现代航空结构强度验证试验中，起落架收放疲劳试验通常采用全尺寸试验件，利用液压作动器对目标部位进行双向载荷施加。以某飞机部件疲劳试验为例，需要采用起落架作动器对试验件的目标部位进行双向载荷施加，该作动器的工作压力为28MPa，在此驱动压力下可实现双向特定载荷的施加。

2.2 高压油源的工程制约因素

液压油源系统是一个高度集成的复杂系统，其核心构造主要包括动力单元、液压泵组、油箱组件、过滤系统、冷却系统、控制阀组及监测仪表等模块。在航空结构强度试验中，常规模态试验、静力试验和疲劳试验多以21MPa油源作为主力配置，其技术成熟度高、设备存量丰富、维护保养体系完善，能够满足大部分常规加载需求。然而，随着飞机设计指标的提高，越来越多的试验对28MPa乃至更高压力等级的油源提出了需求。

以28MPa高压油源为例，其驱动能力与21MPa油源相比可提升约33%，但系统实现难度显著增加。移动式液压油源车虽然可为液压作动类产品的性能试验、寿命试验提供液压动力，具有系统压力高、系统流量大、响应快、可自动控制压力等优点，但其单位购置成本高、购置周期长，且在实际应用中存在数量不足、调度受限等问题。常规的液压增压泵虽然能够提供一定程度的升压能力，但在输出压力的可控性、响应速度和长期运行稳定性方面难以满足高精度疲劳试验的要求。如何在不新增大型高压油源设备的前提下，利用现有21MPa油源实现28MPa高压加载，成为亟待突破的技术瓶颈。

 

2.3 试验加载的技术指标要求

根据航空结构强度验证试验的通用规范与某飞机部件疲劳试验的具体要求，起落架作动器高压加载系统需满足如下关键技术指标。

第一，压力输出范围应覆盖双向28MPa需求。起落架作动器在工作过程中既需伸出腔加压完成收起动作，也需缩回腔加压完成放下动作，因此加载系统必须能够输出-28MPa至+28MPa范围内的可变压力，且压力方向切换平稳可靠。

第二，加载精度需满足疲劳试验的高频次、长周期工作需求。静力加载条件下，静态误差应控制在1%以内，以确保试验载荷与实际指令良好吻合；在动态加载过程中需设置动静踏步误差限，一般按照不大于2%设计载荷进行配置。

第三，系统响应速度需满足疲劳载荷谱的快速变化要求。收放试验载荷谱通常包含多个载荷循环，作动筒在收起和放下两个方向之间的压力切换需在限定时间内完成，这对控制系统的响应速度和增压缸的动态特性提出了较高要求。

第四，系统必须具备完备的安全保护功能。试验件价值高昂，一旦发生超载或失控，后果严重。因此，加载系统需在加载协调性监视、压力监视、信号监视和硬件保护等方面建立冗余防护机制。

以上技术指标共同构成了高压加载控制系统的设计要求，为后续控制方案的制定提供了明确的技术依据。

 

三、起落架收放试验高压加载控制方案

3.1 高压加载控制原理

高压加载控制系统的核心在于以增压缸作为压力转换元件，以压差传感器作为主反馈元件，利用MTS协调加载控制系统构成闭环控制回路。MTS控制系统的多通道协调加载功能能够有效应对多作动器耦合加载场景，其闭环控制算法通过PID运算实现对作动器压力的精确调节。

系统工作过程如下：控制系统将压差传感器反馈的压力差数值与主控计算机读入的试验载荷谱指令进行比较，通过PID运算后由控制系统输出伺服控制信号至液压伺服系统，液压阀根据阀开信号控制增压缸低压侧的进出油量，实现增压缸高压侧两腔压力差的增加或减小。增压缸输出的可变压力直接驱动起落架作动器，完成对试验件的载荷施加。整个系统形成了一条完整的闭环控制链路：指令输入→控制器（含PID运算）→伺服阀→增压缸→压差传感器→控制器反馈。这一闭环结构使得系统的输出压力能够实时跟踪载荷谱指令，具备优良的动态响应性能和稳态精度。

在疲劳试验应用中，液压增压缸响应速度快、加载过程平稳、加载速度可控性好的特点得到了充分发挥。该装置原理简单、易于调整和维护保养，能够基于现有的21MPa油源基础获得更高的输出压力，运行噪声相较于小型油泵也更为优越，是高压试验加载的优选技术路线。

3.2 液压增压缸的结构与工作原理

液压增压缸是利用帕斯卡原理实现压力放大的关键执行元件。气液增压缸的基本原理是将一油压缸与增压器作一体式结合，利用增压器不同受压截面面积之比进行压力转换。在航空领域，增压缸常用于起落架系统，通过增加液压油的压力以提高起落架的承载能力和稳定性。

本文介绍的增压缸采用了四腔结构设计，包含两个低压腔（A腔、B腔）和两个高压腔（C腔、D腔）。初始状态下活塞处于平衡位置时，四个腔均充满抗磨液压油。增压缸的工作原理基于高低压腔受压截面积的差异。低压侧A腔的活塞具有较大的受压面积，当液压油由左侧输入口进入A腔时，推动活塞柱向右移动，此时C腔的压力减小、D腔的压力增大，C腔与D腔之间的压力之差即为增压缸的输出压力值。由于高压侧的腔体半径小于低压侧，活塞面积相对较小，在相同的作用力下高压侧产生的压力远高于低压侧。

增压比的大小由高低压腔的面积比决定。理论上，增压缸的压力放大倍数等于低压侧活塞面积与高压侧活塞面积之比。在本文介绍的系统中，通过合理设计面积比，使得以21MPa的油源输入即可在高压侧获得高达28MPa以上的输出压力，并且在反向加载时同样能够实现负向高压输出。增压缸的这种双向增压能力对于起落架作动器的高压加载至关重要，因为在起落架收放试验中，作动器需要同时具备正向高压驱动和反向高压驱动两种工作模式。

增压缸在实际应用中需要注意的关键问题是管路排气。增压缸及其连接管路内的残留空气会显著影响系统的工作特性，尤其在过零阶段会造成加载速度下降。因此，在每次试验准备阶段都需要对整个液压系统进行彻底的排气处理，确保增压缸内部和管路中不残留气泡，这是保证高压加载系统正常运行的重要前提条件。

3.3 压差传感器的作用与精度控制

在高压加载闭环控制系统中，压差传感器承担着直接测量增压缸高压两侧压力差的任务，是控制系统获取关键状态信息的核心元件。

压差传感器的工作原理基于内置压敏元件的膜片结构。该膜片位于高压腔和低压腔之间，当膜片两侧的压力差发生变化时，膜片发生微小形变，导致压敏元件变形并产生微弱电信号。将微弱的形变信号进行调制和转换，通过计算即可得到精确的压差值。工业上采用的压差传感器包含多种类型，如基于惠斯通电桥的压阻式传感器、电感式传感器、电容式传感器、光纤式传感器以及磁性液体型传感器等。不同类型的传感器在精度、量程、响应速度和环境适应性方面各有特点，在高压加载系统中量程、精度和环境适应性的综合匹配是选型的首要考量。

在航空结构强度试验中，压差传感器的使用精度直接关系到载荷施加的准确性。因此，正式使用之前必须对传感器进行全面的双向标定——既包括正向压差范围的标定，也包括负向压差范围的标定。标定过程需依据国家计量标准进行，通常选用精度不低于被校表误差限三分之一的标准压力计作为校准基准。本文试验中使用的压差传感器量程为±35MPa，其正向和负向输出特性均经过二级计量站标定确认，以保证反馈信号的真实性和可靠性。对于对量程上限和零点进行准确标定的传感器，压力加载系统才有可靠的控制依据。

压差传感器的稳定性是决定控制系统长期运行精度的关键因素。性能不佳或长期未标定的压差传感器会导致加载误差增大，严重时甚至使闭环控制失效。因此，在试验前进行充分的标定和验证，在试验期间定期检查传感器的稳定性，是高压加载系统可靠运行的保障。

 

3.4 起落架收放试验高压加载原理

在高压加载控制系统中，起落架作动器的驱动与控制是通过增压缸与作动器之间的液压油路连接实现的。增压缸的C腔和D腔分别引出油压出口，通过三通接头进行分流：一路接至压差传感器的两极用于压力差反馈测量；一路接至正负向触点压力表和充压监视点用于保护和监测；最后一路通向起落架作动器的前腔与后腔，直接驱动作动器完成正反方向加载。

控制过程的信号流向如下：上位机根据载荷谱指令下达目标压力值，控制系统将其与压差传感器实测的C、D腔压力差进行比较，得出偏差信号。偏差信号经PID调节后输出至伺服阀控制放大器，驱动伺服阀阀芯位移，从而控制A腔的进油量与回油量。A腔进油量的变化直接改变了增压缸活塞的位置，进而引起C腔与D腔压力差的调整，最终使输出压力跟随指令变化。这一闭环调节过程在全量程范围内以毫秒级周期持续进行，使得系统在静态和动态工况下均能维持较高的跟踪精度。

在典型试验配置中，本文方法设置一个主动加载点和两个充压监视点。主动加载点根据疲劳载荷谱实时输出目标压力值，两个充压监视点分别监测C腔和D腔的绝对压力以辅助判断系统状态。这种主－从式的信息采集结构能够在保证控制精度的前提下增强系统的冗余性和可靠性，即使压差传感器出现异常，充压监视数据也能提供重要的故障诊断依据。

 

四、高压试验保护方案

高压加载试验中试验件价值高昂，加载过程的意外失控可能造成不可挽回的损失。因此，建立完善的安全保护体系是高压加载系统设计的重中之重。本文围绕四个层面设计了系统化的保护方案：加载协调性与超差保护、压力监视保护、计算通道保护和硬件保护，形成从软件到硬件、从局部到全局的多层级冗余防护体系。

4.1 加载协调性与超差保护

加载协调性与超差保护是控制系统直接针对主反馈信号设置的第一道防线，其核心目标是确保实际加载值与指令值的偏差始终处于允许范围内，防止试验件因超载或欠载而受到损伤。

静踏步误差限是静态工况下对加载精度的基本要求。根据试验大纲规定，静踏步误差应控制在1%设计载荷以内。在静态保载或慢速加载阶段，系统通过持续的闭环调节将跟踪误差维持在这一范围内。

动踏步误差限则面向动态加载过程。由于疲劳试验中指令载荷变化频繁、速率较快，动态跟踪误差的允许范围适当放宽。本文试验配置的动踏步误差设为2%设计载荷。当误差超过此限值时，控制系统发出警告并减慢加载速率，促使系统回到正常误差范围内。

为应对可能的突发性超差情况，控制系统设置了内环误差检测限和外环误差检测限。内环误差检测限（EDI）用于捕捉短期超差，设定值为5%满量程，当超差持续时间超过2秒后触发试验保护，系统自动停止加载。外环误差检测限（EDII）对应于更严重的安全风险，设定值为20%满量程，超差持续时间超过0.5秒即触发保护。两档时限和幅值的组合既能避免系统因瞬时噪声或负载冲击而频繁误保护，又能在真正的故障发生时迅速切除加载动力。

调节器外限是另一层关键保护机制。根据试验大纲要求，调节器外限按“最大载荷+2MPa”的准则设定。当控制系统输出的命令信号超出此限值时，试验立即保护、停止加载。调节器外限的设定值需结合实际试验件的极限承载能力和增压缸最大输出能力综合确定，既要确保试验件安全，也要避免保护阈值设置过于保守导致正常加载中断。

4.2 压力监视保护

压力监视保护是独立于主反馈通道之外的第二层防护，其作用是实时监测增压缸C腔和D腔各自的绝对压力，防止因压差传感器失效或控制系统异常导致某一侧压力单独超出极限。

在液压增压缸的正常工作状态下，C腔和D腔的压力相互关联、此消彼长，二者之差即为输出压差。但当系统出现故障时，可能出现C腔和D腔同时增压或某一腔压力过高的情况，仅凭压差信息无法发现这类异常。为此，在增压缸的C腔和D腔分别设置压力监视点。C腔的压力理论值在压差传感器反馈为正时等于正向反馈数值，在反馈为负时理论值为0；D腔则在反馈为正时理论值为0，在反馈为负时理论值等于负向反馈的绝对值。通过对比压力监视数据与压差传感器数据的变化趋势，可以对系统的运行状态进行交叉验证。

压力监视保护限的设定值一般略大于调节器保护限值，以允许系统在正常工况下有一定的压力波动空间。当压力监视传感器反馈值超出设定的保护限时，加载系统立即自动停止试验，同时执行卸载和卸油压操作，并触发数据测量系统采集卸载瞬间的各项关键数据，用于事后故障分析。

4.3 计算通道保护

计算通道保护的设计目的是实时监视压差传感器反馈信号与两路压力监视反馈信号之间的一致性，从而及时发现压差传感器的故障或异常。

在控制系统中，计算通道是一个虚拟的逻辑通道，其数值基于压差传感器反馈值、C腔压力值和D腔压力值通过特定的数学关系计算得出。在系统正常运行时，这些传感器之间应满足一定的物理约束关系，计算通道的输出应稳定在一个合理的范围内。当压差传感器漂移、零位偏移或信号受干扰时，约束关系将被破坏，导致计算通道数值超限。

计算通道保护限值的设定需参考压差传感器的精度指标。依据传感器标定数据和工程经验，给出上下限阈值。当计算通道数值超限并持续一定时间后，系统判定压差传感器或压力监视传感器可能存在异常，立即触发保护措施，停止试验加载。这一保护机制有效降低了因传感器故障引发加载失控的安全风险。

4.4 硬件保护

硬件保护是防护体系中最底层的防线，独立于软件控制和数字信号通道，采用物理触点或应急开关直接切断控制系统的运行。其目的是在软件控制系统完全失效或出现重大故障时，依然能够通过硬件手段终止试验加载，保护试验件和设备的安全。

增压缸压力触点保护是硬件保护的重要组成部分。多个触点压力表通过一个触点盒与控制系统应急保护接口相连。触点压力表分别接至增压缸的C腔和D腔，当某一腔的压力达到预设的触点值时，压力表内部的电气触点发生状态翻转，触点盒接收到这一变化后向控制系统的应急保护接口输出应急信号。控制系统接收到应急信号后，立即执行试验停止、卸油压和系统卸载等应急保护动作。每次调试及试验之前，操作人员均需测试触点压力表是否正常工作，确认无误后将触点压力值设定为试验大纲要求的调节器外限值。

应急按钮是实现人工紧急停止的最后一道硬件保护措施。应急按钮直接连接控制系统的应急保护接口，不经过任何中间软件环节。一旦操作人员发现试验过程中出现异常声响、管路泄漏或疑似故障现象，可立即按下应急按钮，控制系统响应应急信号执行紧急停机。每次调试及试验前，都必须对应急按钮的功能是否完好进行确认。

通过加载协调性与超差保护（软件层第一级）、压力监视保护（传感器冗余层）、计算通道保护（逻辑一致性检验层）和硬件保护（硬触点物理层）的四级配置，高压加载系统的安全防护形成了从信号级到设备级、从主动控制到被动切断的完整闭环。在实际工程应用中，这套保护体系有效保障了高压加载试验的顺利进行。

五、高压加载在起落架收放试验中的应用

5.1 试验设置与加载点配置

本文所提出的高压加载控制方法在某飞机起落架收放疲劳试验中进行了工程验证。起落架收放试验是航空结构强度验证试验中技术要求较高的试验类别之一，对加载压力范围、控制精度和系统可靠性均有严格要求。

本试验的直接控制对象为起落架作动器，通过控制起落架作动器的输入压差来完成对试验件的载荷施加。根据试验要求，共设置了1个主动加载点和2个充压监视点。主动加载点依据疲劳载荷谱输出的指令信号实时调节作动器压力，2个充压监视点分别接至增压缸C腔和D腔，独立监测两侧的绝对压力。起落架收放疲劳试验的双向最大加载载荷为28MPa，整个试验过程需要完成数千起落的全流程加载考核。

试验载荷谱的设计充分考虑了起落架在实际收放过程中的载荷特征，包括起落架收上阶段的气动载荷模拟、锁机构解锁过程中的瞬时载荷变化以及放下阶段的质量力作用等多种工况。加载指令在正负方向之间频繁切换，对高压加载系统的动态跟随性和过零性能构成了严峻考验。

5.2 试验硬件配置

为实施上述试验，按照高压加载控制方案完成了一套完整的加载系统硬件配置，具体包括如下设备和仪器。

配置液压增压缸1台，作为高压加载的核心执行元件。该增压缸的输入端连接控制系统的伺服阀信号及21MPa标准液压油源，输出端连接压差传感器、压力监视传感器及起落架作动器。增压缸的选型重点考虑了增压比、额定压力和动态响应频率等技术参数，确保其输出能力能够覆盖28MPa的量程范围并满足动态加载的速率要求。

配置量程为±35MPa的压差传感器1个，作为闭环控制的主反馈传感器。该传感器的输入连接液压增压缸的C腔和D腔，输出连接至MTS控制系统的信号采集通道。传感器在安装前完成了正向和负向两个方向的全量程标定，标定精度满足±0.5%FS的试验要求。

配置量程大于60MPa的压力传感器2个，分别接至增压缸C腔和D腔，用于实时监测两侧绝对压力。这两路压力监视信号独立于压差反馈通道进入控制系统，为压力监视保护提供了重要信息来源。

配置触点压力表2个，作为硬件保护装置。两个触点压力表分别接至C腔和D腔，输出端连接触点保护盒。当C腔或D腔压力达到设定阈值时，触点压力表触发应急保护信号。触点保护盒1个作为硬件保护信号的集成装置，接收来自两个触点压力表的信号后统一输出至控制系统应急保护接口。

上述硬件配置以21MPa常规油源为动力基础，通过增压缸实现压力升级，不需采购独立的高压油泵设备，整体配置成本相对较低，改造工程量小，具有良好的经济性。

5.3 试验调试及运行结果分析

在正式试验开始之前，进行了一系列系统调试工作，包括管路与控制系统对接检查、应急按钮功能测试、触点保护功能测试、传感器对表测试、主控点单点调试、控制系统保护限测试、控制系统数据回收测试和测量系统数据回收测试等。调试过程的核心任务是确认控制系统命令与反馈信号的跟随关系良好，各项保护限设置正确且触发可靠，液压管路连接无误且无泄漏。

从单点调试结果可以看出，加载点设备安装、油路连接及控制系统线路正常，加载点加载跟随性良好。系统输出的压力值在不同指令点位上均能稳定跟踪目标值，未出现明显的超调或振荡现象。

完成调试后进入正式试验运行阶段。本次起落架收放疲劳试验累计完成了数千起落的加载考核。在整个加载过程中，对充压点的加载误差分布进行了系统的统计分析。试验结果表明，起落架收放试验正常运行时，充压加载点的静态误差小于1%Pmax，满足试验大纲和任务书的精度要求。动态工况下的跟踪误差也在动踏步误差限2%DL的控制范围内，系统在不同加载频段均保持了良好的响应特性。

需要特别说明的是，在精度统计中位于(0.6%～1%)Pmax误差范围内的数据点占比较高，该比例在较大程度上是由过零端点引起的。过零端点是压差方向切换过程中必然经过的状态点，在这一点附近压差值很小、相对误差偏大，但这一现象的技术本质并非系统控制性能不足，而是在工程定义上属于小量程区域的相对误差放大效应，不在试验大纲的实际考核范围内。排除过零端点影响后的主动加载点数据表明，加载过程加载正常、协调平稳，其精度完全满足试验大纲的要求。

试验过程中，四级保护机制在不同工况下均发挥了应有作用。加载协调性与超差保护在加载初期调试阶段多次介入，有效防止了因参数设置不当可能造成的试验件超载风险；压力监视保护对C、D腔绝对压力的持续监测为操作人员提供了直观的系统状态信息；计算通道保护在调试阶段辅助发现了一次因信号线接触不良导致的反馈异常；硬件保护在试验中的应急按钮例行测试中验证了其响应可靠性。

试验中总结出的一项重要经验是，液压增压缸在调试阶段需要进行彻底排气处理，否则缸体和管路内残留的空气会严重压缩液压介质的容积弹性模量，导致过零时加载速度明显下降，严重影响试验效率。此外，高压加载控制方法对压差传感器的稳定性要求较高，选用经过严格标定和长时间稳定性验证的传感器是系统性能的重要保障。

综合调试及运行结果可以得出：基于增压缸的高压加载控制方法能够有效实现±28MPa可变油源的加载输出，控制起落架作动器精确完成预定加载目标。该方法的加载稳定性高，压力控制精准，加载响应迅速，能够满足航空结构强度验证试验对高压加载的控制要求。

 

结论

本文围绕航空结构强度验证试验中起落架作动器的高压加载问题，提出并验证了基于增压缸的高压加载控制方法，完成了以下研究工作和主要结论：

（1）针对现有液压设备难以满足28MPa高压油源加载需求的工程瓶颈，提出了一种基于增压缸的高压加载控制方法。该方法利用增压缸高低压腔面积差原理，以常规21MPa油源为基础，实现了-28MPa～+28MPa范围内可变油源的精确输出，为特殊高压试验提供了一种可行的技术路径。

（2）设计了基于增压缸和压差传感器的高压加载设备，以MTS协调加载控制系统为核心构成闭环控制回路。控制系统将压差传感器反馈值与载荷谱指令进行比较，经PID运算后通过伺服阀控制增压缸进出油量，实现高压侧输出压力的精准调节，系统响应速度快、跟踪精度高。

（3）建立了涵盖加载协调性与超差保护、压力监视保护、计算通道保护和硬件保护四个维度的系统化安全防护体系，形成了从软件层到物理层的多重冗余防护机制，有效保障了高压加载试验的安全性。

（4）在某飞机起落架收放疲劳试验中完成了工程验证。试验结果表明，静态加载误差小于1%Pmax，系统稳定性高、压力控制精准、加载响应迅速，满足试验大纲的各项技术要求。

（5）基于增压缸的高压加载控制方法依托现有油源进行压力提升，配置成本相对较低、改造工程量小、运行噪声低，与购置专用高压油泵等其他方案相比具有良好的工程经济性，在航空结构强度验证及鉴定试验中具有一定的推广应用价值。

围绕增压缸的长期稳定性提升、压差传感器冗余配置方案优化以及过零控制算法的进一步改进等问题，后续研究可在本方法的基础上继续深入。

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