葉控制機(jī)構(gòu)液壓作動筒上的位置伺服控制是電液伺服系統(tǒng)的典型應(yīng)用。導(dǎo)葉控制機(jī)構(gòu)液壓作動筒伺服系統(tǒng)由電液伺服閥、液壓作動筒、葉片和位移傳感器等組成。其中液壓作動筒主要作用是驅(qū)使航空發(fā)動機(jī)導(dǎo)葉控制機(jī)構(gòu)正常運(yùn)作,從而調(diào)節(jié)航空發(fā)動機(jī)內(nèi)外涵道進(jìn)氣量,擴(kuò)大喘振裕度,保證發(fā)動機(jī)穩(wěn)定工作。為了適應(yīng)航空發(fā)動機(jī)在高速、高溫、變載荷等極端條件下運(yùn)行安全的需求,這就需要航空發(fā)動機(jī)導(dǎo)葉控制機(jī)構(gòu)液壓作動筒在發(fā)生故障時(shí)仍能正常供給航空發(fā)動機(jī)內(nèi)外涵道進(jìn)氣量,從而保證航空發(fā)動機(jī)穩(wěn)定工作。因此,

9]，通過位控作動筒連接注油器，事先標(biāo)定好每個(gè)壓縮行程下對應(yīng)的位控作動筒的位移值，然后將此位移值輸入試驗(yàn)載荷譜中，試驗(yàn)時(shí)通過控制位控作動筒的位移值對緩沖器支柱進(jìn)行注油和放油，實(shí)現(xiàn)了緩沖器行程的增大或減小。這種方法需要經(jīng)常對緩沖器行程和位控作動筒位移值的關(guān)系進(jìn)行標(biāo)定，且要求整個(gè)液壓系統(tǒng)中沒有空氣，否則會引起較大誤差。本文提出了一種自動變行程的方案，在起落架緩沖支柱安裝位移傳感器，可在試驗(yàn)過程中隨時(shí)準(zhǔn)確控制起落架緩沖支柱的壓縮量。對該控制方案的控制效果進(jìn)行了試

試驗(yàn)大多以固定作動筒的加載方式施加載荷，在試驗(yàn)過程中襟縫翼打開角度變化時(shí)，作動筒固定安裝形式使加載方向無法跟隨打開角度變化，試驗(yàn)無法真實(shí)模擬襟縫翼受載情況，對襟縫翼翼面及其運(yùn)動機(jī)構(gòu)的考核無法達(dá)到預(yù)期目標(biāo)。文獻(xiàn)[6]中研究了一種襟翼試驗(yàn)精確隨動加載系統(tǒng)，文獻(xiàn)[7]中對某飛機(jī)襟縫翼疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)隨動加載技術(shù)進(jìn)行了研究，文獻(xiàn)[8]中對襟縫翼可動翼面的隨動加載方法進(jìn)行了研究。上述加載方法適用于運(yùn)動模式簡單的單一翼面的隨動加載，且加載作動筒位置調(diào)節(jié)通過力控或位控作動筒

)引言大型液壓作動筒應(yīng)用十分廣泛[1-2]，活塞桿的伸出和收回需要一定壓力的液壓油持續(xù)供入，活塞桿在收回時(shí)，需要將液壓油供入作動筒的收回腔，首先依靠液壓力將作動筒中鋼球鎖打開用以打開鎖緊裝置，而后收回活塞桿；當(dāng)活塞桿伸出時(shí)，液壓油首先供入另一個(gè)鎖鉤裝置并將其打開，之后隨著液壓油持續(xù)供入作動筒的伸出腔。起落架收放作動筒是飛機(jī)起落架收放系統(tǒng)的執(zhí)行元件，是液壓系統(tǒng)和機(jī)械子系統(tǒng)之間的連接單元[3-7]。在進(jìn)行飛機(jī)起落架作動筒交付驗(yàn)收試驗(yàn)中，在作動筒活塞桿伸出過程中

載技術(shù)，采用雙作動筒配合實(shí)現(xiàn)載荷隨動加載，如覃湘桂等[3]采用翼面下加載點(diǎn)設(shè)計(jì)；李小歡等[4]采用翼面上加載點(diǎn)設(shè)計(jì)，采用位控作動筒控制加載作動筒底座滑動小車，實(shí)現(xiàn)了在大形變條件下機(jī)翼主翼面的法向載荷隨動加載；張柁等[5]通過位控作動筒控制小車改變鋼絲繩的角度，實(shí)現(xiàn)類似襟縫翼的活動翼面載荷隨動加載，并成功應(yīng)用到擾流板操縱靈活性驗(yàn)證試驗(yàn)中。王鑫等[6]同樣采用力控作動筒和位控作動筒撬杠式隨動加載，解決了某型雙垂尾大變形加載干涉的問題。張柁等[7]采用單點(diǎn)雙力控

2個(gè)VSV液壓作動筒及其作動機(jī)構(gòu)和連桿，VSV液壓作動筒以雙重獨(dú)立線性可變差動傳感器（LVDT）進(jìn)行位置反饋。液力機(jī)械組件（HMU）輸出的燃油是操縱VSV作動筒的液壓介質(zhì)。每臺發(fā)動機(jī)的VSV系統(tǒng)均由以下部件組成：2個(gè)液壓作動筒、2個(gè)位置傳感器（LVDT）、2個(gè)搖臂機(jī)構(gòu)、HMU、ECU和線束（J7、J8、J11、J12、CJ11R和CJ12L）。2 VSV系統(tǒng)工作原理1）作動線路：ECU發(fā)給HMU的扭矩馬達(dá)電壓信號改變力矩馬達(dá)的位置，即決定了HMU調(diào)節(jié)后的壓

布的3 個(gè)液壓作動筒驅(qū)動。在液壓作動系統(tǒng)中，作動筒是一個(gè)重要部件，在相關(guān)的標(biāo)準(zhǔn)中，對液壓作動系統(tǒng)的性能要求主要體現(xiàn)在以下三個(gè)方面：作動有效性，作動同步性以及作動安全性。2.1 作動有效性作動有效性是指作動系統(tǒng)在規(guī)定的時(shí)間內(nèi)打開和收回。典型的渦扇發(fā)動機(jī)打開反推力的過程是，首先將發(fā)動機(jī)供油量由100%轉(zhuǎn)速條件下節(jié)流到地面慢車狀態(tài)，然后保持慢車狀態(tài)供油量不變，同時(shí)打開反推力，經(jīng)過大約2s 時(shí)間完成正推力和反推力的切換（反推裝置完全打開），此時(shí)反推力達(dá)到慢車最大反

造和安裝，加載作動筒兩端安裝位置已先固定，導(dǎo)致加載執(zhí)行機(jī)構(gòu)需要精準(zhǔn)設(shè)計(jì)和抗/無干涉設(shè)計(jì)，增加了設(shè)計(jì)難度。(2)小附加力跟隨問題。作動筒的跟隨能力差，給舵面造成很大附加力，超過120kg，影響加載試驗(yàn)的真實(shí)性。因?yàn)椋婷媸辗胚\(yùn)動受到飛行仿真系統(tǒng)控制，加載系統(tǒng)出現(xiàn)故障時(shí)，舵面短期內(nèi)仍然在做收放/偏轉(zhuǎn)運(yùn)動，所以，當(dāng)加載系統(tǒng)出現(xiàn)故障時(shí)，需要作動器以較小的附加力跟隨舵面運(yùn)動。(3)安全調(diào)試問題。調(diào)試過程常出現(xiàn)加載系統(tǒng)振蕩和險(xiǎn)情(有時(shí)甚至頂/拉壞舵面)。因?yàn)殍F鳥舵面加

架；收放系統(tǒng)；作動筒；上鎖電門；故障隔離Keywords：landing gear；retract and extend system；actuator；locked switch；fault isolation0 引言飛機(jī)的起落架系統(tǒng)直接影響著飛行安全。作為公務(wù)航空市場主力機(jī)型，獎狀560飛機(jī)的起落架系統(tǒng)設(shè)計(jì)精巧，但收放機(jī)構(gòu)復(fù)雜，部件繁多，一定程度上為維修排故工作帶來了不少挑戰(zhàn)，能否及時(shí)準(zhǔn)確地判斷故障、排除故障，對保障飛機(jī)持續(xù)運(yùn)行安全的意義重大。1 系統(tǒng)

。1）副翼配平作動筒副翼配平作動筒安裝在主輪艙內(nèi)的兩個(gè)后鋼索扇形盤之間，由推桿和曲柄連接到人工感應(yīng)和定中機(jī)構(gòu)的滾筒臂上（見圖1）。2）副翼/方向舵配平控制面板副翼/方向舵配平控制面板安裝在駕駛艙中央操縱臺上，有兩個(gè)配平電門，分別控制副翼配平和方向舵配平（見圖2）。副翼配平電門是彈頂、雙觸發(fā)、中立斷開電門。為了操作副翼配平作動筒，兩個(gè)電門必須同時(shí)扳到同一方向。副翼配平選擇為左機(jī)翼下（LWD）或右機(jī)翼下（RWD）。3）配平操作操作副翼配平電門向副翼配平作動筒提

數(shù)的增加，剎車作動筒安裝支架固定腹板出現(xiàn)了裂紋故障，最近17架飛機(jī)在結(jié)構(gòu)檢修中發(fā)現(xiàn)了5架飛機(jī)的左側(cè)剎車固定腹板在同一位置出現(xiàn)裂紋，如圖1所示。圖1 固定腹板裂紋圖飛機(jī)剎車機(jī)構(gòu)是保障飛機(jī)安全、快速、可靠著陸的重要部件，而固定剎車作動筒安裝支架的腹板是重要的承力件，一旦腹板失效，將會影響剎車系統(tǒng)的正常工作，嚴(yán)重時(shí)將會造成航空事故發(fā)生。所以分析固定腹板產(chǎn)生裂紋的原因，給出維護(hù)和操作意見非常重要。筆者將利用ANSYS Workbench對剎車組件進(jìn)行有限元分析[1

900）由于該作動筒可以很好地模擬飛機(jī)在加力飛行時(shí)加力噴口調(diào)節(jié)器的工作狀態(tài)，現(xiàn)被用于某型渦扇航空發(fā)動機(jī)加力噴口調(diào)節(jié)器維修后的性能測試。該作動筒長期在高壓、高頻次的往復(fù)運(yùn)動中極易造成模擬作動筒缸體內(nèi)腔和活塞的機(jī)械磨損，造成模擬作動筒泄漏。模擬作動筒一旦泄露就需要維修，而原有維修方式為直接更換磨損件。由于模擬作動筒通過整件精加工而成，加工周期約為3個(gè)月，單價(jià)約2萬/套（缸體每套的成本約為9 800元/套），若直接報(bào)廢，一方面可能影響生產(chǎn)進(jìn)度，另一方面還會大大增

。它主要由氣壓作動筒、連桿機(jī)構(gòu)等組成。氣壓作動筒是導(dǎo)彈發(fā)射裝置機(jī)械部分的動力源,氣體通過作動筒使連桿機(jī)構(gòu)動作,將導(dǎo)彈推離發(fā)射裝置,并在彈離結(jié)束后收回彈射機(jī)構(gòu)。作動筒的動特性影響導(dǎo)彈離機(jī)的最佳參數(shù),即導(dǎo)彈的離機(jī)時(shí)間、速度、角速度及最大加速度等。由于發(fā)射裝置氣壓作動筒故障存在耦合性、隱蔽性、隨機(jī)性等特點(diǎn)，因此,對作動筒進(jìn)行深入分析和研究具有重大實(shí)用價(jià)值。目前，國內(nèi)外對發(fā)射裝置氣壓作動筒故障分析的理論研究還較少，常用的方法是根據(jù)經(jīng)驗(yàn)進(jìn)行故障定性判定，然后通過試驗(yàn)

、鎖彈簧、開鎖作動筒等組件，如圖1所示。其中各個(gè)撐桿采用工字梁的形式，上撐桿與下?lián)螚U合稱為側(cè)撐桿，上鎖撐桿與下鎖撐桿合稱為鎖撐桿，鎖彈簧采用了雙備份的形式，開鎖作動筒選用成品。圖1 某新型民用飛機(jī)側(cè)撐桿及其撐桿鎖機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)圖2 撐桿鎖原理及結(jié)構(gòu)特點(diǎn)現(xiàn)在較成熟的撐桿鎖結(jié)構(gòu)是可折撐桿鎖，通常布置于起落架撐桿折疊處，為連桿式鎖。上鎖后可使撐桿不能折疊，自身承受拉壓載荷。按鎖桿機(jī)構(gòu)布置形式，可折撐桿鎖分為自折式和支承式。為保證起落架能自由放下并上鎖，自折式和支承式可

的需要[2]。作動筒作為實(shí)現(xiàn)RAT 展開任務(wù)的核心部件，其性能水平對實(shí)現(xiàn)RAT 的功能、保障飛行安全有很大的影響。因此，對RAT 系統(tǒng)作動筒的故障研究具有重要意義。然而RAT 作動筒長期處于不工作的儲存狀態(tài)，只有在地面收放檢查中才能暴露出故障，因此故障檢測數(shù)據(jù)極少，無法使用常見的故障原因分析方法（如故障樹方法）進(jìn)行故障原因的分析；RAT 作動筒結(jié)構(gòu)和承受載荷情況復(fù)雜，故障原因隱蔽。用戶進(jìn)行的常規(guī)地面收放檢查只能判斷作動筒的收放過程是否已經(jīng)發(fā)生故障而無法定位

了該液壓系統(tǒng)中作動筒位置傳感器及伺服比例閥的更換與調(diào)試，該研究具有一定的通用性和參考性。關(guān)鍵詞：作動筒;位置傳感器;伺服比例閥;校準(zhǔn)0 引言中國民航飛行學(xué)院模擬機(jī)訓(xùn)練中心的波音737-800全動飛行模擬機(jī)于2003年投入使用，現(xiàn)已運(yùn)行近20年，所以在平時(shí)的工作中液壓系統(tǒng)有許多部件需要更換?，F(xiàn)重點(diǎn)對其作動筒位置傳感器及伺服比例閥的更換與調(diào)試進(jìn)行闡述。1 位置傳感器更換與校準(zhǔn)全動飛行模擬機(jī)借助六支作動筒的伸縮運(yùn)動，完成平臺在空間六個(gè)自由度（俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航、升

07）0 引言作動筒是飛機(jī)上常用的功能附件。根據(jù)工作需要內(nèi)部可帶機(jī)械鎖或無機(jī)械鎖。機(jī)械鎖可在某些位置使作動筒可靠固定，以保障飛機(jī)飛行、地面停放與地面維護(hù)人員的安全。例如：起落架放下時(shí)，作動筒需要鎖定支撐起落架。部分產(chǎn)品需要在正常工作時(shí)依靠機(jī)械鎖進(jìn)行鎖定，應(yīng)急工作時(shí)需要解鎖。常見的作動筒機(jī)械鎖為鋼珠鎖、卡簧鎖[1]?？ɑ涉i由卡簧、彈簧、錐體、襯套等組成?？ɑ墒菑椥缘?，在上鎖狀態(tài)下，由錐體將彈性卡簧限制在襯套內(nèi)，實(shí)現(xiàn)鎖定連接。當(dāng)錐體在氣壓或液壓作動筒下移動后，

系統(tǒng)主要有收放作動筒、液壓泵、渦輪部件、齒輪箱部件、艙門連桿組件和支撐臂部件等部分組成（如圖1）。飛機(jī)正常狀態(tài)時(shí)，收放作動筒鎖定在回收狀態(tài)，并將RAT固定在飛機(jī)RAT艙門內(nèi)（如圖2）。緊急情況下，收放作動筒上位解鎖，在其彈簧力作用下，作動筒內(nèi)缸從外缸伸出，同時(shí)推動支撐臂轉(zhuǎn)動，從而將渦輪部件釋放至相對氣流中，直至收放作動筒展開到位，并鎖定在展開位置。艙門連桿組件一端安裝在RAT支撐臂上，另一端安裝在RAT艙門上（如圖2）。RAT展開過程中，支撐臂帶動艙門連桿

起落架艙門開鎖作動筒伸出)→主起落架艙門放下(主起落架艙門收放作動筒伸出)→主起落架放下(主起落架收放作動筒伸出)→前起落架放下(前起落架收放作動筒伸出)。起落架收放系統(tǒng)的一個(gè)收上工作時(shí)序邏輯為：主起落架收上(主起落架收放作動筒收回)→前起落架收上(前起落架收放作動筒收回)→主起落架艙門收上(主起落架艙門收放作動筒收回)。(1)主起落架艙門開鎖及放下：主起落架艙門放下電磁閥1 得電，高壓油進(jìn)入左、右主起落架艙門上位鎖作動筒9、10 無桿腔，同時(shí)通過液控單向

后, 發(fā)現(xiàn)轉(zhuǎn)彎作動筒出現(xiàn)漏油現(xiàn)象，返廠分解后發(fā)現(xiàn)膠圈局部損傷，轉(zhuǎn)彎作動筒殼體φ6H9孔口30°錐面有劃傷，對孔口錐面拋光處理后，更換φ6H9孔處配合件塞子及故障件膠圈，重新安裝，并反復(fù)拆裝2次后，檢查內(nèi)裝膠圈無損傷，復(fù)裝重新地面打壓試驗(yàn)，結(jié)果轉(zhuǎn)彎作動筒集流器端蓋處再次出現(xiàn)漏油現(xiàn)象。如果前輪轉(zhuǎn)彎作動筒內(nèi)部壓力達(dá)不到設(shè)定值，輸出的轉(zhuǎn)彎力矩偏小，前輪轉(zhuǎn)彎響應(yīng)速度變慢，嚴(yán)重時(shí)喪失轉(zhuǎn)彎功能[1]。因此，轉(zhuǎn)彎作動筒漏油問題務(wù)必精確定位，及時(shí)排查，從根源解決。1 轉(zhuǎn)彎作

程中發(fā)生壓氣機(jī)作動筒可動U型夾斷裂故障。本文采用故障樹工具，通過冶金分析、設(shè)計(jì)復(fù)查、使用環(huán)境復(fù)查，對所有底事件進(jìn)行排查，最后發(fā)現(xiàn)斷裂原因?yàn)槭褂铆h(huán)境異常、受海水浸泡且材料在海水中的抗腐蝕性較弱使其產(chǎn)生應(yīng)力腐蝕，在交變力作用下加速其破壞斷裂。通過更換抗腐性更好的材料來解決這一問題。關(guān)鍵詞：燃?xì)廨啓C(jī);壓氣機(jī);作動筒;斷裂問題1故障現(xiàn)象某燃?xì)廨啓C(jī)在工作中發(fā)現(xiàn)排氣裝置處噴火，緊急停車。隨后起動兩次均失敗。經(jīng)檢查，發(fā)現(xiàn)其右作動筒組件中可動U型夾及葉片角位移傳感器斷裂。

起落架右側(cè)收放作動筒檢查孔螺釘（用于地面檢查收放作動筒鋼珠鎖上鎖情況，平時(shí)用螺釘堵?。┲車幸簤河拖蛳碌温?，將螺釘擰下后發(fā)現(xiàn)液壓油從檢查孔內(nèi)流出（見圖1）。圖1 收放作動筒檢查孔漏油2 故障定位2.1 修理情況復(fù)查1）性能復(fù)試在試驗(yàn)臺上首先正常收放主起收放作動筒5 ～6 次，然后分別向作動筒兩腔加15MPa 的液壓，各保持30min，沒有發(fā)現(xiàn)漏油現(xiàn)象。密封試驗(yàn)后進(jìn)行開鎖，液壓油從下頭部的上鎖觀察孔滲出。2）活塞桿長度檢查收放主起作動筒后，檢查活塞桿的行程為

00)0 引言作動筒作為一種直線往復(fù)運(yùn)動的執(zhí)行元件，可分為液壓式和氣壓式，廣泛應(yīng)用于各行各業(yè)中，如用于導(dǎo)彈的彈射系統(tǒng)及民用客機(jī)的應(yīng)急起落架系統(tǒng)[1-2]。燃?xì)馐?span id="hdfft5x" class="hl">作動筒是采用火藥作為動力源的驅(qū)動裝置，具有很高的能量密度，主要用于完成各種機(jī)構(gòu)的展開和載荷釋放[3]。它具有輸入能量小、響應(yīng)速度快、可靠性高等優(yōu)點(diǎn)[4]，大量應(yīng)用在導(dǎo)彈、衛(wèi)星和火箭的彈翼展開及其發(fā)射過程中。由于燃?xì)庀到y(tǒng)中多個(gè)物理過程相互交織，多種載荷共同作用，計(jì)算其內(nèi)彈道解析解有很大難度[5]，國內(nèi)

機(jī)構(gòu)由液壓直線作動筒組成，通過控制組合閥油液的切換，實(shí)現(xiàn)尾艙門的打開和關(guān)閉。鎖定機(jī)構(gòu)由液壓驅(qū)動的機(jī)械式主動鉤環(huán)鎖和作動筒內(nèi)自帶機(jī)械鎖組成，將尾艙門鎖定在關(guān)閉、打開或水平位置。應(yīng)急源由應(yīng)急閥和應(yīng)急液壓源等組成，當(dāng)系統(tǒng)斷電、斷壓或發(fā)生故障時(shí)，可由人工手動操縱，實(shí)現(xiàn)尾艙門的打開和關(guān)閉。圖1 尾艙門收放功能框圖本文設(shè)計(jì)的尾艙門收放控制系統(tǒng)由上艙門和下艙門兩部分構(gòu)成，上艙門不承受載荷，其由單個(gè)內(nèi)置機(jī)械鎖液壓作動筒驅(qū)動打開和關(guān)閉，在打開和關(guān)閉位置，由內(nèi)部機(jī)械鎖鎖定；下

之一。對于采用作動筒推動方式展開的延伸噴管，作動筒展開力是決定延伸噴管動力學(xué)特性的關(guān)鍵因素。作動筒的展開方式包括燃?xì)馐健馄渴?、產(chǎn)氣式等。采用燃?xì)獍l(fā)生器提供展開力的展開方式屬于產(chǎn)氣式，通過燃?xì)獍l(fā)生器燃燒室內(nèi)固體藥柱的燃燒，產(chǎn)生大量高溫高壓的氣體，經(jīng)濾網(wǎng)與管路進(jìn)入作動筒內(nèi)，推動延伸噴管展開。整個(gè)點(diǎn)火展開過程包括點(diǎn)火-燃燒-傳遞-做功-展開五個(gè)步驟，且氣體在作動筒內(nèi)的展開做功過程(下游)對燃燒室內(nèi)藥柱燃燒(上游)存在影響，為了對延伸噴管展開進(jìn)行準(zhǔn)確預(yù)示，必須要

參考。關(guān)鍵詞：作動筒；超聲波；疲勞裂紋；預(yù)防性措施Keywords：actuator；ultrasonic；fatigue crack；preventive measure0 引言郵政航空擁有國內(nèi)最大的波音737-300/400F貨運(yùn)機(jī)隊(duì)，截至目前機(jī)隊(duì)平均機(jī)齡已達(dá)24.5年，隨著機(jī)齡的增加，對老齡飛機(jī)安全影響最大的因素——疲勞裂紋不僅在機(jī)體結(jié)構(gòu)上頻現(xiàn)，在液壓部件上也呈現(xiàn)逐漸上升的趨勢。近期，某架飛機(jī)在進(jìn)近著陸過程中，機(jī)組發(fā)現(xiàn)飛機(jī)液壓A系統(tǒng)失效，后續(xù)機(jī)組執(zhí)行

點(diǎn)相鉸接的兩個(gè)作動筒，而作動筒的底座固定，則襟翼在任一偏轉(zhuǎn)角時(shí)，作動筒的軸線方向及加載值是唯一確定的。由于已知襟翼及加載點(diǎn)的運(yùn)動軌跡，可以設(shè)計(jì)出滿足試驗(yàn)需求的加載系統(tǒng)，并給出所有作動筒的加載控制參數(shù)(如加載值)。圖3 合成式隨動加載技術(shù)原理示意圖[3]假設(shè)襟翼在如圖3所示的試驗(yàn)狀態(tài)下，加載點(diǎn)為A，作動筒AB的長度為l1，作動筒AC的長度為l2，兩個(gè)作動筒的底座間距為l0。對于加載狀態(tài)正解，即已知作用點(diǎn)A加載目標(biāo)值P、兩個(gè)作動筒的長度及αAC，則作動筒AB和

油壓力脈動等。作動筒是液壓系統(tǒng)中將液壓能轉(zhuǎn)變?yōu)闄C(jī)械能的執(zhí)行機(jī)構(gòu)[4]，本文針對某卡環(huán)內(nèi)鎖作動筒活塞部件運(yùn)動時(shí)出現(xiàn)的嘯叫現(xiàn)象，驗(yàn)證了故障原因的正確性，同時(shí)提出了更有效的間隙檢測方法，給出了避免故障的解決措施，并通過試驗(yàn)驗(yàn)證了解決措施的可行性。1 故障描述及初步分析圖1為某卡環(huán)內(nèi)鎖作動筒結(jié)構(gòu)示意圖[5]。作動筒主要由外筒、保持器、活塞桿、活塞、卡環(huán)、彈簧和密封圈組成。保持器與活塞桿固連，保持器與活塞間裝有若干彈簧，活塞可沿活塞桿運(yùn)動。作動筒一側(cè)設(shè)有卡環(huán)式內(nèi)鎖，

宏摘要：某型機(jī)作動筒在未進(jìn)行指令操縱時(shí)，出現(xiàn)作動筒意外開鎖，導(dǎo)致艙門空中打開故障現(xiàn)象，本文通過對作動筒開鎖控制系統(tǒng)進(jìn)行分析，明確故障發(fā)生機(jī)理。Abstract： The actuating cylinder of a certain type machine is opened accidentally without instruction， which causes the malfunction of the door to be opened in

的減速作用，而作動筒又是控制減速板系統(tǒng)的關(guān)鍵部件。本文介紹了一起賽斯納525型飛機(jī)減速板作動筒斷裂故障的排故過程，其中對減速板系統(tǒng)整體以及關(guān)鍵部位的檢查思路可為類似故障的排除提供參考。關(guān)鍵詞：減速板;作動筒;螺桿;斷裂1 故障情況一架賽斯納525（CE525）型飛機(jī)的左機(jī)翼出現(xiàn)液壓油滲漏情況。檢查后發(fā)現(xiàn)左減速板液壓作動筒上用于固定作動筒端蓋（安裝底座）的兩顆螺桿斷裂，作動筒殼體與端蓋部分分離，密封圈部分外露，液壓油從作動筒殼體與端蓋的結(jié)合面處滲出，飛機(jī)液壓

廣。航空發(fā)動機(jī)作動筒的控制就是電液位置伺服控制系統(tǒng)的典型應(yīng)用。在電液位置伺服控制系統(tǒng)中，作動筒屬于執(zhí)行元件，用于將液壓能轉(zhuǎn)換為驅(qū)動發(fā)動機(jī)導(dǎo)葉、活門或其他機(jī)械裝置的機(jī)械能。在當(dāng)前電液位置伺服控制研究中，多采用對稱作動筒設(shè)計(jì)和分析討論[7-12]。而在航空領(lǐng)域，因非對稱作動筒具有結(jié)構(gòu)簡單、加工方便、工作空間小、單邊活動密封效率及可靠性高等特點(diǎn)而被廣泛應(yīng)用。但是由于非對稱作動筒結(jié)構(gòu)參數(shù)的不對稱，導(dǎo)致閥控作動筒在伸出和縮回2個(gè)方向上動態(tài)特性（如超調(diào)量、調(diào)節(jié)時(shí)間和穩(wěn)

6038）某型作動筒壽命僅為6000±150起落，在飛機(jī)的全壽命期內(nèi)，共需要 4套作動筒，這不僅增加了維修工作量，還增大了成本。如作動筒壽命能延長至12 000±150起落，飛機(jī)全壽命期內(nèi)僅需要2套作動筒，既減少了維護(hù)的工作量，又降低了換新成本。1 噴丸強(qiáng)化處理和疲勞壽命試驗(yàn)1.1 噴丸參數(shù)的確定噴丸強(qiáng)化處理是國內(nèi)外廣泛使用的一種在再結(jié)晶溫度以下的表面強(qiáng)化方法，是顯著提高金屬零件抗疲勞和抗應(yīng)力腐蝕性能的有效途徑[1-2]。作動筒零件形狀結(jié)構(gòu)復(fù)雜，有螺紋、耳

噴管的結(jié)構(gòu)中，作動筒是提供展開動力的重要機(jī)構(gòu)，其動力學(xué)特性決定了噴管整體的展開過程。而雙級延伸噴管中的作動筒不僅要提供動力，同時(shí)對噴管的展開起重要的限制和導(dǎo)向作用，保證了雙級延伸錐到位的平穩(wěn)與同步性。在展開的整體系統(tǒng)中，作動筒中的動滑輪結(jié)構(gòu)屬于冗余結(jié)構(gòu)，加入前后系統(tǒng)的自由度并不產(chǎn)生變化，但動滑輪的預(yù)緊力會通過影響作動筒內(nèi)部以及與筒身連接處轉(zhuǎn)動副的摩擦力，來對系統(tǒng)的動力學(xué)特性產(chǎn)生不可忽視的影響。由于布置在作動筒的內(nèi)部，動滑輪系統(tǒng)不易加工裝配，在運(yùn)輸與裝配過程

雨摘 要：氣動作動筒具有潔凈、重量輕、污染低、不易堵塞等優(yōu)點(diǎn)，廣泛應(yīng)用在各大工程行業(yè)中。但相對于液壓作動筒，氣動作動筒在速度控制及行程末端緩沖上存在一定的弊端。為此，文章提出了一種基于油液阻尼的氣動作動筒方案，有效解決了氣動作動筒工作中的速度控制及末端緩沖問題。關(guān)鍵詞：作動筒；油液阻尼；緩沖中圖分類號：TH113 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A 文章編號：2095-2945（2018）20-0125-02Abstract： Pneumatic moving cylinde

引言護(hù)板收放作動筒通過液壓系統(tǒng)提供動力，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)護(hù)板的收上和放下，從而為飛機(jī)起落架的收放提供通路。由于護(hù)板收放作動筒不承受地面載荷，只承受護(hù)板收放載荷，所以往往要求按與飛機(jī)同壽命（允許更換密封件）來設(shè)計(jì)。按照《飛機(jī)I、II型液壓系統(tǒng)直線式作動筒通用技術(shù)條件》（HB6090-1986）的要求，護(hù)板收放作動筒在設(shè)計(jì)鑒定時(shí)需要完成工作循環(huán)及壓力脈沖循環(huán)兩部分的壽命試驗(yàn)考核。某型飛機(jī)的護(hù)板收放作動筒在進(jìn)行壽命試驗(yàn)中的壓力脈沖循環(huán)試驗(yàn)時(shí)，上端蓋出現(xiàn)了裂紋，未能通過

通，主支柱護(hù)板作動筒活塞桿收回使支柱護(hù)板處于“收上”位置。主支柱護(hù)板收上到位后接通起落架收放液壓電磁閥，使起落架液壓系統(tǒng)的“收上”管路與壓力管路接通，“放下”管路與回油管路接通，壓力油通過節(jié)流閥流向前起落架液壓鎖和自動剎車作動筒使機(jī)輪剎車。與此同時(shí)，壓力油流向主起落架液壓鎖、上位鎖開鎖作動筒和協(xié)調(diào)活門，使上位鎖開鎖作動筒收回，當(dāng)支柱掛在鎖上時(shí)，上位鎖便關(guān)閉。由于協(xié)調(diào)活門的結(jié)構(gòu)限制，使油液不能通過協(xié)調(diào)活門到達(dá)機(jī)輪護(hù)板作動筒，只有當(dāng)來自液壓鎖的油液進(jìn)入起落架收

言某型機(jī)減速板作動筒在完成經(jīng)100℃浸YH-15液壓油72h，放入高低溫箱從-55℃保溫3h后加溫至100℃再保溫2h，保溫和升溫過程中對減速板作動筒進(jìn)行收放的高低溫試驗(yàn)后，檢查發(fā)現(xiàn)筒身漆層產(chǎn)生起泡故障。同批次減速板作動筒（組合件）共10件,經(jīng)過高低溫例行試驗(yàn)的減速板作動筒（組合件）為兩件。經(jīng)查閱裝配指令等原始記錄，該批10件減速板作動筒軍檢時(shí)因外筒表面漆層粗糙、碰傷被要求重新返工噴涂C04-42面漆，油漆采用了常溫固化。圖1 減速板作動筒起泡故障圖1 漆

馬，大容積液壓作動筒用得也越來越多。根據(jù)相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)[1]要求，新研制的飛機(jī)液壓作動筒、閥、壓力容器首次飛行前必須完成壓力脈沖試驗(yàn)。目前國內(nèi)壓力脈沖試驗(yàn)設(shè)備難以滿足大容積液壓作動筒壓力脈沖試驗(yàn)的要求[2]，大容積液壓作動筒進(jìn)行壓力脈沖試驗(yàn)時(shí)，一般采取填充剛性介質(zhì)減少腔體內(nèi)液體量的辦法，調(diào)試壓力脈沖波形達(dá)到標(biāo)準(zhǔn)試驗(yàn)波形的要求。但當(dāng)作動筒容積大到一定的量時(shí)，該方法失效。有人從控制試驗(yàn)設(shè)備角度，探索解決辦法[2-3]。本文從大容積液壓作動筒試驗(yàn)件本身出發(fā)，探索分析了

單噴嘴擋板閥和作動筒原理，通過控制閥的輸入電流控制流量大小，研究結(jié)構(gòu)參數(shù)對三通氣動閥控缸響應(yīng)速度的影響規(guī)律。1 三通氣動閥控缸模型圖1所示為某氣體控制閥回路簡圖。當(dāng)電磁閥不通電時(shí)，電磁閥內(nèi)部的球閥隔斷通道，蝶閥保持閉合狀態(tài)。當(dāng)電磁閥通電時(shí)，三通氣動閥控缸處于工作狀態(tài)，經(jīng)減壓閥調(diào)壓后的氣體流經(jīng)電磁閥通道進(jìn)入閥控缸推動活塞移動;閥控缸的內(nèi)部壓力可以通過流經(jīng)單噴嘴擋板的控制電流來調(diào)節(jié);活塞的位移通過連桿機(jī)構(gòu)轉(zhuǎn)換為蝶閥的開度，即通過執(zhí)行閥控缸的控制電流來調(diào)整蝶閥開

內(nèi)對航空發(fā)動機(jī)作動筒的研究大多圍繞作動筒裂紋故障分析[4-6]、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)[7]、控制系統(tǒng)試驗(yàn)研究[8]、控制系統(tǒng)仿真設(shè)計(jì)分析[9-11]、控制伺服系統(tǒng)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)分析[12-14]，而采用數(shù)值仿真分析的方法分析作動筒流量的研究文獻(xiàn)鮮有報(bào)道。為此，基于某型航空發(fā)動機(jī)作動筒在試制中出現(xiàn)流量不合格的問題，開展數(shù)值仿真分析工作。作動筒組件通常分為有桿腔和無桿腔，作動筒有桿腔（工作腔）在工作中的流阻增大將導(dǎo)致腔體內(nèi)流動介質(zhì)在一定壓差條件下填充時(shí)間延遲，從而迫使可調(diào)噴管驅(qū)

08）自動駕駛作動筒作用是將來自于FCC（飛行控制計(jì)算機(jī)）的電信號轉(zhuǎn)化為液壓控制的機(jī)械輸出。作動筒的輸出變成副翼和升降舵PCU（動力控制組件）的輸入，然后驅(qū)動副翼和升降舵的運(yùn)動。飛機(jī)上總共有四個(gè)自動駕駛作動筒，它們是完全相同的。兩個(gè)用于控制副翼，兩個(gè)用于控制升降舵。自動駕駛作動筒原理如圖1所示。圖1 自動駕駛作動筒原理每個(gè)作動筒上有四個(gè)航線可更換件（LRU），它們分別是：Actuator solenoid valve作動筒電磁活門；Detent solen

主要由魚叉收放作動筒、掛鉤和鎖鉤作動筒組成，魚叉收放作動筒根據(jù)使用要求采用直線式往復(fù)運(yùn)動作動筒，通過進(jìn)入作動筒上下腔的壓力差來實(shí)現(xiàn)作動筒的收放，鎖鉤作動筒是魚叉裝置鎖閉機(jī)械，采用單向作用式作動筒，即插銷靠彈簧力，拔銷靠液壓力作用。直升機(jī)著艦后，駕駛員按壓總距桿上的魚叉收放按鈕，魚叉裝置由輔助系統(tǒng)供壓，輔助系統(tǒng)壓力油進(jìn)入魚叉裝置下腔，隨著收放電磁閥和卸載電磁閥同時(shí)工作，壓力油進(jìn)入魚叉裝置上腔，并使魚叉收放作動筒上下腔壓強(qiáng)相等，由于作動筒上下腔面積差的原因，魚

落架；應(yīng)急放；作動筒0 引言本文主要針對作動筒對大型客機(jī)主起落架應(yīng)急放進(jìn)行的影響分析，并不包含作動筒對前起落架應(yīng)急放影響的分析。大型客機(jī)主起落架設(shè)計(jì)人員的主要精力放在方案布置、機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)和功能零部件的優(yōu)化設(shè)計(jì)上，對主起落架應(yīng)急放的設(shè)計(jì)考慮不足。在以往的設(shè)計(jì)當(dāng)中，普遍認(rèn)為主起落架的應(yīng)急放并不存在很大的問題。主要是因?yàn)椋篴.主起落架沒有與主起落架艙門復(fù)雜的聯(lián)動機(jī)構(gòu)，主起落架放下的時(shí)候負(fù)載很小；b.主起落架受氣動力的影響較小，主起落架放下時(shí)的運(yùn)動方向基本與氣動力方

、油嘴Ⅱ直徑、作動筒活塞桿直徑、作動筒活塞直徑、負(fù)載等參數(shù)，對可變幾何通道控制執(zhí)行裝置動態(tài)特性的影響，為同類產(chǎn)品的設(shè)計(jì)、改進(jìn)、改型和性能優(yōu)化提供了理論依據(jù)。航空發(fā)動機(jī)；控制系統(tǒng)；幾何通道控制執(zhí)行裝置；動態(tài)特性；作動筒；活塞桿全程移動時(shí)間1 引言航空發(fā)動機(jī)可變幾何通道控制系統(tǒng)是發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)中非常重要的組成部分，可實(shí)現(xiàn)對進(jìn)口導(dǎo)向葉片、噴口喉道面積的控制和調(diào)節(jié)，對葉尖間隙的主動補(bǔ)償和調(diào)節(jié)等。某型發(fā)動機(jī)幾何通道用3個(gè)作動筒控制，對幾何通道的控制要求為兩級控制，對

置于起落架收放作動筒內(nèi)，因此需要更換收放作動筒。拆下前起落架作動筒的步驟如下：打開前起落架的前輪艙門。從右后艙門鉸鏈上拆下螺釘（右艙門將會旋轉(zhuǎn)打開）。從鉸鏈臂上斷開左艙門連桿（左艙門將打開）。需要注意的是：任何被拆裝的連接部件需要防腐處理。在連接部件的緊固螺帽的螺紋、桿端頭部螺紋區(qū)域和連接螺桿上涂抹CIC Type X防腐劑。在安裝墊片上涂抹Type X Class B防腐劑。在連接部件完成安裝后，在螺栓頭部、螺帽和開口銷上涂抹CIC Type IV防腐劑

0065）燃?xì)?span id="j5frfxp" class="hl">作動筒驅(qū)動的彈翼旋轉(zhuǎn)展開過程動力學(xué)分析計(jì)算楊侃，雷龍（中國航天科工集團(tuán)第六研究院210所，陜西西安710065）介紹了燃?xì)?span id="55v5555" class="hl">作動筒驅(qū)動的彈翼旋轉(zhuǎn)展開機(jī)構(gòu)動力學(xué)分析過程和計(jì)算方法，詳細(xì)分析了各組成單元的工作特性、工作機(jī)理、運(yùn)動和承力特性，綜合運(yùn)用內(nèi)彈道方程、火藥燃速計(jì)算公式、火藥氣小孔射流計(jì)算公式、氣體狀態(tài)方程等，推導(dǎo)出了適宜于本系統(tǒng)參數(shù)計(jì)算的解析公式，并據(jù)此編制了計(jì)算程序。燃?xì)?span id="nbnltfb" class="hl">作動筒；翼面；計(jì)算方法燃?xì)?span id="zhfhtlv" class="hl">作動筒推動的彈翼折疊裝置展開過程中，由于系

?彈翼展開燃?xì)?span id="zzlnxrz" class="hl">作動筒內(nèi)彈道預(yù)估技術(shù)楊敏鵬，楊樹彬，屠小昌，梁 宏，石權(quán)利，陳 靜（陜西應(yīng)用物理化學(xué)研究所，陜西 西安，710061）為了有效控制彈翼展開過程，針對燃?xì)?span id="drdnfpt" class="hl">作動筒的內(nèi)彈道工作現(xiàn)象和過程進(jìn)行了研究。以經(jīng)典內(nèi)彈道模型為基礎(chǔ)，基于matlab 軟件編制計(jì)算程序，完成彈翼展開過程燃?xì)?span id="jvhz5jd" class="hl">作動筒的數(shù)值仿真；通過與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比，驗(yàn)證了所建模型的合理性，從而為現(xiàn)有燃?xì)?span id="ddd55nr" class="hl">作動筒的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供理論指導(dǎo)依據(jù)。燃?xì)?span id="ppzhpjp" class="hl">作動筒；內(nèi)彈道；狀態(tài)方程；數(shù)值仿真燃?xì)?span id="n5vjdn5" class="hl">作動筒作為一種動力

鎖鉤彈簧和液壓作動筒彈簧的性能需求分析數(shù)學(xué)模型。在ADAMS/View仿真環(huán)境下建立了上位鎖虛擬樣機(jī)模型，以總結(jié)出的8種開鎖性能要求工況為輸入條件，逐一進(jìn)行了液壓作動筒性能校核。結(jié)果表明，當(dāng)前的液壓作動筒參數(shù)設(shè)定能夠滿足需求。同時(shí)，也通過仿真識別出設(shè)計(jì)裕度最小的不利工況，作為上位鎖液壓作動筒設(shè)計(jì)的基準(zhǔn)工況。起落架上位鎖；性能分析；鎖彈簧；液壓作動筒；虛擬樣機(jī)飛機(jī)起落架收放過程可劃分為開鎖、啟動到定位和上鎖這幾個(gè)階段，上位鎖裝置是起落架收放系統(tǒng)的重要組成部分

，還需對起落架作動筒以及其他附件進(jìn)行一系列的檢測試驗(yàn)，其中包括起落架作動筒的拉力或壓力試驗(yàn)以及鎖間隙檢測試驗(yàn)等。上述作動筒檢測需要專門的檢測試驗(yàn)設(shè)備，目前國內(nèi)航空企業(yè)作動筒檢測主要采用常規(guī)的氣動試驗(yàn)臺，所采用的檢測方式主要以人工檢測為主，加載方式為氣動加載，輸出的拉/壓力一般不超過1.5t，而且輸出只有幾個(gè)固定值，無法實(shí)現(xiàn)無級調(diào)壓，檢測精度低、通用性較差；若要獲得更大的輸出拉/壓力值，通常需要采用液壓裝置，但液壓系統(tǒng)體積大、維護(hù)性差。另外，在進(jìn)行作動筒鎖間

200031）作動筒試驗(yàn)電氣控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)葉 嘉（海軍駐上海七〇四所軍事代表室，上海 200031）作動筒作為海上航行橫向補(bǔ)給系統(tǒng)中的關(guān)鍵設(shè)備，直接影響著補(bǔ)給任務(wù)的成敗。對此，文中建立了作動筒試驗(yàn)測試與監(jiān)控系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)對作動筒運(yùn)行的測試和監(jiān)控，有助于深入了解其性能參數(shù)和運(yùn)行特性。作動筒；數(shù)據(jù)采集；試驗(yàn)監(jiān)控；數(shù)據(jù)顯示0 引言海上補(bǔ)給利用各種補(bǔ)給設(shè)備在海上對船舶實(shí)施物資補(bǔ)充的海上航行作業(yè)活動[1,2]。海上航行補(bǔ)給時(shí)，同向航行的補(bǔ)給船和接收船存在相互運(yùn)動（如

機(jī)通過控制6個(gè)作動筒的伸縮，來實(shí)現(xiàn)運(yùn)動平臺在6 個(gè)自由度上的運(yùn)動［5－6］。1 六自由度運(yùn)動系統(tǒng)結(jié)構(gòu)六自由度運(yùn)動系統(tǒng)主要包括以下部分:萬向鉸鏈下支座、液壓作動筒、儲能器、萬向鉸鏈上支座、油源、控制電纜以及運(yùn)動控制計(jì)算機(jī)［7］，其中的運(yùn)行系統(tǒng)基座框圖如圖1所示。圖1 運(yùn)行系統(tǒng)基座框圖1.1 萬向鉸鏈支座組件每一個(gè)萬向鉸鏈上、下支座組件包括兩個(gè)接頭，它與運(yùn)動平臺的底部或地面相連，平臺可以在最大偏移包線內(nèi)自由運(yùn)動，而沒有任何機(jī)械阻礙。萬向鉸鏈上支座接頭的主軸和輔

鍵元件——收放作動筒，將面臨成本大、周期長、試驗(yàn)場景有限等問題。因此，系統(tǒng)仿真成為驗(yàn)證方案、修復(fù)故障的重要手段[7-13]。本文首先根據(jù)某商用飛機(jī)前起落架系統(tǒng)原理，建立機(jī)械、液壓領(lǐng)域的Modelica模型[14-15]；其次，根據(jù)系統(tǒng)中組件的獨(dú)立試驗(yàn)數(shù)據(jù)對組件模型進(jìn)行參數(shù)標(biāo)定；再次，利用系統(tǒng)工況試驗(yàn)數(shù)據(jù)對所標(biāo)定的模型進(jìn)行驗(yàn)證，為后續(xù)分析液壓系統(tǒng)阻尼對前起落架應(yīng)急放的影響以及各載荷的敏感性，以此找到起落架故障的原因并采取相應(yīng)措施提供支持。1某商用飛機(jī)前起落架

，比較常見的為作動筒驅(qū)動和齒輪驅(qū)動（含齒輪齒條驅(qū)動）兩種類型，其中，作動筒式又可分為單作動筒式與雙作動筒式。圖12.1 單作動筒式單作動筒轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)的轉(zhuǎn)彎角度通常小于±45°，Y8 系列飛機(jī)轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)采用單作動筒結(jié)構(gòu)。常見的單作動筒轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)如圖2所示。圖2由于單作動筒轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)轉(zhuǎn)彎角度較小，在地面牽引飛機(jī)時(shí)，若需要較大的牽引轉(zhuǎn)彎角度時(shí)，則需要脫開起落架的轉(zhuǎn)向部分，一般為脫開上下扭力臂（采用快卸銷連接上、下扭力臂），可使前輪牽引較大角度轉(zhuǎn)彎。在飛機(jī)放下起落架時(shí)，可

統(tǒng)工作原理矢量作動筒結(jié)構(gòu)如圖1所示。矢量電子控制器通過控制互成120°的3個(gè)作動筒帶動調(diào)節(jié)環(huán)來提供俯仰或偏航所需矢量角。圖1 矢量作動筒1.1 控制邏輯軸對稱矢量噴管控制的邏輯重點(diǎn)為2方面：一是在所有飛行狀態(tài)下，保證發(fā)動機(jī)正常工作，即非矢量控制；二是在不影響發(fā)動機(jī)工作條件下，實(shí)現(xiàn)推力矢量控制，即矢量控制[5-8]。非矢量控制即根據(jù)發(fā)動機(jī)的相關(guān)參數(shù)和控制指令，按設(shè)定的噴管面積調(diào)節(jié)規(guī)律來調(diào)節(jié)A8（喉道噴管截面面積）和A9（矢量噴管截面面積），以保證發(fā)動機(jī)工作在

）某型飛機(jī)護(hù)板作動筒自動開鎖故障分析及改進(jìn)敖文偉，段新星，龔良國，鐘小宏，張海（中航工業(yè)洪都，江西南昌 330024）針對某型飛機(jī)護(hù)板在飛行中自動打開的故障，對護(hù)板收放作動筒工作原理、結(jié)構(gòu)組成進(jìn)行了研究，在開鎖試驗(yàn)驗(yàn)證和故障件分解檢查后，確定了作動筒自動開鎖的原因是由于彈簧力過小，使得作動筒開鎖壓力小于瞬時(shí)回油壓力所致。通過改進(jìn)作動筒內(nèi)部零件彈簧的安裝方式，增大了開鎖壓力，提高了開鎖壓力的穩(wěn)定性，排除了故障，為飛機(jī)飛行安全提供了保障。收放作動筒；機(jī)械鎖；開

結(jié)構(gòu)強(qiáng)度更好。作動筒是作動器的關(guān)鍵部件，要承受主要靜動態(tài)載荷，同時(shí)由于作動器在工作時(shí)要面臨各種各樣的工況，會通過振動、負(fù)載力、鉸鏈力矩等形式在作動筒上產(chǎn)生交變動態(tài)載荷，都會對作動筒的靜動態(tài)特性和穩(wěn)健性產(chǎn)生較大的影響，從而影響作動器的使用性能。在當(dāng)前的功率電傳機(jī)載作動系統(tǒng)中，電動靜液作動器（Electro Hydrostatic Actuator，EHA）以其體積小、功率大、控制靈活等特點(diǎn)受到越來越大的關(guān)注，是當(dāng)前先進(jìn)飛機(jī)新作動系統(tǒng)研究的重點(diǎn)。在EHA作動筒

矢量控制由3個(gè)作動筒驅(qū)動。作動筒輸出相同位移實(shí)現(xiàn)A9收擴(kuò)調(diào)節(jié)；輸出不同位移實(shí)現(xiàn)偏轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)。AVEN控制系統(tǒng)控制回路分為內(nèi)環(huán)和外環(huán)，內(nèi)環(huán)即執(zhí)行機(jī)構(gòu)位移控制回路，或稱小閉環(huán)控制回路，實(shí)現(xiàn)作動筒的位移量閉環(huán)控制，外環(huán)根據(jù)飛行控制系統(tǒng)輸出的矢量方位角θ和矢量偏轉(zhuǎn)角δ，由控制律解算出3個(gè)作動筒位移給定量，然后通過執(zhí)行機(jī)構(gòu)小閉環(huán)回路控制作動筒運(yùn)動，實(shí)現(xiàn)A9面積調(diào)節(jié)和矢量偏轉(zhuǎn)控制。本文在AVEN執(zhí)行機(jī)構(gòu)小閉環(huán)控制回路設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，研究AVEN調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)外環(huán)協(xié)同控制方案，實(shí)現(xiàn)

初步研究了矢量作動筒不同布置方式對控制規(guī)律的影響，確定矢量作動筒的控制規(guī)律及行程范圍和主要運(yùn)動構(gòu)件的運(yùn)動軌跡，為噴管模型試驗(yàn)件工程設(shè)計(jì)提供了依據(jù)。軸對稱球面塞式矢量噴管；U G N X；自頂向下建模；運(yùn)動仿真0 引言作為未來先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的必備技術(shù)，推力矢量技術(shù)已經(jīng)得到航空發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)者越來越多地重視。矢量噴管技術(shù)是實(shí)現(xiàn)推力矢量技術(shù)的核心技術(shù)，而軸對稱球面塞式矢量噴管由于具有運(yùn)動件少、結(jié)構(gòu)簡單、質(zhì)量輕和可靠性高，在獲得推力矢量控制能力的同時(shí)，又不影響整機(jī)的綜合性

有3工位工作的作動筒結(jié)構(gòu)，并在TRIZ的指導(dǎo)下對方案進(jìn)行了優(yōu)化，最終得到1種適用于工程實(shí)際的方案結(jié)構(gòu)。1 3工位作動筒創(chuàng)新設(shè)計(jì)TRIZ體系是以辯證法、系統(tǒng)論和認(rèn)識論為哲學(xué)指導(dǎo)，以自然科學(xué)、系統(tǒng)科學(xué)和思維科學(xué)的分析和研究成果為根基和支柱，以技術(shù)系統(tǒng)進(jìn)化法則為理論基礎(chǔ)，以技術(shù)系統(tǒng)或技術(shù)過程矛盾、資源、理想化為4大基本概念，包括了解決工程矛盾問題和復(fù)雜發(fā)明問題所需的各種分析方法、解題工具和算法流程。利用ARIZ解決具體問題的思路如圖1所示。首先將1個(gè)待解決的具體

三維模型和收放作動筒、下落加速器的一維模型進(jìn)行聯(lián)合仿真。結(jié)果表明:采用理論計(jì)算值能夠?qū)崿F(xiàn)起落架在有限時(shí)間里的收放任務(wù),各部件在收放運(yùn)動中無干涉。此外,利用該聯(lián)合仿真模型研究了收放作動筒、下落加速器結(jié)構(gòu)參數(shù)對起落架收放性能的影響,指出收放作動筒活塞截面積和下落加速器活塞桿腔截面積可作為優(yōu)化設(shè)計(jì)的優(yōu)先選取參數(shù),為該型飛機(jī)起落架收放機(jī)構(gòu)性能的進(jìn)一步優(yōu)化提供參考。收放機(jī)構(gòu),聯(lián)合仿真,起落架,運(yùn)動分析引 言近幾年,國內(nèi)專家在關(guān)于飛機(jī)起落架收放機(jī)構(gòu)性能仿真計(jì)算方面做了