起落架介绍分析

起落架系统轮载信号分析摘要:本文首先介绍了进行起落架系统轮载信号分析的背景和意义,然后从起落架系统轮载传感器的工作原理及安装位置、安全性考虑和常用轮载信号的整合逻辑等方面进行了分析。

最后得出结论:在进行起落架系统和其他飞机系统设计时,针对轮载信号可以参考本文的设计原则,从轮载传感器的类型和安全性等诸多方面进行考虑。

关键词:起落架系统轮载安全性目前,我国正在积极发展自己的民用飞机,而民用飞机的一个显著特点就是必须满足局方规定的安全性要求,而起落架系统的轮载信号作为飞机多数系统进行空地状态判断的唯一重要信号,必须满足各个系统为满足安全性要求而提出的安全可靠性要求,因此,有必要对起落架系统轮载信号的各个方面进行分析研究,为起落架系统乃至整个飞机的设计提供有价值的参考。

1 轮载传感器工作原理现代飞机的WOW传感器大多都是接近传感器,这种传感器包括一个欧姆感抗,当传感器探测到标靶(每个传感器都有相应的标靶)时感抗会产生变化,传感器由一个差分交流信号激励,这种感抗变化由起落架的电控单元(内嵌接近传感器评估电路)探测,这样,传感器就可以判断被探测对象的位置状态,当传感器探测到标靶时为“靠近”状态,即飞机处于“空中”状态,反之则为“远离”状态,即飞机处于“地面”状态。

接近传感器工作原理如图1所示。

2 轮载传感器安装位置轮载传感器一般安装在起落架的外筒上,它的标靶一般安装在上扭力臂上或上从臂(从臂相对于扭力臂而言,主要用于支撑刹车系统的液压管路和线缆),随着缓冲支柱伸长或压缩,扭力臂(或从臂)会随之运动,这样当缓冲支柱处于全身长状态时标靶就会靠近传感器,反之标靶会远离传感器。

3 安全性考虑由于轮载信号对于飞机各个系统的重要性,因此,一般都会在每个位置安装两个冗余的传感器,并且分别由不同的起落架电控单元进行信号处理和传输,以满足安全性和可靠性要求。

具体地,安全性考虑主要体现在5个方面:其一,在每个起落架支柱上的两个冗余传感器都分别安装在相互隔离的不同的安装点上;其二,这两个传感器的线路分别与不同的起落架电控单元连接;其三,这两个传感器分别由完全独立的非相似的通道进行信号处理,这种非相似或者由相互独立的基于硬件技术的硬件通道和基于软件处理技术的的软件通道实现,或者由相互独立的基于非相似软件的控制通道和监控通道实现;其四,电控单元处理后的轮载信号的输出类型主要有两种:一种是离散信号,这些离散信号分别由独立的线路传输到其他飞机系统用户,一种是总线信号,通过航电的总线网络传输到其他飞机系统用户;其五,通过航电总线与另一起落架电控单元进行交叉通信,获取另一电控单元的传感器数据,通过通道2内部软件定义的整合逻辑,实现各种轮载信号的整合。

起落架起落架就是飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时用于支撑飞机重力，承受相应载荷的装置。

任何人造的飞行器都有离地升空的过程，而且除了一次性使用的火箭导弹和不需要回收的航天器之外，绝大部分飞行器都有着陆或回收阶段。

对飞机而言，实现这一起飞着陆（飞机的起飞与着陆过程）功能的装置主要就是起落架。

基本介绍起落架就是飞机在地面停放、滑行、起降滑跑时用于支持飞机重量、吸收撞击能量的飞机部件。

简单地说，起落架有一点象汽车的车轮，但比汽车的车轮复杂的多，而且强度也大的多，它能够消耗和吸收飞机在着陆时的撞击能量。

概括起来，起落架的主要作用有以下四个：承受飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时的重力；承受、消耗和吸收飞机在着陆与地面运动时的撞击和颠簸能量；滑跑与滑行时的制动；滑跑与滑行时操纵飞机。

2结构组成为适应飞机起飞、着陆滑跑和地面滑行的需要，起落架的最下端装有带充气轮胎的机轮。

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）、收放机构、前轮减摆器和转弯操纵机构等。

承力支柱将机轮和减震器连接在机体上，并将着陆和滑行中的撞击载荷传递给机体。

前轮减摆器用于消除高速滑行中前轮的摆振。

前轮转弯操纵机构可以增加飞机地面转弯的灵活性。

对于在雪地和冰上起落的飞机，起落架上的机轮用滑橇代替。

2.1减震器飞机在着陆接地瞬间或在不平的跑道上高速滑跑时，与地面发生剧烈的撞击，除充气轮胎可起小部分缓冲作用外，大部分撞击能量要靠减震器吸收。

现代飞机上应用最广的是油液空气减震器。

当减震器受撞击压缩时，空气的作用相当于弹簧，贮存能量。

而油液以极高的速度穿过小孔，吸收大量撞击能量，把它们转变为热能，使飞机撞击后很快平稳下来，不致颠簸不止。

2.2收放系统收放系统一般以液压作为正常收放动力源，以冷气、电力作为备用动力源。

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。

法国客机起落架故障成功案例分析据统计，飞机造成多人伤亡的事故率约为三百万分之一，远低于汽车、火车、轮船等。

如果有人每天坐一次飞机，要3223年才遇上一次空难事故。

另外，飞机在软件上也较其他交通工具配备更齐全、安全，譬如在登机前就设有安检等各道手续，机上还有保护乘客的空中警察等，因而现在大家在理性上都认知到飞机是最安全的旅行交通工具。

但由于航空的特殊属性，通常在空难中，尤其是空中发生灾难很少会有幸存者。

全体罹难的概率远远高于部分生还或是全员生还。

因而对飞机事故及其安全性又额外关注。

今天我们就来看一起法国航空447号班机空难。

此空难为法国航空亦是A330最严重及首次商业飞行空难，更是天合联盟自成立以来死亡人数最多的空难。

机上载有216名乘客以及12名机组人员，全数罹难。

BEA最终报告注：法国航空安全部门民用航空安全调查局（BEA）时间回到2009年6月1日，法国航空447号航班是一架空中客车A330-203客机（注册编号：F-GZCP），原定由巴西里约热内卢加利昂国际机场飞往法国巴黎戴高乐机场，在巴西圣佩德罗和圣保罗岛屿附近坠毁。

一般情况下，大约八成的航空事故都发生在客机起飞或降落过程中。

现代客机在巡航状态下坠机非常罕见。

会不会是飞机本身有问题呢？法国航空447号班机所使用的飞机为空中客车A330-203，发动机采用通用电气CF6-80E1，生产编号660，在法国飞机注册编号F-GZCP，在2005年2月25日首飞，失事前已飞行18,870小时。

A330基本信息事故发生的前一天，巴黎-里约热内卢航班到港之后，机长曾报告无线电管理面板1(RMP1)上的VHF1选择键有问题。

飞机上有3个RMP：RMP1在左手边，RMP2在右手边，RMP3在头顶的面板上。

地面工程师为了让飞机起飞，对RMP1和RMP3进行了切换，这是符合操作规程的(MEL起飞操作规程)。

这条MEL起飞操作规程不会带来任何作业后果。

而从ACARS系统（飞机通信寻址与报告系统）有24条维修记录中显示出一条细微的线索——皮托管出了故障。

飞机前起落架转弯系统性能分析张丹丹南京航空航天大学，南京 210000摘要：飞机前轮操纵技术是飞机地面操纵的核心。

作为起落架设计中的重要组成部分，前轮转弯操纵系统的结构及性能对起落架地面滑跑及操纵稳定性存在较大影响。

特别地，转弯机构能否实现大角度转弯，满足大转弯力矩的要求，对飞机起落架的滑跑转弯性能有重要影响。

本文某型飞机为研究对象，针对双作动筒式前轮转弯系统和齿轮齿条式前轮转弯系统的前轮转弯机构和液压控制系统两部分，在LMS b AMESim中建立了双作动筒式和齿轮齿条式前轮转弯操纵系统的液压系统模型。

然后基于LMS b Motion软件平台分别建立了含有双作动筒式前轮转弯机构和齿轮齿条式前轮转弯机构的前起落架动力学模型，并与AMESim中建立的两种转弯系统的液压控制模型进行联合仿真，分析不同工况下飞机转弯操纵的性能。

关键词：民机起落架、转弯系统、Virtual Lab Motion、AMESim、联合仿真0 前言作为飞机设计的基础领域之一，起落架的设计结果对飞机性能的影响是非常大的。

飞机的起飞着陆过程是飞机安全事故的多发阶段，因此飞机具有良好的地面操纵性就显得尤为重要。

对于大型飞机，起落架多采用前三点式布局。

该布局常用的转弯操纵技术有以下三种：发动机推力差动、前轮操纵以及差动刹车技术。

其中，发动机差动对飞机地面机动和方向难以达到精准控制，而差动刹车对机轮磨损严重，现代飞机多采用前轮操纵的方式来实现飞机的转向以及地面机动。

前轮转弯系统不仅能对飞机运动方向进行操纵，当飞机滑跑过程中遇到扰动或侧风、单侧轮胎爆破漏气等原因导致的飞机前轮摆振或偏离预定航向时，前轮转弯操纵系统能及时响应，消除前轮摆振并对航向进行纠正。

液压传动是飞机各操纵系统动力的主要来源。

由于技术水平的限制，国内早期军用飞机的前轮转弯系统大多采用的是机械—液压系统。

此类系统通过机械机构（手轮或脚蹬）传递操纵指令控制液压助力器，以此提供转弯力矩驱动前轮转弯。

浅谈波音737NG起落架的适用性摘要：飞机起落架是飞机重要的承力部件，其主要承受飞机的重量和飞机在运动中的各项载荷。

飞机起落架的起落架静强度、刚强度是用来承受飞机的重量的。

飞机运动时起落架所能承受的最主要力是落地时的撞击力和滑行时的震动力。

本文主要从这两方面对飞机起落架的受力情况进行分析来判断目前波音737NG飞机起落架的适用性。

关键词：静强度；刚强度；撞击力；震动力前言飞机制造厂家为制造的飞机编写了飞机的零部件手册。

飞机的零部件手册中可以查到飞机上所有的零部件的信息，对于不同的飞机还明确了零部件的适用性。

中国民航总局规定，维修人员在更换飞机上任何部件时都必须按照飞机零部件手册中的规定进行更换。

我公司前一段时间更换737NG飞机起落架时，由于零部件手册规定牌号是162A1100-4的起落架不能装在生产线号是169之后的飞机上，我公司和飞机制造厂家、局方进行了长时间的交涉后才将牌号是162A1100-4的起落架安装到生产线号是169之后的飞机上。

本文主要通过对737NG飞机起落架的受力情况分析探讨目前波音737NG飞机起落架的适用性。

1.起落架的主要结构和功能飞机起落架是飞机最主要的承力部件，在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时用于支撑飞机重力，承受相应载荷的装置。

简单的说，起落架有一点像汽车的机轮，但比汽车的机轮负责的多，而且强度也大的多，它能够承受飞机在地面时的重量并消耗和吸收飞机在着陆时的撞击能量。

飞机起落架主要由承力结构、缓冲装置、滑行装置、减速装置、收方机构和转弯机构等组成。

其主要有如下功能：（1）承受飞机与地面接触时产生的静、动载荷，防止飞机结构发生破环。

（2）消耗飞机在着陆时和不平整的地面撞击时产生的能量，防止飞机发生跳动和震动。

（3）在飞机着陆后，使飞机尽快停下来所消耗或吸收的飞机向前滑动的动能。

（4）飞机在地面滑动时提供飞机的转弯。

2.起落架静强度、刚强度分析飞机的起落架受到静力、动力等各种类型的载荷。

DA42NG飞机起落架工作原理介绍及故障分析作者：***来源：《科技资讯》2021年第10期摘要：伴隨某学院老一代中教机PA44-180飞机老化到报废，新一代中教机的引进已成定局，在多方考察下，学院最终选定新一代中教机型号DA42NG。

和学院曾经使用的中教机相比，新的中教机在操纵性、舒适度和安全性等方面都有显著提高。

为了保质保量完成该新机型的航线与定检维护工作，深刻理解飞机上元器件工作原理至关重要，作为飞机最重要的组成部分之一起落架系统尤其应该受到关注。

该文通过对起落架的电路和油路系统进行分析，深入讲解本机型起落架工作原理，结合日常飞行训练故障现象分析并排除故障，在保证飞行训练任务正常进行的同时为相关工作人员提供维护参考。

关键词：起落架原理安全效率中图分类号：V24 文献标识码：A文章编号：1672-3791（2021）04（a）-0057-05Working Principle Introduction and Fault Analysis of DA42NG Aircraft Landing GearGUAN Shichao（maintenance department of Luoyang Branch， Civil Aviation Flight University of China，Luoyang， Henan Province， 471000 China）Abstract：With the development of PA44-180 aircraft of the old generation of a college， the introduction of the new generation of Chinese teaching aircraft has been established. Under the investigation of many parties， the college finally selects the new generation of da42ng. Compared with the Chinese teaching machine used by the college， the new teaching machine has significantly improved in handling， comfort and safety. In order to complete the maintenance of the new aircraft， it is very important to understand the working principle of the components on board. As one of the most important parts of the aircraft， landing gear system should be paid attention. This paper analyzes the circuit and oil system of the landing gear， explains the working principle of the landing gear of this aircraft in depth， analyzes and eliminates the fault in combination with the daily flight training fault phenomenon， and provides maintenance reference for the relevant staff while ensuring the normal flight training task.Key Words： Landing gear; Working pringciple; Safe; Efficiency起落架系统是目前大多数飞机必要的组成部分之一，不可替代。

飞机起落架系统故障模式与效果分析FMEA 飞机起落架系统是飞机的重要组成部分，对于飞机的安全性和可靠性起着至关重要的作用。

然而，由于各种原因，起落架系统也会出现故障。

为了提前发现、分析和解决起落架系统的故障，降低事故风险，机务人员需要进行故障模式与效果分析（Failure Mode and Effect Analysis，简称FMEA）。

本文将对飞机起落架系统的故障模式与效果进行详细分析，以提供有关起落架系统故障的有效解决方案。

1. 引言飞机起落架系统是飞机的重要组成部分，主要用于在飞机的起飞和着陆过程中支持飞机的重量。

起落架系统一般由起落架、刹车系统、悬挂系统等组成。

如果起落架系统发生故障，将严重影响飞机的飞行安全。

因此，通过FMEA方法对起落架系统的故障模式和效果进行分析，可以帮助机务人员提前做好维修和应对工作，确保飞机在起飞和着陆过程中的安全性和可靠性。

2. FMEA方法简介故障模式与效果分析（FMEA）是一种可靠性工程的分析方法，用于识别并评估系统、组件或过程的潜在故障模式及其对系统性能和功能的影响。

FMEA方法通常包括三个主要步骤：识别故障模式、评估故障效果和确定风险等级。

以下将根据这些步骤对飞机起落架系统的故障模式和效果进行分析。

3. 起落架系统故障模式与效果分析3.1 起落架无法收起故障模式：起落架无法收起是常见的起落架系统故障模式之一，可能由于起落架本身机械结构损坏或液压系统故障导致。

故障效果：起落架无法收起将导致飞机在飞行中增加阻力，增加燃油消耗，并可能造成起飞和着陆时的不稳定，影响飞行安全。

3.2 起落架无法放下故障模式：起落架无法放下可能由于起落架本身机械结构损坏、液压系统故障或电气系统故障导致。

故障效果：起落架无法放下将导致飞机无法着陆，需要通过手动操作或其他备用系统来解决，增加紧急情况的处理难度和飞行风险。

3.3 起落架折断故障模式：起落架折断可能由于设计缺陷、材料疲劳、外部撞击等原因导致。

飞机起落架支柱部件强度分析杜楠楠　魏小辉　房务官　宋晓晨(南京航空航天大学航空宇航学院,南京,210016)摘要:起落架初步设计阶段,在各基本参数初步确定后,需对起落架各使用工况进行地面载荷的计算与强度的分析。

本文在考虑某型飞机起落架基本几何形状的前提下,首先通过解析法算得各工况扭力臂几何关系,并采用“工程经验公式”算法,引入若干工程经验系数,对起落架进行了着陆冲击载荷、起转回弹载荷、地面滑跑载荷和地面刹车载荷的分析及计算。

然后采用地面载荷的计算结果对起落架支柱进行了强度分析,分析表明该起落架支柱受力较为合理,在地面刹车载荷工况下所受应力最大。

关键词:起落架;地面载荷;扭力臂;工程经验公式;支柱引 言起落架是飞机实现起飞着陆这一功能的主要装置,即飞机在地面停放、滑行、起飞、着陆、滑跑时用于支撑飞机重力,承受相应载荷的装置[1]。

自起落架诞生的那一刻起,对其进行地面载荷分析,采用最轻的重量和最紧凑的结构,设计出最为安全的起落架便是起落架设计必不可少的一部分[2]。

而在起落架初步设计阶段,常采用“工程经验公式”方法计算其地面载荷并确定其受力特性,为起落架详细设计提供判定依据。

该方法具有一定的保守性,可根据飞机的实际使用情况或动力学分析和动力学试验的结果进行修正计算。

“工程经验公式”方法对于一个新型飞机的起落架设计是十分有效的[3]。

1　主起落架地面载荷计算1.1　起落架形式与参数 该起落架采用单轮支柱式设计形式,具体设计形式如图1所示。

图1　主起落架示意图坐标系定义为沿航向为x 轴,沿竖直方向向上为y 轴,右手定则确定z 轴方向。

其最大总载荷为66N ,最大停机载荷为6N,下沉速度为3m/s,起落架缓冲器最大行程为219.3mm,起落架使用行程为193.9mm,停机压缩量为135mm 。

扭力臂是起落架上传递扭矩的部件,分析其与起落架支柱的几何关系可算得起落架所受地面载荷传递至其余各部件载荷[4](图2)。

《飞机起落架实验》实验指导书飞机起落架实验E机起落架落振实验台和液压振动台在试验室内用于模拟飞机降落时，E机起落架受力及英振动情况的设备。

落振实验台可通过加载重物模拟飞机降落瞬间地而对飞机起落架的冲击，达到测试起落架结构强度的冃标。

液压振动台通过液压系统控制液压缸产生不同的振动频率和振幅的振动，模拟出飞机在滑行过程中，复杂路面对飞机起落架的振动冲击，以使检测起落架的性能。

落振台和振动台组合使用，可模拟击飞机降落全过程中地面对飞机起落架冲击，以便更好的接近实际情况的来检测飞机起落架的性能，达到事半功倍的效果。

二、起落架实验台控制系统方案原理图Wl r W2,W3―位移传感器F1,F2—力传感器G1.G2-加速度传感器P—压力传感器三、振动台操作台操作界面设计振动台操作台图示1.开机（1）把操作台中间的总开关拨至ON位置。

（2）按下控制台计算机启动按钮，启动振动台控制计算机。

（3）按下测试计算机启动按钮,启动测试计算机。

（4）等待计算机进入操作系统。

（5）点击桌面上的控制程序图标进入控制软件。

（6）按下“系统加电”按钮对控制系统加电。

（7）按下“泵站启动”按钮启动液压泵站。

（8）按下“手动溢流开”按钮，高压液压油供给振动台。

开机完成，可以进行振动台的其他操作。

2.关机（1）按下“泵站停止”按钮停止液压泵站（2）按下“系统断电”按钮对控制系统断电。

（3）关闭控制软件。

（4）关闭计算机。

（5）把控制台屮间的总开关拨至“OFF”位置。

3.振动台回零开机后，确定振动台台面处于最低工作位置，如果台面不在最低工作位置，通过控制软件中的“台面向下”按钮，将台面降至最低工作位置，然后按下操作台上的振动台冋零按钮，振动台会自动寻找到零点位置。

4.操作首先准备好飞机起落架，吊装至工作位置。

在控制软件屮设置好振动台的振动参数, 准备好测试软件。

准备工作完成后，按下“振动台启动”按钮，振动台以设置好的参数进行振动，按下“挂钩脱扣”按钮，起落架自由落体至振动台，跟随振动台一起振动。

南京航空航天大学硕士学位论文某直升机起落架参数设计及其动力学特性分析姓名：***申请学位级别：硕士专业：飞行器设计指导教师：***2010-12南京航空航天大学硕士学位论文摘 要起落架装置用于地面支撑直升机，保证直升机作地面滑行运动，并且能吸收直升机着陆时的撞击能量，以减小着陆时的撞击载荷。

为探索某型直升机起落架设计，本文对直升机起落架构型进行论证，根据某型直升机的要求选择合理的起落架构型。

建立了起落架缓冲器动力学分析模型，对缓冲器进行参数化设计，在ADAMS/aircraft中对起落架进行落震试验仿真，根据测得的功量曲线进行分析，来决定调整充填参数及油孔尺寸。

本文以ADMAS/aircraft为工具，对某型直升机起落架进行参数设计，并对该型起落架进行抗坠毁特性和地面共振特性分析。

主要研究内容如下：1.对直升机起落架布置形式和构型特点进行优缺点对比，根据总体设计及技术要求选定合理起落架构型，选定的起落架构型为后三点式，主起为摇臂式、尾起为支柱式的结构模式。

2.以ADMAS/aircraft为工具，对起落架参数进行评估，在本设计中将抗坠毁指标在起落架设计之初考虑进去，对起落架进行落震试验，以功量曲线为分析依据，对设计参数进行修正。

深入分析了双腔式缓冲器低压腔充气压力和初始容积、气体多变指数、气腔有效压气面积对起落架缓冲性能的影响。

结果表明：在结构允许的范围内，若要吸收相同的能量，增大有效压气面积、增大低压腔充气压力或增大气体多变指数均可以使起落架承受更大的垂直速度撞击载荷；若吸收的功量不变，又要求压缩行程不变，则可同时增大初始体积和充气压力。

3. 根据起落架的参数和旋翼参数，对直升机进行“地面共振”分析，为起落架参数修正提供依据。

上述工作为研制某型直升机的起落架系统进行了前期预研探索。

关键词：直升机,起落架，动力学仿真，抗坠毁，地面共振AbstractThe landing gear is used to support the helicopter to ensure that the ground gliding and absorb energy and reduce bump stroke for rough landing. In order to explorer in the design of landing gear of helicopter , this type of helicopter to demonstrate architecture, according to the requirements of the new generation landing gear to select gear structure. Gear shock is established to design parametric of landing gear dynamic model, to do Landing Gear Dynamics Analyses-Drop Analyses, based on the measured power curve of the analysis to determine the parameters and adjust the filling holes size approach.1. The landing gear-type structure and characteristics is compared to select the best model for a particular landing gear model. According to the overall design and technical requirements to select the landing gear-type structure, the post-point type is been select, the main landing gear for the rocker, Nose Landing-Gear is strut.2. the parameters of the landing gear is been assessed by the ADMAS / aircraft , anti-crash is account to in the design of the beginning of the landing gear, to modify the design parameters which is based on energy of curve of Landing Gear Dynamics Analyses-Drop Analyses, low-pressure chamber, initial volume of gas changing index, the effective pressure gas chamber air cushion is analysis to Buffering properties of the landing gear. The results showed that: To absorb the same energy, increasing the effective pressure gas area, increasing the low-pressure gas chamber or increasing the inflation pressure can make the landing gear changing index of greater vertical velocity under impact loading; if the amount is not change to absorbed power and asked for the same compression stroke, you can also increase the initial size and inflation pressure.3. According to the parameters of the landing gear and rotor，it analysis ground resonance of the helicopter to modify the landing gear to provide the basis parametersThe work is pre-research exploration for the development of a helicopter landing gear system. Key word: helicopter, landing gear, the dynamic simulation, crashworthiness, ground resonance图表清单图1. 1总体方案流程图 (4)图2. 1早期一代的简单起落架结构模式 (6)图2. 2 缓冲性能较好的三点式起落架模式 (7)图2. 3 轮式起落架构型 (9)图2. 4 三点式起落架构型 (11)图3. 1摇臂式起落架模型 (13)图3. 2双腔式油气缓冲器结构图 (21)图3. 3油气缓冲器原理图 (22)图3. 4变油针变截面设计图 (23)图4. 1计算多体系统动力学建模和求解的一般过程 (25)图4. 2摇臂式主起落架仿真模型 (28)图4. 3支柱式起落架仿真模型 (29)图4. 4行程随时间的变化 (29)图4. 5空气弹簧力随行程的变化曲线 (30)图4. 6缓冲器轴力随行程的变化 (30)图4. 7油液阻尼力随行程的变化 (31)图4. 8 压缩行程随时间的变化曲线 (32)图4. 9加速度变化曲线 (32)图4. 10行程随时间的变化 (33)图4. 11缓冲器轴力、地面载荷随行程的变化 (34)图4. 12缓冲器功量图对比 (35)图4. 13缓冲器空气弹簧力对比 (35)图4. 14缓冲器性能特性对比 (36)图4. 15缓冲器空气弹簧力对比 (37)图4. 16缓冲器空气弹簧力对比 (37)图4. 17缓冲器功量对比 (38)图4. 18缓冲器工作性能特性曲 (39)图4. 19缓冲器空气弹簧力随行程的变化 (39)图5. 1机体系统模型 (42)南京航空航天大学硕士学位论文图5. 2旋翼-机身系统模型 (42)图5. 3全机振频、振型计算模型 (48)图5. 4旋翼机体横滚模态下的模态阻尼曲线图 (50)图5. 5旋翼机体横滚模态下的模态频率曲线 (51)图5. 6旋翼机体侧移模态下的模态阻尼曲线 (51)图5. 7旋翼机体侧移模态下的模态频率曲线 (52)图5. 8旋翼机体横滚模态下的模态阻尼曲线图 (53)图5. 9旋翼机体横滚模态下的模态频率曲线 (53)图5. 10临界稳定时旋翼转速与减摆器线性阻尼系数的关系 (54)图5. 11油液阻尼力对比曲线 (55)表3. 1起落架缓冲器参数设计计算 (20)表3. 2 主起落架缓冲器变油孔面积设计 (23)表4. 1 油针面积修正 (31)表4. 2主起落架参数修正 (31)表4. 3气腔面积变化的性能参数对比 (36)表4. 4气体多变指数对缓冲器性能的影响 (40)表5. 1机身/旋翼耦合系统参数 (49)表5. 2 旋翼升力T=0,桨榖中心处低阶和高阶的有效质量、刚度、阻尼 (50)表5. 3 阻尼孔参数修正对比 (55)某型直升机起落架设计及其动力学特性分析注释表符号物理意义 单位 M 直升机质量 kg V直升机撞击速度 s m / max F撞击时结构产生的最大力 N N起落架系统的有效性 G最大过载系数 g重力加速度 2/s m max a最大加速度 2/s m W直升机重量 N η起落架吸能效率系数 R旋翼半径 m CT P停机载荷 N K F活塞面积 3m D活塞半径 m V体积 3m P静压力 N zy x ,,坐标变量 h ρ密度 3/m kg ϕ桨叶方位角 度 L升力 N x C阻力系数 N y C升力系数 k m机轮质量 kg p m起落架摇臂质量 kg m非弹性支承质量 kg I0P低压腔初始压力 Mpa I0V低压腔初始容积 3m γ气体多变指数 P atm大气压力 Mpa南京航空航天大学硕士学位论文a A气腔有效压气面积 2m 0H P 高压腔初始压力 Mpa 0H V高压腔初始容积 2m h A主油腔有效压油面积 2m d A正反行程有效过油面积 2m d C主油孔流量系数 dL A回油腔有效过流面积 2m dL C回油腔流量系数 B I质量惯性矩 2m kg × B S质量静距 m ×kg x P ，zP 旋翼对机体的惯性力 N K动态刚度 1m N −××Rad m p皮碗摩擦力 N 0s振幅 m ω振动频率 s /1 σ油压阻尼系数 ε油孔形状系数 oil F油液作用面积 2m f油孔面积 2m d轮胎外径 m δ轮胎压缩量 m 0δ垂直载荷情况下的轮胎垂直压缩量m w轮胎宽度 m 0p轮胎额定充气压力 Mpa ,H y K缓冲器垂直刚度 1m N −××Rad ,L y K轮胎垂直刚度 1m N −××Rad H,C y缓冲器垂直阻尼系数 s m N ××−1 ,L y C 轮胎垂直阻尼系数 s m N ××−1承诺书本人郑重声明：所呈交的学位论文，是本人在导师指导下，独立进行研究工作所取得的成果。

ATR72-212A飞机起落架“UNLK”灯亮的故障分析—起落架正常和应急收放的工作原理1、ATR飞机起落架系统收放原理，指示和警告图如下：2、系统原理：正常的起落架收放是电控，液压作动的。

万一液压系统失效，应急收放系统可以放下起落架。

绿系统给起落架提供液压源，万一绿系统失效，由蓝系统通过交输活门提供液压源。

起落架的正常收放是在三个减震支柱全伸张，操纵起落架收放手柄，通过供电给选择控制活门的收/放线圈。

选择控制活门在左起落架舱后。

每个线圈是备份汇流条提供的28VDC，由MFC控制相关继电器。

活门是通过两个滑阀提供液压；上滑阀是弹簧加载在两边保持液压力平衡；下滑阀是弹簧加载一侧有一应急作动杆。

起落架收放手柄在上/下位，开关组件供电给上/下线圈，使球形活门向上/下移动，左/右端的上滑阀连通起落架收上/放下的进油/回油油路。

当上/下线圈通电，通过收放作动筒接通收/放油路。

起落架应急收放通过作动在中央操纵台后部的应急手柄，它将通过蜗轮组件盘旋转驱动推拉钢索。

前起落架通过重力而两个主起落架通过自由放机构。

推拉钢索作动选择活门的应急放杆。

杆作动三个锁钩并且作动旋转活门的下滑阀压缩弹簧，使进油路关闭，上和下油路通回油，上滑阀中立位。

三个收放作动筒和开锁作动筒都通绿系统回油，从而使三个起落架自由放。

在腿支柱旋转4度后，使门打开，前起落架自由放机构杆（机械弹簧型）辅助自由放，通过迎面气流保证前起落架在放下锁定位。

而主起落架靠它的两个自由收放作动筒作动到放下锁定位。

起落架指示和警告系统包括两个单独的电路系统（主要的和次要的），它能够让飞行员知道起落架安全（绿色箭头）和不安全（“UNLK”红灯）的位置。

起落架安全（绿色箭头）灯在起落架放下锁定好后点亮，不安全（UNLK)灯在起落架手柄和所和位置不一致时点亮。

主要电路系统控制起落架手柄面板的指示和警告，而次要电路系统控制驾驶舱头顶面板的指示和警告。

主要电路系统可以当起落架到达位置时给选择活门的线圈供电以便切断液压源。

飞机起落架检测技术研究近年来，随着航空业的不断发展，飞机起降频率不断增加，越来越多的人选择乘坐飞机出行。

而随着飞机的使用时间和飞行里程的增加，飞机的机身结构和机械部件也会产生磨损和老化，特别是飞机的起落架系统。

因此，飞机起降架的安全性和可靠性越来越重要。

飞机起落架检测技术就成了飞机安全管理的重要内容之一。

检测技术包括起落架结构检测、飞机效能检测、零部件检验等多个方面，本文主要讨论飞机起落架结构检测技术。

一、飞机起降架的设计和结构飞机起落架是用于飞机在地面和空中的起降操作中支持机身重量和承受飞行载荷和地形震动的重要设备。

根据其所在位置，可以将飞机起落架分为主起落架和前起落架。

主起落架通常安装于机翼下方的机身前部，用于支撑飞机在地面和飞行中的重量。

主起落架通常由一组支柱和连接托架组成，以及与主起落架关联的护板、刹车和悬挂器等部件组成。

前起落架则安装在飞机机头下方，用于控制飞机的方向并支撑飞机在地面上的重量。

前起落架主要由较小的承重支柱和铝合金制的舵轮组成，与操纵机构相连。

二、飞机起落架的检测方式飞机起降架系统结构复杂，设计要求高，一旦发生故障，会给乘客的生命财产造成极大的威胁。

因此，飞机起落架的日常巡检和定期检测非常重要。

以下是几种常见的飞机起落架检测方式：1.视觉检查法视觉检查法是最简单的检测方式之一，技术含量较低。

检查人员通过观察和检查飞机起落架外部的表面和连接部分是否存在裂纹、磨损、变形等异常现象，以此判断起落架结构是否受到影响。

但是，这种方法并不全面、准确，在一些细节方面易出现遗漏，也受到人员技术水平和经验的影响。

2.无损检测法无损检测法可以对零部件和整机结构进行细致地检测，以发现隐蔽的缺陷、表面裂纹或内部腐蚀等问题。

去年，Honeywell公司推出了一种飞机起落架无损检测技术，该技术可以使用电磁波、声波和红外线等方法无损检测机身结构，以更快地确定问题的位置。

无损检测不仅更准确和全面，还可以节约时间和成本，提高飞机起落架检测的效率。

油气式起落架减震器建模分析摘要飞机起落架作为飞机结构的一个重要部件，承受着飞机与地面接触时产生的静、动载荷，部分吸收和消耗飞机在着陆撞击、跑道滑行等地面运动时所产生的能量，在减缓飞机发生振动，降低飞机地面载荷，提高乘员舒适性，保障飞机飞行安全等方面发挥着极其重要的作用。

关键词：飞机起落架；油气减震器；摩擦力；弹簧力；阻尼运动缓冲装置是飞机消耗飞机下降所产生的动垂直动能的主要手段，消耗飞机垂直动能的80%-90%以上，对减少缓冲力，为旅客提供较好的着陆感受具有重要的作用，在大多数飞机上都有缓冲装置。

尤其对于客机，其功能更是对提高飞机着陆性能具有重要意义。

在当今由于油气式减震器因其高效而被大部分飞机采用。

因此，本文以油气减震器作为受力分析对象。

1油气式减震器图1 油气式减震器的主起落架油气减震器（图1）主要利用气体的压缩变形吸收撞击能，利用油液高速流过小孔的摩擦消耗能量。

他的基本组成包括外筒、活塞、活塞杆、带小孔的隔板和密封装置等。

外筒内腔下部装油，上部装气。

减震器未受外力时，由于冷气压力作用，活塞处在最低位置。

图2给出了它的的基本原理：减震器受压缩时油液被强制通过压缩孔从而消散能量，同时压迫气体（典型的是空气或氮气）。

然后压缩气体强迫油液通过回流孔回流实现对飞机回跳的控制。

图2 油气式减震器构造减震器通过“气体弹簧”支撑飞机重量，避免“拖底”，并提供乘坐舒适性。

气体弹簧具有非线性“刚度”特性，其刚度由控制气体压缩的气体定律控制。

在简单模型中假设油液不可压缩。

2带有缓冲装置飞机起落架的简化模型图3给出了一个十分简单的二自由度起落架/轮胎模型，模型中非弹簧质量包括滑动内筒、轮轴以及机轮/轮胎/刹车。

线性无阻尼轮胎模型可用于有关垂直运动的简单计算中。

因为轮胎变形时对着陆产生影响和对减震器的影响很小。

所以可以只对减震器进行研究，这样可以将其简化成单自由度阻尼运动进行分析研究。

3缓冲器上的各个力的分析缓冲器上的支柱总的轴向力由空气弹簧力，油液的阻尼力和筒壁摩擦力组成。