CN103730040B - 飞行器推力模拟系统 - Google Patents

Abstract

飞行器推力模拟系统，该飞行器推力模拟系统包括安装于被测试设备上的力传感器，对被测试设备瞬间施力的正阶跃力发生装置，使被测试设备持续承受波动力的平衡段波动装置，和使附加于被测试设备上的外力瞬间消失的负阶跃力发生装置；负阶跃力发生装置位于正阶跃力发生装置和被测试设备之间，正阶跃力发生装置的另一端抵紧能够防止系统移位的承力墙。本发明具有非点火方式、参数可控、廉价的优点。

Description

飞行器推力模拟系统

技术领域

本发明涉及一种飞行器推力模拟系统。

背景技术

动力推进系统是火箭、导弹等自主推进飞行器的动力来源，其性能决定了飞行器的飞行距离和搭载设备的能力。该种飞行器从发射升空、惯导飞行到抵达目标需要经历三种推力过程，首先获得一个升空的瞬态正阶跃力、然后是在惯导飞行中承受的波动持续推力、最后是抵达目标撤销动力后承受的负阶跃力。这三种受力模式对飞行器结构动态设计提出了较高的要求。为了测试设计的飞行器是否满足设计要求，必须在使用前进行必要的试验飞行，然而大量的点火飞行试验需要巨额的成本投入。此外，推进器的型号也越来越多。不同型号推进器推力的上升沿时间、作用时间和下降沿时间以及输出推力大小都各不相同，如果采用点火方式是无法控制这些参数的。建立可以采用非点火方式、参数可控、廉价模拟三种飞行阶段推力过程的飞行器推力模拟系统，对设计高性能的飞行器推进器系统具有重要的意义。

发明内容

为了克服现有点火飞行试验方式，成本高、推力参数不可控等缺点，本发明提供了一种采用非点火方式、参数可控、廉价的推进器推力模拟系统。

飞行器推力模拟系统，其特征在于：该飞行器推力模拟系统包括安装于被测试设备上的力传感器，对被测试设备瞬间施力的正阶跃力发生装置，使被测试设备持续承受波动力的平衡段波动装置，和使附加于被测试设备上的外力瞬间消失的负阶跃力发生装置；

负阶跃力发生装置位于正阶跃力发生装置和被测试设备之间，正阶跃力发生装置的另一端抵紧能够防止系统移位的承力墙。

进一步，正阶跃力发生装置包括密封的正阶跃气压缸、正阶跃气压控制回路和监测正阶跃气压缸内腔压力的第二压力传感器；

正阶跃气压缸与被测试设备之间设置带有气压活塞的中间气压缸，气压活塞上固定有活塞杆，活塞杆顶推力传感器；气压活塞将中间气压缸的内腔分隔为第一气压腔和第二气压腔；第一气压腔连接中间气压控制回路；

第一气压腔和正阶跃气压缸之间设有相互连通的加载通道，加载通道设有加载阀；第一气压腔设有卸荷口，负阶跃力发生装置设于卸荷口处。

进一步，加载通道包括开设于正阶跃气压缸的第一加载口和开设于第一气压腔的第二加载口，第一加载口和第二加载口对位，加载阀设置于第一加载口处。

进一步，加载阀包括与第一加载口适配的加载阀体和带动加载阀体运动以封闭或开启第一加载口的阀体驱动机构，阀体驱动机构包括具有加载活塞的加载缸、固定于加载活塞上的阀杆、监测加载缸内压力的加载缸压力传感器和加载压力控制回路，阀杆与加载阀体固定连接；加载缸固定于正阶跃气压缸内。

进一步，阀体驱动机构为气压系统，加载活塞将加载缸分隔为第一加载气腔和第二加载气腔，阀杆设于第二加载气腔，阀杆上套接有加载弹簧，加载弹簧位于加载活塞和第二加载气腔的腔壁之间；第一加载气腔与外界气源连通，第二加载气腔设有连通正阶跃气压缸内腔的第二连通气孔；第一加载气腔设有连通正阶跃气压缸内腔的第一连通气孔，第一连通气孔上设有允许气流经第一加载气腔进入正阶跃气压缸内腔的第一单向阀。

进一步，第一单向阀包括与加载缸密封连接的阀座、与第一连通气孔配合的阀球、和连接阀座与阀球的第一单向阀弹簧，阀座与加载缸围成一个充气腔，阀座上设有连通充气腔与正阶跃气压缸内腔的充气通道。

进一步，中间气压缸控制回路包括监测第一气压腔内压力的第三压力传感器，向第一气压腔进气的进气控制通路和使第一气压腔内的气体外泄的泄气控制通路；进气控制通路和泄气控制通路受控于气压控制器，力传感器获取的压力信号反馈至气压控制器中，气压控制器内预设有需要模拟的输出力模型，气压控制器通过比对力传感器反馈的实际推力信号和输出力模型来控制进气和泄气；该中间气压缸控制回路作为平衡段波动装置。

或者，正阶跃气压缸内设有将其内腔分隔为气压内腔和波动力内腔的波动力活塞，波动力活塞的端面与正阶跃气压缸的端面之间有间隙，该间隙成为允许工作介质进入的介质通道；波动力内腔设有能够推动波动力活塞运动的第一伺服阀；

力传感器获取的实际推力信号反馈至第一伺服阀，第一伺服阀根据该实际推力信号调整波动力内腔的介质流量和压力使气压活塞往复运动；

波动力活塞和波动力控制系统形成平衡段波动装置。

进一步，第一气压腔内设有向内延伸的凸台，第二加载口设置于该凸台，凸台上还设有连通第二加载口和第一气压腔的气流通道。

进一步，第二气压腔连通储气罐，储气罐与外界气源连接。

进一步，负阶跃力发生装置包括与卸荷口适配的卸荷阀和带动卸荷阀运动以封闭或开启卸荷口的卸荷机构，卸荷机构位于卸荷阀下方，卸荷机构上下运动带动卸荷阀封闭和开启卸荷口。

进一步，卸荷阀包括与卸荷口适配的卸荷阀体、阀体安装座和带动卸荷阀体运动以封闭或开启卸荷口的卸荷机构；卸荷阀体可滑动地安装于阀体安装座上；

所述的卸荷机构包括液压缸、与液压缸适配的液压活塞和顶推阀体的顶推机构，液压活塞与顶推机构连接；液压缸与阀体安装座固定连接。

进一步，卸荷阀体与阀体安装座可滑动连接，卸荷阀体包括与卸荷口配合的堵头、阀体底盘和连接堵头与底盘的连接杆，阀体安装座设有容纳底盘的容纳腔，容纳腔的顶板开设有允许连接杆贯穿的阀体通孔，底盘在容纳腔的高度方向上下滑动，容纳腔的底部设有阻止卸荷阀体脱离的限位板；

卸荷机构向上顶推卸荷阀体的底盘使堵头封闭卸荷口。

进一步，所述的卸荷机构包括液压缸、与液压缸适配的液压活塞和顶推阀体底盘的顶推机构，液压活塞与顶推机构连接。

进一步，限位板上设有通油孔；液压活塞呈管状，液压活塞的顶部外露于液压缸，液压活塞上升到最高位置时液压活塞的管腔与容纳腔连通形成密封的顶推油腔，液压缸上开设有连通顶推油腔的进油通道和出油通道，液压活塞上升、进油通道开启且出油通道关闭，液压活塞下降、进油通道关闭且出油通道开启；

卸荷阀体与阀体安装座之间设有弹簧。

进一步，液压活塞的外表面设有一圈向外延伸的凸缘，凸缘将液压缸内腔分隔为上液压子腔和下液压子腔，液压子腔与控制液压活塞上下运动的液压控制回路连接；

进油通道位于液压缸内腔之下，出油通道位于液压缸内腔之上；

阀体安装座上固定有液路密封板，液路密封板位于限位板下方，液路密封板上设有与液压活塞适配的过油孔。所谓过油孔与液压活塞适配，是指液压活塞上升在最高位置时，液压活塞的顶缘与过油孔的孔壁完全贴合，液压活塞的管腔与过油孔连通。

进一步，液压缸内设有三段阶梯孔，下段阶梯孔与液压活塞的管体适配，中段阶梯孔与液压活塞的凸缘适配，上段阶梯孔和中段阶梯孔之间具有盖板，盖板和中段阶梯孔形成液压缸内腔，盖板上设有允许液压活塞外露的通孔；

下段阶梯孔连通进油通道，上段阶梯孔连通出油通道。

进一步，阀体安装座与中间气压缸之间设有卸荷阀座，卸荷阀座中空且与中间气压缸固定连接，卸荷阀座、阀体安装座和中间气压缸围合成卸荷腔，卸荷腔具有与外界连通的排气口，排气口上设有第四消声器。

本发明的技术构思是：为了模拟飞行器飞行过程中的推力变化，本发明的工作过程分为三个步骤：1）产生一个上升段作用时间可调、幅值可调的正阶跃力；2）将这个力保持一段时间（输出力处于平衡段），并在原有输出力的基础上添加一个频率和幅值可调的波动推力；3）最后产生一个下降段作用时间可调的负阶跃力。

下面具体说明几个步骤：

1）正阶跃力的实现原理：关闭加载阀，使正阶跃气压缸内腔的压力升高，等正阶跃气压缸内腔的压力满足要求后，迅速打开加载阀，正阶跃气压缸内腔的气体迅速膨胀到第一气压腔中，第一气压腔的容积远小于正阶跃气压缸内腔的容积，因此，气体膨胀导致的正阶跃气压缸内腔的压力降低很小。由于气体膨胀的速度很快，第一气压腔内的压力迅速上升并稳定，实现正阶跃力的加载。

2）平衡段波动推力的实现原理：波动推力的实现有两种方式，第一种方式是通过调节中间气压缸控制回路向第一气压腔内输入的气体量来改变第一气压腔内部的气压，从而使气压活塞的输出推力发生波动。

第二种方式是通过改变正阶跃气压缸内腔的容积实现。具体来说，根据气体状态方程，气体的体积变化会导致压力变化，通过使正阶跃气压缸内腔的容积发生波动可以使正阶跃气压缸内腔和第一气压腔内的压力发生波动，从而使气压活塞的输出推力发生波动；因此，在正阶跃气压缸内腔的左侧的波动力内腔中装配波动力活塞，向波动力内腔通入液压油，使波动力活塞发生来回往复运动，导致正阶跃气压缸内腔和第一气压腔内的气压发生波动，从而使气压活塞的输出推力发生波动。

3）负阶跃力的实现原理：关闭加载阀，第一气压腔和正阶跃气压缸内腔不能连通，由于第一气压腔的容积很小，所需要的放气时间很短，第一气压腔内的气压下降很快，气压活塞的输出推力迅速下降；同时，气压活塞在第二气压腔内的气压作用下迅速向左移动，与被测试设备和力传感器脱开联接，实现负阶跃力的卸载。

推力由气压活塞输出，为了使气压活塞的推力可靠输出，在装置的左边安装有承力墙，避免在推力加载后装置发生左移的情况。

本发明利用飞行器推力模拟系统的输出力波形和经过推进器本体后的力的波形可以实现对推进器本体频响特性的测试。

本发明具有推力上升沿时间、作用时间、下降沿时间以及输出推力大小等参数可控的优点，且采用非点火方式，试验成本低。

附图说明

图1是采用第一种波动推力实现方式的机械原理图。

图2是加载阀封闭加载通道的示意图。

图3是加载阀开启加载通道的示意图。

图4是卸荷阀脱离卸荷口的示意图。

图5是卸荷阀封闭卸荷口的示意图。

图6是卸荷阀的示意图。

图7是采用第二种波动推力实现方式的机械原理图。

具体实施方式

实施例一

参照图1-6

飞行器推力模拟系统，包括安装于被测试设备1上的力传感器2，对被测试设备1瞬间施力的正阶跃力发生装置，使被测试设备1持续承受波动力的平衡段波动装置，和使附加于被测试设备1上的外力瞬间消失的负阶跃力发生装置；

负阶跃力发生装置位于正阶跃力发生装置和被测试设备1之间，正阶跃力发生装置的另一端抵紧能够防止系统移位的承力墙6。

正阶跃力发生装置包括密封的正阶跃气压缸31、正阶跃气压控制回路和监测正阶跃气压缸内腔压力的第二压力传感器B；正阶跃气压控制回路包括允许正阶跃气压缸31内的气体外排的第三开关阀k3和第二安全阀a2，第三开关阀k3与第二压力传感器B连通。第三开关阀k3与大气之间设有第二消音器x2。

正阶跃气压缸31与被测试设备1之间设置带有气压活塞42的中间气压缸41，气压活塞42上固定有活塞杆43，活塞杆43顶推力传感器2；气压活塞42将中间气压缸41的内腔分隔为第一气压腔441和第二气压腔442；第一气压腔441连接中间气压控制回路。

第一气压腔441和正阶跃气压缸31之间设有相互连通的加载通道，加载通道设有加载阀；第一气压腔441设有卸荷口4411，负阶跃力发生装置设于卸荷口4411处。

加载通道包括开设于正阶跃气压缸31的第一加载口311和开设于第一气压腔441的第二加载口4412，第一加载口311和第二加载口4412对位，加载阀设置于第一加载口311处。

加载阀包括与第一加载口311适配的加载阀体71和带动加载阀体71运动以封闭或开启第一加载口311的阀体驱动机构，阀体驱动机构包括具有加载活塞72的加载缸73、固定于加载活塞72上的阀杆74、监测加载缸73内腔压力的第一压力传感器A和加载压力控制回路，阀杆74与加载阀体71固定连接；加载缸73固定于正阶跃气压缸31内。

阀体驱动机构为气压系统，加载活塞72将加载缸73分隔为第一加载气腔731和第二加载气腔732，阀杆74设于第二加载气腔732，阀杆74上套接有加载弹簧75，加载弹簧75位于加载活塞72和第二加载气腔732的腔壁之间；第一加载气腔731与外界气源连通，第二加载气腔732设有连通正阶跃气压缸31内腔的第二连通气孔7321；第一加载气腔731设有连通正阶跃气压缸内腔的第一连通气孔7311，第一连通气孔7311上设有允许气流经第一加载气腔731进入正阶跃气压缸31内腔的第一单向阀。

加载压力控制回路连通第一加载气腔731，加载压力控制回路包括加载进气通路、加载排气通路、第一安全阀a1和感应第一加载气腔731内部压力的第一压力传感器A，加载进气通路包括与外界气源连接的第一开关阀k1和第一减压阀j1，加载排气通路包括第二开关阀k2、第一调节阀t1和第一消声器x1。第一开关阀k1开启时，外界气源向第一加载气腔731进气，第二开关阀k2开启时，第一加载气腔731内的气体经加载排气通路向外排出。

单向阀包括与加载缸73密封连接的阀座76、与第一连通气孔7311配合的阀球77、和连接阀座76与阀球77的第一单向阀弹簧78，阀座76与加载缸73围成一个充气腔79，阀座76上设有连通充气腔79与正阶跃气压缸31内腔的充气通道710。

中间气压缸控制回路包括监测第一气压腔441内压力的第三压力传感器C，向第一气压腔441进气的进气控制通路和使第一气压腔441内的气体外泄的泄气控制通路；进气控制通路和泄气控制通路受控于气压控制器，力传感器2获取的压力信号反馈至气压控制器中，气压控制器内预设有需要模拟的输出力模型，气压控制器通过比对力传感器反馈的实际推力信号和输出力模型来控制进气和泄气；该中间气压缸控制回路作为平衡段波动装置。

进气控制通路包括与外界气源连接的第四开关阀k4和第二减压阀j2，泄气控制通路包括第五开关阀k5和第三消声器x3。

第一气压腔441内设有向内延伸的凸台45，第二加载口4412设置于该凸台45，凸台45上还设有连通第二加载口4412和第一气压腔441的气流通道451。

第二气压腔442连通储气罐46，储气罐46与外界气源连接，第二气压腔442和储气罐46之间设有第四压力传感器D。储气罐46能保证第二气压腔442内的气压不会因为气压活塞42的移动而改变。储气罐46连接第二伺服阀s2，第二伺服阀s2和进气控制通路的第四开关阀k4共同连接第二换向阀h2，第二换向阀h2与气源连通、第二换向阀h2选择性地往储气罐46或第一气压腔441内进气。

负阶跃力发生装置包括与卸荷口4411适配的卸荷阀和带动卸荷阀运动以封闭或开启卸荷口的卸荷机构，卸荷机构位于卸荷阀下方，卸荷机构上下运动带动卸荷阀封闭和开启卸荷口4411。

卸荷阀包括与卸荷口441适配的卸荷阀体52、阀体安装座53和带动卸荷阀体52运动以封闭或开启卸荷口4411的卸荷机构；卸荷阀体52可滑动地安装于阀体安装座53上；

所述的卸荷机构包括液压缸56、与液压缸56适配的液压活塞57和顶推阀体底盘522的顶推机构，液压活塞57与顶推机构连接；液压缸与阀体安装座固定连接。

卸荷阀体52与阀体安装座53可滑动连接，卸荷阀体52包括与卸荷口4411配合的堵头521、底盘522和连接堵头521与底盘522的连接杆523，阀体安装座53设有容纳底盘522的容纳腔5B，容纳腔5B的顶板开设有允许连接杆523贯穿的阀体通孔，底盘522在容纳腔5B的高度方向上下滑动，容纳腔5B的底部设有阻止卸荷阀体52脱离的限位板55；

卸荷机构向上顶推卸荷阀体52的底盘522使堵头521封闭卸荷口4411。

限位板55上设有通油孔551；液压活塞57呈管状，液压活塞57的顶部外露于液压缸56，液压活塞57上升到最高位置时液压活塞57的管腔5C与容纳腔5B连通形成密封的顶推油腔，液压缸56上开设有连通顶推油腔的进油通道5D和出油通道5E，液压活塞57上升、进油通道5D开启且出油通道5E关闭，液压活塞57下降、进油通道5D关闭且出油通道5E开启；

卸荷阀体52与阀体安装座53之间设有弹簧524。该弹簧524为碟形弹簧。

液压活塞57的外表面设有一圈向外延伸的凸缘571，凸缘571将液压缸内腔分隔为上液压子腔5F和下液压子腔5G，液压子腔5F、5G与控制液压活塞57上下运动的液压控制回路连接。液压控制回路包括选择性地向上液压子腔5F或者下液压子腔5G进油的第一换向阀和监测液压子腔内腔压力的第七压力传感器G，第一换向阀h1的两个出油端分别连通两个液压子腔，第一换向阀的一个进油端连通油箱、另一个进油端连接第三减压阀和第六开关阀，第六开关阀连接提供液压油的蓄能器。

进油通道5D位于液压缸内腔之下，出油通道5E位于液压缸内腔之上；进油通道5D上设有感应顶推油腔内部压力的第八压力传感器H，进油通道5D上设有连接蓄能器的第七开关阀和第四减压阀。

阀体安装座53上固定有液路密封板58，液路密封板58位于限位板55下方，液路密封板58上设有与液压活塞57适配的过油孔581。所谓过油孔581与液压活塞57适配，是指液压活塞57上升在最高位置时，液压活塞57的顶缘与过油孔581的孔壁完全贴合，液压活塞57的管腔与过油孔581连通。

液压缸56内设有三段阶梯孔，下段阶梯孔与液压活塞57的管体适配，中段阶梯孔与液压活塞57的凸缘571适配，上段阶梯孔和中段阶梯孔之间具有盖板59，盖板59和中段阶梯孔形成液压缸内腔，盖板59上设有允许液压活塞外露的通孔；

下段阶梯孔连通进油通道5D，上段阶梯孔连通出油通道5E。

阀体安装座53与中间气压缸41之间设有卸荷阀座51，卸荷阀座51中空且与中间气压缸41固定连接，阀体安装座53与卸荷阀座51固定连接；卸荷阀座51、阀体安装座53和中间气压缸41围合成卸荷腔5A，卸荷腔5A具有与外界连通的排气口54。排气口54处设置有第四消声器x4。

本实施例的技术构思是：为了模拟飞行器飞行过程中的推力变化，本发明的工作过程分为三个步骤：1）产生一个上升段作用时间可调、幅值可调的正阶跃力；2）将这个力保持一段时间（输出力处于平衡段），并在原有输出力的基础上添加一个频率和幅值可调的波动推力；3）最后产生一个下降段作用时间可调的负阶跃力。

正阶跃力发生装置的工作原理如下：向与第二气压腔442连通的储气罐46内充入低压空气，第四压力传感器D检测到储气罐46和第二气压腔442内的气压满足试验要求后停止向储气罐46和第二气压腔442内充气；使负阶跃力发生装置的卸荷阀封闭卸荷口4411，第一气压腔441和第二气压腔442内的气体不外泄。

初始状态时，正阶跃气压缸内腔中没有高压空气，加载阀在加载弹簧75的作用下处于打开状态。

开启加载进气通路，具体为调整第一减压阀j1的出口压力，打开第一开关阀k1，向第一加载气腔731充气。在第一单向阀的弹簧78的顶推力作用下、阀球77封闭第一连通气孔7311，气体持续冲入第一加载气腔731内。随着气体持续进入第一加载气腔731，第一加载气腔731内的气压增大并推动加载阀向靠近第一加载口311的方向移动、直到加载阀体封闭加载通道。

加载进气通路继续向第一加载气腔731充气，第一加载气腔731的气压继续上升，直到第一加载气腔731内的压力克服第一单向阀弹簧78的顶推力而将阀球77推离第一连通气孔7311，气体经第一连通气孔7311和充气通道710进入正阶跃气压缸31内腔，使正阶跃气压缸31内腔的气压上升。

当第二压力传感器B检测到正阶跃气压缸31内腔内的气压上升到符合试验要求的气压值范围后关闭第一开关阀k1和第一减压阀j1。如果第二压力传感器B检测到正阶跃气压缸31内腔内的气压大于试验要求的气压值上限时，则打开第三开关阀k3，正阶跃气压缸31内腔向外界放气，使正阶跃气压缸31内腔内的气压回到符合要求的气压值范围内。

接着，调整第二减压阀j2的出口压力，打开第四开关阀k4，向第一气压腔441通入低压气体，使气压活塞42向靠近被测试设备1的方向移动并压紧被测试设备1和力传感器2，待力传感器2检测到的压力处于符合试验要求的预紧力范围后关闭第四开关阀k4和第二减压阀j2。如果力传感器2检测到预紧力过大，则打开第五开关阀k5，第一气压腔441向外界放气，使预紧力回到符合要求的压力值范围内。

接着，调整第一调节阀t1的开度，第一调节阀t1的开度决定第一加载气腔731的放气时间、进而决定正阶跃力的上升时间。再打开第二开关阀k2，使第一加载气腔731向外排气；第一加载气腔731内的气压持续下降直到加载阀在加载阀弹簧75和正阶跃气压缸31内腔内的气压作用下离开第一加载口311，加载通道被开启，正阶跃气压缸31内腔向第一气压腔441内充气，第一气压腔441内的气压上升。第一气压腔441内部气压上升导致加载阀受到第一气压腔441的推力而加速加载阀的打开。随着加载阀的打开和第一气压腔441内气压的上升，气压活塞42的输出推力迅速上升，完成正阶跃力的加载。

平衡段波动装置的工作过程：在正阶跃力加载后，根据力传感器2的反馈信号使第四开关阀k4调整输入第一气压腔441内的气体流量和压力或者使第五开关阀k5调整第一气压腔441向外排出的气体的流量和压力，使第一气压腔441内的气压发生波动，从而使气压活塞42的输出推力发生波动。

负阶跃力发生装置的工作过程包括驱动卸荷阀封闭卸荷口4411和驱动卸荷阀开启卸荷口4411。

驱动卸荷阀封闭卸荷口的过程具体为：在加载阀封闭加载通道前，使第一换向阀h1工作在下液压子腔5G进油、上液压子腔5F放油的状态。调整第三减压阀j3的出口压力，打开第六开关阀k6，向下液压子腔5G进油，液压活塞57向上移动并顶住液路密封板58、液压活塞57的管腔5C与容纳腔5B形成顶推油腔。同时，由于液压活塞57的向上移动使进油通道5D的进油口被打开、进油通道5D与顶推油腔连通。

调整第四减压阀j4的出口压力，打开第七开关阀k7，向进油通道5D通入高压油，高压油充满进油通道5D和顶推油腔，高压油推动卸荷阀体52向上移动，直到堵头521封闭卸荷口4411、同时底盘522在高压油的推力作用下压缩碟形弹簧524。此时，第一气压腔441成为封闭的腔体。

驱动卸荷阀开启卸荷口441、产生负阶跃力的过程具体为：首先停止调控第一气压腔441内部压力，气压活塞42停止运动。然后，关闭第二开关阀k2和第一调节阀t1；调整第一减压阀j1的出口压力，打开第一开关阀k1，再次向第一加载气腔731内充气，使加载阀再次封闭加载通道。

关闭第四减压阀j4和第七开关阀k7，停止向进油通道5D和顶推油腔内通油。使第一换向阀h1工作在向上液压子腔5F进油、下液压子腔5G放油的状态，调整第三减压阀j3的出口压力，打开第六开关阀k6，向上液压子腔5F进油、下液压子腔5G放油，液压活塞57向下移动并与液路密封板58脱开，进油通道5D内的高压油快速流入出油通道5E，进油通道5D内的压力迅速下降，卸荷阀在第一气压腔441内的气压和碟形弹簧524的恢复力的作用下快速打开，第一气压腔441的气体经卸荷腔5A和排气口54迅速外排，气压活塞42的输出推力迅速下降。气压活塞42在第二气压腔442的气压作用下向第一气压腔441的方向移动，与被测试设备1和力传感器2脱开联接，实现负阶跃力的卸载。

由此，模拟飞行器飞行过程中三个阶段的推力变化模拟完成。

本实施例具有推力上升沿时间、作用时间、下降沿时间以及输出推力大小等参数可控的优点。本实施例中，平衡段波动力的实现方式简单，无需增设其他控制装置，结构简单，节约制造成本。

实施例二

参照图7

本实施例与实施例一的区别之处在于，平衡段波动推力的实现装置不同。正阶跃力发生装置、负阶跃力发生装置和力传感器以及被测试设备的结构与实施例一相同。

具体来说：正阶跃气压缸31内设有将其内腔分隔为气压内腔3A和波动力内腔3B的波动力活塞8，波动力活塞8的端面与正阶跃气压缸31的端面之间有间隙81，该间隙81成为允许工作介质进入的介质通道；波动力内腔3B设有能够推动波动力活塞8运动的第一伺服阀s1；

力传感器2获取的实际推力信号反馈至第一伺服阀s1，第一伺服阀s1根据该实际推力信号调整波动力内腔的介质流量和压力使波动力活塞8往复运动；

波动力活塞8和波动力控制系统形成平衡段波动装置。

波动力活塞8上固定有波动力活塞杆82，波动力活塞杆82位于波动力内腔3B中。波动力活塞杆82的自由端抵住正阶跃气压缸31一端，使波动力活塞82与正阶跃气压缸31之间留有间隙81，工作介质由该间隙81进入波动力内腔中、顶推波动力活塞8。

本实施例与实施例一的不同之处在于平衡段波动推力的实现方式不同。本实施例通过使波动力活塞8往复运动来改变波动力内腔3B的容积来改变气压内腔3A的容积，进而达到使气压活塞42对被测试设备1的推力发生波动的目的。本实施例的正阶跃力发生方式和负阶跃力卸载方式与实施例一相同。

具体来说，本实施例与实施例一的不同之处在于：在正阶跃力加载前，启动第一伺服阀s1，向波动力内腔3B内通入一定量的液压油（通入的量需要根据波动推力的幅值和正阶跃力的幅值来确定），使波动力活塞8移动到平衡位置上。在正阶跃力加载后，根据力传感器2的反馈信号使第一伺服阀s1调整通入波动力内腔3B的液压油的流量和压力、或者使第一伺服阀s1调整由波动力内腔3B排出的液压油的流量和压力，使波动力活塞8发生来回往复运动，从而使正阶跃气缸31内腔和第一气压腔441内的空气压力发生波动，从而使气压活塞42的输出推力发生波动。

本实施例具有推力上升沿时间、作用时间、下降沿时间以及输出推力大小等参数可控的优点。

本说明书实施例所述的内容仅仅是对发明构思的实现形式的列举，本发明的保护范围不应当被视为仅限于实施例所陈述的具体形式，本发明的保护范围也及于本领域技术人员根据本发明构思所能够想到的等同技术手段。

Claims (10)

1.飞行器推力模拟系统，其特征在于：该飞行器推力模拟系统包括安装于被测试设备上的力传感器，对被测试设备瞬间施力的正阶跃力发生装置，使被测试设备持续承受波动力的平衡段波动装置，和使附加于被测试设备上的外力瞬间消失的负阶跃力发生装置；

负阶跃力发生装置位于正阶跃力发生装置和被测试设备之间，正阶跃力发生装置的另一端抵紧能够防止系统移位的承力墙。

2.如权利要求1所述的飞行器推力模拟系统，其特征在于：正阶跃力发生装置包括密封的正阶跃气压缸、正阶跃气压控制回路和监测正阶跃气压缸内腔压力的第二压力传感器；

正阶跃气压缸与被测试设备之间设置带有气压活塞的中间气压缸，气压活塞上固定有活塞杆，活塞杆顶推力传感器；气压活塞将中间气压缸的内腔分隔为第一气压腔和第二气压腔；第一气压腔连接中间气压控制回路；

第一气压腔和正阶跃气压缸之间设有相互连通的加载通道，加载通道设有加载阀；第一气压腔设有卸荷口，负阶跃力发生装置设于卸荷口处。

3.如权利要求2所述的飞行器推力模拟系统，其特征在于：加载通道包括开设于正阶跃气压缸的第一加载口和开设于第一气压腔的第二加载口，第一加载口和第二加载口对位，加载阀设置于第一加载口处；

加载阀包括与第一加载口适配的加载阀体和带动加载阀体运动以封闭或开启第一加载口的阀体驱动机构，阀体驱动机构包括具有加载活塞的加载缸、固定于加载活塞上的阀杆、监测加载缸内压力的加载缸压力传感器和加载压力控制回路，阀杆与加载阀体固定连接；加载缸固定于正阶跃气压缸内；

阀体驱动机构为气压系统，加载活塞将加载缸分隔为第一加载气腔和第二加载气腔，阀杆设于第二加载气腔，阀杆上套接有加载弹簧，加载弹簧位于加载活塞和第二加载气腔的腔壁之间；第一加载气腔与外界气源连通，第二加载气腔设有连通正阶跃气压缸内腔的第二连通气孔；第一加载气腔设有连通正阶跃气压缸内腔的第一连通气孔，第一连通气孔上设有允许气流经第一加载气腔进入正阶跃气压缸内腔的第一单向阀。

4.如权利要求3所述的飞行器推力模拟系统，其特征在于：第一单向阀包括与加载缸密封连接的阀座、与第一连通气孔配合的阀球、和连接阀座与阀球的第一单向阀弹簧，阀座与加载缸围成一个充气腔，阀座上设有连通充气腔与正阶跃气压缸内腔的充气通道。

5.如权利要求4所述的飞行器推力模拟系统，其特征在于：中间气压控制回路包括监测第一气压腔内压力的第三压力传感器，向第一气压腔进气的进气控制通路和使第一气压腔内的气体外泄的泄气控制通路；进气控制通路和泄气控制通路受控于气压控制器，力传感器获取的压力信号反馈至气压控制器中，气压控制器内预设有需要模拟的输出力模型，气压控制器通过比对力传感器反馈的实际推力信号和输出力模型来控制进气和泄气；该中间气压控制回路作为平衡段波动装置；

第一气压腔内设有向内延伸的凸台，第二加载口设置于该凸台，凸台上还设有连通第二加载口和第一气压腔的气流通道。

6.如权利要求4所述的飞行器推力模拟系统，其特征在于：正阶跃气压缸内设有将其内腔分隔为气压内腔和波动力内腔的波动力活塞，波动力活塞的端面与正阶跃气压缸的端面之间有间隙，该间隙成为允许工作介质进入的介质通道；波动力内腔设有能够推动波动力活塞运动的第一伺服阀；

力传感器获取的实际推力信号反馈至第一伺服阀，第一伺服阀根据该实际推力信号调整波动力内腔的介质流量和压力使气压活塞往复运动；

波动力活塞和波动力控制系统形成平衡段波动装置。

7.如权利要求5或6所述的飞行器推力模拟系统，其特征在于：负阶跃力发生装置包括与卸荷口适配的卸荷阀和带动卸荷阀运动以封闭或开启卸荷口的卸荷机构，卸荷机构位于卸荷阀下方，卸荷机构上下运动带动卸荷阀封闭和开启卸荷口。

8.如权利要求7所述的飞行器推力模拟系统，其特征在于：卸荷阀包括与卸荷口适配的卸荷阀体、阀体安装座和带动卸荷阀体运动以封闭或开启卸荷口的卸荷机构；卸荷阀体可滑动地安装于阀体安装座上；

所述的卸荷机构包括液压缸、与液压缸适配的液压活塞和顶推阀体的顶推机构，液压活塞与顶推机构连接；液压缸与阀体安装座固定连接。

9.如权利要求8所述的飞行器推力模拟系统，其特征在于：卸荷阀体与阀体安装座可滑动连接，卸荷阀体包括与卸荷口配合的堵头、阀体底盘和连接堵头与底盘的连接杆，阀体安装座设有容纳底盘的容纳腔，容纳腔的顶板开设有允许连接杆贯穿的阀体通孔，底盘在容纳腔的高度方向上下滑动，容纳腔的底部设有阻止卸荷阀体脱离的限位板；

卸荷机构向上顶推卸荷阀体的底盘使堵头封闭卸荷口。

10.如权利要求9所述的飞行器推力模拟系统，其特征在于：限位板上设有通油孔；液压活塞呈管状，液压活塞的顶部外露于液压缸，液压活塞上升到最高位置时液压活塞的管腔与容纳腔连通形成密封的顶推油腔，液压缸上开设有连通顶推油腔的进油通道和出油通道，液压活塞上升、进油通道开启且出油通道关闭，液压活塞下降、进油通道关闭且出油通道开启；

卸荷阀体与阀体安装座之间设有弹簧；

液压活塞的外表面设有一圈向外延伸的凸缘，凸缘将液压缸内腔分隔为上液压子腔和下液压子腔，液压子腔与控制液压活塞上下运动的液压控制回路连接；

进油通道位于液压缸内腔之下，出油通道位于液压缸内腔之上；

阀体安装座上固定有液路密封板，液路密封板位于限位板下方，液路密封板上设有与液压活塞适配的过油孔；液压活塞上升在最高位置时，液压活塞的顶缘与过油孔的孔壁完全贴合，液压活塞的管腔与过油孔连通。