强5飞机主起落架装机协调互换问题的解决

文章论述了强5飞机主起落架零件制造中的尺寸加工协调和安装上的互换问题,分析了主起落架过去长期达不到装机协调互换的原因及解决办法。     

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。     

主起落架纵向抖振的动态特性研究

通过建立主起落架及各元件的力学计算模型,对其在纵向抖振过程中的动态特性进行了动力学仿真研究 ;给出了反映其动态特性的仿真曲线 ;讨论了主起落架支柱刚度等结构参数对主起落架纵向抖振的影响     

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。     

某型飞机主支柱疲劳试验裂纹分析

某型飞机主起落架在疲劳试验中发现,主支柱上端注油嘴螺纹孔处出现疲劳裂纹现象。本文从结构和强度两个方面对裂纹进行分析,同时结合理化试验分析,确认了裂纹故障产生的原因,并提出了主支柱零件改进措施,通过试验验证,改进后的主支柱能满足预期使用寿命目标的要求。     

串列多支柱主起落架布局飞机的起飞载荷研究

大型军用运输机、民航客机广泛采用可视为前三点式(前起落架组、左主起落架组、右主起落架组)的多支柱起落架布局方案.通常,此类飞机的最大起飞质量高达数百吨,起飞滑跑速度也较大,因此,起飞情况是起落架强度设计的重点.本文基于前三点式起落架计算理论,以及对An-124、An-225飞机起落架设计方案的研究,提出一类串列多支柱多轮主起落架的起飞情况地面载荷算法.     

双轮支柱式起落架低频刹车耦合振动性能研究

当前对于起落架低频刹车耦合振动问题的研究主要停留在纵向单自由度振动方面,对于双轮支柱式起落架存在的多自由度耦合振动问题研究比较欠缺。本文在多体动力学软件Simcenter 3D 中建立双轮支柱式起落架多自由度低频刹车耦合振动多体动力学模型,在机身与主起落架连接处采用六自由度衬套模型模拟起落架支柱纵向、横向和扭转刚度及结...     

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。     

某型飞机主起落架可折机构装配调整量计算系统研究

针对某型飞机主起落架可折撑杆挠度缺少装配调整量计算方法的情况,结合三维模型与机构运动学分析原理,建立了一套反映主起落架真实装机环境的数字样机系统,该系统能根据零件测量尺寸自动计算可折撑杆的向上挠度,并反求满足装配要求的调节量。该方法有效解决了主起落架不便于装配前计算、装配过程中反复调试等问题,保证了装配质量,提高了装配效率。     

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。     

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。     

波音737飞机主起落架安装部位故障、原因与应对措施

对波音737飞机主起落架安装部位结构进行了简要介绍;基于30余年来波音737系列飞机运营主起落架安装部位的相关服务通报,概括了737系列飞机主起落架安装部位曾出现过的故障;进而分析了这些故障出现的原因,列举了波音公司实践中针对这些故障而采取的应对措施。本文工作对我国大型客机的设计具有现实的参考价值。     

起落架有限元梁模型建立及其静力学分析

为了获得起落架载荷传递以及评估几何非线性和静不定对起落架载荷传递的影响,同时探索起落架结构有限元梁模型的建模方法,应用HyperMesh和Ansys联合仿真的方法搭建某型具有局部静不定特征的前起落架、主起落架有限元梁模型;使用此模型进行三种载荷工况的静力学计算,获得考虑静不定和几何非线性的起落架接头和截面载荷,以及在单位载荷作用下起落架的航向、侧向和扭转刚度,并与传统方法计算结果进行对比.结果表明:有限元方法和传统方法获得的接头载荷有差异,部分差异超过了±10％,最大差异达到30％;计算前起落架外筒横梁、斜梁截面内力的传统方法及其简化具有合理性,对起落架支柱设计具有指导意义.     

飞机起落架系统摆振动力学研究进展

摆振是起落架支柱侧向运动与围绕支柱的扭转运动相互耦合产生的自激振动，对飞机地面滑行的操纵性与安全性等具有很大的危害，是起落架系统设计中重点关注的动力学问题之一。摆振主要有“轮胎型”和“结构型”2类，可以采用动力学理论建模、多体动力学数值分析与全尺寸物理试验等方法对起落架系统的摆振特性进行研究，已发展了线性与非线性理论建模方法和数值工具，建立起了起落架摆振试验系统，也开展了全机瞬态激励下的滑跑稳定性试验。为防止摆振问题的产生，在认识摆振机理的基础上，研究者广泛而又深入地研究了起落架设计参数、轮胎参数、机体特性等对滑跑动响应与稳定性的影响，在获得各种设计参数对起落架摆振稳定性影响的基础上，发展了摆振动力学优化设计方法和智能器件与半主动/主动控制的摆振抑制方法，并开展了试验验证或装机演示验证。结合未来飞机平台的发展和起落架技术的创新，对起落架摆振动力学问题的未来发展方向进行了展望。     

客机起落架件号和改装标识分析

针对客机起落架件号不同的OEM标识规则进行对比分析,明确了起落架在进行翻修和改装的件号标识规则,提出了起落架组件和零件的标识方法,对于起落架日常维护、改装、翻修以及让步修理工作进行规范的刻号和标识具有重要参考价值,为相关人员快速识别起落架构型和改装状态提供了工具,同时也给互换性评估人员对起落架的识别提供了一定思路。     

拦阻着舰过程中的飞机起落架动力学分析

对舰载机拦阻着舰过程中起落架减震支柱进行受力分析,并运用拉格朗日方程针对减震支柱冲程和起落架弹性两个自由度建立舰载机起落架拦阻着舰动力学模型,通过仿真计算,得到了飞机对称对中着舰拦阻、偏心距3 m对称着舰拦阻和滚转角2°非对称对中着舰拦阻的起落架减震支柱载荷变化情况。结果表明:在拦阻着舰过程中舰载机起落架受到的冲击载荷在经过短暂时间震荡以后会趋于稳定;相比偏心对称着舰,滚转非对称对中着舰对减震支柱的影响更大些,在震荡的量上将更加剧烈。     

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。     

摇臂式、支柱式起落架起转、回弹载荷系数的落震试验研究

用落震试验的方法,对摇臂式和支柱起落架的起转载荷系数和回弹载荷系数进行了研究,得出了起转载荷系数和回弹载荷系数随飞机下沉速度和飞机着陆速度变化的一般性规律,给出了某A型、B型飞机主起落架起转载荷系数和回弹载荷系数的初步数值。     

飞机接地动态特性研究

飞机接地时，在飞机重心处和座舱飞行员位置处的最大过载对飞机强度与刚度设计及旅客与飞行员的舒适性均是重要参数，本文研究了接地时的飞机动态特性，并为飞行员安全使用提供了确定有利的飞行航程，起落架和气动力参数的边界，称其为“着陆窗口”。文中叙述了确定最大过载变化的分析方法，飞行参数中的垂直速度，俯仰姿态角以及起落架参数中的油液减震支柱阻尼均是影响最大过载的关键参数，重心处的最大过载受到主起落架减震支柱和     

一种多轮多支柱起落架的落震试验方案

针对多轮多支柱起落架落震试验的技术需要,通过调节支柱相对高度差方法等效支柱变间距试验,消除了因间距变大给夹具刚度可能带来的影响,节约了试验成本;研制了一套用于多支柱的测量平台,实现了多支柱起落架落震试验的载荷测量,应用新的机轮带转方案,解决了多机轮同步同速带转关键技术.结果表明测试系统稳定可靠,试验结果可以作为多轮多支柱起落架方案设计和理论研究的依据.此次试验也可为国内落震试验拓展新思路和新方法提供参考.