飞机缓冲器气性能参数的设计
摘要依据起落架缓冲器系统的使用功，计算出使用行程，根据储备能量算出最大过载nmax及最大行程Smax，最后确定缓冲器的初压P0，初容积V0。
关键词缓冲器；单腔；双腔
0 引言
飞机起落架减震器中广泛采用油气式的减震装置，其结构已由油气混合型发展到油气分离型，由单气室发展到双气室，取得了良好的使用效果本文主要内容为各种缓冲器性能的设计计算，初压P0，初容积V0，最大过载nmax及最大行程Smax的确定。
1 缓冲系统着陆功量计算
起落架的缓冲系统应吸收的功量按计算，参考同类机型，结合已选用的航空机轮载荷与压缩量的关系曲线，选定起落架过载初值，然后求出机轮垂直载荷和轮胎吸收的功量，于是可求得缓冲器应吸收的功量。
2 缓冲器参数配置计算
2.1使用功和最大功下参数的确定
求缓冲器吸收使用功量下的使用行程，当选定后，上式
含和两个未知数，设，可采用逐次近似法确定出。此外用图解法求解也很方便，只需将和起落架的传力系数曲线作在同一张图上，即可求得其交点，见图1。
在计算出使用行程后，看是否约等于90%S，如果相差很大，需重新选型nsy。
应储备的功量计算，根据，得：
这说明缓冲系统必须具有能吸收1.56倍使用功的储备能力，取轮胎完全压缩时吸收的功量为，则缓冲器吸收的功量为：
假设缓冲器的最大压缩行程，缓冲器的效率系数，通过结构已知的得到此时的传力系数，求最大过载。
2.2 单腔式缓冲器V o、Po的确定
单腔式缓冲器见图2所示，在确定了后，通过下列公式可求得V o和no
2.3 双腔式1缓冲器V o、Po的确定
双腔式1缓冲器见图3，PH随SH的变化曲线见图5，假定在某重量时，缓冲器压缩量为S。，低压腔的P01。此时传力系数查表1得为。低压腔缓冲器皮碗和轴套的摩擦系数取K1，高压腔缓冲器密封件的摩擦系数取K2。
高压腔的体积V02、P02的计算：
假定在某重量时，缓冲器停机压缩量也为So，但此时高压腔即将开始压缩。
解上式得高压腔的体积V02、P02、V01
2.4 双腔式2缓冲器V o、Po的确定
双腔式2缓冲器见图4，PH随SH的变化曲线见图6，假定一重量下，缓冲器压缩量为So，低压腔的P01。此时传力系数查表1得为。低压腔缓冲器皮碗和轴套的摩擦系数取K1，高压腔缓冲器密封件的摩擦系数取K2。
在获得上述数据后，检查、实现的可能性。大小涉及对缓冲器的密封要求，的大小涉及缓冲器内的灌油量的多少和油面高度的协调等。
主要符号：
K——缓冲器皮碗和轴套的摩擦系数。
——缓冲器的预压系数。
——缓冲器全伸展时的传力系数。
——缓冲器内部的横截面积。
n——缓冲器内空气的多变指数，在1.1-1.3的范围内变化。
——当行程等于时，起落架垂直载荷的传力系数。
——吸收使用功时，缓冲器功量图的效率系数，对使用功。
——和行程对应的传力系数
——吸收功量时的效率系数，和不相等，通常取小于，在0.65-0.75范围内。
9 结论
以前都是先假定一个Po，然后根据公式求出no，在根据公式求出V o，在通
过求最大行程及最大过载的公式：
求得Smax和nmax，在获得在获得上述数据后，应返回检查第一次给定的过载系数是否合适。必须小于最大行程，切要留有一定的余量，、实现的可能性。现在直接用最大功的公式参与缓冲器参数的计算，使得计算更简便一些。
参考文献
[1]航空航天工业部科学技术委员会编著.飞机起落架强度设计指南.四川科技技术出版社，1989，11.
飞机缓冲器气性能参数的设计 摘要依据起落架缓冲器系统的使用功，计算出使用行程，根据储备能量算出最大过载nmax及最大行程Smax，最后确定缓冲器的初压P0，初容积V0。 关键词缓冲器；单腔；双腔 0 引言 飞机起落架减震器中广泛采用油气式的减震装置，其结构已由油气混合型发展到油气分离型，由单气室发展到双气室，取得了良好的使用效果本文主要内容为各种缓冲器性能的设计计算，初压P0，初容积V0，最大过载nmax及最大行程Smax的确定。 1 缓冲系统着陆功量计算 起落架的缓冲系统应吸收的功量按计算，参考同类机型，结合已选用的航空机轮载荷与压缩量的关系曲线，选定起落架过载初值，然后求出机轮垂直载荷和轮胎吸收的功量，于是可求得缓冲器应吸收的功量。 2 缓冲器参数配置计算 2.1使用功和最大功下参数的确定 求缓冲器吸收使用功量下的使用行程，当选定后，上式 含和两个未知数，设，可采用逐次近似法确定出。此外用图解法求解也很方便，只需将和起落架的传力系数曲线作在同一张图上，即可求得其交点，见图1。 在计算出使用行程后，看是否约等于90%S，如果相差很大，需重新选型nsy。 应储备的功量计算，根据，得： 这说明缓冲系统必须具有能吸收1.56倍使用功的储备能力，取轮胎完全压缩时吸收的功量为，则缓冲器吸收的功量为： 假设缓冲器的最大压缩行程，缓冲器的效率系数，通过结构已知的得到此时的传力系数，求最大过载。 2.2 单腔式缓冲器V o、Po的确定 单腔式缓冲器见图2所示，在确定了后，通过下列公式可求得V o和no
2.3 双腔式1缓冲器V o、Po的确定 双腔式1缓冲器见图3，PH随SH的变化曲线见图5，假定在某重量时，缓冲器压缩量为S。，低压腔的P01。此时传力系数查表1得为。低压腔缓冲器皮碗和轴套的摩擦系数取K1，高压腔缓冲器密封件的摩擦系数取K2。 高压腔的体积V02、P02的计算： 假定在某重量时，缓冲器停机压缩量也为So，但此时高压腔即将开始压缩。 解上式得高压腔的体积V02、P02、V01 2.4 双腔式2缓冲器V o、Po的确定 双腔式2缓冲器见图4，PH随SH的变化曲线见图6，假定一重量下，缓冲器压缩量为So，低压腔的P01。此时传力系数查表1得为。低压腔缓冲器皮碗和轴套的摩擦系数取K1，高压腔缓冲器密封件的摩擦系数取K2。 在获得上述数据后，检查、实现的可能性。大小涉及对缓冲器的密封要求，的大小涉及缓冲器内的灌油量的多少和油面高度的协调等。 主要符号： K——缓冲器皮碗和轴套的摩擦系数。 ——缓冲器的预压系数。 ——缓冲器全伸展时的传力系数。 ——缓冲器内部的横截面积。 n——缓冲器内空气的多变指数，在1.1-1.3的范围内变化。 ——当行程等于时，起落架垂直载荷的传力系数。 ——吸收使用功时，缓冲器功量图的效率系数，对使用功。 ——和行程对应的传力系数 ——吸收功量时的效率系数，和不相等，通常取小于，在0.65-0.75范围内。 9 结论 以前都是先假定一个Po，然后根据公式求出no，在根据公式求出V o，在通
本科课程设计报告 题目飞机气动估算及飞行性能计算 学生姓名 班级 日期
目录 气动特性估算................................................. 错误!未定义书签。 升力特性估算............................................. 错误!未定义书签。 外露翼升力估算....................................... 错误!未定义书签。 机身升力的估算...................................... 错误!未定义书签。 尾翼的升力估算...................................... 错误!未定义书签。 合升力线斜率的计算................................... 错误!未定义书签。 临界马赫数的计算..................................... 错误!未定义书签。 阻力特性的估算.......................................... 错误!未定义书签。 全机摩擦阻力的估算................................... 错误!未定义书签。 亚音速压差阻力的估算................................. 错误!未定义书签。 亚声速升致阻力特性估算............................... 错误!未定义书签。 超音速零升波阻估算................................... 错误!未定义书签。 超声速升致阻力....................................... 错误!未定义书签。飞机基本飞行性能计算......................................... 错误!未定义书签。 平飞需用推力的计算...................................... 错误!未定义书签。 不同高度下的推力曲线图(15) ........................... 错误!未定义书签。 不同高度的马赫数分布................................. 错误!未定义书签。 飞行包线图(16) ....................................... 错误!未定义书签。 定常上升性能............................................ 错误!未定义书签。 不同高度下的Vy-Ma（最大上升率）图（17）............. 错误!未定义书签。 绘制图求解不同飞行高度下的最大爬升角................. 错误!未定义书签。 升限的确定（读上图可得）............................. 错误!未定义书签。 爬升时间计算............................................. 错误!未定义书签。 亚音速等表速爬升.................................... 错误!未定义书签。 超音速等马赫数爬升................................... 错误!未定义书签。 平飞加速段的求解方法................................. 错误!未定义书签。
1 引言 1.1 课题研究背景 经过几十年的发展，飞机的发展也经历了很多代的更新换代，在整个飞机中，存在很多零部件，今天，我们所要研究的便是飞机起落架，飞机起落架在整个飞机设备中起到非常关键的作用，在飞机起飞以及降落的过程中，飞机起落架起到稳定的作用，它是唯一一种支撑整架飞机的部件，是飞机不可缺少的一部分，起落架能能吸收飞机在滑行和着陆过程中的震荡和冲击载荷，通过震荡以及冲击载荷，便可以实现飞机在起飞以及降落时的稳定以及安全问题。 纵观飞机起落架的发展历程，由飞机出现的初期的四点式起落架到后来经实践证明的三点式起落架，起落架的发展越来越趋于安全稳定。三点式的起落架有前三点式跟后三点式，目前还存在一种叫做前三点式起落架，它的主要构造包括两个主轮，飞机后面的重心使得它在进行飞行的过程中起到平衡对称的作用，第三个支点即前轮，位于机身前部；后三点式起落架（如图2）的两个支点即主轮，对称安装在飞机重心的前面，在飞机的后面安置第三个支点。 （图1前三点式起落架示意图）（图2 后三点式起落架示意图） 前三点飞机起落架存在着很多便利，首先，在飞机要着陆的情况下，前三点起落架可以保证飞机安全着陆。飞机在进行着陆时，如果速度过快，，那么在飞机后面轮子接触地面时，则前三点飞机起落架会发挥出自己的优势作用，它会使得飞机不发生蹦跳的现象，这便为飞机的安全着陆上上了一道保险杠，使得飞机的安全系数大大增加了，当有风的时候，它会使得飞机侧着风安全着陆，如果下完雨或者雪的天气，它在进行着陆的情况下，不会产
生倒立或者侧翻的危险。而且它最大的优点可以减少飞机跑道的长度，这样可以减少不少成本。当然它也存在很多缺点，它的明显缺点便是起落架进行安排时不太灵活，占据空间比较大，留给飞机其他地方空间比较少，它不能很好的利用风的推力来进行起飞，在起飞的过程中，要求飞机起飞跑道必须平整，否则，容易发生一系列的故障，所以在遇到障碍物的情况下，它的应急能力比较差。 后三点式飞机起落架也有很多优点以及缺点，它最明显的优点便是在安装的过程中比较容易一些，比较省事，将它与前三点飞机起落架比较，它的结构以及尺寸等方面都比较简单，在后三点式飞机起落架飞机着陆的情况下，整个飞机的轮子会同时接触地面，这样比较平稳一些，而且可以利用速的阻力来进行飞机着陆时减速，这样可以减少跑道的长度。整体来说，后三点式飞机起落架安装在飞机上要比前三点式飞机起落架安装在飞机上更加平稳一些。它也同样存在一些缺点，它的最大缺点便是便是在跑道上不能进行紧急制动，否则容易发生侧翻（俗称拿大顶）。这种情况下，明显的降低了整个飞机临时处理事故的机动能力。 无论是哪种起落架，它们所起的作用是一致的，都是吸收滑行和着陆过程中的载荷。飞机起落架承受的外载荷主要有：着陆撞击载荷、滑跑冲击载荷、刹车载荷和地面静态载荷。（图3）为飞机三点式起落架的着陆撞击载荷示意图： 图3 三点式着陆撞击载荷示意图 （图4）为飞机的滑跑冲击载荷示意图： 图4 滑跑冲击载荷示意图
damptac缓冲器中参数选型计算方式及例题 如何选择适当的damptac缓冲器参数？ 1. 前言 在工程设计中，damptac缓冲器常常被用来减少结构或设备受到的冲击或振动，以减少损坏或噪音。而选择适当的缓冲器参数对于其性能 和效果至关重要。本文将从计算方式和实际例题出发，探讨damptac 缓冲器中参数的选型方法。 2. damptac缓冲器概述 damptac缓冲器是一种利用液压原理来吸收能量的装置。它主要由缓冲柱、活塞、缓冲液和泄压阀等部分组成。当外力作用到缓冲柱上时，缓冲液通过泄压阀进行调节，从而减缓动能的转化。 3. 参数选型计算方式 在选择damptac缓冲器的参数时，需要考虑以下几个关键因素：负载质量、冲击能量、缓冲器行程和缓冲效率。计算方式主要包括如下几 个步骤： 3.1 确定负载质量：根据实际工程情况，精确测算负载质量。 3.2 计算冲击能量：根据负载运动速度和质量，计算冲击能量的大小。 3.3 确定缓冲器行程：根据冲击能量和负载质量，选择合适的缓冲器
行程。 3.4 计算缓冲效率：根据缓冲器的设计参数，计算其缓冲效率，以判断是否满足工程需求。 4. 实际例题分析 假设某工程中需要对一个重物体进行缓冲，负载质量为1000kg，冲击能量为2000J，要求缓冲效率高于90%。我们可以根据上述计算方式，依次计算出缓冲器的行程和缓冲效率。 4.1 确定负载质量：根据实际测算，负载质量为1000kg。 4.2 计算冲击能量：利用动能定理，计算出冲击能量为2000J。 4.3 确定缓冲器行程：根据冲击能量和负载质量，选择合适的缓冲器行程为100mm。 4.4 计算缓冲效率：根据缓冲器参数，计算出缓冲效率为95%。 5. 个人观点 在实际工程中，选择合适的damptac缓冲器参数需要综合考虑多个因素。只有全面了解负载的性质、冲击能量大小以及工作环境等因素， 才能选出最适合的缓冲器参数。在进行参数计算时，需要尽量准确地 测算和计算各项参数，以确保缓冲器能够发挥最佳效果。 6. 总结回顾 在选择damptac缓冲器参数时，需要从负载质量、冲击能量、缓冲效
飞行器的设计与性能优化 飞行器是人类探索天空和空中交通的重要工具，经过多年的发 展和研究，飞行器已经进化成了各种各样的形态和类型。然而， 飞行器的设计和性能优化一直是个重要的研究领域。本文将介绍 飞行器设计和性能优化的基本概念、方法和应用。 一、设计理论 飞行器设计的核心是研究飞行器的几何形状、材料、动力和控 制系统。设计理论的基本原理是在满足机体raft的强度、稳定性、操作性、经济性和环保性等基本要求的前提下，追求最优的设计 方案。其核心是进行飞行器飞行状态下的力学计算和优化设计方案，以获得最佳的设计方案。 当然，不同类型的飞行器有不同的设计理论和优化手段。例如，固定翼飞机强调的是势能优化，而直升机则更强调机械稳定性和 动力学参数优化。这里的重要部门是要开发出适合自己的设计理 论和优化手段。 二、性能参数
飞行器的性能参数是指飞行器的各种性能指标，包括飞行速度、爬升率、载重量、航程、续航时间等。这些性能参数反映出一架 飞行器的功能和适用范围。 飞行速度是指飞行器在空气中飞行的速度，通常以马赫数来表示。爬升率是指飞行器在垂直方向上上升的速度。载重量是指飞 行器可以携带的货物或乘客重量。航程是指飞行器在不进行加油 或充电的情况下可以飞行的距离。续航时间是指一架飞行器可以 在不进行加油或充电的情况下可以使用的时间。这些性能参数把 飞行器各个特殊的方面统一，使得客户更容易选择适合自己的飞 行器。 三、设计流程 飞行器的设计流程大致可以分为以下几个步骤： 1. 定义飞行器的任务：首先要清楚飞行器的用途和应用场景， 并定义相应的性能指标和技术要求。
2. 建立飞行器的几何模型：根据应用需求，建立飞行器的基本几何模型，包括其外形、尺寸和结构等特性。 3. 分析飞行器的力学特性：结合建立的飞行器几何模型，进行力学特性分析，以获得飞行器在飞行状态下的受力分布和动态响应。 4. 优化飞行器的设计方案：根据分析结果，对飞行器的几何形状、材料、动力和控制系统等进行优化设计方案。 5. 验证设计方案：通过实际飞行试验、计算分析和仿真模拟等手段，验证设计方案是否符合预期要求，对设计方案进行修正和调整。 四、性能优化 性能优化是指在满足设计要求的基础上，通过合理的设计和优化手段，提高飞行器的各项性能指标。性能优化方法很多，以下是几个常用的：
计算流体力学在飞行器气动优化设计中的应 用研究 随着科技的不断发展，计算机仿真成为了研究和设计飞行器气动优化的重要工具。计算流体力学作为现代仿真工程学的重要分支之一，在飞行器气动优化设计中具有广泛的应用。本文将探讨计算流体力学在飞行器气动优化设计中的应用研究。 一、计算流体力学的基础和原理 计算流体力学是通过数值计算的方法来解决流体运动问题的一种手段。它以流 体动力学为基础，运用数值分析手段，通过离散网格化数值计算方法，对流体的物理量进行计算和模拟。计算流体力学在普通模型和复杂模型的仿真中拥有广泛应用，其数值计算结果也就采用图像化输出进行分析。 二、飞行器气动性能优化技术 飞行器的气动性能优化是飞行器研制和设计中的重要环节，除了理论计算和实 验手段，还需要借助计算流体力学进行研究和优化。这包括建立数学模型和利用数值计算方法等。 1.数学模型建立 建立数学模型是实现数值计算的前提，可以将飞行器气动优化问题转化为相应 的数学形式。数学模型一般是基于飞行器系统的空气动力学和测量数据，以及流体力学所策略的一个流动模型。常见的数学模型包括基于三维几何实体的网格模型，基于RIC基准的数学模型等。 2.数值计算方法
计算流体力学主要采用数值计算方法进行求解。具体包括有限元方法（FEM）、有限体积方法（FVM）和有限差分法。其中，有限差分法和有限体积法较为常用，是计算流体力学求解模拟中最常用的两种方法。 三、计算流体力学在飞行器气动优化中的应用 1.气动性能研究 数值模拟可以帮助研究人员对飞行器的气动性能进行拟合和优化。此种模拟可 以根据实际空气动力学参数模拟飞行器气动特性和性能。模拟可以获得大量数据，通过优化模拟参数，设计出更加合理的气动优化方案。 2.翼型优化设计 翼型是飞机空气动力和气动性能的决定因素。流体力学方法可以在飞机翼型优 化设计方面提供有效的解决方案。通过对气动数值计算资料的利用，在保证足够的升力和导流稳定性的情况下，降低了飞行器的气动阻力，大大提高了整机的性能。比如，当飞行器的倾角太大时，翼面流动性能就不如理想，降低了空气动力系统的效率。此问题可以透过计算流体力学计算翼型气动特性，进而改进翼型，保证飞行安全。 3.大型计算模拟配置 气动优化设计伴随着复杂的气流条件和翼型构形，需要处理实体分类、边界条 件和模型参数等问题。通过利用计算流体力学技术，可以快速有效、全面的处理这些问题。实现大范围计算模拟和阶段性计算以及持续连接的气流场学习策略。 四、结语 计算流体力学在飞行器气动优化中的应用可以实现了机动性、稳定性、造型性、机载设备的开发和探测，是实现气动性能优化的关键手段之一。通过数学模型和数值计算等方法，可以更加有效、精准地对飞行器气动性能进行优化，提高整机性能
气动分析报告 1. 引言 气动分析是一种用于研究空气流动行为的分析方法。本报告旨在通过对气动分析的理解和应用，对某个特定问题进行分析和说明。 2. 问题描述 为了更好地说明气动分析的应用，本文将以飞机机翼设计为例来进行分析。飞机机翼是飞机的重要组成部分，它对飞行性能和安全性起着关键作用。因此，在设计机翼时需要进行气动分析，以确保设计的机翼能够满足飞机的要求。 3. 气动分析方法 气动分析通常包括以下几个方面的内容： 3.1 气动性能参数 在气动设计中，需要对机翼的气动性能进行评估。常用的气动性能参数包括升力系数、阻力系数和升阻比等。通过计算这些参数，可以评估机翼的气动性能，并与设计要求进行比较。 3.2 气动力分析 气动力分析是通过分析气流对机翼的作用力和力矩，来评估机翼的稳定性和控制性能。常用的气动力分析方法包括静气动力分析和动气动力分析。静气动力分析主要关注机翼在静态条件下的气动力，而动气动力分析则考虑机翼在动态条件下的气动力。 3.3 流动分析 流动分析是对气流在机翼周围的流动行为进行分析的方法。通过分析气流的速度、压力和流向等参数，可以获取机翼表面上的气动特性。流动分析通常通过计算流体力学方法（如有限元法或计算流体力学方法）进行。 4. 气动分析工具 进行气动分析通常需要借助计算机软件工具。常用的气动分析软件包括ANSYS Fluent、SolidWorks Flow Simulation和OpenFOAM等。这些软件提供了丰富的气动分析功能，能够帮助工程师进行气动分析和设计。
5. 实例分析 为了更好地理解气动分析的应用，下面将以某型号飞机机翼为例进行实例分析。 5.1 气动性能评估 首先，通过计算得到该机翼在不同工况下的升力系数、阻力系数和升阻比等气 动性能参数。然后，将这些参数与设计要求进行比较，评估机翼的气动性能是否满足要求。 5.2 气动力分析 在这一步骤中，通过计算机模拟的方式，分析机翼在不同工况下的静气动力和 动气动力。通过分析力和力矩的大小和分布情况，评估机翼的稳定性和控制性能。 5.3 流动分析 最后，在这一步骤中，使用计算流体力学方法对机翼周围的气流进行分析。通 过计算气流的速度、压力和流向等参数，可获得机翼表面上的气动特性，如气流分离、升力分布等。 6. 结论 通过气动分析，可以对飞机机翼进行详细的评估和分析。本文以飞机机翼设计 为例，介绍了气动分析的主要内容和方法。希望读者能从本文中了解到气动分析的基本原理和应用，并能够在实际工程中灵活运用。
航空航天器飞行性能分析与优化设计 航空航天器是人类探索未知空间、实现长途航行的重要工具。 为了确保航空航天器的飞行安全和性能优化，飞行性能分析与优 化设计变得尤为重要。本文将围绕这一主题，介绍航空航天器飞 行性能分析与优化设计的相关内容。 首先，航空航天器的飞行性能分析包括多个方面。其中之一是 飞行动力学分析，主要涉及飞行器的动力学特性，如加速度、速度、爬升率、航程等。通过对这些参数的分析，可以帮助航空航 天器的设计师评估其在各种飞行条件下的性能表现。 另一个重要的分析内容是气动性能分析。气动性能与飞机的机翼、机身等外形结构密切相关。通过数值模拟和实验验证，可以 对航空航天器在不同飞行速度、高度和气象条件下的气动力性能 进行准确评估。这些信息对于飞行器的设计和优化非常关键。 此外，航空航天器的结构强度分析也是飞行性能分析的一个重 要部分。结构强度分析主要评估飞行器在不同飞行阶段或载荷情 况下的力学响应，确保其满足设计要求，并具有足够的结构寿命。这其中包括静力、动力和疲劳等分析。 在了解航空航天器的飞行性能之后，优化设计成为提升性能的 关键环节。优化设计旨在通过制定合理的设计参数和采用先进的
设计方法，最大程度地提高航空航天器的性能。具体而言，优化 设计可以从以下几个方面进行： 首先，结构优化设计包括选择材料、优化构型、降低重量等， 以提高飞行器的结构强度和减小燃料消耗。采用先进的轻质材料 和结构，可以提高载重能力和燃料经济性。此外，采用优化的构 型设计可以减少气动阻力，提高飞行效率。 其次，动力系统优化设计对于航空航天器的飞行性能至关重要。通过选择合适的动力系统和发动机配置，可以提高飞行器的加速 性能和长航程能力。同时，动力系统的效率和可靠性也需要进行 优化，以减少能源消耗和提高飞行器的运行安全性。 另一个重要的方面是航空航天器的操纵性能优化设计。操纵性 能包括飞行稳定性和操纵灵敏度等指标。通过合理设计飞行控制 系统和操纵面，可以提高飞行器的稳定性和操纵性，使之更易于 操纵和控制。 最后，航空航天器的舒适性和安全性也是优化设计的重要考虑 因素。设计师需要考虑乘客或船员的舒适度，并提供足够的安全 系统和紧急情况下的应对措施。 总之，航空航天器的飞行性能分析与优化设计是确保飞行器安全、高效运行的关键环节。通过对飞行动力学、气动性能和结构 强度等进行全面的分析，可以为优化设计提供准确的基础数据。
翼型及其气动性能参数的基本概念及应用 翼型是指飞机、鸟类等载体所采用的具有特定截面形状的部件，它决定了载体的飞行性能。在飞行器领域，翼型的气动性能参数 是设计和优化翼型的基础。本文将介绍翼型及其气动性能参数的 基本概念及其应用。 1. 翼型 翼型是由上、下表面、前缘和后缘构成的一个二维曲面，在飞 行器领域有着广泛的应用。翼型的形状对飞行器的气动性能影响 非常大，关系着飞行器的升力、阻力、气动失速特性等。 2. 翼型气动性能参数 翼型气动性能参数是指翼型概念设计和优化的基础，常见的翼 型气动性能参数有： 2.1 升力系数
升力系数是指翼型受气动力作用产生的升力与翼展面积之比，记为Cl。在翼型设计中，通常需要通过改变翼型的几何形状、攻角等因素来达到一定的升力系数。升力系数可以用来评估翼型的升力性能，并与翼型的阻力系数相结合来评估翼型的性能。 2.2 阻力系数 阻力系数是指翼型受气动力作用产生的阻力与翼展面积之比，记为Cd。阻力系数是评估翼型阻力性能的重要参数，与翼型的升力系数一起可以用来评估翼型的综合气动性能。 2.3 气动中心位置 气动中心位置是指翼型在气动力作用下产生的力和力矩中心，它是设计翼型和确定飞行器平衡特性的重要参数。 2.4 失速速度 失速速度是指翼型在攻角增加到一定程度时失去升力的速度。失速速度是评估翼型失速性能的关键参数之一。
3. 应用 翼型的气动性能参数对于飞行器的设计、优化和性能评估都有着重要的应用价值。例如，在飞机设计和优化中，可以通过改变翼型几何形状、攻角等因素来达到一定的升力、阻力和失速性能要求。在飞行器的性能评估中，可以通过分析翼型的气动性能参数来评估飞行器的升力、阻力、气动稳定性等性能特征。 总之，翼型及其气动性能参数是飞行器设计和优化的基础，深入了解和掌握翼型的基本概念和气动性能参数，对于提高飞行器的性能、减小飞行器的阻力和增加飞行器的升力等都具有重要的意义。
飞机气动性能与优化设计 飞机气动性能与优化设计是航空工程中的重要领域，涉及 到航空器的飞行特性、气动力学性能以及降低飞行阻力等方面。在过去几十年中，随着科技的不断进步和航空工程的发展，人们对于飞机的气动性能和优化设计有了更深刻的认识，并取得了很多突破性的成果。 首先，了解飞机的气动性能是进行优化设计的基础。气动 性能包括飞机的升力、阻力、迎角、机动性等方面。为了达到更好的飞行性能和更高的效率，飞机的气动设计需要考虑这些因素的综合影响。通过数值模拟、实验测试等手段，航空工程师可以获取有关飞机气动性能的数据，从而进行优化设计。 其次，降低飞行阻力是飞机气动性能优化设计中的关键问题。飞机在飞行过程中会受到气动阻力的影响，降低阻力可以提高飞机的速度和燃油效率。在优化设计中，可以通过改变飞机的外形、翼型、机翼展弦比等参数，来降低阻力。此外，利用新材料、新工艺等技术手段也可以减少飞行阻力。例如，轻量化设计可以减少飞机的重量，从而降低阻力。 此外，飞机的气动性能优化设计还包括飞行操纵性的改善。良好的飞行操纵性是飞机的关键特性之一，能够保证飞机在各种飞行状态下的稳定性和灵敏度。为了提高飞行操纵性，优化设计需要考虑翼型、尾翼和舵面等部件的气动特性，以及飞机的重心位置、机翼布局等因素。通过合理地设计这些参数，可以提高飞机的稳定性和机动性。 同时，飞机的气动性能优化设计还需要考虑飞行安全性。 飞行安全是航空工程师关注的重点之一，优化设计需要确保飞机在各种飞行状态下都具有足够的稳定性和控制性。通过合理的机翼面积、翼展、稳定面积等参数设计，可以提高飞机的安全性能，并降低事故发生的概率。
最后，优化设计还需要考虑经济性和环境性。航空工程师需要在飞机的气动性能优化设计中平衡飞行效率和燃料消耗，以实现经济和环保的目标。通过改进飞机的气动布局，减少阻力和能耗，可以提高飞机的燃油效率和环境友好性。 综上所述，飞机气动性能与优化设计是航空工程中的重要课题。通过了解飞机的气动性能，降低飞行阻力，改善飞行操纵性，提高飞行安全性，并平衡经济性和环境性，可以实现飞机性能的最大化和优化。随着科技的不断进步，航空工程师将继续努力，探索更先进的设计方法和技术手段，为飞机气动性能的提升和优化做出贡献。
飞机起落架落震仿真及缓冲器优化分析 摘要：通过对飞机主起落架缓冲支撑的受力分析，提出了基于 LMS软件的起 落架降落动力学分析模型，并对其进行了模拟和参数优化。通过数值模拟和实验 数据的对比，得到了很好的一致性，对参数的优化设计具有一定的指导意义。本 文的研究结果显示，应用 LMS软件进行飞机起落架的动态模型及最优解，对于工 程应用有一定的指导意义。 关键词：起落架；落震；仿真分析；优化分析；LMS 前言：虚拟样机技术是在八十年代随着计算机技术的发展而兴起的一门新技术。在此基础上，工程师通过电脑对原型进行仿真，并对其进行各种动力学特性 的分析，之后对其进行改进，使其以数字方式取代了传统的实物样机试验。从而 大大缩短了机械产品的设计和研发周期，降低了相应的设计和研发群花费的资金。LMS虚拟实验室是一套完整的模拟机械系统的动态和负载的综合解决方案，具有 很强的界面，可以与各种 CAD模型进行数据的交流。该软件还内置了 CATIA的 三维实体建模工具，使其能够与 CATIA进行无缝连接，便于在实体建模和分析模 型之间进行转换，使用 LMS Virtual. Lab Standard Motion，通过 CATIAV5， 用户可以通过 CATIAV5的充分整合 CAD引擎，迅速建立和改善其机械系统的虚 拟原型，增强了虚拟实验的沉浸和交互能力。 一、起落架落震仿真模型 起落架的缓冲区是起落架减震性能的重要因素，缓冲区是起落架的重要组成 部分。起落架缓冲器的承载能力分为两个方面：缓冲支撑轴向负荷和机轮垂直负荷。 1.缓冲器支柱轴力 一般，在油气式缓冲器中，在对其所需要接受的轴向力进行计算时可以用下 列公式，一般表示为：
某大型飞机前起落架变油孔缓冲器参数设计研究 作者：吴晓宇 来源：《科技视界》2017年第05期 【摘要】本文针对某大型飞机前起落架进行了缓冲器参数的理论计算，并用落震动力学仿真进行验证分析。结果表明：理论计算与落震仿真结果基本吻合，该缓冲参数的计算方法可应用于工程实践。 【关键词】起落架；缓冲器；变油孔；落震仿真 起落架是飞机着陆缓冲、滑行减振和停机支撑的重要部件，缓冲器（又称减震器）和机轮是起落架的主要缓冲构件，起着吸收和耗散飞机着陆撞击、地面不平激励的飞机运动能量和保证飞机安全的重要作用。缓冲器参数设计以飞机缓冲系统动力学分析为基础，是飞机起落架设计的重要方面，也是飞机缓冲系统性能的重要保证。 1 起落架结构参数 本文在初始计算时，由飞机设计人员提供了近似的原始数据： 在计算中，假设飞机最大停机重量等于最大起飞重量。前起落架最大停机载荷通过重心前限得到。根据总体设计人员提供的重心前限的相关数据可以计算前起落架的最大停机载荷： F===273100N 2 起落架缓冲系统着陆撞击功量计算 根据CCAR-25部的要求，一般陆基飞机的使用下沉速度=3.05m/s。根据能量守恒的原则，起落架缓冲系统吸收功量（缓冲器所吸收能量与轮胎吸收能量之和）应该等于着陆时动能和势能变化量之和。 一般在初始参数估算时，假设机翼产生的升力等于着陆时飞机的重力，则飞机着陆产生的势能为零，起落架缓冲系统着陆撞击功量等于飞机动能的变化量，而前起落架的着陆撞击功量Esysn要用到当量质量Mndl，其计算方式如下： M=M=189500×=38872kg μ为平均滑动摩擦系数，一般取0.4。
E=×M×V则E=×38872×3.05=180804J。 3 起落架的传力系数、过载的确定以及使用行程计算 对于受弯的支柱式起落架，传力系数为常值，不随行程变化而变化。？渍=cos？准这里为起落架安装角度与飞机攻角之和。对于该前起落架？准=0，所以？渍=1。 起落架过载定义为着陆阶段缓冲器最大轴向力与停机状态下缓冲器轴向力之比。在确定n 时，可以参考同类型机种过载，对于大型飞机来说的，建议取值0.75～1.5，这里将前起落架取n=1.35。 缓冲器的使用行程应根据能量守恒原理进行求解。初始设计时一般认为缓冲器吸收90%的着陆功量，于是缓冲器应吸收的能量Eh=Esys×0.9，则使用行程为： S=====0.473m 4 活塞杆面积、初始充压和气室体积的工程选取方法 定义Ptj为缓冲器在停机位置的气腔压力，一般取值10.35×（1±0.4）MPa，这里取 13.75MPa，这是为了可以使得在维护的过程中使用标准压缩机进行充压。 活塞杆面积：A===0.01986m ？姿定义为缓冲器初始气室体积与使用行程下的气室体积之比，对于大型飞机而言，？姿=5～7，这里可以先选取？姿=6。 由=？姿，可得气室体积：V===0.0127m 初始充压P0的选取应使空气弹簧所吸收的功量不太大，一般情况下可考虑不超过40%的使用功。即（？姿-1）？燮0.4E，式中？酌为气体多变指数这里取为1.1。 所以P0最大可以取：P==3.269MPa。 5 变油孔面积的选取 确定变油孔面积沿行程变化时应按以下三点设计：①在S=S（S为最大使用行程）处用公式f（s=s）=来确定油孔面积；②面积变化斜率为负；③在行程初期油孔面积应取较大值。根据经验，在作初步设计时： 当S=0时，f（0）取为：f（0）？燮0.03A0； 当S=S时，f（ssy）按公式f（s=s）=计算
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。即： （文中分析的起落架仅涉及到单气腔的支柱式缓冲器）
飞机气动性能分析与改进 飞机气动性能是指飞机在飞行过程中所受到的空气力的表现，包括 升力、阻力、推力等关键参数。合理的气动性能设计对于飞机的安全 性和性能提升至关重要。本文将对飞机气动性能的分析和改进进行探讨。 一、气动性能分析 在飞机气动性能分析中，需要考虑的因素包括飞机的外形设计、气 动流场及相关气动力学参数等。通过对这些因素的分析，可以评估飞 机的气动性能现状，并找出可以改进的空间。 1. 飞机外形设计 飞机外形设计直接影响到气动性能。合理的外形设计可以减小阻力，提高升力效果。例如，优化机翼横断面的选择，采用较高的展弦比和 薄翼型，可以降低阻力；通过减小机身横截面积，可以减小气动阻力；此外，合理设计尾翼和操纵面的布局，也能优化飞机的气动性能。 2. 气动流场模拟 气动流场模拟是一项重要的工具，可以帮助分析飞机在空气中的行为。通过数值模拟等方法，可以模拟飞机在不同飞行状态下的气动特性，如升阻比、最大升力系数等。通过模拟结果，可以发现流场中的 问题，并寻找相应的改进方案。 3. 气动力学参数分析
气动力学参数是评估飞机气动性能的关键指标。常用的气动力学参数包括升力系数、阻力系数、升阻比等。通过对这些参数的分析，可以评估飞机的升力产生能力和阻力大小，为改进提供依据。 二、气动性能改进 在气动性能改进中，可以通过多种方式对飞机进行优化设计，以提高飞行性能。 1. 优化机翼设计 机翼是飞机升力的重要来源。通过优化机翼的几何形状和结构，可以减小阻力，提高升力效果。例如，采用翼展和椭圆度逐渐减小的翼型，可以降低阻力和湍流损失；设计高效的襟翼和副翼，可以增大升力梯度，提高机动性能。 2. 减小气动阻力 气动阻力是限制飞机速度和航程的重要因素。通过减小飞机表面的湍流、摩擦阻力和压力阻力，可以降低总阻力。例如，采用光滑的机身设计、涂层改进和减少突出部位等手段，可以减小湍流损失和压力阻力；此外，通过优化进气口和减小发动机阻力，也能进一步降低气动阻力。 3. 提高升力产生能力 提高飞机的升力产生能力可以增加飞机的起飞重量和爬升性能。除了优化机翼设计外，还可以通过增加辅助升力装置来提高升力效果。
双气腔油气式缓冲器缓冲性能优化分析 刘天辉;李占科 【摘要】The oleo-pneumatic damper with two air chambers will have optimal performance by the rational design of structure parameter.The landing gear prototyping model should be established based on an existing landing gear, dynamic analysis of the impacting with the run way procedure were simulated with the established model using ADAMS/Aircraft, some data points could be obtained.The function relationship between parameters and optimization ob-ject could be built with sample point based on the weighting nonlinear response surface meth-od.Setting the efficiency of buffer as optimization object, the max vertical load and stroke as constraint condition, the parameters can be optimized.The conclusion suggested that there are 1.2%difference between the optimization results and the simulation results, and the effi-ciency of buffer has 4.6% increases.This paper developed a method of buffer design and improving.%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
` 8．6 起落架的减震系统 一、概述 飞机起落架的减震系统由减震器和轮胎组成．其中减震器(也称缓冲器)是所有现代起落架所必须具备的构件，也是最重要的构件．某些起落架可以没有机轮、刹车、收放系统等，但是它们都必须具备某种形式的减震器。而轮胎虽然也能吸收一部分能量，但仅占减震系统总量的10％～15％。当飞机以一定的下沉速度(一般“限制下沉速度”为3 m／s，美国规定某些短距起落或海军用舰载机等可以更大些)着陆时，起落架会受到很大的撞击，并来回振动．减震装置的主要作用就是用来吸收着陆和滑行时的撞击能，以使作用到机体上的载荷减小到可以接受的程度；同时须使振动很快衰减。由以上功用对减震装置提出如下的设计要求． (1)在压缩行程(正行程)时，减震装置应能吸收设计规要求的全部撞击能，而使作用在起落架和机体结构上的载荷尽可能小。在压缩过程中载荷变化应匀滑，功量曲线应充实——也即减震器应具有较高的效率． (2)为了减少颠簸或在伸展行程(反行程)中不出现回跳，要求系统在压缩行程中所吸收的能量中的较大部分(一般应有65％～80％左右)转化为热能消散掉。 (3)为了让起落架能及时承受再次撞击，减震器应有必要的能量和伸展压力使起落架恢复到伸出状态，伸展放能时应柔和，支柱慢慢伸出，这样可消除回跳。减震器完成一个正、反行程的时间应短，一般不能大于o．8s。以上(2)，(3)项措施同时也对提高乘员舒适性有利。 (4)着陆滑跑时，根据各种飞机对所预定的使用跑道的通过性(漂浮性)要求，规定在遇到某一高度的凸台和坑洼地时载荷系数不能超过允许值，(如某些次等级跑道的路面包含有76 mm高的凸台．以及一定波长和波幅的波形表面隆起)。轮胎的弹性变形和弹性力对吸收能量、减小载荷系数和提高滑行时乘员的舒适性等方面均起一定作用，但是它不能消耗能量。 二、减震器的类型 总的说减震器可分为两大类广类是由橡胶或钢制的固体“弹簧”式减震器；另一类是使用气体、油液或两者混合(通常称油气式)的流体“弹簧”式减震器。利用橡胶、钢弹簧和气体作为介质的减震器是利用介质变形吸收撞击动能，靠介质的分子摩擦消耗能量，因此这些减震器的热耗作用很小，只适用于轻型低速飞机以及后三点式起落架的尾乾．图8．24对不同类型减震器的效率V和效率／重量比作了比较。v(％)‘A／LS，其中A为减震器在正行程中实际吸收的能量；I为正行程中受到的最大载荷；s为正行程中的最大行程。由团可知油气式减震器是目前效率／重量比最高的减震器类型，其效率实际上可达到80％一90％之间。图8．25所示波音-737主起落架的试验曲线表明其效率达到了90％。此外它还具
气动力学性能对飞行器设计的重要性分析 飞行器是人类探索天空的重要工具，而气动力学性能则是飞行器设计中最为关 键的研究方向之一。气动力学性能对飞行器的设计和飞行过程都有着至关重要的影响，而深入研究、全面掌握气动力学性能，则是设计成功高效飞行器的关键。 气动力学性能是飞行器设计中的关键因素之一 当我们考虑设计一款高效，节能的飞行器时，首先要考虑的就是飞行器的气动 力学性能。飞行器的气动力学性能包括飞行器在不同飞行状态下所受气动力、飞行器的飞行稳定性、飞机的空气动力特性、飞行噪声、飞行的气动效率等。这些方面都需要在飞行器的设计之初得以考虑，只有这些方面得到完善的考虑，才能确保飞行器具备足够的安全性、稳定性以及高度的飞行效率。 飞行器可靠性和安全性受气动力学性能的影响 在飞行器的设计过程中，飞行器的可靠性和安全性一直是设计者最为关心的问题。然而，飞行器的气动力学性能对于飞行器的可靠性和安全性也发挥着关键影响。飞行器在飞行过程中所受的气动力作用可能造成机体的失速、剪切力，使机体出现惯性滚转、侧滑等失控情况，而这些可能危及乘客和机组成员的安全。因此，在设计飞行器时，必须考虑所有影响并对气动力学性能进行详细评估，以确保设计的飞行器能够稳定、安全地飞行。 气动力学性能对飞行器的速度和机动性造成影响 在飞行器的设计过程中，设计者还需要考虑飞行器的速度和机动性。气动力学 性能对飞行器速度和机动性的影响非常大。例如，设计者需要考虑翼型和机翼形状对飞行器的失速速度的影响。这是因为，当飞行器速度超过失速速度时，飞行器便会失速，导致飞行器失去飞行能力。此外，设计者还需要考虑飞行器的机动性，以确保飞行器能够在高速飞行状态下进行快速、安全的转弯或改变方向。