飛機(jī)起落架的設(shè)計(jì)分析

1、北京航空航天大學(xué)機(jī)械原理論文飛機(jī)起落架設(shè)計(jì)與分析 學(xué)號：12071188姓名：龍玉起落架的結(jié)構(gòu)，布置型式，疲勞強(qiáng)度研究，動(dòng)力學(xué)研究，設(shè)計(jì)與分析目錄一.引言.2二起落架結(jié)構(gòu)概述.21.結(jié)構(gòu) 2.承力支柱、減震器2.收放系統(tǒng).2.機(jī)輪和剎車系統(tǒng)2 .轉(zhuǎn)彎系統(tǒng).22.布置型式3.前三點(diǎn)式起落架3.后三點(diǎn)式起落架.3.自行車式起落架.3.多支柱式起落架.33.結(jié)構(gòu)分類.4三起落架研究現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢4 （一）. 疲勞破壞的相似規(guī)律. 51.疲勞強(qiáng)度的統(tǒng)計(jì)估算法.52. 起落架結(jié)構(gòu)材料疲勞破壞相似規(guī)律的研究5(二). 起落架動(dòng)力學(xué)的分析方法. 6(三). 起落架設(shè)計(jì).61.主起落架長度與防翻角的關(guān)系.62

2、.主起落架長度與尾座角的關(guān)系.63.主起落架長度與側(cè)翻角的關(guān)系.6(四). 發(fā)展趨勢.8四總結(jié).8五參考文獻(xiàn).8飛機(jī)起落架的設(shè)計(jì)分析一.引言起落架是航空器下部用于起飛降落以及滑行時(shí)支撐航空器并用于移動(dòng)的附件裝置。起落架是唯一一種支撐整架飛機(jī)的部件，因此它是飛機(jī)不可分缺的一部份；隨著飛行器設(shè)計(jì)和制造技術(shù)的發(fā)展，起落架也在不斷的改進(jìn)和創(chuàng)新之中。在二戰(zhàn)以前，由于飛機(jī)的飛行速度較低，所以當(dāng)時(shí)的起落架在飛機(jī)飛行的時(shí)候也可以暴露在外面，這樣對飛行性能的影響不太大，所用的技術(shù)要求不高。但二戰(zhàn)后隨著科技的井噴式的發(fā)展，飛機(jī)的飛行速度大幅度提高。速度的不斷提升引起以致到超音速的階段，由此伴隨著的空氣阻力也隨之增

3、大。為減小空氣阻力，人們便設(shè)計(jì)出了可收放的起落架。盡管起可以收放的起落架加大了飛機(jī)的重量，但從整體來說這大大促進(jìn)了飛機(jī)的飛行的進(jìn)步。二起落架結(jié)構(gòu)概述1.結(jié)構(gòu)為了縮短著陸滑跑距離，機(jī)輪上裝有剎車或自動(dòng)剎車裝置。此外還包括.承力支柱、減震器（常用承力支柱作為減震器外筒）：減震器即為飛行器在著陸或在不平坦的跑到上運(yùn)動(dòng)時(shí)用來消減飛機(jī)搖擺震動(dòng)的結(jié)構(gòu)以防止飛機(jī)顛簸。當(dāng)減震器受撞擊壓縮時(shí)，空氣的作用相當(dāng)于彈簧，貯存能量。.收放系統(tǒng)：一般前起落架向前收入前機(jī)身，而某些重型運(yùn)輸機(jī)的前起落架是側(cè)向收起的。主起落架收放形式大致可分為沿翼展方向收放和翼弦方向收放兩種。收放位置鎖用來把起落架鎖定在收上和放下位置，以防止

4、起落架在飛行中自動(dòng)放下和受到撞擊時(shí)自動(dòng)收起。.機(jī)輪和剎車系統(tǒng)：機(jī)輪的主要作用是在地面支持收飛機(jī)的重量，吸收飛機(jī)著陸和地面運(yùn)動(dòng)時(shí)的一部分撞擊動(dòng)能。主起落架上裝有剎車裝置，可用來縮短飛機(jī)著陸的滑跑距離，并使飛機(jī)在地面上具有良好的機(jī)動(dòng)性.轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)：操縱飛機(jī)在地面轉(zhuǎn)彎有兩種方式，一種是通過主輪單剎車或調(diào)整左右發(fā)動(dòng)機(jī)的推力（拉力）使飛機(jī)轉(zhuǎn)彎；而另一種方式是通過前輪轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)操縱前輪偏轉(zhuǎn)使飛機(jī)轉(zhuǎn)彎。2.布置型式.前三點(diǎn)式起落架：前輪在機(jī)頭下面遠(yuǎn)離飛機(jī)重心處，兩個(gè)主輪左右對稱地布置在重心稍后處，左右主輪有一定距離可保證飛機(jī)在地面滑行時(shí)不致傾倒。具有著陸簡單，安全可靠、良好的方向穩(wěn)定性、減小著陸后滑跑距離、對跑

5、到影響較小等優(yōu)點(diǎn)。但同時(shí)也有著質(zhì)量大，結(jié)構(gòu)復(fù)雜等缺點(diǎn).后三點(diǎn)式起落架：兩個(gè)主輪在重心稍前處，尾輪在機(jī)身尾部離重心較遠(yuǎn)。優(yōu)點(diǎn)：構(gòu)造比較簡單，重量也較輕，在飛機(jī)上易于裝置尾輪，可以減小著陸時(shí)和滑跑距離。缺點(diǎn)：在大速度滑跑時(shí)，遇到前方撞擊或強(qiáng)烈制動(dòng)，容易發(fā)生倒立現(xiàn)象(俗稱拿大頂)；如著陸時(shí)的實(shí)際速度大于規(guī)定值，則容易發(fā)生“跳躍”現(xiàn)象；在起飛、降落滑跑時(shí)是不穩(wěn)定的。如過在滑跑過程中，某些干擾(側(cè)風(fēng)或由于路面不平，使兩邊機(jī)輪的阻力不相等)使飛機(jī)相對其軸線轉(zhuǎn)過一定角度，這時(shí)在支柱上形成的摩擦力將產(chǎn)生相對于飛機(jī)質(zhì)心的力矩，它使飛機(jī)轉(zhuǎn)向更大的角度；在停機(jī)、起、落滑跑時(shí)，前機(jī)身仰起，因而向下的視界不佳。.自行車

6、式起落架：前輪和主輪前后布置在飛機(jī)對稱面內(nèi)（即在機(jī)身下部），重心距前輪與主輪幾乎相等。為防止轉(zhuǎn)彎時(shí)傾倒，在機(jī)翼下還布置有輔助小輪。.多支柱式起落架：這種起落架的布置形式與前三點(diǎn)式起落架類似，飛機(jī)的重心在主起落架之前，但其有多個(gè)主起落架支柱，一般用于大型飛機(jī)上。3.結(jié)構(gòu)分類按照結(jié)構(gòu)分類還可以分為構(gòu)架式起落架，支柱式起落架，搖臂式起落架，浮筒式起落架。三起落架的研究現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢這兒主要從起落架疲勞破壞的相似規(guī)律的研究，起落架動(dòng)力學(xué)的分析方法和起落架設(shè)計(jì)與分析三個(gè)方面進(jìn)行論述。(一). 疲勞破壞的相似規(guī)律1.疲勞強(qiáng)度的統(tǒng)計(jì)估算法目前，常采用威布爾“最薄弱環(huán)節(jié)”假說來描述疲勞極限的分布。對于尺寸和應(yīng)

7、力集中不同的試件，如果截面計(jì)算周長L和相對最大應(yīng)力梯度G的比值不變，則應(yīng)力集中區(qū)最大破壞力max的分布函數(shù)將是相同的。而且可知如果試件，模擬樣件已經(jīng)零件具有不同的L和G，只要LG的比值不變，則用max表示的疲勞極限分布函數(shù)也將相同。以max表示的疲勞極限分布可用帶邊界的對數(shù)正態(tài)分布規(guī)律來描述，即認(rèn)為值x=lgmax-min的分布是正態(tài)分布。其中min是疲勞下限。對于不同尺寸和外形的零件，疲勞極限的分布函數(shù)可用用下述疲勞破壞基本相似方程來描述：x=lgmax-min=AL-BlgLG+upSx式中 max應(yīng)力集中區(qū)的最大應(yīng)力 min 以max表示的疲勞極限的下限 AL，B材料常數(shù) LG疲勞破壞相

8、似準(zhǔn)則 L截面周長或集中應(yīng)力區(qū)附近的周長部分 G應(yīng)力集中區(qū)相對最大應(yīng)力梯度 up隨機(jī)量x的標(biāo)準(zhǔn)正太偏量 Sx隨機(jī)量x的標(biāo)準(zhǔn)偏差在給定的試驗(yàn)溫度、基數(shù)和頻率下，對于同一爐次的金屬，max，AL，B和Sx的大小是常值，且這些數(shù)據(jù)是通過疲勞試驗(yàn)后用統(tǒng)計(jì)處理方法獲得的。2.起落架結(jié)構(gòu)材料疲勞破壞相似規(guī)律的研究試件的疲勞試驗(yàn)常采用下述方法。先從每種樣式試件中抽出1020個(gè)，在各種應(yīng)力量級下進(jìn)行試驗(yàn)，按照試驗(yàn)結(jié)果畫出普通的疲勞曲線。然后按此疲勞曲線，在試件疲勞極限以上選擇34個(gè)應(yīng)力量級，在每級應(yīng)力上成組的試驗(yàn)1320個(gè)試件，以便畫出全概率疲勞曲線圖?？梢园凑掌胀ㄆ谇€的疲勞極限值，乘以1.02,1.05

9、,1.1,1.15,1.2,1.25,1.3等等來給出應(yīng)力量級。為求平均值和標(biāo)準(zhǔn)偏差，每種樣式取20個(gè)試件進(jìn)行“階梯”法試驗(yàn)。先從剛才畫出的疲勞曲線里估計(jì)出疲勞極限平均值并開始試驗(yàn)。如果第一個(gè)試件通過循環(huán)基數(shù)（即在疲勞試驗(yàn)曲線上對應(yīng)于接觸強(qiáng)度極限的應(yīng)力循環(huán)次數(shù)）時(shí)沒有發(fā)生破壞，則要用較高的應(yīng)力級加載第二個(gè)試件，反之就用較低的應(yīng)力級加載第二個(gè)試件，即后一個(gè)的應(yīng)力級加載取決前一個(gè)的實(shí)驗(yàn)結(jié)果。這樣反復(fù)試驗(yàn)后，用統(tǒng)計(jì)處理的方法對結(jié)果進(jìn)行整理并結(jié)合線性回歸原理來取舍，就可以比較準(zhǔn)確的得出平均值。由于這是針對飛機(jī)起落架的研究，所以這兒規(guī)定在本研究中應(yīng)力級差不超過1Kg/mm2，而試驗(yàn)基數(shù)為107次循環(huán)。

10、(二). 起落架動(dòng)力學(xué)的分析方法比較傳統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)分析方法是首先建模，然后建立動(dòng)力學(xué)微分方程，并根據(jù)初始條件求解方程最后得出相應(yīng)的解。隨著近幾年航空技術(shù)的發(fā)展和機(jī)械工業(yè)技術(shù)的進(jìn)步，現(xiàn)在越來越被廣泛采用的的分析方法是虛擬樣機(jī)與協(xié)同仿真技術(shù)。(三). 起落架設(shè)計(jì)（以起落架加長對飛機(jī)總體設(shè)計(jì)的影響為論述目標(biāo)）1.主起落架長度與防翻角的關(guān)系如右圖所示，設(shè)地面到飛機(jī)重心的原來的垂直高度Hcg，主起落架加長長度為H，并近似認(rèn)為飛機(jī)重心高度的變化量也為H，原防翻角為，主起落架加長后的防翻角為1.主起落架加長后使得飛機(jī)重心增高，從而使得防翻角減小，且滿足tan1tan=HcgH+Hcg2.主起落架長度與尾座角的

11、關(guān)系如左圖所示，實(shí)心點(diǎn)是飛機(jī)的重心。過實(shí)心點(diǎn)做一條與豎直方向成150的傾斜線L1，然后過機(jī)輪中心畫一條垂直于地面的直線L2，則L1和L2有一個(gè)交點(diǎn)。過這個(gè)交點(diǎn)做一條垂直于L1的直線L3，則L3與地面所成的角即為尾座角。在設(shè)計(jì)飛機(jī)時(shí)，可以根據(jù)起落架的高低確定對應(yīng)的尾座角。3.主起落架長度與側(cè)翻角的關(guān)系飛機(jī)防側(cè)翻的恢復(fù)力矩取決于側(cè)翻角的大小，而側(cè)翻的大小取決于重心高度和飛機(jī)主輪距等。側(cè)翻角越小，飛機(jī)的側(cè)翻穩(wěn)定性更好。所以在設(shè)計(jì)的時(shí)候要考慮好主起落架的高度以獲取適當(dāng)?shù)闹匦母叨纫约爸鬏喚鄟頊p小側(cè)翻角。如上圖所示，指前輪中心與重心的連心線ln和前輪中心與任一后輪的連心線的夾角，lm指重心到后輪中心的距離

12、，t指主輪間距，hcg為重心高度，指側(cè)翻角。則有tan=hcglnsin其中，tan=t2(lm+ln) 根據(jù)以上公式可以算出具體的尾座角。（四）.起落架的發(fā)展趨勢在未來的起落架的設(shè)計(jì)制造過程中，將會大量使用先進(jìn)的科學(xué)技術(shù)和更優(yōu)質(zhì)的新材料，使起落架更加信息化和智能化，同時(shí)可以大幅度減小起落架本身的重量以提高其靈活性。四總結(jié)由于自身知識的欠缺，所以本論文只能粗陋的描述關(guān)于起落架的最基本的知識，比如起落架的結(jié)構(gòu)和起落架設(shè)計(jì)以及研究方法，而且還有很多不到位和不全面的地方。盡管以上的描述基本上是自己查閱資料后根據(jù)自己的理解寫下來的，但很多地方到現(xiàn)在還沒有完全弄懂。在閱讀資料的時(shí)候，尤其是涉及到機(jī)械原理和機(jī)械設(shè)計(jì)