飞机起落架的设计分析

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1、 键入公司名称 键入文档标题 键入文档副标题 键入作者姓名 姓名：龙玉 起落架的结构，布置型式，疲劳强度研究，动力学研究，设计与分析 目录 一.引言.2二起落架结构概述.2 1.结构 . 2 .承力支柱、减震器 2 .收放系统 .2 .机轮和刹车系统2 .转弯系统 .2 2.布置型式 . 3 .前三点式起落架 3 .后三点式起落架 .3 .自行车式起落架 .3 .多支柱式起落架 .3 3.结构分类 .4 三起落架研究现状与发展趋势4 （一）. 疲劳破坏的相似规律. 5 1.疲劳强度的统计估算法 .5 2. 起落架结构材料疲劳破坏相似规律的研究5 (二). 起落架动力学的分析方法. 6 & (三

2、). 起落架设计.6 1.主起落架长度与防翻角的关系.6 2.主起落架长度与尾座角的关系.6 3.主起落架长度与侧翻角的关系.6 (四). 发展趋势.8 四总结.8 五参考文 献.8 / 飞机起落架的设计分析 一.引言 起落架是航空器下部用于起飞降落以及滑行时支撑航空器并用于移动的附件装置。 起落架是唯一一种支撑整架飞机的部件， 因此它是飞机不可分缺的一部份； 随着飞行器设计和制造技术的发展，起落架也在不断的改进和创新之中。 在二战以前， 由于飞机的飞行速度较低， 所以当时的起落架在飞机飞行的时候也可以暴露在外面，这样对飞行性能的影响不太大，所用的技术要求不高。但二战后随着科技的井喷式的发展，

3、飞机的飞行速度大幅度提高。速度的不断提升引起以致到超音速的阶段，由此伴随着的空气阻力也随之增大。为减小空气阻力，人们便设计出了可收放的起落架。尽管起可以收放的起落架加大了飞机的重量，但从整体来说这大大促进了飞机的飞行的进步。 二起落架结构概述 1.结构 为了缩短着陆滑跑距离，机轮上装有刹车或自动刹车装置。此外还包括 .承力支柱、减震器（常用承力支柱作为减震器外筒） ：减震器即为飞行器在着陆或在不平坦的跑到上运动时用来消减飞机摇摆震动的结构以防止飞机颠簸。当减震器受撞击压缩时，空气的作用相当于弹簧，贮存能量。 、 .收放系统： 一般前起落架向前收入前机身， 而某些重型运输机的前起落架是侧向收起的

4、。主起落架收放形式大致可分为沿翼展方向收放和翼弦方向收放两种。 收放位置锁用来把起落架锁定在收上和放下位置，以防止起落架在飞行中自动放下和受到撞击时自动收起。 .机轮和刹车系统：机轮的主要作用是在地面支持收飞机的重量，吸收飞机着陆和地面运动时的一部分撞击动能。主起落架上装有刹车装置，可用来缩短飞机着陆的滑跑距离，并使飞机在地面上具有良好的机动性 .转弯系统：操纵飞机在地面转弯有两种方式，一种是通过主轮单刹车或调整左右发动机的推力（拉力）使飞机转弯；而另一种方式是通过前轮转弯机构操纵前轮偏转使飞机转弯。 2.布置型式 .前三点式起落架：前轮在机头下面远离飞机重心处，两个主轮左右对称地布置在重心稍

5、后处，左右主轮有一定距离可保证飞机在地面滑行时不致倾倒。具有着陆简单，安全可靠、良好的方向稳定性、减小着陆后滑跑距离、对跑到影响较小等优点。但同时也有着质量大，结构复杂等缺点 .后三点式起落架：两个主轮在重心稍前处，尾轮在机身尾部离重心较远。优点：构造比较简单，重量也较轻，在飞机上易于装置尾轮，可以减小着陆时和滑跑距离。缺点：在大速度滑跑时，遇到前方撞击或强烈制动，容易发生倒立现象(俗称拿大顶)；如着陆时的实际速度大于规定值，则容易发生“跳跃”现象；在起飞、降落滑跑时是不稳定的。如过在滑跑过程中， 某些干扰(侧风或由于路面不平， 使两边机轮的阻力不相等)使飞机相对其轴线转过一定角度， 这时在支

6、柱上形成的摩擦力将产生相对于飞机质心的力矩， 它使飞机转向更大的角 度；在停机、起、落滑跑时，前机身仰起，因而向下的视界不佳。 .自行车式起落架：前轮和主轮前后布置在飞机对称面内（即在机身下部） ，重心距前轮与主轮几乎相等。为防止转弯时倾倒，在机翼下还布置有辅助小轮。 .多支柱式起落架：这种起落架的布置形式与前三点式起落架类似，飞机的重心在主起落 架之前，但其有多个主起落架支柱，一般用于大型飞机上。 3.结构分类 按照结构分类还可以分为构架式起落架，支柱式起落架，摇臂式起落架，浮筒式起落架。 三起落架的研究现状和发展趋势 这儿主要从起落架疲劳破坏的相似规律的研究， 起落架动力学的分析方法和起落

7、架设计与分析三个方面进行论述。 (一). 疲劳破坏的相似规律 1.疲劳强度的统计估算法 目前，常采用威布尔“最薄弱环节”假说来描述疲劳极限的分布。 对于尺寸和应力集中不同的试件，如果截面计算周长L和相对最大应力梯度的比值不变，则应力集中区最大破坏力max的分布函数将是相同的。而且可知如果试件，模拟样件已经零件具有不同的L和， 只要L的比值不变， 则用max表示的疲劳极限分布函数也将相同。 以max表示的疲劳极限分布可用带边界的对数正态分布规律来描述，即认为值 x =(maxmin) 的分布是正态分布。其中min是疲劳下限。 对于不同尺寸和外形的零件， 疲劳极限的分布函数可用用下述疲劳破坏基本相

8、似方程来描述： x =(maxmin) = B+ * 式中 max应力集中区的最大应力 min 以max表示的疲劳极限的下限 ，B材料常数 L疲劳破坏相似准则 L截面周长或集中应力区附近的周长部分 应力集中区相对最大应力梯度 随机量 x 的标准正太偏量 随机量 x 的标准偏差 【 在给定的试验温度、基数和频率下，对于同一炉次的金属，max，B和的大小是常值，且这些数据是通过疲劳试验后用统计处理方法获得的。 2.起落架结构材料疲劳破坏相似规律的研究 试件的疲劳试验常采用下述方法。 先从每种样式试件中抽出 1020 个， 在各种应力量级下进行试验， 按照试验结果画出普通的疲劳曲线。然后按此疲劳曲线

9、，在试件疲劳极限以上选择 34 个应力量级，在每级应力上成组的试验 1320 个试件， 以便画出全概率疲劳曲线图。 可以按照普通疲劳曲线的疲劳极限值，乘以,等等来给出应力量级。 为求平均值和标准偏差，每种样式取 20 个试件进行“阶梯”法试验。先从刚才画出的疲劳曲线里估计出疲劳极限平均值并开始试验。 如果第一个试件通过循环基数（即在疲劳试验曲线上对应于接触强度极限的应力循环次数）时没有发生破坏， 则要用较高的应力级加载第二个试件， 反之就用较低的应力级加载第二个试件，即后一个的应力级加载取决前一个的实验结果。 这样反复试验后， 用统计处理的方法对结果进行整理并结合线性回归原理来取舍， 就可以比

10、较准确的得出平均值。 由于这是针对飞机起落架的研究， 所以这儿规定在本研究中应力级差不超过 1/mm2，而试验基数为107次循环。 (二). 起落架动力学的分析方法 。 比较传统的动力学分析方法是首先建模， 然后建立动力学微分方程， 并根据初始条件求解方程最后得出相应的解。 随着近几年航空技术的发展和机械工业技术的进步， 现在越来越被广泛采用的的分析方法是虚拟样机与协同仿真技术。 (三). 起落架设计 （以起落架加长对飞机总体设计的影响为论述目标） 1.主起落架长度与防翻角的关系 如右图所示，设地面到飞机重心的原来的垂直高度cg，主起落架加长长度为H，并近似认为飞机重心高度的变化量也为H，原防

11、翻角为， 主起落架加长后的防翻角为1.主起落架加长后使得飞机重心增高，从而使得防翻角减小，且满足 tan1tan=cgH +cg 2.主起落架长度与尾座角的关系 如左图所示，实心点是飞机的重心。过实心点做一条与竖直方向成150的倾斜线1，然后过机轮中心画一条垂直于地面的直线2，则1和2有一个交点。过这个交点做一条垂直于1的直线3，则3与地面所成的角即为尾座角。在设计飞机时，可以根据起落架的高低确定对应的尾座角。 ） 3.主起落架长度与侧翻角的关系 飞机防侧翻 的恢复力矩取决于侧翻角的大小， 而侧翻的大小取决于重心高度和飞机主轮距等。 侧翻角越小， 飞机的侧翻稳定性更好。 所以在设计的时候要考虑

12、好主起落架的高度以获取适当的重心高度以及主轮距来减小侧翻角。如上图所示，指前轮中心与重心的连心线n和前轮中心与任一后轮的连心线的夹角，m指重心到后轮中心的距离， t 指主轮间距，cg为重心高度，指侧翻角。则有 tan=cglnsin 其中， tan=t2(m+n) 根据以上公式可以算出具体的尾座角。 （四）.起落架的发展趋势 在未来的起落架的设计制造过程中， 将会大量使用先进的科学技术和更优质的新材料， 使起落架更加信息化和智能化，同时可以大幅度减小起落架本身的重量以提高其灵活性。 四总结 由于自身知识的欠缺， 所以本论文只能粗陋的描述关于起落架的最基本的知识， 比如起落架的结构和起落架设计以

13、及研究方法， 而且还有很多不到位和不全面的地方。 尽管以上的描述基本上是自己查阅资料后根据自己的理解写下来的， 但很多地方到现在还没有完全弄懂。 在阅读资料的时候， 尤其是涉及到机械原理和机械设计的知识时就很多地方一谈糊涂了， 这需要不断的学习。 五参考文献 1.飞机起落架动力学涉及与分析 ，西北工业大学出版社；聂宏，魏小辉等编著。 2.飞机起落架的可靠性 ，国防工业出版社； 【苏】.博伊佐夫著，郭桢，郭培凡译。 3.材料力学（1）第三版 ， 材料力学（2）第三版 ，高等教育出版社；单辉祖编著。 4.理论力学 ，高等教育出版社；谢传锋，王琪主编。 5.机械原理 ，机械工业出版社；于靖军主编。