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.     

全电起落架系统集成技术应用研究

通过某型无人机起落架系统研制,开展了起落架电动转弯系统、电动应急收放系统和电刹车系统集成设计研究,实现了起落架收放、转弯及刹车功能全电化集成设计,打破了国外对我国全电起落架系统集成技术的封锁.     

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。     

襟翼电气操纵系统故障分析与线路改进

根据襟翼电气操纵系统的通电故障，叙述了襟翼电气操纵系统功能、故障分析及线路改进过程。通过对机上线路的插头进行分解，进行导通和绝缘检测，排除了机上线路故障；通过对设计线路进行分析，发现在襟翼电气操纵系统与起落架收放操纵及信号系统的交联线路存在回流现象，致使在起落架收放操纵及信号系统通电检查时，襟翼系统不供电的情况下，电流从起落架信号断路器经过起落架信号盒，到襟翼系统的襟翼控制盒、襟翼电磁阀形成回路，导致襟翼在不给电的情况下被放下，设计原理存在严重的缺陷。提出了改进方案。和设计协商确认后，对襟翼电气操纵系统的原理、馈电图做了相应更改，对襟翼电气操纵系统与起落架收放操纵及信号系统进行了功能验证。试验证明：在线路改进后，襟翼电气操纵系统与起落架收放操纵及信号系统功能完好，而且故障得以排除，消除了重大的质量隐患。     

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。     

两种不同形式前起落架缓冲与前轮转弯性能对比研究

缓冲与前轮转弯纠偏性能对起落架设计具有重要影响。采用ADAMS软件分别建立支柱式和摇臂式前起落架的飞机刚柔耦合动力学模型,并分别对前起落架的着陆缓冲和转弯纠偏过程进行动力学仿真及对比分析。结果表明:在同种着陆工况下,支柱式比摇臂式前起落架样机在前起落架航向所受合力更大,前轮接地后的俯仰角速度和机头下沉量相差不大;支柱式比摇臂式前起落架样机在更小的操纵力矩、转弯角度和侧向加速度下就会发生飞机侧滑。研究结果可为前起落架的设计和选取提供有益参考。     

B777飞行控制系统简介

波音777的主飞行控制系统采用电传控制。系统设计成其操纵方式与操纵感觉与其他波音飞机相似,但采用最新技术,以减轻驾驶员的工作负荷并便于维修。整个系统曾在飞行控制试验台上进行了试验,在试验中所有电气和机械部件都安装在模拟的飞机环境中并协调工作。主飞行控制系统还同飞机其他系统一起在新的系统综合实验室中进行了联试。概述B777的电传主飞行控制系统采用电缆传输信号代替钢索进行机械操纵,不需要钢索、滑轮、支架等机械零件,故可减轻重量,而且不像机械操纵系统那样需定期维修、加润滑     

前轮转弯操纵速率对飞机地面滑行特性影响研究

飞机若想尽快实现地面机动转弯,则前轮转弯操纵系统操纵速率应尽量大,而为了保证飞机地面机动不会引起前(主)机轮侧向滑动,又要求前轮转弯操纵速率应限制在一定范围内。以某型机为例,分析大动力操纵角下,地面摩擦系数、飞机滑行速度及转弯操纵速率对前、主机轮侧滑影响。结果表明:飞机以0.3～0.4 rad/s的平均操纵速率进行大角度转弯,基本能满足地面稳定性要求,但为了降低飞机在低摩擦道面上的侧滑风险,需降低前轮偏转到大角度时的操纵速率。     

飞机滑行中差动刹车性能的仿真测试

转弯能力是体现飞机控制能力的一项重要指标,有多种方式实现此功能。对于突发事件,主轮刹车是对飞机转弯能力的重要补充。本文针对飞机着陆滑跑状态,综合考虑在运动中飞机所受的多种干扰,对飞机状态进行模拟测试,分析飞机在跑道上的受力,设定一个利用主轮刹车系统进行辅助转弯控制的方案,完善飞机主起落架的刹车特性分析工作。     

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。     

基于ADAMS/Aircraft的大型飞机起落架动态性能仿真分析

首先利用ADAMS/Aircraft建立了支柱式起落架虚拟样机模型及全机虚拟样机模型,对建立的起落架缓冲系统进行了受力分析。应用以上建立的模型,分别进行了主起落架落震仿真试验和全机着陆动力学仿真试验,并分析了仿真试验结果。仿真结果表明所设计的起落架能够满足飞机着陆性能的要求。     

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。     

民用飞机起落架保险销设计与验证

民用飞机起落架作为飞机唯一的支撑结构,是不可或缺的飞机部件,其中主起落架通常安装在机翼上,而飞机油箱往往也是机翼结构的一部分,当主起落架系统在飞机起飞和着陆过程中因超载而损坏,其损坏模式可能会导致飞机油箱损坏,导致燃油系统溢出足够量的燃油构成起火危险,从而威胁乘客的生命财产安全,所以主起落架需要设计成应急断离结构,使得主起落架能够有序脱离机体,从而保护油箱安全。对民用飞机主起落架保险销的设计与验证进行了研究,包含保险销的结构设计,强度校核和试验验证。通过设计一种区别于起落架连接形式的试验台架并进行仿真分析得到试验台架的修正系数,来进行保险销的试验验证,然后根据试验结果对试验台架模型进行修正,最终确定保险销的结构尺寸。     

某型飞机前起落架回中凸轮故障分析和改进措施

推导了某型飞机前起落架回中凸轮最小压力角和最大压力角的计算公式。通过与其同类型飞机前起落架凸轮压力角的比较,指出某型飞机前起落架凸轮刚开始使用的时候,上、下凸轮接触面比较光滑,其摩擦系数比较小,此时实际压力角大于最小压力角,凸轮可以顺利回中;使用一段时间后,凸轮发生了磨损,表面粗糙度升高,上、下凸轮之间的摩擦系数增大,所需最小压力角相应增大;当凸轮之间的摩擦系数增大到一定程度后,回中所需的最小压力角将大于实际压力角,导致凸轮不能回中。但是,当凸轮的压力角增大,摩擦力也相应的增大,对上、下凸轮的磨损也增大,导致摩擦系数增大;当转弯作动筒驱动力不足以克服上、下凸轮之间的摩擦力和下部构件的重力而使凸轮转动时,前起落架操纵转弯将会变得困难。在不改变某型飞机前起落架缓冲性能的前提下,适当加大了凸轮的设计压力角,解决了前起落架凸轮不能回中的问题,并且前起落架可以顺利操纵转弯。     

飞机结构强度试验应急载荷限定系统

多轮多支柱起落架飞机主起落架数量较多，试验机及试验设备重量大。试验应急卸载时，试验件和设备重量、以及加载过程中试验件变形所聚集能量快速释放的不协调性易对支持点结构产生较大冲击载荷，且该载荷不可控，影响试验的考核，存在安全隐患。针对多轮多支柱起落架飞机的强度试验要求，设计一种载荷限定系统。在应急卸载或者试验停试情况下，能够为非支持点起落架输出设定载荷，保证应急瞬间所产生的所有载荷按要求分配到所有起落架上，从而防止支持点起落架超载；试验过程中，能够对非支持点起落架施加试验主动载荷。利用仿真软件验证了系统原理的可行性。依据原理设计载荷限定系统，对其结构和工作性能进行应用验证，并在某型飞机全机疲劳试验中进行应用调试，结果表明，该系统完全能够满足试验要求。     

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。     

起落架电传前轮转弯仿真与性能分析

起落架的性能对整机的安全性和舒适性具有真接的影响。以国产在研某型飞机转弯系统为研究对象,通过Virtual.lab和Imagine.lab联合仿真的分析方法对前起落架转弯系统进行仿真与分析,并通过敏感性分析确定起落架前倾角、轮间距、稳定距和轮胎垂直刚度等参数对起落架最大静转弯力矩的影响。分析结果表明:起落架前倾角对前轮最大静转弯力矩影响最大。     

A380飞机起落架控制系统探究

A380之大对其起落架控制系统设计提出了很高的要求。本文在分析了A380飞机起落架的转弯控制、刹车控制、收放控制、胎压和油压监控等子系统的基础上,对我国大飞机起落架控制系统的研制提出了自己的看法。     

民用飞机起落架应急释放系统研究

现代民用飞机起落架收放包括正常收放和应急释放两套系统。通过分析民用飞机起落架应急释放系统的构成原理,对比不同机种应急释放系统中操纵组件是否据有增力的功能及其在驾驶舱内的布置,提出了起落架应急释放系统的发展方向。     

基于MFCS直升机协调转弯模态设计

为了消除直升机的侧滑,在已设计完成的具有优良操纵特性的直升机显模型跟踪控制系统(MFCS)基础上,开发了协调转弯模态;按照直升机协调转弯基本要求,开发了基于 MFCS协调转弯模态控制律,给出了结构配置及系统参数设计方法。经仿真表明,所开发的直升机协调转弯模态具有优良的特性。