基于电液伺服与电动伺服混合加载的高升力系统集成试验台加载执行模块设计方案

高升力系统是民用飞机的重要分系统，主要用于飞机起飞和降落阶段，通过控制襟翼和缝翼的伸出与收回运动来增加升力、降低起降速度。高升力系统的可靠性直接影响飞机的飞行安全，因此在系统研制过程中必须进行大量严格的仿真与试验验证。高升力系统全机地面模拟试验是民用飞机首飞前必须进行的地面试验项目，旨在验证系统级需求是否得到满足、系统功能是否完备。

在航空工业领域，系统集成试验台通常被称为“铁鸟”（Iron Bird），是航空航天系统集成验证的重要物理平台。高升力系统集成试验台作为高升力系统研发的核心试验设备，从系统需求确认试验、原理试验发展到系统研发试验和需求验证试验，集成了完整的襟翼和缝翼传动线系以及配套的试验设备，能够进行系统功能、性能和故障逻辑验证。

加载系统是高升力系统集成试验台的关键配套设备。在集成试验中，加载系统采用集中加载的方式模拟飞机实际飞行过程中舵面承受的气动铰链力矩，为高升力系统作动器提供模拟的受载状态，以检验高升力系统在气动载荷作用下的功能和性能。加载系统与集成试验台及其它试验设备一起构成完整的高升力系统集成试验环境。

本文在分析民机高升力系统集成试验台加载需求的基础上，详细阐述加载系统的总体设计方案、电气集成方案、襟缝翼加载设计、PDU加载设计以及相关的工程计算方法，以期为同类系统的研发提供技术参考。

一、高升力系统集成试验台发展概况

1.1 国外发展现状

国外民用飞机制造商在系统集成试验方面积累了丰富的经验。波音公司在波音777项目中建立了完善的集成试验室体系，空客公司在其A350项目中应用了双V（Double-V）体系进行系统集成验证。这些集成试验平台涵盖了从部件级到系统级的全层次试验验证能力。

在高升力系统试验台方面，庞巴迪C系列飞机的高升力试验台采用了液压加载方式模拟每个缝翼/襟翼驱动的飞行载荷工况，并将每个单元置于环境舱中引入热空气或液氮模拟环境条件。柯林斯宇航公司为高升力作动系统开发了统一测试架构，包括飞机级物理系统测试的高升力系统试验台（HLSTR）以及用于性能、耐久性和疲劳测试的系统试验台（STR）。SAE International发布的AEROSPACE INFORMATION REPORT（AIR）5992专门针对航空航天系统集成试验台（Iron Bird）提供了设计指南和选型依据。

1.2 国内研究进展

国内在高升力系统集成试验台领域也取得了显著进展。研究者针对大型民机高升力控制系统提出了完整的仿真验证技术，实现了从虚拟仿真到实物验证的全过程实验验证。在试验台架构方面，有学者提出了基于模型的半物理集成测试方法，用于高升力控制分系统的功能集成测试。

在集成试验台设计方面，国内研究涵盖了系统成品件布置、台架本体设计、运动机构设计及配套试验设备的研制。加载系统作为试验台的关键配套设备，其设计研究日益受到重视。研究表明，通过载荷谱进行高精度计算，将气动载荷通过伺服加载作动筒施加于作动器的齿轮上，能够模拟不同工况下的真实运行状态。

二、加载系统需求分析

2.1 试验台总体布局与加载需求

民机机翼具有左右对称的结构特点，集成试验台可设计为模块化结构框架，具有单侧完整的襟翼和缝翼传动线系。以缝翼系统为例，动力驱动装置（PDU）左侧安装完整的左侧缝翼传动线系，包含角齿轮箱、缝翼作动器、翼尖刹车以及传感器；PDU右侧进行简化，仅安装翼尖刹车和传感器。整个试验台分为缝翼台架和襟翼台架，加载系统需要集成在高升力系统集成试验台架上，加载作动器利用台架提供的安装接口进行固定和连接。

根据试验规划和场景验证需求，为考察襟/缝翼作动器、PDU负载能力以及发生有载故障（非对称、卡阻、倾斜等）时系统响应，加载系统需要按载荷谱向左侧每个缝翼作动器和襟翼作动器施加集中载荷，同时缝翼台架和襟翼台架右侧需要给PDU施加与左侧对称的等效载荷谱。

2.2 加载系统功能需求

加载系统作为高升力系统集成试验台的核心配套设备，需要满足以下功能需求：

载荷模拟功能：能够模拟飞机实际飞行过程中舵面承受的气动铰链力矩，为高升力系统作动器提供真实的受载状态。

多通道协调加载功能：采用分布式架构，既能够实现单个作动器的单通道加载，也可以对多个作动器进行多通道协调加载，模拟不同飞行工况下的载荷分布。

实时闭环控制功能：通过载荷和位移传感器实时反馈作动器输出载荷和翼面角度，根据载荷谱计算出载荷指令，经运算后输出控制信号，驱动加载作动器输出载荷并跟随运动。

故障模拟功能：能够模拟非对称、卡阻、倾斜等有载故障工况，验证高升力系统在故障条件下的系统响应。

2.3 加载系统性能需求

根据试验要求，加载系统需要满足以下性能指标：

• 左侧襟缝翼作动器加载载荷较大，且存在载荷的阶跃突变，要求加载系统具备大载荷输出能力和良好的动态响应性能；
• 右侧PDU为多圈连续旋转，加载系统需要对旋转轴施加持续的扭矩载荷；
• 加载精度需满足试验载荷谱的要求，通常考虑20%的加载余量；
• 加载系统需具备与试验台架其他设备协同工作的能力，构成完整的试验环境。

三、加载系统总体设计

3.1 设计原则

加载系统设计遵循以下原则：

模块化原则：加载系统采用模块化设计，各功能模块相对独立，便于系统集成、调试和维护。

可靠性原则：加载系统作为试验的关键设备，其可靠性直接影响试验结果的准确性和试验进程的顺利进行。

通用性原则：设计方案应具有通用性，可推广于后续型号，提供一条通用、可行的技术路径，降低研制成本和技术风险。

安全性原则：加载系统设计需充分考虑人员安全和设备安全，设置必要的安全保护措施。

3.2 系统架构

加载系统采用分布式架构，包含上位机、加载控制器、加载执行模块及汇接箱等电气集成附件。

上位机：负责试验管理、载荷谱管理、数据显示与存储、试验监控等功能，是加载系统的人机交互界面。

加载控制器：作为加载系统的核心控制单元，负责接收上位机的指令和载荷谱数据，根据传感器反馈信号进行闭环控制运算，输出控制信号驱动加载执行模块。

加载执行模块：包括电液伺服作动器模块和伺服电机模块，负责对襟缝翼作动器和PDU施加载荷。

电气集成附件：包括测控柜、驱动柜、信号调理汇接箱和相关线缆、接插件等。

3.3 加载方式选择

根据试验台架左右两侧不同的结构特点和加载需求，加载系统采用两种不同的加载方式：

左侧加载方式：试验台架左侧襟缝翼作动器加载载荷较大，且存在载荷的阶跃突变，因此选用适合大载荷且动态性能好的电液伺服作动器方式进行直线加载。电液伺服作动器具有输出力大、响应速度快、控制精度高等优点，能够满足大载荷和阶跃载荷的加载要求。

右侧加载方式：试验台架右侧只有PDU、翼尖刹车和传感器，没有襟缝翼作动器，而且PDU为多圈连续旋转，不能按照传统的伺服作动器方式进行加载，因此考虑对PDU进行等效加载。选用电动伺服加载方式，使用伺服电机直接进行扭矩加载。

四、电气集成设计

加载系统电气集成主要通过测控柜、驱动柜、信号调理汇接箱和相关线缆、接插件等实现。

4.1 信号汇接与调理

加载测控柜里的信号汇接箱用来连通台架汇接箱和加载控制器，对加载控制器与测控信号进行调理汇接。测控电源箱为所有加载传感器和调理模块提供供电。信号调理汇接的主要功能包括：

• 信号转换：将传感器的模拟信号转换为控制器可识别的标准信号；
• 信号滤波：滤除信号中的噪声干扰，提高信号质量；
• 信号隔离：实现强弱电隔离，保护控制器和传感器；
• 信号分配：将控制信号分配到各个执行模块。

4.2 驱动控制

驱动柜放置所有加载电机的驱动器，驱动汇接箱实现对加载电机驱动器的信号汇接，做到强弱电分离。驱动控制的主要功能包括：

• 电机驱动：为伺服电机提供驱动电源和控制信号；
• 速度控制：控制电机的转速和转向；
• 电流控制：控制电机的输出扭矩；
• 故障保护：监测电机运行状态，实现过流、过压、过热等保护。

4.3 台架信号汇接

台架汇接箱对试验台架上的所有采集与加载控制信号进行调理汇接。台架汇接箱安装在试验台架附近，负责将分布在台架各处的传感器信号和执行器控制信号集中汇接，通过线缆与测控柜连接，减少现场布线复杂度，提高系统的可靠性和可维护性。

五、襟缝翼加载设计

5.1 缝翼加载设计

左侧缝翼台架只有缝翼作动器，没有缝翼翼面和滑轨运动机构，不能直接对滑轨运动机构进行改制来安装加载。为此，设计一套齿轮直齿条形式的模拟传动副，参考飞机缝翼齿轮齿条驱动的方式。

传动机构设计：通过作动器的驱动，将原来滑轨的前后转动变为直齿条的上下直线运动，然后由加载作动器对直齿条进行竖直方向加载。在台架的立柱上提供安装用的T型槽，用于安装加载作动器的后端。

行程计算：由于加载作动器需要在集成试验台上安装，加载作动器的行程对集成试验台的高度有限制要求，需要在试验台架设计阶段同步进行计算，预留足够的安装、运动空间。根据缝翼作动器输出最大角度，结合设计的齿轮模数、齿数等参数，可以算出加载作动器的行程。

载荷计算：根据缝翼载荷谱查得该处缝翼站位作动器输出最大扭矩T，考虑20%的加载余量，该处齿轮承受的最大扭矩即为1.2T。根据该齿轮设计的有关参数，可以算出缝翼加载作动器所需的加载力。

5.2 襟翼加载设计

左侧襟翼台架只有襟翼作动器，没有襟翼翼面和驱动摇臂、滑轨等运动机构，不能直接对驱动摇臂进行加载，缺少气动载荷的受力对象。参考飞机驱动摇臂的形式，设计一套模拟的驱动摇臂作为加载对象，对其进行竖直方向加载。在台架的立柱上提供安装用的T型槽用于安装加载作动器的后端。这样既节约了襟翼翼面收放运动的空间，又不需要额外提供加载作动器的安装平台或者立柱。

行程和载荷计算方法：由加载方案机械结构可知的参数包括以下4个：

1. A为两个转轴（驱动摇臂转轴和加载缸尾铰接点转轴）的空间直线距离；
2. B为驱动摇臂两个铰接点（驱动摇臂转轴到加载缸前铰接点转轴）的直线长度；
3. a0为襟翼翼面角位置为0时A和B的夹角；
4. L0为襟翼翼面角位置为0时加载缸头尾铰接点距离。

利用几何关系可以算出加载作动器的行程和力臂。根据襟翼载荷谱查得该处站位作动器输出最大扭矩，结合力臂计算结果，即可算出加载作动器所需的加载力。

六、PDU加载设计

6.1 右侧传动线系布局

以右侧缝翼台架为例，PDU输出后，传动线系既要连接线系中的传感器，又要连接翼尖刹车，还要进行气动载荷模拟加载。为了解决多轴输出的问题，设计方案为在PDU输出端布置一个四轴换向器。其中，一轴为输入轴连接PDU输出端，其余三轴为输出轴分别连接翼尖刹车、传感器和伺服电机。伺服电机尺寸比较小，可利用台架上的T型槽安装一个伺服电机的安装支架。

6.2 加载实现方式

缝翼PDU加载电机与换向器通过联轴器同轴连接，PDU到换向器输出轴只有转向没有减速，编码器和扭矩转速传感器串联安装在传动轴系中。

加载控制系统利用编码器测量PDU输出轴的转动角度，然后根据预定义的PDU“转动角度-扭矩”载荷谱计算出加载电机需要施加的载荷指令，从而控制加载电机进行载荷输出。扭矩转速传感器测量传动线系的扭矩和转速反馈给加载控制系统，与载荷指令比对后进行伺服闭环控制。

这种加载方式的关键在于载荷谱的定义——需要建立PDU输出轴转动角度与所需加载扭矩之间的对应关系，使加载电机能够跟随PDU的运动实时调整输出扭矩，实现对PDU的等效加载。

6.3 等效载荷谱计算

右侧对PDU施加与左侧对称的等效载荷谱。等效载荷谱的计算方法是：根据传动线系各个环节的传动比、传动效率、阻尼等累加，计算PDU右侧的等效载荷谱。

具体计算步骤包括：

1. 分析左侧传动线系从PDU输出端到各襟缝翼作动器的完整传动路径；
2. 确定各传动环节的传动比，计算总传动比；
3. 确定各传动环节的传动效率，计算总传动效率；
4. 考虑传动线系中的阻尼、摩擦等因素；
5. 根据左侧各作动器的载荷谱，折算到PDU输出端的等效扭矩；
6. 将该等效扭矩作为右侧PDU的加载载荷谱。

等效载荷谱的计算精度直接影响右侧加载的真实性和试验结果的可靠性，需要在计算过程中充分考虑各项影响因素。

七、加载系统的作用与运行注意事项

7.1 加载系统的主要作用

加载系统在高升力系统集成试验中发挥着不可替代的重要作用：

验证系统功能与性能：通过在气动载荷作用下验证高升力系统的功能和襟缝翼作动器能力，确保系统满足设计需求。加载系统能够模拟不同飞行阶段的气动载荷，检验系统在各种工况下的工作性能。

支持故障模式验证：通过模拟非对称、卡阻、倾斜等有载故障工况，验证高升力系统在故障条件下的检测能力和响应策略，评估系统的安全性和可靠性。

降低研制风险：通过在地面试验阶段充分验证系统功能性能，提前发现和解决设计问题，降低飞行试验风险。加载系统提供的模拟受载环境使地面试验更加接近真实飞行状态，提高试验的有效性。

支持适航取证：高升力系统地面模拟试验是适航条款符合性验证的重要手段。加载系统提供的试验数据是系统适航取证的重要支撑材料。

7.2 系统运行注意事项

在高升力系统集成试验台加载系统的运行过程中，需重点关注以下事项：

安全保护：加载系统输出载荷大、能量高，必须设置完善的安全保护措施，包括机械限位、软件限位、紧急停止、过载保护等。在试验前应进行安全联锁检查，确保所有保护功能正常。

校准与标定：加载系统的精度依赖于传感器的准确性，应定期对载荷传感器、位移传感器、扭矩传感器等进行校准和标定，确保测量数据的准确可靠。

油源与液压系统管理：电液伺服作动器依赖液压系统供能，应确保液压油源的压力、流量、清洁度等参数满足要求。定期检查液压管路、密封件、过滤器的状态，防止泄漏和污染。

电气系统管理：加载系统包含强电和弱电部分，应严格执行强弱电分离原则。定期检查线缆连接、接地保护、屏蔽措施等，防止电磁干扰影响控制精度。

载荷谱管理：载荷谱是加载系统的输入依据，应确保载荷谱数据的准确性和完整性。在试验过程中应实时监控加载载荷与目标载荷的偏差，确保加载精度满足试验要求。

数据记录与分析：加载系统的运行数据是试验分析的重要依据，应建立完善的数据采集和记录系统，确保试验数据的完整性、准确性和可追溯性。

八、发展趋势与展望

高升力系统集成试验台加载系统未来将向以下方向发展：

智能化：随着人工智能技术的发展，加载控制系统将具备更强的自适应能力和智能决策能力。通过机器学习算法优化控制参数，提高加载精度和动态响应性能；通过智能诊断技术实现系统健康管理和故障预测。

虚拟化与数字化：数字孪生技术将在加载系统设计中发挥更大作用。通过建立加载系统的数字模型，可以在虚拟环境中进行方案验证和参数优化，减少物理试验次数，提高研发效率。

多电化：随着飞机多电化技术的发展，电静液作动器（EHA）等新型作动技术将在高升力系统中得到更广泛的应用。加载系统需要适应这些新技术的发展，开发相应的加载方式和控制策略。

综合化：未来的加载系统将不再独立运行，而是与仿真系统、数据采集系统、环境模拟系统等深度集成，构成更加完整的综合试验验证平台。

标准化与通用化：随着经验的积累和技术的发展，加载系统的设计将趋向于标准化和通用化，形成系列化的产品和技术规范，降低研发成本和技术风险。

研究表明，针对集成试验台左右两侧不同的结构特点和加载需求，采用电液伺服作动器进行左侧襟缝翼作动器的直线加载、采用伺服电机进行右侧PDU的扭矩加载，是一种有效的技术方案。电液伺服作动器具有输出力大、动态响应好的特点，适用于大载荷和阶跃载荷的加载需求；伺服电机加载方式具有结构紧凑、控制灵活的特点，适用于旋转轴的扭矩加载需求。

在襟缝翼加载设计中，通过设计齿轮直齿条模拟传动副和模拟驱动摇臂，解决了缺少运动机构和受力对象的问题，实现了对襟缝翼作动器的有效加载。在PDU加载设计中，通过四轴换向器实现了多轴输出，通过编码器和扭矩转速传感器实现了闭环控制，通过等效载荷谱计算实现了左右对称加载。