起落架活塞杆刚度对缓冲器吸能特性影响分析

针对活塞杆刚度对起落架缓冲器吸能特性的影响,以某型民机支柱型起落架油气式缓冲器为研究对象,基于多体动力学理论,采用经典的二质量块等效模型,在Adams/Aircraft中建立了考虑缓冲器活塞杆刚度的几何模型,并进行了落震仿真分析。将仿真结果与刚性仿真结果进行对比,结果表明,活塞杆柔性使得缓冲器外筒与活塞杆间的工作环境有恶化的趋势,当活塞杆刚度下降到 之间时,缓冲器吸能效率下降明显,此时需考虑活塞杆刚度使得建模更符合真实情况,并能为起落架结构优化设计提供参考。     

起落架活塞杆刚度对缓冲器吸能特性的影响

针对活塞杆刚度对起落架缓冲器吸能特性的影响,以某型民机支柱型起落架油气式缓冲器为研究对象,基于多体动力学理论,采用经典的二质量块等效模型,在Adams/Aircraft中建立了考虑缓冲器活塞杆刚度的几何模型;并进行了落震仿真分析。将仿真结果与刚性仿真结果进行对比。结果表明,活塞杆柔性使得缓冲器外筒与活塞杆间的工作环境有恶化的趋势,当活塞杆刚度下降到3.31×10~(12)~3.02×10~(12)N·mm~2之间时,缓冲器吸能效率下降明显,此时需考虑活塞杆刚度使得建模更符合真实情况,并能为起落架结构优化设计提供参考。     

飞机起落架着陆仿真研究

本研究首先建立飞机机身有限元模型,此模型的模态和全机地面共振试验测得模态相吻合。然后研究起落架缓冲器受力,并编制程序,计算出相关的曲线,LMS仿真平台调用上述曲线对单个起落架进行仿真,在单个起落架仿真结果和落震试验结果吻合的基础上,对某型飞机进行刚性机身全机落震仿真研究。最后调用机身有限元模型进行柔性机身全机落震仿真研究,对刚性机身、柔性机身全机落震仿真结果进行对比,结果表明柔性机身全机着陆起落架载荷峰值比刚性机身载荷峰值降低,起落架功量图更为平缓。     

飞机起落架动力学建模及地面运动仿真

为足够真实地仿真飞机的地面运动,在不简化起落架结构形式和受力方式的基础上提出了一种适用于高时效性、高逼真度的起落架动力学建模方法.本文模型通过计算每个起落架的机轮触地点、缓冲器压缩行程和压缩速率、缓冲器受力及地面摩擦力,能得到所有起落架相对于飞机的力和力矩.将其与气动、发动机集成后,可模拟飞机任意状态下的地面运动.仿真结果表明:该起落架动力学模型可实现落震、转向、刹车等起落架基本功能,能有效反映飞机地面运动的真实特性.本文模型加载到带运动平台的飞行模拟器后,飞行模拟器可提供给飞行员逼真的起降感受.     

大柔性飞机着陆响应弹性机体模型

对大展弦比、小弦长差、细窄机身结构特征的飞机,建立了着陆撞击分析时的自由-自由梁弹性机体模型,给出了自由-自由梁弯曲振动的一个近似解,并与实测值进行了对比,结果表明这个近似解具有较大的适用性.介绍了飞机机体刚体模态和一阶弯曲振动模态的飞机机体二质量块等效模型,研究了最大起飞质量及最小飞行质量2种情形下着陆时的机体弹性特征,探讨了弹性飞机起落架设计与刚性飞机相比在技术上的重大变化,为起落架设计中考虑飞机弹性影响提供了简化模型、直观概念和可靠依据.     

大型民机起落架着陆性能仿真分析与优化设计

以正在研发的大型民机主起落架为原型,开发了起落架缓冲器参数快速设计程序,建立了适用于Adams/Aircraft软件的起落架着陆性能仿真模型,并进行了落震仿真,仿真结果满足预期要求。并以缓冲器轴向力和缓冲器效率为目标函数,以油针截面面积为设计变量建立了起落架缓冲性能优化设计模型。运用iSIGHT联合Adams对起落架油针的几何形状进行了优化设计,取得了良好的效果,具有一定的工程参考价值。     

双气腔油气式缓冲器缓冲性能优化分析

通过对双气腔油气式缓冲器结构参数的合理设计,可以大大提高缓冲器的缓冲性能.针对某型双气腔油气式缓冲器起落架,首先建立其数学模型,利用动力学仿真软件ADAMS中的Aircraft分析模块对缓冲器性能进行仿真分析,得到一系列试验样本点;基于非线性响应面法,利用所抽取样本点,建立了设计变量和优化目标间的数学关系;以缓冲器缓冲效率为优化目标,支柱最大垂直载荷和最大行程为约束条件,对设计变量进行优化;对优化后结构参数进行模拟仿真分析,结果表明优化后结果与仿真结果偏离误差在1.2%以内,拟合函数可信度较高;优化后缓冲器效率较优化前增大4.6%,优化方法切实有效.在对缓冲器仿真分析的基础上,为起落架缓冲器的设计和改进提供一种优化方法,有一定的实用价值.     

考虑机翼机身弹性的起落架着陆性能分析

通过建立飞机着陆弹性机体等效多质量模型,导出了着陆系统的微分方程,基于ADAMS/Aircraft 软件建立了含弹性机体的全机着陆虚通拟样机,仿真出飞机着陆时的动态响应。着陆仿真分析结果与初始设计值的一致性较好,误差在5%以内,为大飞机起落架设计过程中考虑机体弹性的影响提供了有益的参考。     

基于磁流变原理的飞机起落架半主动最优控制?

分析了飞机起落架半主动控制原理,建立了半主动控制起落架力学模型,比较了半主动控制中磁流变和电流变减震器优缺点,采用常规状态反馈控制方法和线性二次型最优控制方法,对起落架系统进行设计,得到了半主动控制器,通过仿真软件分别对半主动状态反馈和最优控制起落架模型进行了数值.结果表明,半主动控制起落架能够有效降低飞机冲击载荷和振动响应,使飞机很快达到稳定,采用线性二次型半主动最优控制方法效果较好.     

基于数字化工程的大型客机起落架缓冲器快速设计

为了实现大型客机起落架缓冲器的快速设计,缩短设计周期,开发了大型客机起落架缓冲器快速设计程序。首先明确了程序的总体框架,然后进行子程序的功能实现,通过公式封装、建模编程、数据存储、二次开发等数字化工程方法使设计人员快速完成起落架总体布局、缓冲形式的选择、缓冲参数的设计、缓冲性能的分析、缓冲器零件的建模和库存管理等工作。最后,结合具体算例表明：程序运行良好,缓冲性能分析得当。可见本程序能够有效地帮助设计人员提升效率。     

Reliability Design for the Landing Gear of Chang'E-3 Probe

Landing gear is one of the important components of Chang'E-3 Probe.The device was used to absorb the impact energy of Chang'E-3 Probe during the landing process.After landing on the moon,it can support the lander steadily for a long time.In order to assure the reliability of the landing gear and deal with the extremely severe landing conditions,many reliability measures were adopted in the design procedure,such as selection of cushion materials,optimization of mechanism configuration,design of deployment mode,allocation of buffer force and control of its variation.The successful landing on the moon of Chang'E-3 Probe has completely verified the high reliability of the landing gear.     

全机静力试验多轮多支柱起落架支持与加载技术

现代大型飞机体积大、质量大、结构柔性大、飞行任务复杂,主起落架通常采用多轮多支柱结构。因此,大型飞机全机静力试验载荷大、项目多、加载复杂、试验中换装频繁,给试验机支持、起吊及起落架加载等带来较大难题。在以往试验支持与加载技术的基础上进行了技术改进,探索出了大型多轮多支柱起落架飞机静定支持技术方案,发展了多轮多支柱起落架加载技术,形成了一套针对大型多轮多支柱起落架飞机起吊、换装支持技术方案和完整流程,并成功应用于全机静力试验。     

起落架刀具轨迹规划

起落架是飞机的重要组成部分,其刀具规划对起落架的加工精度有重要影响。提出了利用等残留高度法在五轴数控加工下进行加工,并采用环形刀,进行了刀具接触点轨迹、刀具数据的计算,使得刀具轨迹的规划更合理,效率更高。     

一起PA44-180飞机前斜撑杆断裂故障的分析

飞机起落架是飞机的主要受力结构,本文介绍一起PA44-180飞机前起落架斜撑杆折断的故障,并对该型飞机的前斜撑杆结构、受力进行了分析,最后提出有针对性的检查和维护措施。     

基于起落架构型的沥青道面交通量换算

为了解决沥青道面混合交通的计算问题,提出了用荷载圆半径、胎压、轮径比和轴径比表示单轮、双轮和双轴双轮起落架荷载的特性。应用概率统计理论,统计分析现有飞机起落架的轮径比和轴径比的特性,双轮起落架的轮距特性可用轮径比3.32表示,用轴径比6.791,轮径比4.0和5.0为界将双轴双轮起落架分为3类。运用疲劳等效原理,以底基层的拉应力和相应的疲劳方程作为换算标准,选取7种典型结构,计算不同胎压和半径的同型和异型起落架荷载作用下底基层的最大拉应力,得到各型起落架的换算系数,建立了设计飞机与其它飞机间的交通量换算关系,满足了交通量换算中按不同飞机作为设计飞机时,进行道面结构设计所得的厚度是相同的原则。     

海上油气井油层套管井口装定载荷设计

综合考虑钻完井和投产采气过程未固井段套管强度和稳定性问题,提出一种海上油气井油层套管井口装定载荷设计方法,建立多层管柱耦合系统计算力学模型,确定钻完井过程套管轴向载荷计算方法,综合考虑温度场、压力场和压力端部效应给出投产采气后套管轴向载荷计算公式,并以中国南海某气田为例进行油层套管井口装定载荷设计。结果表明:套管强度不是限制海上油气井油层套管井口装定载荷设计的因素,投产采气过程底部油层套管的稳定性是油层套管井口装定载荷设计的重要因素;当设计极值产气量小于特定值时,油层套管井口装定载荷为油层套管未固井段重力,当设计极值产气量大于特定值时,随着设计极值产气量的增大,油层套管井口装定载荷增大,但增大的幅值逐渐减小。     

基于随动加载的起落架载荷误差评估与修正

全尺寸飞机柔性起落架静力试验中,起落架受载变形引起加载力线改变,从而带来加载误差。为提高加载准确度,起落架随动加载技术被广泛使用。本文通过对随动加载模型的分析,得出该加载技术试验过程中理论上依然存在加载误差。采用向量、矩阵运算结合力学平衡方程推导得到随动加载技术误差计算公式和载荷修正公式。选取某型飞机起落架静力试验典型工况（两点滑行刹车）进行载荷误差评估、修正与验证。结果表明：随动加载技术试验过程中航向和垂向最大加载误差小于工程允许的1%误差,侧向加载误差引起的最大约束反力误差小于工程允许的5kN;载荷修正后,最大约束反力误差小于2kN,加载准确度得到了进一步提升。本文从理论上分析了柔性起落架发生变形后载荷误差并进行修正,为起落架静强度试验过程中主动载荷和约束点载荷误差分析提供了理论依据。     

多连杆混联仿生腿式起落架设计与着陆实验研究

针对垂直起降飞行器对着陆场地的硬度及平整性要求高、传统起落架智能化程度低的问题,设计了一种基于多连杆混联机构的仿生腿式地形自适应起落架。本文首先针对单腿的设计构型进行驱动力矩分析与机构优化,在此基础上完成结构设计。其次基于设计构型提出了相应的驱动与运动控制算法,建立控制系统,并针对四腿机构进行着陆仿真。最后以多旋翼无人机为对象,设计了一套仿生起落架系统,与多旋翼无人机形成了整体的验证平台,实现地形识别-飞控-多腿控制融合设计,完成了搭建结构化地形的自适应着陆实验。研究结果表明,多连杆混联式仿生起落架设计方法可应用于垂直起降飞行器起落架的设计中,可完成设计载重的斜坡、台阶、凹凸地面等复杂地形的着陆,具备自适应着陆的能力。