含气穴效应的起落架落震动力学研究

针对某无人机前起落架在落震试验中地面载荷上升阶段出现的异常波动现象,通过对落震试 验结果中缓冲器压缩状态和地面载荷关系的分析,判断该现象是由于缓冲器主油孔较小,主 油腔中的气泡不能顺利转移到空气腔导致。建立了包含缓冲器主油腔气穴效应的起落架落震动 力学模型,采用数值分析方法求解了该模型的动力学特性,计算结果与试验结果符合较好。 通过震荡方法排除缓冲器主油腔中气穴后,落震试验得出的试验结果和不包含气穴效应的模 型计算结果符合。落震试验对比表明：缓冲器轴向载荷波动现象由气穴效应引起;通过消除 气穴方法后,起落架地面垂向载荷峰值下降0.3 kN,起落架系统缓冲效率提高2%。     

基于加载平台的起落架载荷地面校准技术研究

用应变法测量起落架的使用载荷,地面校准试验是载荷测量成功的关键。传统的起落架载荷校准试验是将起落架从飞机上拆下来,固定在专门的固定夹具上实施。受俄罗斯起落架载荷校准方法的启示,我们研制了专门用于起落架载荷校准试验的加载平台,实现了在飞机真实停放状态下对起落架进行校准,克服了传统方法中模拟起落架与飞机连接刚度难,且试验周期长、成本高、误差大的缺点。     

大型飞机多轮多支柱起落架载荷飞行研究

为解决大飞机多轮多支柱起落架研制中的载荷分配难题,实测伊尔76飞机起落架载荷,对多支柱起落架在着陆撞击及转弯过程中的载荷特点进行详细分析。实测结果发现着陆时前、后主起落架承担的冲击载荷基本相当,起转载荷相对较大。与常规三点式起落架相比,转弯时多支柱起落架载荷有很大不同,前主起落架侧向载荷指向转弯圆心反方向,构成阻碍飞机转弯的力矩,同时与后主起落架侧向载荷构成对机身有害扭矩,是三支柱起落架没有的新的载荷情况。转弯时后主起落架承担较大侧向载荷,是垂向与侧向载荷组合受载的严重工况。转弯加大了前、后主起落架垂向载荷的不均匀性。     

B777飞机起落架系统采用多种新技术

B777的起落架设计是在成熟技术上发展起来的，同时也综合了一些适合于B777飞机的新技术。这些新技术包括：可偏转的六轮小车式主起落架、电传收放系统、特殊设计的轮架、滑行刹车释放技术、简洁的全屏显起落架状态指示等。这些新技术的采用使B777飞机的起落架系统具有了较传统起落架更好的使用性能，能给用户带来更高的效益。一、标准的前三点式起落架在B777起落架上最显著的特点是采用了标准的前三点式起落架和六轮小车式主起落架，没有机身主起落架。这在相同重量级的飞机中是很独特的。它使起落架数量最少，载荷分配更容易，不存在机器…     

飞机起落架收放液压系统设计、分析与实验验证

为了通过地面实验验证飞机起落架收放系统性能,研制了可精确模拟气动载荷的起落架收放实验系统。根据收放液压系统各模块特点,基于LMS Imagine Lab.AMESim软件建立了液压收放系统的仿真模型,模拟起落架液压收放系统的收放过程,对系统进行动态仿真分析,预估实验系统性能。通过实验数据与仿真数据的对比分析,检验实验系统的正确性。结果表明:系统能够满足起落架收放实验基本功能要求,仿真结果与实验结果较为接近。     

无人驾驶直升机设计的主要载荷研究

论述无人驾驶直升机设计的主要载荷研究问题。（１）设计规范研究：主要讨论国内外无人直升机尚无设计规范的情况下，载荷问题的处理与应用；（２）静强度载荷研究：通过机体结构强度计算及全机静力试验，论及静载荷下全机的强度与刚度品质；（３）全机振动特性与响应研究：通过机体动力特性计算，动力特性试验及振动水平测试论及全机振动与响应特性；（４）着陆载荷研究：通过撬式起落架功量计算分析，落震试验论及全机着陆载荷特性     

某型飞机实测起落架着陆载荷谱分析

着陆撞击是飞机起落架最重要的载荷情况之一.通过实测数据分析得出某型飞机前、主起落架着陆撞击载荷谱,包括垂直载荷系数谱、起转与回弹载荷系数谱、侧向载荷系数谱及下沉速度谱等.并给出了一些载荷的特点及回归结果.此外,对起落架载荷测试方法亦进行了简单介绍.     

解决因前起落架故障而无法正常着陆的初步方案

针对飞机前起落架故障而无法正常降落的问题,提出了一套利用起落架车解决该问题的方案。首先介绍了起落架车的基本组成部分及各部分性能要求,分析了起落架车的工作机理,再简述了起落架车的遥控转向系统的基本结构和工作原理,然后提出运用双通道基于知识的专家控制系统解决了飞机与起落架车结合前和结合后的速度匹配问题。该方案可为起落架车的具体设计和实施提供参考。     

舰载机偏中心定位弹射起飞动力学分析

考虑起落架缓冲和轮胎弹性,建立了六自由度偏中心定位弹射起飞数学模型,研究了偏中心定位弹射起飞过程中飞机姿态的变化,分析了不同初始偏心距离对起落架载荷的影响.结果表明:初始偏心距离对弹射过程中飞机的俯仰运动影响较小,而对滚转和偏航运动影响较大;相对于滚转运动,偏航运动有更明显的衰减趋势;滚转运动导致两侧主起落架载荷差异随初始偏心距离的增大而增大.     

激光熔覆技术在飞机修理中的应用

概述了激光熔覆技术的工艺特点、熔覆材料和工艺方法等。针对飞机主起落架活塞杆零件材料及承力特点,开展了疲劳裂纹修复相关试验研究。结果表明,在无任何热处理条件下,采用激光熔覆技术修复飞机零件疲劳裂纹,可以获得符合零件设计要求的规定疲劳寿命。该方法也为进一步提高飞机零部件的使用寿命提供了一个有效的途径。     

民用飞机发动机吊挂部段静力试验与静强度分析

根据民用飞机发动机吊挂部段静力试验技术需求,研制了一套用于吊挂部段静力试验的试验系统,解决了吊挂支持模拟、加载边界模拟等关键技术,完成了吊挂应急着陆、航向侧移两种危险工况试验,并结合试验台架-吊挂有限元分析模型对吊挂进行了静强度分析.试验结果表明,试验系统工作稳定可靠,吊挂在应急着陆等工况下未发生有害塑性变形,其强度、刚度满足设计要求.对比显示:试验最大应力与有限元分析相对误差均小于8％,验证了分析模型的准确性.试验结果可作为民用飞机发动机吊挂部段强度性能的评定依据,有限元建模方法可应用于吊挂部段改型设计.     

风洞试验多通道数据采集与动态参数实时处理系统

为新型飞机发动机进气道动态畸变参数测试而研制了两代全数字化、智能化测试系统。64通道独立同时采样；高速32bit浮点运算DSP对畸变参数作实时处理；100Mbyte以上大容量在线存储器，存储全部原始数据、中间结果和处理结果；被测参数时间历程曲线、采样数据时间历程曲线及2D、3D动态图形和数表显示及输出；系统自检功能及坏点自动检测与修补功能；图形化及汉化菜单，友好的人机界面。硬件与软件的模块化与开放式结构，以便广泛应用于其他需要作多通道数据采集和动态参数实时处理的场合。     

着舰导引中的H∞飞行/推力综合控制设计

以提高低动压着舰时动态跟踪及抑制舰尾气流扰动的性能为期望 ,基于线性矩阵不等式 (LMI)的 H∞ 控制理论 ,提出了保持由地速构成的迎角 αd 恒定的 H∞ 飞行 /推力综合控制增广模型结构。使飞机在接近舰尾处于雷达导引系统关闭的关键时刻 ,该系统仍有姿态保持及抑制气流扰动的优良性能 ,从而改变了传统设计需由导引系统纠正气流扰动而引起的轨迹偏离。基于工程应用 ,文中提出了 H∞ 控制器的降阶方法 ,进行了离散化实时仿真验证。仿真表明 ,本文开发的系统能够很好地满足设计要求     

尾族自由飞试验模型的设计问题

本文阐述了尾旋自由飞模型的设计要求和模型缩尺比例数Ｋ的选取原则；对影响模型质量ｍ＿ｍ的诸因素进行了深入的分析；剖析了真实飞机发生尾旋的高度Ｈ＿Ａ与模型试验高度Ｈ＿ｍ的确定问题；对模型的结构设计和回收系统设计的一些主要问题也作了简要的讨论。     

无人机自动着陆的导引与控制(英文)

针对无人机自动着陆的需求 ,以某型无人机为对象 ,设计并实现了一种基于机载数字式飞行控制系统和地面无线电跟踪器的自动着陆制导与控制方案。该型无人机的实时仿真和飞行测试结果表明 ,方案设计合理 ,易于实施 ,完全满足无人机自动着陆的要求。     

柔性飞机起落架改进设计

综合运用着陆响应模拟和优化设计方法以改进大柔性飞机起落架的设计.以弹性飞机的三质量块等效模型、油气缓冲器多方指数气体弹力模型、油气缓冲器速率平方油孔阻力模型和幂函数轮胎力模型模拟弹性飞机着陆动力学.考虑了大柔性飞机着陆撞击中的缓冲器最大行程、最大缓冲器力及机翼最大位移,对起落架参数进行优化设计.结果表明,大柔性飞机机体结构弹性对起落架参数设计有较大的影响,采用优化设计的油针式缓冲器可以改进起落架的着陆性能.     

腹支撑对具有大展弦比机翼和船尾形机身的飞机模型的于扰与修正

一种适用于具有大展弦比机翼和船尾形机身的飞机模型的腹部支撑方式、腹支装置的设计要求和试验方法、以及腹支撑干扰的机理在此作了介绍，并给出了一些实验结果和对实验数据的修正方法．