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支柱式前起落架摆振性能研究 总被引:3,自引:0,他引:3
为了研究支柱式前起落架的摆振性能,建立了双轮式摆振方程组。在线性参数方面,研究了支柱柔性和陀螺力矩对摆振性能的影响;在非线性参数方面,研究了扭转间隙和库仑摩擦对摆振性能的影响。研究结果表明支柱刚度不足时会发生"结构性摆振";支柱扭转间隙过大时会发生"间隙性摆振",这两者必须予以避免;陀螺力矩对摆振影响不大且偏安全,常可忽略;使用过程中库仑摩擦的减小会降低系统的减摆储备能力。 相似文献
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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。 相似文献
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轮胎刚度作为轮胎动力学模型的重要参数之一,研究其对大型民机前起落架摆振的影响规律,可以从前起落架防摆设计的角度为轮胎刚度设计提供参考依据。基于前起落架摆振非线性数学模型,使用Matlab/Matcont 软件计算不同轮胎扭转刚度、轮胎侧弯刚度下的摆振区域图;研究轮胎扭转刚度、轮胎侧弯刚度对前起落架摆振的影响规律,并对比二者对前起落架摆振影响的敏感度。结果表明:对前起落架摆振影响的敏感性,轮胎扭转刚度大于轮胎侧弯刚度;轮胎回正力矩系数每减小1%,扭转摆振最大临界阻尼减小0.88%,侧向摆振中速区最小临界减摆阻尼增大33.87%;减小轮胎扭转刚度,增大轮胎侧弯刚度有利于抑制大型民机前起落架摆振。 相似文献
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飞机起落架系统摆振动力学研究进展 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
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介绍一种机体刚度模拟器的设计技术,该项技术能真实体现出起落架落、摆振试验中飞机机体的弹性支持,使起落架的试验边界条件更加接近实际情况。该项技术对于全面考核飞机起落架的着陆裁荷和滑跑稳定性具有重要的使用价值。 相似文献
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为了更好的进行起落架摆振动力学特性的分析,有必要开展起落架摆振动力学建模方法研究,拓展摆振动力学仿真方法。本文利用Matlab/Simulink对对一个简单的前起落架非线性摆振动力学模型进行仿真建模,并给出具体算例。通过结果对比,验证了仿真模型的正确性。 相似文献
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飞机的前起落架摆振通常在飞机起飞或降落滑跑的过程中发生,对飞机的稳定性和操纵性产生危害,是一种严重的飞机故障。针对某型号无人机,基于动量矩定理,建立考虑起落架侧弯、扭转的摆振数学模型,讨论使用传统油液阻尼减摆器和电磁阻尼减摆器时不同的动力学模型。对于传统油液阻尼减摆器,采用等效线性模型,得到摆振临界稳定阻尼曲线的上下边界;而对于电磁阻尼减摆器的非线性模型,使用分岔分析理论确定系统的摆振稳定区域。结果表明:过大的减摆阻尼对摆振无法起到抑制的作用,得到控制参数平面上摆振的稳定区域,可为后续的起落架减摆设计提供参考。 相似文献
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A mathematical model and a technique for calculating the rolling motion stability of the damper-equipped landing gear wheel are presented; the dependence of dynamic damper rigidity on frequency found experimentally is used in the investigation. The results of calculating the shimmy boundaries with and without regard for the dependence indicated are given. 相似文献
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为给出满足直升机地面共振稳定性要求的起落架刚度及阻尼的优化设计方法,首先构造机体无阻尼时其非稳区的模态阻尼比函数,据此给出机体模态非稳区临界转速的计算方法,结合与旋翼摆振后退型模态共振转速下机体模态阻尼比的计算方法,给出了满足地面共振稳定性的机体固有频率及阻尼要求。然后,根据支持在起落架上的机体自由运动模型,建立机体模态频率及阻尼与起落架刚度及阻尼的关系,从而给出满足直升机地面共振稳定性的起落架刚度及阻尼要求。最后,基于上述稳定性要求,在满足着陆缓冲性能要求的起落架刚度及阻尼范围内,以减小起落架需用阻尼且增大机体最小模态阻尼比为优化目标提出了对其刚度及阻尼进行优化设计的方法,并通过对某型直升机4种不同重量重心状态下的起落架刚度及阻尼进行优化验证了该方法的可行性。 相似文献
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Gerhard Somieski 《Aerospace Science and Technology》1997,1(8):545-555
Shimmy oscillations are still a problem in design and operation of aircraft landing gears, and accurate and appropriate analysis is required to master the task. Based on a nonlinear model of the mechanics of the landing gear and tire elasticity according to elastic string theory, some well known linear and nonlinear mathematical methods are applied to the shimmy analysis of a simple model of a nose gear: Computing eigenvalues, solving analytically the stability boundaries with a parameter space method, getting limit cycles by analytical formulae from describing functions, and last but not least numerical simulation of time histories. It seems that linear or quasi linear methods and analytical solutions are well suited to obtain extensive insight, respecting limitations of these methods. Numerical simulation on the other hand is a valuable tool for pointing out specific effects of a nonlinear system in large amplitude regions. 相似文献
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In this paper, we consider the dynamics of the space vehicle motion at interaction with soil surface in the case of landing gear failure. The time dependences are obtained for the landing parameters such as overloads, linear velocity of the center of mass, angular velocity of the vehicle, and clearance. The criticality degree in the case of failure is evaluated. 相似文献
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起落架结构是飞机上最复杂最重要的结构之一,传统的设计方法依靠人工经验反复迭代,没有充分利用结构优化技术,具有设计周期长且不能最大限度得到最优设计的缺点。根据结构优化技术的发展,提出了优化驱动的起落架结构设计方法,实现了优化驱动的设计方法在起落架领域的完整工程应用。结构优化技术作为整个设计流程的驱动者,在其中发挥贯穿全程的主体作用,根据不同设计阶段的需求,先后运用拓扑优化、尺寸优化和形状优化技术。以某型飞机前起落架外筒的设计为例可以发现,相比传统设计方法,新方法在相同的设计约束条件下,能更快得到设计方案,结构质量减少了24.1%,实现了起落架结构的快速设计和轻量化设计。 相似文献
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在设计飞机油气混合型式的可收放起落架时,应充分考虑其内腔之间的介质流动特性。以某型无人机起落架缓冲器阻尼孔径、充油量为研究对象,采用单因素实验法对各因素引起的缓冲器内部气液流动变化进行分析,通过Fluent软件对放下阶段不同阻尼孔径、充油量下的缓冲器气液特性进行仿真计算。结果表明:起落架放下过程缓冲器阻尼孔油液流量只与孔径大小有关,不受缓冲器充油量影响;在该型号无人机要求的637 mL充油量下,缓冲器阻尼孔孔径应大于6 mm;对于其他型号起落架缓冲器,当确定了充油量后,应将满足放下阶段缓冲器气液充填作为缓冲器阻尼孔设计标准之一。 相似文献