某型飞机尾起落架转弯困难分析

推导了某型飞机尾起落架主支柱转角与缓冲器行程的关系,以及尾起落架主支柱转角与轮轴倾角之间的关系,并指出在停机载荷下,尾起落架轮轴倾角受到主支柱转角的影响。将某型飞机与它同类型飞机尾起落架的转弯情况进行了比较,发现某型飞机尾起落架转弯困难的原因是:在停机载荷下,缓冲器压缩量较大,轮叉转动较小的角度就可以导致轮轴与地面之间产生较大的倾角。在满足缓冲性能的基础上,将某型飞机的尾起落架缓冲器重新进行了充填,提高其充气压力,减少灌油量,使尾起落架缓冲器在停机载荷下的压缩量为0。缓冲器经过重新充填后,在停机载荷下,该型飞机尾起落架轮轴与地面的倾角始终为0°,机轮垂直地面,即使在小转弯半径条件下,牵引转弯和首飞滑跑转弯时,尾起落架机轮左右转动也很灵活。改变该飞机尾起落架缓冲器充填参数后,解决了转弯困难的问题。     

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。     

飞机支柱式起落架落震仿真及缓冲器优化分析

主要介绍支柱式起落架缓冲器的各个参数,包括缓冲支柱的初压力、初容积、油孔面积、活塞面积、缓冲支柱行程等。介绍起落架落震时缓冲器轴向载荷的计算公式。结合具体飞机型号利用初始参数通过AD-AMS软件建立数值模型并进行仿真分析,计算结果与试验结果比较,发现两者具有较好的一致性。最后以起落架缓冲器的油孔面积作为设计参数进行优化分析,给出最优值。     

飞机起落架缓冲性能分析、试验、设计一体化技术

 提出了一种飞机起落架缓冲性能分析、试验、设计一体化的工程方法。利用起落架落震试验结果,自动识别缓冲器空气压缩多变指数和油孔流量系数等不可测参数,以便建立准确的起落架数学模型;并在此基础上对缓冲器充填参数和油孔尺寸进行优化设计,使得起落架着陆最大冲击载荷达到最小。试验验证结果表明,该方法是成功且有效的。     

支柱柔性对起落架缓冲器摩擦力的影响

旨在通过缓冲支柱柔性对起落架缓冲器摩擦力的影响研究,为起落架缓冲器摩擦力建模方法和柔性起落架防卡滞设计提供技术指导。伴随着超高强度钢的逐步应用,刚度问题成为起落架设计中日益突出的矛盾问题,传统的缓冲支柱刚性假设可能并不适用于一些新类型起落架的分析。本文结合某无人机飞行试验中出现的主起落架缓冲器卡滞问题,首次建立了考虑支柱柔性影响的起落架缓冲器摩擦力模型,计算了最严重工况下的摩擦力值,并与缓冲支柱刚性假设计算得到的摩擦力值进行了对比分析。分析表明在考虑支柱柔性和理想平面滑动轴承约束的情况下,摩擦力大小为原来的6倍,缓冲器发生卡滞。分析了平面滑动轴承的实际约束情况,提出了轴承支承变形协调系数的概念,并分析了其与摩擦力和卡滞的关系,进而研究了支柱外筒和活塞杆刚度对于缓冲器摩擦力的影响。研究表明在变形协调系数不小于0.53时,缓冲器发生卡滞;适当改变活塞杆和外筒的刚度使其相匹配可以降低缓冲器的摩擦力。     

起落架缓冲性能优化设计技术研究

引言 起落架缓冲性能设计是起落架设计的核心问题,具有良好缓冲性能的起落架,才能使飞机和起落架在着陆、滑跑和地面操纵过程中具有较低的疲劳载荷、较好的稳定性、舒适性和较高的可靠性。起落架缓冲性能的好坏主要依赖于缓冲器的设计是否合理,而缓冲器参数（包括充填参数和结构参数）配置得恰当与否,对缓冲性能有着决定性的影响。通过某种优化设计方法优选缓冲器参数使起落架缓冲性能达到最佳状态,     

缓冲器行程分级级数对某起落架载荷校准和实测误差的影响

载荷校准试验设计与实施是影响起落架载荷校准和测量质量的一类重要因素,也关系着试验的安全、周期和成本。起落架载荷校准通常需要在多级缓冲器行程下重复进行,缓冲器行程分级级数是起落架载荷校准试验设计的一个基本变量。以某起落架载荷校准和实测为例,提出了缓冲器分级级数对起落架载荷校准和测量结果影响的分析方法和评价指标,利用既得的载荷校准试验数据,评估了缓冲器行程分级级数对载荷校准和测量误差的影响。结果表明,提出的分析方法正确,评价指标合理,可用于起落架载荷校准质量评估;在仅1级缓冲器行程下校准与分为2级校准相比,应变电桥的响应系数相对误差约8%;缓冲器行程分为2级校准与分为3级校准相比,应变电桥的响应系数相对误差约6%,载荷校准检验工况的载荷误差约6%,飞行测量的航向、侧向和垂向载荷的相对误差分别约为2%、8%和0.3%,而最大误差分别达到了20%、26%和4%,可供起落架载荷校准试验设计参考。     

某型无人机主起落架缓冲器卡滞特性分析

某无人飞机在飞行试验中,出现主起落架在地面运动中缓冲器卡滞现象。以该无人机主起落架为研究对象,建立了简化受力分析模型,并推导了该型无人机主起落架上下轴承支反力与地面载荷的函数关系。估算了该型无人机主起落架的地面载荷工况,并据此进行了缓冲器静态和动态临界摩擦系数分析。分析表明:在偏航着陆工况和最大回弹载荷工况下,临界摩擦系数为0.008 6和0.050 4,易发生卡滞现象。     

可收放状态下起落架支柱压缩量实测方法

介绍了一种在能收放起落架的飞行情况下，测量前、主起落架支柱压缩量的方法。该方法在国内属首次．并在飞豹飞机载荷谱实测中得到成功应用。文中介绍了具体的方法，并提出了改进的建议。该方法对其他飞机同时进行机体飞行载荷谱与起落架载荷谱的测量具有参考价值。     

支柱式前起落架系统刚度与摆振稳定性研究

系统刚度（航向、侧向和扭转刚度）是支柱式前起落架设计的重要指标,探明系统刚度对摆振稳定性的影响规律,对起落架的防摆设计具有重要意义。采用改变缓冲器初始气体压力的方式,分析缓冲器行程对系统刚度的影响规律,研究系统刚度对支柱式前起落架摆振的初始扭转角、收敛时间、收敛比例和稳定区域的影响。结果表明：增大支柱式前起落架系统刚度,可提升防摆性能,但同时会造成初始扭转角和摆振收敛时间的增加,这会降低起落架抵御外界干扰的能力,因此,不能过度增加支柱式前起落架系统刚度。