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。     

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。     

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.     

可靠性试验的若干问题初探

探讨了电子仪器设备的可靠性验证试验中存在的问题，阐述了平均无故障工作时间(MTBF)的含义与特征，提出了可靠性判决与可靠性估计的方法。     

摇臂式起落架初始设计方法研究及性能仿真

建立摇臂式起落架的动力学方程。分别利用压缩比和气体状态方程对缓冲器填充参数进行预估。利用LMS V irtu-al.Lab Motion和LMS Im agine.Lab AMES im的联合仿真技术,对缓冲器性能进行虚拟落震试验。结果表明:采用气体状态方程预估的缓冲器参数,比采用压缩比预估的缓冲器参数更有效;对缓冲器油针截面尺寸优化,缩短了缓冲器行程,提高了缓冲器效率,降低了缓冲器重量。     

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。     

两栖飞机全机着陆仿真分析及结构优化设计

以某两栖飞机为原型,首先基于CATIA建立了起落架的数字化样机,其次通过SimDesigner导入到Adams/Aircraft中建立了全机着陆性能仿真模型,进行全机着陆性能仿真并计算出主起落架的最大轴向力,然后基于Patran建立关键结构的有限元分析和优化模型,提交到Nastran中进行优化设计分析,最后依据优化结果对结构进行了瞬态分析。仿真和优化的结果对设计两栖飞机起落架有一定的工程参考价值。     

多轮多支柱起落架地面转弯载荷分析与预测

多轮多支柱飞机地面转弯时起落架各个支柱的载荷确定与分配的设计方法均具有不确定性。基于弹性轮胎理论和前三点式起落架转弯运动模型,建立了一种多轮多支柱起落架的地面转弯运动模型,分析起落架单个支柱的侧向载荷和垂向载荷分配规律,结合稳定转弯条件,得到极限转弯时的严酷受载起落架支柱;使用应变法实测得到的起落架载荷对分析结果进行验证,建立两种试验策略下的起落架侧向载荷和垂向载荷预测模型,预测极限转弯时的起落架载荷,最后用实测载荷对预测结果进行验证。结果表明：地面转弯时,主起落架前、后支柱的侧向载荷方向相反且量值较大,中支柱侧向载荷较小;主起落架各个支柱垂向载荷的分配与缓冲支柱填充刚度成正比,且外侧起落架的分配比例会增大;载荷分析方法与预测模型准确,可有效减小飞机地面极限转弯试验风险。     

冗余设计火工装置的可靠性评定试验方法研究

研究冗余设计火工装置的可靠性评定问题.针对火工装置常用的冗余设计方案,通过制定相应的强化试验方法,按强化试验结果进行火工装置可靠性估计,并结合火工装置的工作特点推导出它在额定条件下的功能可靠性.计算验证结果表明:利用本方法,在0.95的置信度下,只需要少于10次的试验就能够评定0.999 90~0.999 99量级的可靠性.该方法对冗余设计火工装置具有较高的试验效率,满足航天产品可靠性评定的工程需要.     

柔性飞机起落架设计探析

以弹性飞机的三质量块等效模型、油气缓冲器多方指数气体弹力模型、油气缓冲器速率平方油孔阻力模型、幂函数轮胎力模型进行弹性飞机着陆动力学模拟,采用柔性飞机起落架优化设计方法,研究了机体结构振动对起落架设计参数优化的影响,探讨了改进柔性飞机起落架设计的被动控制方法。     

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.     

齿轮传动的可靠性优化设计

利用机械优化设计和可靠性设计方法，结合传统齿轮设计实例，探索机械零件的可靠性优化设计的新方法。     

降落伞拉直过程的动力学仿真与试验

伞降回收是无人机回收的常用方式,降落伞的拉直过程作为伞降回收过程的第一步,具有至关重要的作用.降落伞拉直是通过火箭发动机燃烧产生的持续拉力牵引连接带,从而带动降落伞和伞绳,将降落伞从伞舱内拉出.基于非线性有限元理论,通过ABAQUS有限元仿真软件,实现降落伞拉直过程的动力学模型的建立,研究火箭在-50、20、55℃状态下对拉直过程的影响.结果表明:随着温度的升高,拉直时间变短,伞衣和伞绳的拉直长度变化不大,连接带和伞绳受到的最大拉力变大.并将仿真结果与55℃状态下的试验进行验证对比,试验结果与仿真结果比较吻合,可见该动力学模型适用于降落伞的拉直过程仿真研究.     

车辐式索桁架拉索松弛敏感试验及可靠性评估

大跨空间钢结在实际工程操作或环境影响下势必会造成一定程度的松弛,拉索出现松弛后力系必定重新调整达到新的平衡,会引起杆件内力的增加或减小,影响结构安全性,以设计的跨度为6 m的车辐式索桁架结构为对象,进行了车辐式索桁架结构拉索松弛敏感性试验,研究了不同种拉索发生松弛时对结构的影响,得出环索松弛对结构力学性能影响最大,定义环索为车辐式索桁架结构敏感性构件;全部下径向索发生松弛时对结构影响最为不利.基于可靠性理论,运用响应面法和蒙特卡洛法得到可靠度指标,得到不同拉索发生松弛下对车辐式索桁架结构可靠度的影响和结构不同参数的灵敏度,可为车辐式索桁架结构发生预应力损失进行安全评估提供依据.     

基于连杆应变测量的起落架舱门结构健康监测

起落架舱门的结构完整性影响飞机起飞着陆阶段的安全，因此，提出了一种使用舱门连杆应变间接监测起落架舱门结构健康的方法。首先在某型运输机起落架外舱门连杆上粘贴应变计，对起落架收放过程中的舱门气动力进行定性分析；然后使用小波变化和傅里叶变化对连杆应变数据进行时频分析和频谱分析，间接获取起落架外舱门的振动响应频率，将振动响应频率作为易损探测值，根据其变化趋势判断舱门结构损伤的演变情况，并与舱门固有频率进行对比，分析结构损伤的原因；最后使用机载测试系统和监视系统，实现飞行过程中的起落架舱门结构健康监测。结果表明：该方法可靠有效，可预先探测起落架舱门结构损伤，具有推广应用价值。     

飞机起落架结构振动的非线性动力学研究现状及展望

飞机起落架是飞机地面停放、跑道滑跑、降落的过程中用于承受飞机重量、吸收撞击能量的一个关键受力部件,是为飞机提供滑行操纵和制动力的起飞着陆装置。飞机在路面滑跑时,由于跑道的不平整导致机身振动,飞机在着陆时,机身承受了来自地面的巨大冲击力,这些振动都会严重影响飞机的稳定性和安全性,降低飞行员和乘客的舒适度,甚至导致飞行事故。对飞机起落架振动的非线性动力学研究现状进行了总结,包括飞机起落架结构振动的非线性动力学行为机理、起落架冲击和垂向振动及控制、起落架摆振及控制等方面。对起落架结构振动的非线性动力学、主动及半主动控制的研究前景进行了展望。     

磨损试验用分离齿结构齿轮

提出了一种合理的齿轮结构－分离齿结构轮用于磨损试验,较为理想地解决了试验齿大重量与测量仪器高精度之间的矛盾,并通过试验予以验证。     

一种圆柱齿轮强度可靠性的现代设计方法

利用多模相关机械零件可靠性设计新理论,对硬齿面的圆柱斜齿标准齿轮进行了强度可靠性设计计算,并将计算结果与独立假设理论和薄弱环节理论的计算结果进行了比较,说明了多模相关机械零件可靠性设计新理论计算的精确性和实用性.     

星载天线展开机构系统可靠性分配的未确知方法

针对星载天线展开机构系统设计初期可靠性数据缺乏的情况,提出了系统可靠性分配的未确知方法.在综合评分为权的系统可靠性加权分配法的基础上,将未确知信息引入可靠性分配的权系数矩阵中,建立了星载天线展开机构系统可靠性分配的未确知模型.利用未确知有理数的运算规则,推导出系统可靠性分配的未确知权系数表达式.最后,以某星载天线展开机构系统为实际算例,给出系统可靠性分配的可能值和可信度的计算结果和对应不同累积可信度的分配结果,表明了该方法的可行性和有效性.     

飞机起落架半主动控制系统的控制方法研究

利用磁流变阻尼器对起落架悬架系统进行半主动控制,将以前经常研究的二自由度起落架系统转换到一个考虑到反弹、着陆冲击时的俯仰和滚转运动的三自由度飞机系统来研究,能更好地模拟飞机的两个主起落架和前起落架轮的连续触地着陆的真实情况。磁流变阻尼器的半主动控制策略分别使用二种不同的控制器,即线性二次型调节器(LQR)和鲁棒控制器。斯宾塞模型用来预测的磁流变(MR)阻尼器的动力特性。对控制器在减少响应加速度和速度时的性能进行比较分析。仿真结果验证了飞机在着陆过程中受到干扰时鲁棒控制能提供较好的控制效果。