民用飞机不同商载配置对机身着陆载荷的影响分析

重量分布和重心位置是影响起落架和机体地面载荷的重要因素,其中商载是影响全机重心、惯量的最活跃因素。飞机实际运营中,有无穷多种商载分布及装载方案。为了确保机身载荷分析时,不遗漏严重设计情况,同时能大大减少载荷人员的工作量,本文对不同商载配置下的机身着陆载荷进行了研究分析,分析结果表明最大商载情况将构成机身垂直剪力和垂直弯矩的严重情况。因此,在进行机身载荷分析时,必须考虑最大商载情况,而最大燃油情况可以不必考虑。这一结论为今后有针对性的开展民机机身载荷分析提供了数据支持。     

跪式起落架直升机地面平衡特性分析

针对跪式起落架特殊的结构形式及其在地面载荷下呈现"下跪"姿态的运动特点,考虑缓冲支柱及轮胎的非线性特性及跪式起落架的非线性运动,对跪式起落架直升机地面平衡状态进行建模分析。首先,对跪式起落架进行力学分析,建立跪式起落架及全机纵向平衡方程;然后,通过调用Matlab中的Fsolve命令对建立的非线性方程组进行求解,得到了不同载重和不同拉力系数下,受重心运动、机体绕重心转动及桨盘倾斜角变化等多种非线性因素耦合影响的跪式起落架运动规律。跪式起落架直升机地面平衡特性的计算,对进一步计算跪式起落架直升机机体模态特性和"地面共振"分析具有十分重要的意义。     

大柔性飞机着陆撞击多质量块等效模型

考虑飞机结构振动刚性模态和前n阶弹性模态,将飞机机体等效地转化为多质量块等效模型,给出了等效系统力学参量的计算方法,为计及机体振动影响的起落架落震试验设计,通过试验检验或确定起落架着陆载荷、功量等提供模型依据,同时也为起落架设计分析、设计计算提供了简明的等效系统。还给出了大柔性飞机着陆功量、机翼位移、剪力、弯矩计算公式。算例结果表明大柔性飞机的起落架设计有必要考虑机体结构弹性,并从全局出发,采用特殊的构造措施和优化设计技术。     

多轮多支柱起落架飞机操纵前轮转弯特性分析

在考虑机体弹性的前提下,采用Fiala轮胎理论,建立了多轮多支柱式起落架飞机全机动力学模型,进行飞机操纵前轮转弯分析。通过仿真,给出了典型前轮操纵角下,各轮胎上的径向及侧向载荷。并以轮胎出现侧滑为临界条件,研究了不同前轮操纵角下允许的飞机最大滑行速度,给出飞机操纵前轮转弯包线。最后研究了飞机180°转弯时重心及轮胎的运动轨迹,得出在保证操纵安全的前提下,飞机可在50 m宽的跑道上实现180°转弯。     

起落架轮轴偏角对轮毂结构强度影响分析

在飞机结构设计图纸上各类零部件都以静态刚体的形式表达,起落架机轮轮轴通常设计成与地面水平的形式,在地面载荷计算与结构强度分析时也通常以图纸为准进行计算分析,但在真实的地面使用物理场景中机体结构和起落架都会在受载后产生变形,轮轴轴线将与地面产生一个偏角,或者由于制造偏差和装配偏差等原因也会产生偏角,这些因结构柔性或者制造偏差原因造成的偏角对轮轴结构强度分析过程中准确性的影响有多大,在飞机设计精确化发展趋势的今天有较大的意义。本文基于有限元方法研究了典型地面载荷工况下,通过分析相同载荷状态、不同偏角状态下,某型民用飞机主起落架轮轴轮毂结构强度的变化情况,判断计算分析中是否应考虑轮轴偏角,为后续民机相关的结构强度设计提供参考。     

大型飞机前起落架摆振仿真分析

飞机前起落架的摆振是飞机在地面滑跑时产生的一种有害的自激振动。基于多体动力学理论,建模时运用点线耦合的方法处理起落架缓冲器的柔性化问题。采用子结构模态法建立刚柔耦合模型,考虑了起落架结构的弹性以及机体的刚性运动。通过线性化计算得出前起落架的典型模态,并对模型进行了校验,给出了以飞机速度和临界防摆阻尼系数组成的飞机摆振稳定区域图,研究了前起落架柔性、机体重心设置和机身刚体运动对摆振稳定性的影响。结果表明,前起落架结构柔性对摆振稳定性影响较大,且在低速滑跑时的影响更为突出;飞机重心后移,有利于提高摆振稳定性;机身刚体运动对于前起落架摆振的影响不可忽略。     

飞机地面转弯和刹车响应动力学分析

 建立了飞机地面运动的数学模型,模型中考虑机体的六自由度运动和起落架弹性;基于滑移率控制方式建立了机轮防滑刹车模型。通过仿真得出了飞机地面匀速转弯和滑跑刹车的动态响应。其结果表明,飞机匀速转弯时,其峰值出现在初始非稳态时刻;弹性起落架在着陆和刹车过程中产生走步现象;采用滑移率控制方式使飞机在整个刹车过程中取得最佳刹车性能。     

弹性机体起落架的动态性能仿真分析

 通过建立弹性机体的等效模型,导出了系统的运动微分方程;并在ADAMS/Aircraft环境中建立了虚拟样机,仿真出具有弹性机体的飞机着陆时的动态响应。仿真结果显示出弹性机体能起到吸收和耗散能量的作用,吸收了缓冲器功量的6.5%,并可以适当减轻着陆时的侧滑过载。对考虑弹性机体起落架系统进行了研究分析,得出机体的低阶弹性模态起到提高飞机起落架缓冲器效率的作用。该设计方法能够减小轮胎和缓冲器的受载,延长起落架寿命。此外,对传统起落架缓冲器设计准则进行了完善。     

前翼对飞机纵向气动特性和机翼载荷影响研究

利用ARGON和MGAERO计算了三翼面布局飞机气动特性和机翼载荷,给出了有前翼、无前翼布局全机气动特性和机翼环量分布。研究分析了前翼对全机气动特性、机翼分布载荷的影响规律,得到了一些重要的结论,可用于飞机型号设计。     

固定翼舰载机的全机落震试验

固定翼舰载机的全机落震是飞机设计和研究的关键技术之一,舰载机应通过在试验室实施的全尺寸飞机落震试验,考核飞机在各边界着舰条件下的强度。飞机起落架和机身各部件应承受巨大的冲击载荷而不产生结构失效,以此验证机体的结构完整性。基于对飞机设计和试验规范的分析研究,本文给出了全机落震试验的分析方法和工程解决措施。     

先进舰载战斗机强度设计技术发展与实践

舰载战斗机是航空母舰上的主要武器,为满足舰面起飞、着舰和停放等要求,舰载机需围绕起落架系统、拦阻钩系统和翼面折叠系统等"特征结构"进行设计。先进舰载战斗机着舰冲击能量是陆基飞机的6倍以上、拦阻带来的水平载荷超过陆基飞机的15倍,因此特征结构的高载荷对强度设计提出了更高的要求。围绕舰载机"特征结构"及"特征载荷",开展了主要的设计工作,包括："特征载荷"计算,即起落架载荷、拦阻载荷和折叠载荷计算;"特征结构"的强度设计及试验验证,包括起落架系统、拦阻系统、翼面折叠系统的动力学仿真计算、静/疲强度分析、折叠翼面的非线性颤振分析以及综合试验验证;"特征载荷"对其他机体结构强度的影响分析,包括着舰载荷对起落架支撑结构强度的影响、拦阻载荷对后机身支撑结构强度的影响、拦阻着舰的全机动力学响应以及着舰载荷与拦阻载荷的共同作用对全机结构强度的影响;体现舰载机"特征结构"强度特点的试验验证方法等。上述研究成果已成功应用于先进舰载战斗机设计中。     

基于非线性静力学模型的飞机系留载荷计算方法研究

由于飞机在强风下系留时,机体承受各方向的载荷较大,因此需对系留结构及系留索是否具有足够的承载能力进行分析,而其中系留载荷的计算就显得异常重要。采用MSC．Nastran软件,针对飞机存系留情况下,系留索的单向承载性及起落架与地面的非线性接触特性,通过应用非线性间隙单元,建立了非线性静力仿真模型,并计算了飞机在系留状况下,各系留索承受的张力及各系留点所受的载荷,计算中同时考虑了起落架缓冲支柱空气弹簧力对于系留载荷的影响,从而为飞机系留载荷提供了一种新的有限元计算方法。     

机场不平度对小车式起落架前后机轮载荷分配影响

国内外对飞机地面载荷的研究主要是针对每个起落架的总载荷,鲜见对起落架各机轮载荷分配研究的文献,而工程上又迫切需要相关的针对飞机起落架机轮载荷分配的计算分析方法。在中国发展大飞机项目的背景下,以小车式起落架为例,探讨了机场跑道不平度对小车式起落架前后轮载荷分配的影响,提出了小车式起落架机轮载荷分配的分析思路,并通过计算波音707飞机的起落架机轮载荷分配比例证明了该方法的有效性和可行性。     

民用飞机地面载荷动态设计方法

为解决民用飞机地面载荷动态响应设计问题,文中根据适航规章CCAR25部,提出了一种民用飞机地面载荷动响应分析方法。利用Adams软件与Nastran软件,仿真弹性飞机着陆与滑行动载荷,计算全机动态响应,并计算全机地面载荷包线,结果用于强度设计。这一方法分析已应用于某民用飞机的载荷设计中。     

小鹰-500全机静力试验技术

根据轻小型薄壁结构飞机重量轻、蒙皮薄、框架少的特点，在LE-500飞机全机静力试验中先后采用两种不同的试验机支持方案完成了全部试验。在后机身处支持进行前机身、机翼、襟翼、起落架和发动机架等试验；在起落架接地点处支持进行6框以后的机身和垂尾等试验。试验中对飞机分布点载荷的施加，对配平载荷的施加，对试验件支持夹具的设计及加载控制等方面都采取了新的尝试，为今后轻小型薄壁结构飞机的全机静力试验打下了良好的基础。     

飞机柔性对前起落架摆振的影响分析

以某型客机为对象,研究了飞机滑跑时前起落架的摆振动力学问题.基于多体动力学理论,采用子结构模态综合法将关键部件柔性化,建立了计及前起落架和机身弹性的全机地面滑跑刚柔耦合动力学模型,并进行了摆振稳定性仿真分析.采用起落架静力试验和模态试验的结果对模型进行校验,仿真结果与试验结果吻合较好.给出了以飞机速度和防摆阻尼系数组成...     

四轮起落架飞机地面滑跑转弯分析

现代飞机对其地面滑跑性能的要求日益提高,同时要求能够在条件更加苛刻的环境下运行.以四点式起落架布局飞机为研究对象,基于阿克曼转向几何原理,推导该飞机地面滑跑时两个前轮之间的转角关系.在Adams/Aircraft中建立四点式起落架飞机虚拟样机,并进行其地面滑跑仿真分析.探讨四点式起落架飞机不同前轮作为主动操纵轮时,对转弯半径的影响.结果表明:在相同滑跑条件下,当前轮操纵转弯时,四点式起落架飞机比常规的前三点式起落架飞机拥有更小的转弯半径;当主轮差动刹车转弯时,四点式起落架飞机的转弯半径略大于三点式起落架飞机;四点式起落架飞机的两前轮同时为主动操纵轮时,飞机的转弯半径最小.     

运输类飞机起落架地面操纵载荷计算

为了使运输类飞机起落架的设计更好地满足适航规范的要求,介绍一种针对CCAR25部规范要求的计算起落架地面操纵载荷的流程,并提出根据轮胎、缓冲支柱压缩状态计算起落架基本尺寸数据和飞机姿态的旋转"虚拟接地点"方法。通过上述流程能够计算得到起落架地面操纵载荷结果,包括飞机在某种地面操纵工况下的姿态、地面坐标系和飞机坐标系下的地面操纵载荷以及起落架基本尺寸数据。通过对转弯地面载荷工况的计算与分析,表明计算流程和旋转"虚拟接地点"方法是准确可靠的且能较好地满足CCAR25部规范要求。     

飞机起落架滑行载荷识别

 在飞机滑行方向跑道路面不平度为平稳随机函数的假设下,采用滑行过程分段等速化、起落架动态特性分段线性化方法,把原非线性非平稳随机振动问题,简化为分段线性平稳随机振动问题。在频域中采用频响函数描述飞机动态特性,计及全机刚体平动和俯仰模态及结构前ｎ阶弹性模态,给出了从飞机重心处加速度观测值识别起落架接地点载荷自谱密度函数的方法。起落架当量线性参数采用迭代求解。算例表明,本方法和程序可行。     

多支柱起落架着陆载荷仿真分析

应用LMS_MOTION软件对伊尔-76飞机5支柱起落架进行结构建模，结合伊尔-76飞机测绘数据及相关资料，定义出较为精确的缓冲器模型，在考虑飞机升力下，计算出各种重心和着陆姿态下起落架的着陆载荷以及不同缓冲器充填情况对各支柱载荷的影响。通过对计算结果进行整理和分析，总结出多支柱起落架着陆载荷的特点和规律。