基于Hyperworks的航空机轮模态分析

为了得到整体航空机轮的主要振型及频率,本文采用CATIA、Hyperworks建立了机轮刹车一体化模型。结果表明机轮中轮毂、刹车盘、刹车壳体中存在轴向、径向等横向振动,以及垂直于轴向的弯曲振动。本文使用Hypermesh划分了机轮的高质量网格,采用RBE2单元进行接触建模。利用Opti Struct模块进行模态分析,得到机轮的前10阶模态振型。阐明了固有频率、振型和激振力对机轮刹车效率、结构强度刚度等的影响。     

飞机BCU故障注入系统研究

针对飞机BCU特性,设计了一种能兼顾BCU从方案、生产、调试、验收等几个阶段的故障注入系统,并通过元件级、组件级和系统级3种形式故障注入试验,验证故障注入系统正确性,从而提高BCU的测试性和可靠性。     

刹车与起落架抖动的相互影响

就刹车与起落架抖动的相互影响,分析了现象的实质,建立起了起落架支柱的刚度、机轮转速、滚动半径、振动周期和防滑刹车系统设定的打滑量与刹车力矩之间的定量关系,以期从整体上解决起落架－机轮刹车装置－防滑刹车系统组成的一个全系统的匹配问题,达到刹车无抖动的目的。     

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。     

飞机的电子刹车系统

日本全日空航空公司是波音787的启动用户,它也是第一家在商用飞机上把电子刹车系统作为标准配置的航空公司.全日空航空公司选择古德里奇公司(Goodrich)作为其波音787飞机的刹车供应商.     

奖状560飞机刹车力度不一致故障分析及排除

介绍了奖状560飞机刹车系统的工作原理,对左右刹车力度不一致故障可能的原因进行了分析,并制订了故障隔离方法和排故流程。     

某型飞机机轮与轮舱导管干涉原因分析及解决办法

本文介绍了某型飞机飞行后机轮与导管相干涉的问题。当主起机轮未安装到位时,飞机在滑跑过程中机轮绕轴旋转的同时沿轴向产生摆动,其运动轨迹展开到平面为一条周期性S形曲线。假定机轮直径1100mm,未安装到位的机轮摆动角度的极限值为2.13°,此时机轮轮缘处在轴方向的摆动幅度达20.46mm;通常情况下,原机上位锁导管与机轮内侧之间间隙不小于50mm,但新制导管一般比原机导管长。当两种情况同时发生时,机轮轮胎内边缘与导管就出现相互干涉,长时间磨损可能导致机轮爆胎、导管破裂,从而影响飞机安全。     

飞机刹车系统中LVDT的可靠性设计

介绍了飞机刹车系统中LVDT的可靠性设计原则,通过对飞机刹车系统分配给指令传感器的可靠性指标进行分析,把可靠性指标融入LVDT零件的设计中,从而实现了把可靠性设计应用到产品中去.最后,一系列可靠性试验证明,LVDT的可靠性设计方法正确、实用、可行.     

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.     

铁基刹车材料结合性工艺的研究

针对铁基刹车材料结合性工艺的研究,制定了多阶段升温、保温,多阶段加压,提高单位烧结压力,并严格控制升温速率的烧结工艺,成功的解决了该产品结合性不合格的问题。