飞机装载状态对机轮载荷和起降安全性影响的定量分析

飞机的装载状态直接决定了飞机的起落架压缩量和机轮载荷,同时起落架的压缩量还影响着飞机的起降稳定性。本文分析了机轮载荷的理论值偏离实测值的原因,利用解析几何方法对理论算法进行修正,开发了基于Visual Basic的飞机起落架压缩量与轮载分析程序,对各种可能的装载状态进行分析,得到了各状态的机轮修正载荷和起落架稳定性参数,计算结果与实测值吻合的较好。     

起落架布局设计技术

本文作者根据以往飞机起落架布局设计过程并参考了有关资料,详细地总结叙述了飞机设计初期,起落架布置的方法,步骤以及前、主轮距,前、主载荷分配,起落架高度,机轮选用等各项参数选用原则。为起落架布局设计提供了切实可行的设计技术。     

某歼击机前起落架着陆瞬间有关参数的试验研究

 以某歼击飞机前起落架为例, 用落震试验的方法, 通过分析起落架有关参数随机轮转速变化的情况,来研究飞机着陆瞬间起落架的状况。研究结果表明, 在飞机着陆过程中, 当起转水平载荷达到最大值时, 起落架逆航向的弹性变形还未结束; 当起落架逆航向的弹性变形达到最大值时, 机轮从滑动转为滚动。     

飞机主起落架机轮摆振分析

针对××型飞机主起落架上、下扭力臂之间装有附加阻尼器的特殊方案,分析了主起落架机轮摆振问题,讨论了各种参数的变化对防止摆振的作用,结果表明附加阻尼器对防止摆振的必要性和有效性。同时,又对该型飞机采用4轮小车式主起落架的改型方案,验证了去掉原来附加阻尼器的合理性。     

起落架落震试验飞机机轮三向冲击位移的动态测量

为了研究飞机起落架受冲击载荷时的功量吸收状况，须在起落架落震试验中，对飞机着陆瞬间起落架机轮在空间三个方向上冲击位移的动态变化量进行测量。为此，本文设计了四自由度空间定位装置，并使其与计算机连接，实现了落震试验过程中，起落架在高速冲击状态下机轮三向位移的有效测量与记录。     

小鹰-500飞机主起落架静力试验实施技术

介绍了小鹰-500飞机主起落架静力试验实施过程中假机轮的设计，试验件的安装及加载特点。起落架静力试验的所有载荷都作用在机轮或轮轴上，而真实的机轮不能直接加载，必须设计一个假机轮，既要模拟真机轮在飞机上的安装状态，又要便于加载，还要有“刹车装置”。假机轮的加载孔设计成一个能绕轴心摆动的弧形槽孔，以便在试验过程中自动找正加载中心将主起落架在飞机上的三个分布在三维空间的连接点布置在一个由钢框组成的基准面下部以便试件的安装定位。将试件所受的压载用受拉作动筒来实施，避免了有可能出现的系统失稳。延长了加载作动筒根部支点到加载点的距离，从而减小了加载过程中因变形而产生的载荷误差。     

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。     

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。     

民用飞机机轮最大刹车能量研究

机轮刹车装置是飞机起落架的重要组成部分,在地面减速过程中吸收飞机大部分动能,对飞机起降安全至关重要。 其中,最大刹车能量设计是刹车装置的关键参数之一,与机轮刹车装置的安全性和经济性紧密相关。 对民用飞机机轮刹车装置最大刹车能量的计算进行研究,按照适航规章相关要求,结合适航当局对刹车装置最大刹车能量计算的关注要点和飞机的设计构型,以某民用飞机为例,分析了机轮最大刹车能量计算中的影响因素,并通过计算对比该飞机在预定的不同使用场景与可能遇到的单个及多个故障叠加工况着陆时的刹车能量,确定该型飞机最大刹车能量出现在典型高原机场两个机轮刹车装置失效着陆工况,最大刹车能量为 32. 44 MJ,为飞机机轮刹车装置的设计提供关键参数。     

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。     

直升机着舰起落架动态响应

舰载直升机着舰过程复杂。与地面降落相比,舰面的不稳定气流使得直升机姿态难以保持,下降的速度更大,且由于直升机通常都是单轮着舰,导致起落架载荷很大。为了研究直升机在不同条件下着舰时起落架的动态响应,建立了机体/起落架/舰船耦合模型,将着舰过程中直升机的运动和舰船的运动联系起来,通过仿真计算得出起落架的动态响应。仿真计算结果表明:直升机着舰质量越大,起落架压缩量和载荷越大;直升机低头着舰会导致前起落架载荷显著增大;直升机着舰下沉速度过大会导致着舰载荷急剧增大,可能会对结构造成破坏。     

计及弹射滑车质量的某舰载无人机弹射动态响应分析

舰载无人机是未来海上作战的关键装备,其弹射动态性能严重影响起飞安全。弹射滑车与舰载机起落架弹射杆相连,在牵制杆突卸弹射滑跑过程中共同组成一个耦合动力学系统。目前,国内外尚缺乏对此耦合系统动力学特性的研究。以由某无人机改造的弹射型为研究对象,建立了包含弹射滑车质量的弹射动力学模型,并开展了拖拽弹射过程的动态响应分析,结果表明：弹射滑车的惯性力会沿着弹射杆传递到前起落架上,拖拽弹射过程中前起落架载荷波动幅度增大,前起落架撑杆、弹射杆以及前轮垂向载荷峰值分别增加了23.4%、21.6%和14.0%;前起落架缓冲器压缩量变化范围扩大了30.4%;前起落架纵向和垂向的载荷振荡频率分别从90.9 Hz和5.2 Hz降到26.3 Hz和4.4 Hz。     

宽体飞机前主轮协同转弯主轮控制策略设计

飞机在进行地面转弯过程中，机场道面不平、侧风等环境因素可能导致主起落架转向轮的实际转角与理论转角不符，引起前轮转角和两侧主轮转角关系不匹配，增大轮胎侧向力，主起落架受到的扭矩增加。针对上述问题，提出两侧主轮独立控制的飞机地面转弯控制策略和基于内侧主起落架转向轮为主导对象，外侧主起落架转向轮为从动对象的主从控制策略以及实时转弯角度控制算法。建立基于弹性轮胎的飞机地面转弯模型，计算飞机地面转弯时的主起落架总扭矩。通过MATLAB设置不同主轮转角偏差，对两侧主轮的独立控制策略和主从控制策略下的主起落架总扭矩进行对比，发现前者能更有效降低飞机主起落架扭矩，增加飞机地面转弯安全性以及减小起落架设计难度。     

某型飞机前起落架收放载荷当量化研究

飞机起落架的收放大部分是在飞机飞行时进行的,起落架主要承受着飞行时的气动载荷、质量力和惯性载荷,这些载荷的大小或方向随着飞机的飞行速度和起落架的收放不断发生变化。在地面进行起落架收放系统可靠性试验时,为真实反映起落架收放时的收放载荷,施加多大的收放载荷以及如何施加收放载荷成为起落架收放系统可靠性试验中的关键技术。本文对某型飞机起落架收放载荷进行了研究,提出了起落架收放载荷当量化处理的一种方法,并采用动力学软件对当量化结果进行了模拟分析,分析结果与飞行实测结果十分吻合,而且该当量化方法简易可行,便于在起落架收放系统可靠性试验中施加载荷。     

刹车状态下起落架支柱的摆振研究

在研究主起落架支柱在刹车状态下摆振的过程中，我们以双轮支柱式主起落架为例，同时，考虑到了其在纵向振动及扭转振动时自动防滑系统（ABS）的工作情况^[1]。本文在做了一些必要的假设条件下，引入了与起落架机轮，缓冲支柱及减摆器相关的变量和参数，并推导出主起落架刹车机轮振动的数学模型，进而研究与缓冲支柱和机轮参数相关的摆振激发主发生摆振的稳定区域边界。     

基于粘弹性杆的摇臂式起落架着陆响应分析

摇臂式起落架作为起落架的重要形式,对其进行着陆响应分析可为起落架缓冲性能评估提供理论依据和参考。应用粘弹性杆建立摇臂式起落架结构动力学简化模型,并采用MATLAB程序建立线性与非线性摇臂式起落架数值求解模型;应用ANSYS/LS-DYNA显式动力学求解技术进行起落架着陆响应分析;对比研究起落架上端节点的载荷历程曲线、位移历程曲线及输出功量曲线。结果表明:着陆过程中载荷曲线和位移曲线收敛过程较短,曲线较为平滑,说明着陆过程较为平缓;从功量曲线的吸能面积比率可知缓冲器的吸能效率较高。研究结果对起落架系统缓冲性能的初步分析以及机身连接处接头细节设计的载荷输入具有积极的参考价值。     

基于仿生的适于特殊地形的直升机起落架设计

现阶段直升机起落架主要采用轮式起落架和滑撬式起落架,由于机动性和灵活性较差,导致直升机起降时对地面的平整度及坡角要求较高,在遇到某些特殊地形如乱石滩、斜坡坡度较大地带可能面临无法正常起降这一困难。本文受某些仿生无人机起落架设计启发,提出了一种新型直升机起落架的设计方法,此种起落架采用三立柱支撑结构,主体是三个位于机身底部的液压伸缩支撑杆,在直升机降落时杆端的传感器与主控配合来动态控制支撑杆的伸缩长度。此种起落架通过控制每根液压杆伸缩不同的长度来适应不同环境下的崎岖地形,使直升机在乱石滩及大坡度地面起降成为可能。经过设计举例及受力分析,得出本设计方法在工程上是可以实现的,并且在直升机抗震性能的提升方面也有一定作用。     

基于DSHplus 的前轮转弯系统的仿真研究

飞机前轮转弯系统是起落架系统的重要组成部分,在对前轮转弯系统进行分析研究的基础上,应用液压仿真软件DSHplus,对前轮转弯液压系统建模仿真。仿真结果与地面试验结果基本一致,验证了模型的准确性。并提出应用频谱分析的方法,对转弯液压系统进行频率响应分析。该方法在设计初期能够增强系统的稳定性,减少研发开支,提高核心竞争力。