一种承载单元互连式的起落架支持加载系统及方法与流程

1.本技术属于飞机结构强度试验领域，特别涉及一种承载单元互连式的起落架支持加载系统及方法。


背景技术：

2.在全尺寸飞机结构强度试验中，合理的试验支持方式是开展强度试验的基础条件，强度刚度均较大的起落架作为支持部位最为常见、也便于开展飞机载荷工况模拟。全机试验支持要求静定支持为6个方向约束，垂向支持点必须为3个，目前国内对于多轮起落架支持通常采用联合撬杠-立柱方式和油缸连通方式形成一个支持点。现有主起落支持方式主要应用于单支柱两轮的多支柱多轮起落架，而且在应急卸载时缺少缓和冲击，冲击载荷过大时可能会造成试验件损伤。对于单支柱六轮小车式的起落架结构，在起落架与机身连接工况中，需要在各假轮处施加主动载荷，现有支持方式无法实现对各轮施加所要求载荷，也存在俯仰震荡的问题。通过更换加载装置可以解决试验加载问题，除了大大增加试验工作量，还徒增飞机姿态调整时与框架碰撞的风险，而震荡问题仍存在。
3.因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。


技术实现要素：

4.本技术的目的是提供了一种承载单元互连式的起落架支持加载系统及方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。
5.本技术的技术方案是：
6.本技术的第一个方面提供了一种承载单元互连式的起落架支持加载系统，包括：
7.油气弹簧承载单元，所述油气弹簧承载单元具有腔体a、腔体b、腔体c、腔体d、腔体e、腔体f，所述油气弹簧承载单元包括与起落架假件前轴假轮连接的第一油气弹簧承载单元，与起落架假件中轴假轮连接的第二油气弹簧承载单元，以及与起落架假件后轴假轮连接的第三油气弹簧承载单元；
8.集成模块，所述集成模块具有第一进出油路、第二进出油路、第三进出油路，所述集成模块包括第一集成模块、第二集成模块、第三集成模块，其中，
9.所述第一集成模块的第一进出油路与第一油气弹簧承载单元的腔体a连通，第二进出油路与第一油气弹簧承载单元的腔体b连通，第三进出油路与第一油气弹簧承载单元的腔体d连通；
10.所述第二集成模块的第一进出油路与第二油气弹簧承载单元的腔体a连通，第二进出油路与第二油气弹簧承载单元的腔体b连通，第三进出油路与第二油气弹簧承载单元的腔体d连通；
11.所述第三集成模块的第一进出油路与第三油气弹簧承载单元的腔体a连通，第二进出油路与第三油气弹簧承载单元的腔体b连通，第三进出油路与第三油气弹簧承载单元的腔体d连通；
12.连通油路，包括第一连通油路、第二连通油路、第三连通油路，其中，
13.所述第一连通油路分别将第一油气弹簧承载单元的腔体a、第二油气弹簧承载单元的腔体b、第三油气弹簧承载单元的腔体b相互连通，所述第一连通油路上设置有球阀；
14.所述第二连通油路分别将第一油气弹簧承载单元的腔体b、第二油气弹簧承载单元的腔体a、第三油气弹簧承载单元的腔体a相互连通，所述第二连通油路上设置有球阀；
15.所述第三连通油路分别将第一油气弹簧承载单元的腔体d、第二油气弹簧承载单元的腔体d、第三油气弹簧承载单元的腔体d相互连通，所述第三连通油路上设置有球阀。
16.在本技术的至少一个实施例中，所述油气弹簧承载单元包括：
17.筒体，所述筒体中设置有两个隔板，两个所述隔板将筒体内部分隔成三个腔体，分别为第一腔体、第二腔体、第三腔体；
18.有杆活塞，包括第一有杆活塞以及第二有杆活塞，所述第一有杆活塞设置在第一腔体中，将第一腔体分隔成腔体a和腔体b，所述第二有杆活塞设置在第二腔体中，将第二腔体分隔成腔体c和腔体d；
19.浮动活塞，所述浮动活塞设置在第三腔体中，将第三腔体分隔成腔体e和腔体f；
20.活塞杆，所述活塞杆的一端分别与所述第一有杆活塞以及所述第二有杆活塞连接，另一端与对应的起落架假件假轮连接；
21.承载单元油路，所述承载单元油路的一端与腔体d连通，另一端与腔体e连通，所述承载单元油路上设置有球阀、单向节流阀以及电控换向阀；
22.其中，腔体a、腔体b、腔体d、腔体e中填充有油液，腔体c与大气连通，腔体f中填充有高压惰性气体。
23.在本技术的至少一个实施例中，所述活塞杆上安装有位移传感器。
24.在本技术的至少一个实施例中，所述集成模块中：
25.所述第一进出油路包括第一进出总油路以及两条并联设置的第一进出分油路，第一进出总油路的一端与腔体a连通，另一端与两条并联设置的第一进出分油路连通，其中，一条第一进出分油路上设置有液控换向阀以及伺服阀，该第一进出分油路分别与高压油路以及低压油路连通，另一条第一进出分油路上设置有液控换向阀以及单向节流阀，该第一进出分油路与低压油路连通；
26.所述第二进出油路包括第二进出总油路以及两条并联设置的第二进出分油路，第二进出总油路的一端与腔体b连通，另一端与两条并联设置的第二进出分油路连通，其中，一条第二进出分油路上设置有液控换向阀以及伺服阀，该第二进出分油路分别与高压油路以及低压油路连通，另一条第二进出分油路上设置有液控换向阀以及单向节流阀，该第二进出分油路与低压油路连通；
27.所述第三进出油路的一端与腔体d连通，另一端与低压油路连通，所述第三进出油路上设置有单向节流阀。
28.在本技术的至少一个实施例中，所述集成模块还包括换向阀液控油路，所述换向阀液控油路的一端分别与所述第一进出油路以及所述第二进出油路中的各个液控换向阀连接，另一端分别与高压油路以及低压油路连通，所述换向阀液控油路上设置有电控换向阀。
29.本技术的第二个方面提供了一种承载单元互连式的起落架支持加载方法，基于如
上所述的承载单元互连式的起落架支持加载系统，包括：
30.在高度调节模式下：关闭油气弹簧承载单元的承载单元油路和连通油路上的球阀，控制集成模块的进出油路对腔体a、b充油或放油，同时通过控制油气弹簧承载单元的承载单元油路对腔体d充油或放油，从而调节活塞杆伸出量至预定位置，调节完成后，将集成模块断电，切断集成模块的进出油路；
31.在停机模式下：关闭油气弹簧承载单元的承载单元油路上的球阀，打开连通油路上的球阀，调节完成后，将油气弹簧承载单元的承载单元油路上的电控换向阀和集成模块断电，切断集成模块的进出油路；
32.在支持模式下：将油气弹簧承载单元的承载单元油路上的电控换向阀和集成模块断电，打开油气弹簧承载单元的承载单元油路和连通油路上的球阀，三个油气弹簧承载单元的腔体d连通，中轴和后轴的油气弹簧承载单元之间的腔体a、b并联，再与前轴的油气弹簧承载单元的腔体a、b交叉连通，实现静定支持；
33.在加载模式下：关闭油气弹簧承载单元的承载单元油路上的球阀，油气弹簧承载单元的承载单元油路上的电控换向阀不起作用，腔体d通过单向节流阀始终与集成模块的进出油路连通，控制集成模块的进出油路对腔体a、b充油或放油，实现起落架的主动加载。
34.在本技术的至少一个实施例中，在支持模式下，当出现应急卸载时，将油气弹簧承载单元的承载单元油路上的电控换向阀断电连通，腔体f缓和载荷冲击，油液通过单向节流阀消耗冲击能量，最大限度地保护试验件安全。
35.在本技术的至少一个实施例中，在加载模式下，当出现应急卸载时，控制集成模块的进出油路对腔体a、b放油，完成卸载。
36.发明至少存在以下有益技术效果：
37.本技术的承载单元互连式的起落架支持加载系统，可同时满足单支柱六轮小车式起落架的支持和各轮加载需求，并具备姿态调节、缓冲应急卸载冲击、消除震荡等功能，可大大减少试验中的换装工作量，且最大限度地保护试验件。
附图说明
38.图1是本技术一个实施方式的单支柱六轮起落架分布形式示意图；
39.图2是本技术一个实施方式的油气弹簧承载单元结构示意图；
40.图3是本技术一个实施方式的承载单元互连式的起落架支持加载系统示意图；
41.其中：
42.1-活塞杆；2-位移传感器；3-筒体；4-有杆活塞；5-浮动活塞；6-球阀；7-单向节流阀；8-电控换向阀。
具体实施方式
43.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本技术，而不能理解为对本技术的限制。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人
员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。下面结合附图对本技术的实施例进行详细说明。
44.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术保护范围的限制。
45.下面结合附图1至图3对本技术做进一步详细说明。
46.本技术的第一个方面提供了一种承载单元互连式的起落架支持加载系统，包括：3个油气弹簧承载单元、3个集成模块以及3条连通油路。
47.具体的，油气弹簧承载单元具有六个腔体，分别是腔体a、腔体b、腔体c、腔体d、腔体e、腔体f，油气弹簧承载单元包括第一油气弹簧承载单元、第二油气弹簧承载单元以及第三油气弹簧承载单元，其中，第一油气弹簧承载单元与起落架假件前轴假轮连接，第二油气弹簧承载单元与起落架假件中轴假轮连接，第三油气弹簧承载单元与起落架假件后轴假轮连接。起落架假件的前轴、中轴、后轴分别布置有两个假轮，通过三个油气弹簧承载单元分别连接前轴、中轴、后轴的假轮。
48.集成模块具有第一进出油路、第二进出油路、第三进出油路，集成模块包括第一集成模块、第二集成模块、第三集成模块，其中，第一集成模块的第一进出油路与第一油气弹簧承载单元的腔体a连通，第二进出油路与第一油气弹簧承载单元的腔体b连通，第三进出油路与第一油气弹簧承载单元的腔体d连通；第二集成模块的第一进出油路与第二油气弹簧承载单元的腔体a连通，第二进出油路与第二油气弹簧承载单元的腔体b连通，第三进出油路与第二油气弹簧承载单元的腔体d连通；第三集成模块的第一进出油路与第三油气弹簧承载单元的腔体a连通，第二进出油路与第三油气弹簧承载单元的腔体b连通，第三进出油路与第三油气弹簧承载单元的腔体d连通。
49.连通油路包括第一连通油路、第二连通油路、第三连通油路，其中，第一连通油路分别将第一油气弹簧承载单元的腔体a、第二油气弹簧承载单元的腔体b、第三油气弹簧承载单元的腔体b相互连通，第一连通油路上设置有球阀；第二连通油路分别将第一油气弹簧承载单元的腔体b、第二油气弹簧承载单元的腔体a、第三油气弹簧承载单元的腔体a相互连通，第二连通油路上设置有球阀；第三连通油路分别将第一油气弹簧承载单元的腔体d、第二油气弹簧承载单元的腔体d、第三油气弹簧承载单元的腔体d相互连通，第三连通油路上设置有球阀。
50.在本技术的优选实施方式中，如图2所示，油气弹簧承载单元包括：筒体3、有杆活塞4、浮动活塞5、活塞杆1以及承载单元油路，其中，筒体3中设置有两个隔板，两个隔板将筒体3内部分隔成三个腔体，分别为第一腔体、第二腔体、第三腔体；有杆活塞4包括第一有杆活塞以及第二有杆活塞，第一有杆活塞设置在第一腔体中，将第一腔体分隔成腔体a和腔体b，第二有杆活塞设置在第二腔体中，将第二腔体分隔成腔体c和腔体d；浮动活塞5设置在第三腔体中，将第三腔体分隔成腔体e和腔体f，浮动活塞5能够隔离气体和油液；活塞杆1上安装有用于监测起落架位移的位移传感器2，活塞杆1的一端分别与第一有杆活塞以及第二有杆活塞连接，另一端与对应的起落架假件假轮连接，能够传递载荷；承载单元油路的一端与
腔体d连通，另一端与腔体e连通，承载单元油路上设置有球阀6、单向节流阀7以及电控换向阀8；腔体a、腔体b、腔体d、腔体e中填充有油液，腔体c与大气连通，腔体f中填充有高压惰性气体。球阀6用于油路通断，单向节流阀7和电控换向阀8能够配合实现腔体d、e之间传递气压、缓和冲击，腔体c能够保证调节行程并避免憋压。
51.在本技术的优选实施方式中，如图3所示，集成模块的第一进出油路包括第一进出总油路以及两条并联设置的第一进出分油路，第一进出总油路的一端与腔体a连通，另一端与两条并联设置的第一进出分油路连通，其中，一条第一进出分油路上设置有液控换向阀以及伺服阀，该第一进出分油路分别与高压油路以及低压油路连通，另一条第一进出分油路上设置有液控换向阀以及单向节流阀，该第一进出分油路与低压油路连通；第二进出油路包括第二进出总油路以及两条并联设置的第二进出分油路，第二进出总油路的一端与腔体b连通，另一端与两条并联设置的第二进出分油路连通，其中，一条第二进出分油路上设置有液控换向阀以及伺服阀，该第二进出分油路分别与高压油路以及低压油路连通，另一条第二进出分油路上设置有液控换向阀以及单向节流阀，该第二进出分油路与低压油路连通；第三进出油路的一端与腔体d连通，另一端与低压油路连通，第三进出油路上设置有单向节流阀。此外，集成模块还包括换向阀液控油路，换向阀液控油路的一端分别与第一进出油路以及第二进出油路中的各个液控换向阀连接，另一端分别与高压油路以及低压油路连通，换向阀液控油路上设置有电控换向阀。
52.本技术的承载单元互连式的起落架支持加载系统，采用油气弹簧作为承载加载单元，油气弹簧承载单元采用特殊设计的油缸结构，两个充液有杆腔(腔体a、腔体b)主要实现加载，一个与大气连通有杆腔(腔体c)确保活塞杆运动行程，上部无杆腔作为支持时承载、加载时不起作用，高压气体腔(腔体f)初始状态充入所需压力的高压惰性气体、两个充液无杆腔(腔体d、腔体e)连通后可实现缓冲应急卸载时的载荷冲击。加载时每个油气弹簧承载单元相互独立，作为支持时起落架支柱前后部分的油气弹簧承载单元分别内部并联、然后再交叉互连以实现静定支持并消除了俯仰震荡，单支柱六轮起落架的油气弹簧承载单元互连式支持加载系统原理如图3所示，互连原则是起落架支柱前后部分的油气弹簧承载单元腔体a、b分别内部并联、然后再交叉互连。
53.本技术的第二个方面提供了一种承载单元互连式的起落架支持加载方法，基于上述的承载单元互连式的起落架支持加载系统，包括：
54.在高度调节模式下：关闭油气弹簧承载单元的承载单元油路和连通油路上的球阀，控制集成模块的进出油路对腔体a、b充油或放油，同时通过控制油气弹簧承载单元的承载单元油路对腔体d充油或放油，从而调节活塞杆伸出量至预定位置，调节完成后，将集成模块断电，切断集成模块的进出油路；
55.在停机模式下：关闭油气弹簧承载单元的承载单元油路上的球阀，打开连通油路上的球阀，调节完成后，将油气弹簧承载单元的承载单元油路上的电控换向阀和集成模块断电，切断集成模块的进出油路；
56.在支持模式下：将油气弹簧承载单元的承载单元油路上的电控换向阀和集成模块断电，打开油气弹簧承载单元的承载单元油路和连通油路上的球阀，三个油气弹簧承载单元的腔体d连通，中轴和后轴的油气弹簧承载单元之间的腔体a、b并联，再与前轴的油气弹簧承载单元的腔体a、b交叉连通，实现静定支持；在支持模式下，当出现应急卸载时，将油气
弹簧承载单元的承载单元油路上的电控换向阀断电连通，腔体f缓和载荷冲击，油液通过单向节流阀消耗冲击能量，最大限度地保护试验件安全。
57.在加载模式下：关闭油气弹簧承载单元的承载单元油路上的球阀，油气弹簧承载单元的承载单元油路上的电控换向阀不起作用，腔体d通过单向节流阀始终与集成模块的进出油路连通，控制集成模块的进出油路对腔体a、b充油或放油，实现起落架的主动加载；在加载模式下，当出现应急卸载时，控制集成模块的进出油路对腔体a、b放油，完成卸载。
58.本技术的承载单元互连式的起落架支持加载方法，需要调节高度时，关闭所有球阀，位控模式下控制集成模块对腔体a、b充油或放油，同时通过单向节流阀对腔体d充油或放油，调节活塞杆伸出量至所需位置，调节完成后集成模块断电并切断进出油路。停机状态时，关闭球阀ⅰ、ⅱ、ⅲ，打开其余球阀，所有电控换向阀断电，集成模块进出油断开。作为支持状态时，集成模块进出油路断开、不起作用，电控换向阀dt1通电关闭状态，打开所有球阀。油气弹簧承载单元腔体d连通，中轴和后轴的油气弹簧承载单元间腔体a、b并联，再与前轴油气弹簧承载单元腔体a、b交叉连通，实现静定支持并消除了俯仰震荡。支持过程中一旦出现应急卸载，电控换向阀dt1断电连通，气体腔缓和载荷冲击，油液通过单向节流阀消耗冲击能量，最大限度地保护试验件安全。施加主动载荷时，关闭所有球阀，电控换向阀dt1不起作用，腔体d通过单向节流阀始终与回油连通，集成模块内的dat2、dat3(或dat4)通电，高压油控制1-1、1-2、2-1、2-2四个液控换向阀换向，高低压油液控换向阀2-1、2-2分别进入腔体a、b，力控模式下完成起落架的主动加载。出现应急卸载时，电控换向阀dt2、dat3(或dat4)断电关闭，四个液控换向阀在弹簧力的作用下回到初始位置，腔体a、b通过液控换向阀1-1、1-2和单向节流阀与回油连通，完成卸载。
59.本技术的承载单元互连式的起落架支持加载系统及方法，能够实现单支柱多轮起落架形式的飞机结构强度试验中起落架支持加载，两个假轮共用一个轮轴，每个轮轴设置一个油气弹簧承载单元，即可实现独立加载，而通过合理方式耦连后，可构成抗俯仰震荡的静定支持系统。本技术同时具备试验支持和加载的功能且可快速切换，系统内部耦连确保静定支持且可有效消除起落架支柱前后俯仰矩变化、避免俯仰震荡；能够有效吸收应急卸载时的载荷冲击、衰减能量，在应急卸载瞬间能够吸收整个试验系统对支持点结构处的冲击，确保试验件结构的安全；能够根据需求精准地调整飞机姿态；可方便地扩展应用到其他单支柱多轮起落架结构。
60.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种承载单元互连式的起落架支持加载系统，其特征在于，包括：油气弹簧承载单元，所述油气弹簧承载单元具有腔体a、腔体b、腔体c、腔体d、腔体e、腔体f，所述油气弹簧承载单元包括与起落架假件前轴假轮连接的第一油气弹簧承载单元，与起落架假件中轴假轮连接的第二油气弹簧承载单元，以及与起落架假件后轴假轮连接的第三油气弹簧承载单元；集成模块，所述集成模块具有第一进出油路、第二进出油路、第三进出油路，所述集成模块包括第一集成模块、第二集成模块、第三集成模块，其中，所述第一集成模块的第一进出油路与第一油气弹簧承载单元的腔体a连通，第二进出油路与第一油气弹簧承载单元的腔体b连通，第三进出油路与第一油气弹簧承载单元的腔体d连通；所述第二集成模块的第一进出油路与第二油气弹簧承载单元的腔体a连通，第二进出油路与第二油气弹簧承载单元的腔体b连通，第三进出油路与第二油气弹簧承载单元的腔体d连通；所述第三集成模块的第一进出油路与第三油气弹簧承载单元的腔体a连通，第二进出油路与第三油气弹簧承载单元的腔体b连通，第三进出油路与第三油气弹簧承载单元的腔体d连通；连通油路，包括第一连通油路、第二连通油路、第三连通油路，其中，所述第一连通油路分别将第一油气弹簧承载单元的腔体a、第二油气弹簧承载单元的腔体b、第三油气弹簧承载单元的腔体b相互连通，所述第一连通油路上设置有球阀；所述第二连通油路分别将第一油气弹簧承载单元的腔体b、第二油气弹簧承载单元的腔体a、第三油气弹簧承载单元的腔体a相互连通，所述第二连通油路上设置有球阀；所述第三连通油路分别将第一油气弹簧承载单元的腔体d、第二油气弹簧承载单元的腔体d、第三油气弹簧承载单元的腔体d相互连通，所述第三连通油路上设置有球阀。2.根据权利要求1所述的承载单元互连式的起落架支持加载系统，其特征在于，所述油气弹簧承载单元包括：筒体，所述筒体中设置有两个隔板，两个所述隔板将筒体内部分隔成三个腔体，分别为第一腔体、第二腔体、第三腔体；有杆活塞，包括第一有杆活塞以及第二有杆活塞，所述第一有杆活塞设置在第一腔体中，将第一腔体分隔成腔体a和腔体b，所述第二有杆活塞设置在第二腔体中，将第二腔体分隔成腔体c和腔体d；浮动活塞，所述浮动活塞设置在第三腔体中，将第三腔体分隔成腔体e和腔体f；活塞杆，所述活塞杆的一端分别与所述第一有杆活塞以及所述第二有杆活塞连接，另一端与对应的起落架假件假轮连接；承载单元油路，所述承载单元油路的一端与腔体d连通，另一端与腔体e连通，所述承载单元油路上设置有球阀、单向节流阀以及电控换向阀；其中，腔体a、腔体b、腔体d、腔体e中填充有油液，腔体c与大气连通，腔体f中填充有高压惰性气体。3.根据权利要求2所述的承载单元互连式的起落架支持加载系统，其特征在于，所述活塞杆上安装有位移传感器。
4.根据权利要求3所述的承载单元互连式的起落架支持加载系统，其特征在于，所述集成模块中：所述第一进出油路包括第一进出总油路以及两条并联设置的第一进出分油路，第一进出总油路的一端与腔体a连通，另一端与两条并联设置的第一进出分油路连通，其中，一条第一进出分油路上设置有液控换向阀以及伺服阀，该第一进出分油路分别与高压油路以及低压油路连通，另一条第一进出分油路上设置有液控换向阀以及单向节流阀，该第一进出分油路与低压油路连通；所述第二进出油路包括第二进出总油路以及两条并联设置的第二进出分油路，第二进出总油路的一端与腔体b连通，另一端与两条并联设置的第二进出分油路连通，其中，一条第二进出分油路上设置有液控换向阀以及伺服阀，该第二进出分油路分别与高压油路以及低压油路连通，另一条第二进出分油路上设置有液控换向阀以及单向节流阀，该第二进出分油路与低压油路连通；所述第三进出油路的一端与腔体d连通，另一端与低压油路连通，所述第三进出油路上设置有单向节流阀。5.根据权利要求4所述的承载单元互连式的起落架支持加载系统，其特征在于，所述集成模块还包括换向阀液控油路，所述换向阀液控油路的一端分别与所述第一进出油路以及所述第二进出油路中的各个液控换向阀连接，另一端分别与高压油路以及低压油路连通，所述换向阀液控油路上设置有电控换向阀。6.一种承载单元互连式的起落架支持加载方法，基于权利要求5所述的承载单元互连式的起落架支持加载系统，其特征在于，包括：在高度调节模式下：关闭油气弹簧承载单元的承载单元油路和连通油路上的球阀，控制集成模块的进出油路对腔体a、b充油或放油，同时通过控制油气弹簧承载单元的承载单元油路对腔体d充油或放油，从而调节活塞杆伸出量至预定位置，调节完成后，将集成模块断电，切断集成模块的进出油路；在停机模式下：关闭油气弹簧承载单元的承载单元油路上的球阀，打开连通油路上的球阀，调节完成后，将油气弹簧承载单元的承载单元油路上的电控换向阀和集成模块断电，切断集成模块的进出油路；在支持模式下：将油气弹簧承载单元的承载单元油路上的电控换向阀和集成模块断电，打开油气弹簧承载单元的承载单元油路和连通油路上的球阀，三个油气弹簧承载单元的腔体d连通，中轴和后轴的油气弹簧承载单元之间的腔体a、b并联，再与前轴的油气弹簧承载单元的腔体a、b交叉连通，实现静定支持；在加载模式下：关闭油气弹簧承载单元的承载单元油路上的球阀，油气弹簧承载单元的承载单元油路上的电控换向阀不起作用，腔体d通过单向节流阀始终与集成模块的进出油路连通，控制集成模块的进出油路对腔体a、b充油或放油，实现起落架的主动加载。7.根据权利要求6所述的承载单元互连式的起落架支持加载方法，其特征在于，在支持模式下，当出现应急卸载时，将油气弹簧承载单元的承载单元油路上的电控换向阀断电连通，腔体f缓和载荷冲击，油液通过单向节流阀消耗冲击能量，最大限度地保护试验件安全。8.根据权利要求6所述的承载单元互连式的起落架支持加载方法，其特征在于，在加载模式下，当出现应急卸载时，控制集成模块的进出油路对腔体a、b放油，完成卸载。

技术总结
本申请属于飞机结构强度试验领域，特别涉及一种承载单元互连式的起落架支持加载系统及方法。系统包括：3个油气弹簧承载单元、3个集成模块以及3条连通油路。本申请的承载单元互连式的起落架支持加载系统及方法，能够实现单支柱多轮起落架形式的飞机结构强度试验中起落架支持加载，每个轮轴设置一个油气弹簧，即可实现独立加载，而通过合理方式耦连后，可构成抗俯仰震荡的静定支持系统。成抗俯仰震荡的静定支持系统。成抗俯仰震荡的静定支持系统。


技术研发人员：尹伟 田文朋 夏峰 贺谦 刘江
受保护的技术使用者：中国飞机强度研究所
技术研发日：2023.06.19
技术公布日：2023/8/9