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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。
飞机着陆过程机轮爆胎事故症候分析内容摘要：针对飞机在滑行、飞行过程中，飞机飞行着陆时意外发生起落架机轮轮胎爆破的故障现象，本文将对飞机的正常刹车系统工作原理进行分析，找出飞机着陆过程中机轮轮胎被刹爆的原因，并进行分析，提出改进措施。
关键词：飞机轮胎爆破正常刹车引言现代飞机在进行着陆滑跑阶段，为了缩短飞机着陆滑跑距离，通常使用放襟翼、减速板、阻力伞的方式；舰基飞机通常使用拦阻着舰等方式，联合飞机的刹车系统快速降低飞机的着陆速度，使飞机尽快刹停。
随着刹车系统的不断发展，现代飞机通常采用能够快速响应并能精准控制压力的伺服刹车控制系统，伺服刹车控制系统一般采用电液压力伺服阀对刹车压力进行实时控制。
电液压力伺服阀通过控制液压油路的通断及刹车压力的大小，从而控制输出到飞机刹车盘上的力，刹车盘是现代飞机在进行滑行及飞行时的重要制动装置,吸收飞机滑跑动能, 使飞机快速降低速度, 达到缩短滑跑距离的目的, 确保飞机的停留, 是保证飞机安全运营的重要系统。
由于飞机在着陆滑跑时，飞行员需要频繁地使用脚蹬来对飞机的方向进行校正，通过差动刹车的方式来控制飞机的滑行方向并且来减速飞机，所以要求需要刹车时，飞机能够迅速的输出刹车压力，松刹车时飞机能够迅速的截止刹车压力，避免刹车过死造成机轮在跑道上打滑甚至出现爆胎现象。
所以对飞机来说，刹车系统必须具有很高的可靠性和实时性才能保证飞机的飞行安全。
飞机在起飞后进行着陆滑跑阶段，飞机员使用了刹车后，机轮轮胎出现了拖胎的现象，造成了滑行爆胎的事故症候发生，危及飞机的飞行安全。
下面将对此事故症候产生的原因，对飞机的刹车系统进行机理分析，找出故障发生的原因，为后续刹车系统排故提供思路。
1正常刹车原理介绍飞机的正常刹车系统由飞机的2号液压系统供压，液压能源系统的供压管路输出到正常刹车系统的输入端，接入飞机正常刹车系统的切断阀、刹车压力传感器、伺服阀，到达飞机起落架上的正常、应急刹车压力转换阀、通过刹车保险后，输出正常刹车压力到飞机机轮的刹车盘上。
第52卷第6期2020年12月Vol.52No.6Dec.2020南京航空航天大学学报Journal of Nanjing University of Aeronautics&Astronautics舰载机弹射起飞结构动态响应分析方法与应用杨莹1，唐克兵1，方雄1，姚小虎2（1.航空工业成都飞机工业(集团)有限责任公司，成都,610092；2.华南理工大学土木与交通学院，广州,510641）摘要：舰载机在弹射起飞过程中，载荷大、加速度大、距离短、时间短，且受大气扰动、航母运动的影响，存在复杂的强非线性多学科动力学耦合问题。
文中建立了舰载飞机‑弹射系统简耦多体动力学模型，考虑在舰面摇晃载荷、侧风载荷作用下，利用ADAMS动力学仿真软件对舰载机弹射起飞进行刚柔耦合多体动力学仿真分析，获得弹射起飞过程中飞机机体过载传递路径和应变分布。
通过仿真分析与相关文献中试验数据进行对比表明，这种仿真方法能够高效模拟强非线性复杂载荷耦合下的舰载机弹射起飞过程，为舰载机弹射起飞全过程研究及机身结构设计提供参考。
关键词：舰载机；弹射起飞；刚柔耦合多体动力学；动态响应中图分类号：V212文献标志码：A文章编号：1005‑2615（2020）06‑0957‑06Dynamic Response Analysis Method and Application of Shipboard AircraftTake⁃Off StructureYANG Ying1，TANG Kebing1，FANG Xiong1，YAO Xiaohu2（1.AVIC Chengdu Aircraft Industrial（GROUP）Co.Ltd.，Chengdu，610092，China；2.School of Civil Engineering and Transportation，South China University of Technology，Guangzhou，510641，China）Abstract:In the process of ejection take-off，shipboard aircraft are subject to large load，large acceleration，short distance and short time，as well as the influence of atmospheric disturbance and shipboard movement. There is a complex strong nonlinear multidisciplinary dynamics coupled problem.A simple multi-body dynamic model of shipboard aircraft-ejection system is established.Under the action of ship surface shaking load and cross wind load，ADAMS is used to conduct rigid-flexible coupled multi-body dynamic simulation analysis of shipboard airframe ejection take-off，and the overload transfer path and strain distribution of airframe during ejection take-off are obtained.Through the comparison between the simulation analysis and the experimental data in the related literature，it is shown that this simulation method can effectively simulate the ejection take-off process of shipboard aircraft under the strong nonlinear and complex load coupling，providing reference for the whole process research of shipboard aircraft ejection take-off and the design of fuselage structure.Key words:shipboard aircraft；ejection take‑off；rigid-flexible coupled multi-body dynamics；dynamic responseDOI：10.16356/j.1005‑2615.2020.06.015基金项目：国家自然科学基金（11372113，11472110，11672110）资助项目。
第1章绪论1.1课题研究的背景及意义舰载机是以航空母舰或其他军舰为基地的海军飞机。
能否更安全着陆是舰载机研究的一个重要环节。
舰载机着陆过程中会承受较大的冲击负荷，特别是机轮在着陆滑跑过程中通过诸如拦阻索、甲板信号灯等障碍时，会引起较大的起落架载荷增幅。
过大的载荷会导致起落架缓冲性能失效从而引发严重事故。
因此，准确建立舰载机着陆滑跑过程中的动力学模型，分析起落架缓冲系统对此冲击载荷的影响，对舰载机起落架的研制与试验有着非常重要的意义。
起落架系统作为飞机最重要的承力功能构建，用以飞机起飞、着陆、地面滑跑和停放，并吸收着陆撞击和滑跑冲击的能量。
它的设计师飞机设计中一个非常重要的部分。
它包括的内容多、涉及面广，是一个极其复杂的过程。
因而起落架设计是要经过多次反复设计完成的。
这就导致起落架设计的周期长，设计效率低。
另外在进行起落架分析和设计的时候，通常要建立一定的试验装置。
例如在进行起落架落震实验时，实验装置复杂且能测得的数据少。
我国的落震技术远远落后与西方发达国家，只能测量机轮垂直力、水平力、重心位移、缓冲器位移、轮胎压缩量等几个参数。
机轮的侧向力、机轮的三方向位移和三方向加速度、起落架加速度、起落架主支柱上关键部位的应力都不方便测出。
舰载机对起落架的性能要求比普通飞机更高。
如何研制这种高性能的起落架是发展舰载机的一个重要课题。
建立舰载机着陆滑跑动力学模型，可以直观了解舰载机起落架在着陆滑跑阶段受力变化，再利用仿真技术可以方便地实现起落架系统的运动分析、载荷及应力分析、动力学分析，能够较好地代替实物实验装置。
它有投资少、试验简单方便、测得的数据多、精度高等优点，可以大大提高起落架的设计质量，缩短设计周期。
仿真软件的使用将为我国节省大笔的科研资金投入，另外使用和维护费用低廉。
在飞机设计的极为重要的起落架设计当中，仿真软件的设计可以使设计更为优化。
在设计过程中，根据选择的参数在软件上仿真，根据仿真结果，适当的修改设计参数，从而优化设计提高设计精度和效率，对舰载机及其它领域的发展有着重要意义。
起落架落震实验报告
一飞院的东西相信不用多说大家都清楚，这肯定是盼了很久的固定翼舰载机，据称是空警600，但这背后的东西就多了。
固定翼舰载机的全机落震是飞机设计和研究的关键技术之一，舰载机通过需要在试验室实施的全尺寸飞机落震试验，考核飞机在各边界着舰条件下的强度。
飞机起落架和机身各部件需要承受巨大的冲击载荷而不产生结构失效，以此验证机体的结构完整性。
全机落震试验时，首先将飞机通过起吊装置提升至预定高度，通过机轮带转设备对飞机起落架机轮进行逆航向转动模拟飞机着舰航向速度，到达预定航向速度后突然释放飞机，飞机进行自由落体运动，在飞机触及地面测力平台同时给飞机施加大小等于飞机重量的机翼升力，在飞机接触测力平台前触发试验数据采集系统，记录飞机触及测力平台后各传感器采集信号的时间历程曲线。
国内第一个全机落震试验这肯定表明歼15在研制过程中并没有做全机落震试验，当然这也不完全是601所的问题。
601所的设计歼15的时候，时间紧任务重，加上国内试验能力和试验方法限制，故并没有开展相关的全机落震试验。
实际上，无论是不是舰载机，都需要做起落架落震试验，歼15肯定也是做了充足的试验的，否则不可能完成定型交付。
虽然歼15舰载机并未做过落震试验，但从“中国成为了全球第二个掌握全机落震试验方法的国家”这句话也可以看出，除美国以外，
苏·/俄、法两国的舰载机也同样没有进行相关试验，这同时也意味着我国的舰载机研发已经开始走一条科学化、规范化的道路。
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。
舰载机着舰安全影响因素研究舰载机着舰安全影响因素研究本文关键词：因素，影响，舰载机，研究舰载机着舰安全影响因素研究本文简介：摘要：相比常规陆基飞机降落来说,舰载机着舰面临着更加复杂的着舰环境,着舰的要求要苛刻得多,难度要大得多,影响着舰安全的因素也多得多。
文章通过分析舰载机着舰过程中面临的主要环境因素对安全着舰的影响及缓解措施,有助于降低舰载机着舰风险,提高着舰成功率。
关键词：舰载机;着舰环境;着舰安全; Ab舰载机着舰安全影响因素研究本文内容：摘要：相比常规陆基飞机降落来说, 舰载机着舰面临着更加复杂的着舰环境, 着舰的要求要苛刻得多, 难度要大得多, 影响着舰安全的因素也多得多。
文章通过分析舰载机着舰过程中面临的主要环境因素对安全着舰的影响及缓解措施, 有助于降低舰载机着舰风险, 提高着舰成功率。
关键词：舰载机; 着舰环境; 着舰安全;Abstract：Compared with the conventional land-based aircraft landing, carrier-based aircraft landing is facing a more complex landing environment, landing requirements are much harsher, much more difficult, and there are many factors that affect the safety of the ship. This paper analyzes the influence of the main environmental factors on the safe landing of carrier-based aircraft and the mitigation measures, which is helpful to reduce the risk of carrier-based aircraft landing and improve the landing power.Keyword：carrier aircraft; landing environment; landing safety;1、概述舰载机能否迅速、可靠地在航母上进行起降, 是航空母舰形成作战能力的基础和根本, 同时由于着舰比起飞难度要更大, 面临的挑战和风险以及飞行员掌握相关技术的代价也要大的多, 因此是保证航母战斗力的最主要的技术条件。
着舰环境对舰载机着舰的影响分析舰载机着舰是舰艇作战中的一个关键环节，着舰环境的好坏直接影响舰载机的安全着陆和保障舰艇的作战能力。
着舰环境的影响因素包括海况、气象、光照、舰艇自身运动状态、船体结构等，下面将对这些因素进行具体分析。
首先是海况对舰载机着舰的影响。
海况是指海浪、海流、海况等海洋自然环境的综合体现。
海况的恶劣会给舰载机着舰带来很大的阻力和危险。
海浪大、海面不平稳会对舰载机起降带来明显的影响，特别是在风速较大、波浪较高的情况下，舰载机的安全着陆难度大大增加。
海流对舰载机的影响主要体现在着舰时舰艇的速度、矢跨、偏角等方面。
海流的速度和方向应对舰艇进行调整，确保其在着舰时的运动速度和方向与着陆点匹配，否则会影响舰载机的着陆安全。
其次，气象因素是舰载机着舰环境的另一个重要因素。
气象因素包括天气、温度、湿度、风力等多个方面。
风力是直接影响舰载机着舰的因素之一，风向和速度的不同会导致舰艇的速度和偏角产生变化，从而影响着陆方向和速度。
同时，雨雾天气会影响舰载机的视线和可见度，导致着陆难度增加。
温度和湿度也会影响舰载机的性能，温度过高或湿度过大会导致舰载机起飞和着陆时的推力和制动效果不佳，从而影响着陆。
除此之外，光照条件也是影响舰载机着舰环境的一个重要因素。
光照强度的不同会影响着陆点的可见度，影响着陆的准确性。
在光线不充足的情况下，舰载机着陆的难度会增加，需借助其他设备进行着陆。
船体结构和船体的运动状态也是影响舰载机着舰环境的重要因素之一。
船体结构的稳定性和渐变曲线的设计，能直接影响舰载机的着陆动作。
舰艇在运动时产生的较大抛锚力和颠簸会导致舰载机着陆抛锚，影响着陆安全。
综上所述，舰载机着陆环境与海况、气象、光照、船体运动状态和结构等多个因素有关，舰载机着陆时需对这些因素进行全面评估，制定合理的着陆计划和适应措施，确保舰艇作战的安全和有效性。
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范要求的全部撞击能，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。
图1某型飞机0号框下部组件有限元分析某轻型飞机前起落架重着陆时载荷传递路线世界上没有完全刚性的物体,任何物体在力的作用下都会产生变飞机的机身也不例外。
在着陆过程中,它承受起落架的缓冲支柱作它将在这个力的作用下变形并被激发出固有振动模态。
机身刚度对主起落架的载荷影响不明显,但对于前起落架而言,由于机身较沿机身航向的机体变形较大,机体的柔性可以缓解起落架的着陆原因在于机体结构可以依靠变形吸收部分冲击能量从而减轻起落架负载,机体储存的能量会随模态振动周期性释放出来。
然而落架重着陆时机身所受载荷如果超过其净强度、刚度限制,或着陆周期载荷引起结构疲劳累积,机身结构件就会发生裂纹或变形。
本文所研究的某轻型通航飞机为全金属半硬壳结构,机身包括前中部和尾锥三个部分,主要由成形隔框、纵向桁条、加强角片和蒙皮等构成。
飞机安装有前三点式固定起落架,前起落架安装于号框之间的中下部,主起落架安装于5号框与6号框之间的纵向加强隔框上。
前起落架接地时地面撞击载荷产生于前起落架轮胎和地面之间地面载荷由轮胎传递给减震支柱,再通过减震支柱将载荷传递给减震支柱外筒,再由减震支柱外筒通过前起落架上部安装座和下部安装座传递给机体。
机体通过隔框、蒙皮和桁条来吸收由冲(下转第123可以看到在起落架固定位置的上部出现较大的法向位移。
28页)活;开展读书系列征文比赛,比赛以班级形式组织参选出的优秀作品将被推荐到相关报刊发表;举办经验交流会识共享为主旨,分享成功的学习生活经验;充分利用学校图书馆每年读书节”系列活动,提高经典文化阅读素养。
第三,加强激励机评选阅读之星、评选“书香校园”建设先进班集体和先进个人通过开展“全力建设书香校园”项目,促进了学生的学风建设高了辅导员工作的实效。
但项目管理毕竟是一门复杂的新兴科学导员工作项目化的成败受到内外环境等多种因素的制约,它要求管理者具有多种综合管理能力,然而,实践中校学生活动管理者或组织者还缺乏对项目管理理论的系统、我们应当创造各种条件,提高项目化管理在辅导员工作中的最大限度提高辅导员工作的水平和效率。
第41卷第3期2021年6月振动、测试与诊断Vol.41No.3Jun.2021 Journal of Vibration，Measurement&Diagnosis发动机着陆冲击数据归纳方法及冲击特性分析∗王茜1，雷晓波2（1.中国飞行试验研究院测试所西安，710089）（2.西安航空学院飞行器学院西安，710077）摘要为实现对发动机着陆冲击数据的合理归纳，利用能量谱密度以及冲击谱筛选冲击数据样本，结合相关规范标准以及数理统计方法，给出了多架次冲击实测谱与冲击规范谱的归纳方法。
开展了某飞机着陆过程发动机机匣冲击测量，获得了配装同一型飞机的两型发动机着陆冲击实测谱与冲击规范谱，分析了同一位置不同方向上冲击特性的差异，以及两型发动机冲击特性的差异。
结果表明：同一位置不同方向上的冲击特性差异很大，有可能通过改变设备或结构件的安装方向，降低其冲击损伤风险；不同发动机之间的冲击特性可能存在巨大差异。
为此，在开展机载设备或结构件的冲击试验时，在加速度冲击谱（shock response spectrum，简称SRS）规范谱基础上增加3dB或6dB的裕量，并结合冲击最大峰值，作为冲击试验的激励图谱，从而使冲击环境试验尽可能包含实际冲击危险载荷。
这些分析结论为发动机防冲击设计以及机载设备安装具有一定的指导意义。
关键词着陆冲击；冲击数据归纳；冲击谱；冲击规范谱；冲击特性；能量谱密度中图分类号TH113.1；V214.3引言随着现代运输机载重量的日益增大，以及战斗机对短距起降性能的高要求，固定翼飞机在着陆时将面临着越来越严峻的冲击载荷［1］。
作为相对独立的航空动力装置，因其采用安装节等结构实现与飞机的联结，将会在着陆瞬间遭受比飞机机体更为严酷的冲击载荷。
过大的冲击载荷会导致发动机承力部件以及发动机短舱联结部件产生大幅度弹性变形，甚至造成不可恢复的塑性变形，同时冲击载荷会对发动机机匣上的各类机载设备以及结构件造成不同程度的损伤甚至失效。
第 37 卷第 3 期2024 年3 月振 动 工 程 学 报Journal of Vibration EngineeringVol. 37 No. 3Mar. 2024舰载机前起落架缓冲性能参数敏感性研究张飞，白春玉，陈熠，杨正权，王计真（中国飞机强度研究所结构冲击动力学航空科技重点实验室，陕西西安 710065）摘要: 为了同时满足缓冲和突伸性能，舰载机前起落架常采用双腔缓冲器设计。
以某型机前起落架为研究对象，建立前起落架缓冲性能分析动力学模型，并将仿真计算结果与试验结果进行验证对比，验证理论模型的有效性和正确性。
对缓冲器高、低压腔初始压力以及体积占比进行参数敏感性分析。
结果表明，高、低压腔初始充填压力和体积占比对起落架缓冲性能的影响有别于它们对突伸性能的影响，所以对舰载机前起落架缓冲器的设计需不断优化，同时兼顾缓冲和突伸性能。
关键词: 舰载机起落架；缓冲性能；双腔缓冲器；落震试验；落震动力学中图分类号: V214.1；V226+.4 文献标志码: A 文章编号: 1004-4523（2024）03-0505-07DOI：10.16385/ki.issn.1004-4523.2024.03.015引言舰载机一般采用固定下滑角的方式着舰，下沉速度可达7 m/s甚至更快，是陆基飞机的2~3倍［1⁃3］。
舰载机起落架作为飞机在着舰过程中主要的承力和缓冲部件，所吸收的能量是陆基飞机的4~6倍［4⁃5］，而起落架的缓冲性能及结构可靠性都需借助落震试验或仿真模拟的手段进行验证。
舰载机前起落架缓冲器常采用双腔式设计，这样不仅能满足大下沉速度下飞机的着舰需求，提高承载能力［6］，也能通过释放储存在高压腔内的高势能，在飞机离舰起飞时提供足够的姿态角［7］。
另外，低压腔较低的弹簧刚度有利于提高飞机滑跑过程中乘员的舒适度。
这说明舰载机起落架双腔式缓冲器设计兼顾了突伸和缓冲两项功能［8］。
一般双腔式缓冲器的高、低压腔通过浮动活塞分离，当缓冲器内的空气弹簧力克服低压腔压力后，高压腔开始启动，此时双腔同时工作［9］。
舰载机起落架缓冲性能设计优化崔俊华;聂宏;张明;柳刚;龙双丽【摘要】为提高舰载机起落架的缓冲性能,采用多体系统仿真和多目标参数优化协同仿真分析相结合的方法,以iSIGHT为设计和仿真平台,在优化参数的同时调用多体系统仿真软件进行仿真分析.对前起落架缓冲系统进行受力分析,用MSC Adams/Aircraft建立某型舰载机起落架落震功能虚拟样机,实现可循环迭代求解落震质量的优化;考虑舰载机与陆基飞机起落架缓冲器之问不同的设计要求,以缓冲器效率最大和轴向力最小为优化目标,以缓冲器油针截面积为设计变量,在iSIGHT 中集成MSC Adams/Aircraft进行优化仿真,得出油针的最佳截面积,并分析油针形状对起落架缓冲性能的影响.优化结果表明:在飞机下沉速度等于6 m/s时,起落架缓冲器效率提高21.94%,最大轴向力减小24.90%;在飞机下沉速度等于4.5 m/s或3.05 m/s时,起落架都具有良好的缓冲性能.【期刊名称】《计算机辅助工程》【年(卷),期】2011(020)001【总页数】6页(P88-93)【关键词】舰载机;起落架;缓冲性能;落震;油针形状;设计优化;MSC Adams;iSIGHT 【作者】崔俊华;聂宏;张明;柳刚;龙双丽【作者单位】南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室,南京,210016;91980部队,山东烟台,264001;南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室,南京,210016;南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室,南京,210016;南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室,南京,210016;南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室,南京,210016【正文语种】中文【中图分类】V226;O241.82;TB115.20 引言航空母舰是舰载机起飞和降落的主要基地.虽然航空母舰很庞大，但可供舰载机起飞、降落的跑道长度有限，同时航空母舰在海浪的作用下产生纵向和横向的摇动以及升沉运动，因此在航空母舰上的起降过程直接威胁舰载机的安全.这也使得舰载机具有一些与陆基飞机不同的设计特点.［1-2］起落架的缓冲性能设计是舰载机起落架设计的核心问题.只有具有良好的缓冲性能，才能使舰载机起落架在着陆、滑跑和地面操纵过程中具有较低的疲劳载荷，较好的稳定性、舒适性和较高的可靠性.［3］起落架缓冲性能的好坏主要取决于缓冲器的设计是否合理，而缓冲器参数配置得恰当与否对缓冲性能起着决定性的影响.［4］蔺越国等［5］研究定油孔面积对缓冲支柱性能的影响，并在MSC Adams中对定油孔的截面积进行优化;晋萍等［6］在 MSC Adams中对缓冲器的初始压力和初始体积、活塞杆的外截面积、油孔面积以及油针最底端截面半径进行参数优化.通过这些优化工作可提高起落架的缓冲性能，但都属于单目标优化，且自动化程度不高.本文采用多体系统仿真和多目标参数优化协同仿真分析相结合的思想［7］，即以多目标参数优化软件作为设计和仿真平台，在优化参数的同时，调用多体系统仿真软件进行仿真分析.首先通过MSC Adams/Aircraft建立起落架落震功能虚拟样机，然后在iSIGHT多学科优化平台下集成MSC Adams/Aircraft软件，经优化分析，得油针的最佳形状，最后分析在不同工况下起落架缓冲器的性能.1 舰载机起落架参数设计1.1 舰载机起落架缓冲器的特殊设计问题1.1.1 着舰的下沉速度舰载机与陆基飞机的起落装置质量差别很大，主要是由飞机的下沉速度Vv差别大引起的，而Vv又是影响起落架性能的主要参数.［8-9］因此，在设计舰载机时，Vv的选取至关重要.在航空母舰上着陆，舰载机的进场下滑角比陆上要大，同时需考虑航空母舰的6种运动.依据美军标MIL-A-8863(ASG)，式中:Vapp为飞机的进场速度，km/h;VzC为航空母舰俯仰速度的垂直分量，与航空母舰的大小及海况有关，我国一般在6级海况下作业，可取1.5～2.0 m/s.本文采用的某型舰载机的Vapp取225 km/h，VzC取1.7 m/s.经计算，Vv=6 m/s.1.1.2 起落架过载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.舰载机起落架过载定义为式中:AS为着舰动能，J;S为总压缩行程;η为缓冲器系统效率;WL为着陆质量.式中:SS为缓冲器行程，m;St为起落架过载后停机载荷下的轮胎压缩行程，m;ηS 为缓冲器效率(对于油气式支柱，单气室近似取0.75，双气室近似取0.7);ηt为轮胎效率，一般设为0.47.由于Vv较大，主支柱缓冲行程一般都大于陆基飞机.经计算，本文起落架过载为5.5.1.2 起落架缓冲系统受力分析1.2.1 缓冲器轴向力对于油气式缓冲器，其所受的轴向力Fs由3部分组成:空气弹簧力、油液阻尼力和摩擦力.由于摩擦力较小，可暂不考虑.(1)油液阻尼力Fh［3］由液压油流经小孔时产生压力差形成，式中:Ah为压油面积为缓冲器行程速率;ρ为油液密度;Cd为油液缩流因数;An为油孔面积.(2)空气弹簧力Fa由初始压力、压气面积和气体的瞬时压缩比决定.气体的瞬时压缩比可根据气体压缩的多变法则得到，即P0Vγ=常数，或者式中:Pa为气腔压缩后的压强;γ为气体多变指数;V为气腔压缩后的体积;V0为气体腔内初始体积;P0为气体腔内初始压力.由式(5)可推导出空气弹簧力式中:Aa为压气面积;S为缓冲器行程;Patm为大气压力.1.2.2 轮胎垂直反力轮胎与地面垂直反力式中:CT为轮胎的垂直阻尼系数，CT=0.04 s/m;δ为轮胎的压缩量，m;f(δ)为轮胎静压曲线，可利用幂函数拟合得到.轮胎与地面水平摩擦力对于一般跑道，式中:μslide为滑动摩擦因数;FSp为地面对前起落架的支持力;Sg为轮胎与地面滑动比.2 虚拟样机的建立2.1 模型的建立利用MSC Adams/Aircraft，建立舰载机起落架模型.起落架悬架子系统建立流程见图1.图1 起落架悬架子系统建立流程Fig.1 Building process of landing gear suspension subsystem首先在Template模式下建立起落架悬架模板和轮胎模板，然后在Standard模式下建立子系统，最后通过建立的子系统建立前起落架落震仿真模型，见图2.图2 前起落架落震仿真模型Fig.2 Falling vibration simulation model of nose landing gear2.2 落震试验的填充参数在落震试验中有2个重要的参数:投放高度和有效投放质量.投放高度H指机轮下缘到模拟平台表面的距离，根据规范规定的下沉速度值［10］进行计算，式中:g为重力加速度.落震试验的有效投放重量Mt［11］指吊篮、夹具、起落架、配重及其附加重量集合的总落体重量，式中:CL为升力因数，根据CCAR-25与GJB67.9—1985的规定，CL=1;yc为轮胎压缩量加缓冲器压缩量，即上、下部质量总位移;Mdl为起落架的当量载荷:对于前起落架，可根据重心前后限计算得到，对于主起落架，为着陆质量的一半.由于试验前不能精确给出yc，试验中yc随Mt增加而增加，试验时需调整，直至满足式(11)为止，即满足试验落体功量与设计要求的缓冲系统吸收功量偏差不大于规定值为止.本文的优化流程通过Loop循环反复迭代的求解方法，使前、后2次迭代结果计算得到yc之差的绝对值小于0.001 m.3 优化模型和优化流程的建立3.1 优化模型3.1.1 设计变量以油针的截面积为设计变量，即选取A0～A6为设计变量，见图3.图3 油针轮廓示意Fig.3 Sketch profile of pin起落架采用装有油针的变油孔缓冲器，油针的横截面积为圆形截面，则油孔面积式中:Ad0为定油孔面积;Ap为油针截面积.优化前油针的形状数据见表1.由表1和式(13)可得油针的实际形状.表1 优化前油针的形状数据Tab.1 Shape data of pin before optimization行程变量 S0 S1 S2 S3 S4 S5 S6行程/m 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6油针面积/cm2 0 0.486 0.945 1.260 1.550 1.960 2.485式中:Si为油针第i段截面突变处对应的行程，i=1，2，…，n;di为油针第i段截面突变处对应的油针截面直径，S=Si，i=1，2，…，n.3.1.2 目标函数衡量起落架缓冲性能好坏的主要指标是缓冲器轴向力Fs和缓冲器效率ηh.本文选取Fs最小和ηh最大作为目标函数.3.1.3 约束条件(1)正反行程总时间.缓冲器应能吸收由重复冲击引起的振动，并防止反行程剧烈反弹引起机轮跳离地面的情况.因此，在正行程与反行程中消耗功量应占缓冲器所吸收功量的80%左右，即正行程与反行程的总时间(2)轮胎吸收能量.为防止反行程时由于轮胎的剧烈反弹引起机轮跳离地面的情况，应要求轮胎吸收的能量Etire不超过总冲击能量Esys的25%，一般在10%，即(3)使用行程.舰载机的最大下沉速度较大，若以此速度着陆，属于粗暴着陆的情况，因此允许缓冲器压到止动点［12］.本文要求缓冲器应当在使用行程小于最大行程时吸收给定过载下的功量，即3.2 优化流程的建立以建立的优化模型为例，基于 iSIGHT集成MSC Adams/Aircraft建立起落架缓冲性能优化流程，见图4.图4 优化流程Fig.4 Optimization process在优化流程进行工作时，相关参数需在各模块间传递.为保证参数传递的准确性，需在各模块间建立相关的参数映射.一般而言，变量名相同的参数之间可自动映射;不同名的同级参数若要映射，需通过上一级实现.部分参数映射关系见图5.图5 参数映射示意Fig.5 Parameter mapping3.3 优化算法本文采用的多目标遗传算法［13］是模拟生物界自然选择和遗传的启发式随机搜索算法，非常适合求解多目标优化问题.遗传算法的基本特点是多方向和全局搜索，操作对象为一组个体.这种从种群到种群的方法，使得遗传多目标优化算法运行一次就能找到多目标优化问题的几个Pareto最优解，而传统优化方法可能需要进行很多次的运算才能达到这样的效果.本文采用非劣分类遗传算法NSGA-II，其为NSGA的改良版.相对于NSGA，NSGA-Ⅱ使用快速非支配排序算法，能有效降低计算的时间复杂度，提高算法效率.［14-15］4 优化及结果分析4.1 最大下沉速度下起落架缓冲器性能以上述虚拟样机为基础，利用建立的优化模型和流程，以油针的横截面积为设计变量，缓冲器轴向力和缓冲器效率为目标函数，正反行程总时间、轮胎吸收的能量、使用行程为约束条件，采用NSGA-Ⅱ算法进行多目标优化，获得最优解.目标函数的变化趋势见图6和7.图6 缓冲器最大轴向力监视器Fig.6 Monitor of maximum axial force of shock absorber图7 缓冲器效率监视器Fig.7 Monitor of shock absorber efficiency优化后油针的形状数据见表2.优化前、后最大下沉速度下仿真结果对比见表3.可知，优化后的最大轴向力减少21.94%，且轴向力趋于恒定，有利于延长起落架的寿命，缓冲器的效率提高24.90%.此外，正反行程总时间t=0.725 s≤0.8 s，缓冲器系统吸收的能量Esys=84.10%，轮胎吸收能量Etire=11.99%，小于0.25Esys，符合约束条件.优化前、后的缓冲器功量图对比见图8，可知优化后的功量图比优化前更加饱满，变化趋势更加平稳，表明起落架缓冲器的缓冲性能明显提高.表2 优化后油针的形状数据Tab.2 Shape data of pin after optimization行程变量 S0 S1 S2 S3 S4 S5 S6行程/m 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6油针面积/cm2 01.004 1.198 1.634 1.8462.032 2.967表3 最大下沉速度下仿真结果对比Tab.3 Comparison of simulation results in maximum sinking velocity下沉速度优化目标Fs/N ηh /%Vv=6 m/s 优化前343 218.1 62.91优化后267 915.8 87.81图8 缓冲器功量对比Fig.8 Comparison of energy of shock absorber4.2 不同下沉速度下起落架缓冲器性能设计舰载机起落架时，所用的下沉速度是舰载机的最大下沉速度，这样的设计主要出于安全考虑.但是，舰载机实际下沉速度往往达不到最大下沉速度，因此需检验起落架在小于下沉速度情况下是否具有良好的缓冲性能.在Vv=3.05 m/s和4.5 m/s的情况下，利用iSIGHT优化流程里的Loop循环求出不同Vv对应的投放质量，然后在MSC Adams/Aircraft模块里进行落震仿真，得起落架的功量图，见图9.图9 不同下沉速度下缓冲器功量对比Fig.9 Comparison of energy of shock absorber in different sinking velocity由图9可知，在不同下沉速度下，优化前较优化后功量图更加饱满，变化也更为平缓，表明该起落架在不同下沉速度下都具有良好的缓冲性能.由表4可知，在满足约束条件时，不同工况下的最大轴向力明显减少，缓冲器效率明显增加，且随着下沉速度的减少，最大轴向力也在减少:当Vv=3.05 m/s时，缓冲器轴向力较优化前降低16.76%，缓冲器效率提高18.24%;当Vv=4.5 m/s时，缓冲器轴向力较优化前降低6.82%，缓冲器效率提高10.98%.表4 不同下沉速度下仿真结果对比Tab.4 Comparison of simulation results in different sinking velocity下沉速度优化目标Fs/N ηh /%Vv=4.5 m/s 优化前205 692.0 61.24优化后171 211.0 79.48 Vv=3.05 m/s 优化前99 417.0 71.26优化后92 640.7 82.245 结论建立某型舰载机前起落架模型，以iSIGHT集成MSC Adams/Aircraft的方法建立优化仿真流程，通过Loop循环快而准确地求解落震投放质量，经过优化仿真分析，得以下结论:(1)进行油针优化计算研究，经仿真得到油针的最佳几何形状，由结果可知，此优化有效降低缓冲器的轴向力，提高缓冲器的效率;(2)分析舰载机与陆基飞机起落架不同的设计特点，为舰载机起落架的设计提供参考.参考文献:【相关文献】［1］《飞机设计手册》总编委会.飞机设计手册第4分册:军用飞机总体设计［M］.北京:航空工业出版社，2002:315-328.［2］贾忠湖，高永，韩维.航母纵摇对舰载机弹射起飞的限制研究［J］.飞行力学，2002，20(2):19-21.JIA Zhonghu，GAO Yong，HAN Wei.Research on the limitation of verticaltoss to the warship-based aircraft’s catapult-assisted take-off［J］.Flight Dynamics，2002，20(2):19-21.［3］聂宏.起落架的缓冲性能分析与设计及其寿命计算方法［D］.南京:南京航空航天大学，1990. ［4］CURREY N S.Aircraft landing gear 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舰载机着陆起落架受冲击分析摘要：本文针对航母舰载机不同于陆基战斗机的起降方式和着陆条件。
建立舰载机起落架的简化模型，并基于ＭＡＴＬＡＢ软件模拟在一个周期内航空母舰纵摇角度，从而计算分析舰载机在航母上着陆时所受到的冲击载荷。
.关键字：起落架 冲击 Ｍａｔｌａｂ 舰载机引言：在航空母舰上起降舰载机不同于陆基飞机， 由于航空母舰上的着陆区跑道距离只有２００～３００米，所以舰载机通常采用的是固定角无“平飘”方式降落，通俗意义上就是“硬着陆”，同时航母在受到航洋风浪的影响下，会产生甲板的各种运动。
这些运动都在不同程度上影响舰载机的着陆。
考虑到舰载机着舰尾钩未能勾住拦阻索的情况，所以飞机在下降过程中仍然要保持２２０～２８０ｋｍ／ｈ的固定角下滑速度。
这就对舰载机起落架的强度提出了更高的要求。
1、 舰载机起落架的简化模型。
为了保证飞机能有足够的速度复飞，同时也要降低航母和舰载机的相对速度。
舰载机采用逆风着陆，而航母仍然要保持至少２０节与舰载机同向的速度。
这样气流在经过航母上甲板受到舰岛等不规则建筑的影响产生紊流，所以舰载机在着陆时很难做到对称着陆，通常都是主起落架的某单轮先着陆。
(右图中美制F14在着陆时上演的单轮着舰)。
典型的前起落架由气腔、液腔、油针、外筒、活塞、上下扭力臂、轮胎组成。
由于本文只是针对起落架外筒强度的分析，可以将起落架简化为液压缓冲结构，主体杆件结构和轮胎缓冲结构。
（1）缓冲器为装有有针的变油空缓冲器，由于缓冲器受冲击是的行程变化对起落架受到冲击的强度分析有重要影响，而油针的形状又决定着缓冲器受冲击时的行程变化。
【1】行程变量 0s 1s2s3s4s5s6s行程/m0.10.20.30.40.50.6油针面积/cm^2 0 0.486 0.945 1.26 1.55 1.96 2.485（2）起落架的结构中占有重要地位的当属其主要承力杆件，即气缸、液缸的外壁、外筒的构建的材料，在美欧等国家常用的起落架材料为300M 高强度钢。
【2】300M 钢是当前世界上强度水平最高、综合性能最好的飞机起落架用钢． 美国90% 以上的军民用飞机起落架都用该钢制造。
其牌号为4OCrNi2Si2MoVA 。
Cr 主要作用是提高300M 超高强度钢的淬硬性，改善强韧性; Ni 能够显著降低材料的缺口敏感性，避免脆性解理断裂; Si 主要提高300M 超高强度钢的屈服强度和抗拉强度，【3】尤其是Ni 元素的大量存在提高300M 超高强度钢的硬度和强度。
其机械性能见表2表2、 300M 钢机械性能/b MP σ/p MP σ/%δ/%ψ/E GPa1963 161511.346.9199（3）轮胎在起落架受到冲击时也能吸收部分能量。
为防止反行程时由于轮胎的剧烈反弹引起机轮跳离地面的情况，应要求轮胎吸收的能量E 不超过总冲击能量的25％ ，一般情况在l0％左右 。
【4】2、甲板纵摇的数学模型。
舰船有六种运动： 纵荡、横荡、垂荡、纵摇、横摇、艏摇. 除了纵摇外。
可以利用舵鳍联合控制器使船体趋于稳定. 目前, 还没有一种有效的办法去解决船的纵摇。
甲板的运动可分解为质心的平动和绕质心的转动( 把航空母舰视为刚体)。
则甲板纵摇角可用正弦级数表示为:【5】n 02=sin()Nn n nt T πθθϕ=+∑纵摇 考虑到纵摇角对飞机起降的影响，将上式进一步简化为：002sin()t Tπθθφ=+纵摇 其中：0θ为振幅，T 为周期，ϕ为相位，对于一般5万吨级的航空母舰摇摆0θ的最大角度为4，而振动周期为4S 。
在航母视为刚体后，航母的质心设在中央，则可以将航母看做在水平面上的平动和围绕质心往复转动。
航母甲板模型可简化为图2图2、航母甲板拦阻索位置示意图美国尼米兹级核动力航母甲板长为327米，第一根拦阻索距离舰尾为56米，从第二根拦阻索开始，每隔14米布置一根拦阻索，一共布置4根拦阻索。
俄罗斯的“库茨捏佐夫号”航母以及中国的“辽宁号”航母与之类似。
舰载机在着舰时，选择钩住第二根或是第三根拦阻索。
其概率约占62%~64%。
则选择第二、三根拦阻索之间的区域作为着陆区，经计算，这个位置距离航母质心的位置为79.5米。
3、 甲板在舰载机着陆区的起伏高度和起伏速度计算。
通过式：02sin(sin())79.5h x Tπθϕ=+ 其中：航母起降舰载机应在6级海况以下，所以0θ取1.8度，一个纵摇周期为4秒，初相位为0。
再通过对高度h 求一次导数，算出航母的起伏速度为：V=(159*pi^2*cos((pi*x)/2)*cos((pi*sin((pi*x)/2))/100))/400 （matlab 的运算结果） 通过matlab 模拟甲板的波动曲线和起伏速度，如图3所示。
右图中虚线表示甲板随时间做振幅为2.2米的起伏运动，实线代表航母甲板的上下起伏速度。
图3、航母甲板在一个纵摇周期内的起伏曲线舰载机在着舰时，航母上的着舰指挥官会根据今天的天气、海况、航向等数据向舰载机传达最佳的着舰角度。
通常情况下为3~4，本文中取为3.5。
速度为220~280km/h 。
则设定舰载机相对于海平面的速度为260km/h 。
根据以上数据算出舰载机相对于海平面在竖直方向的下滑速度为V1=260sin(3.5)/3.6xm s =4.4m/s 舰载机相对于航母在竖直方向上的速度为： r V = V+V1rV 也是一个随时间变化的速度，其速度波动曲线如图4图4 舰载机相对航 母的竖 直下滑 速度4、起落架所受冲击分析舰载机在航母上着陆，相当于锻造时锻锤与锻件的短暂接触，冲击物与受冲构件在接触区域内，应力状态非常复杂。
因此在材料力学中介绍了用能量方法求解冲击问题，大致可以估算冲击时的位移和应力。
【6】这种方法也可以借鉴用于舰载机起落架的冲击载荷分析。
以美制F18大黄蜂舰载机为例，正常着陆重量为18吨，其起落架的材料为美制300M 钢，屈服极限为1615Mpa ，弹性模量E 为199GPa ，主起落架长度为1.2m,外径为87mm,内径76mm 【7】（1）由公式922180000 1.240.7719910(0.0870.076)Fl X X l m EA X X X π∆===- （2）将舰载机相对于航母的竖直下滑速度折算为自由落体的高度。
由 22V gh = 则由22V h g =22r V g=（3）液压缓冲器和轮胎能够起到很好的缓冲作用，这里取油针的面积为1.262cm ,则由冲击时缓冲器的行程为0.3m ，同时轮胎也能起到缓冲作用，由于降落时不能是主起落架二次跳起，轮胎的行程限制为0.05m 。
由此计算载荷动压系数：211d sth K =++∆211(1+l )hl =++∆+∆∆缓轮 （4）由于h 为一个随时间的变量，则通过matlab 作出其变化曲线如图5，并通过计算普通陆基飞机在同等条件下（飞机质量，起落架材料相同，着陆方式不同）着陆受到得冲击，与之形成对比。
普通战斗机，在机场可以“平飘”方式着陆，减缓下落速度，一般大小为3.7m/s221 3.70.69229.8V h g X ===m112K 11(1+l )d h l =++∆+∆∆缓轮=3.15即正常陆基飞机起降时起落架承受的冲击仅为静止状态下的3.15倍，并且飞机在着陆时无复杂紊流影响，可进行“平飘”对称着陆，使得两个主起落架同时平摊冲击载荷。
图5、起落架的冲击动荷系数而取出舰载机冲击动荷系数的最大值max max()d d K k ==5.32，即舰载机主起落架着陆所受的冲击力为在静止状态下的5.32倍。
（5）静止状态下，如果某主起落架单独承受整个飞机的重量则所受到的压应力为：42218104127.89(0.0870.076)F X X MP A X σπ===- a在着陆冲击下起落架的压应力大小为：=xK 127.8 5.23668.394d MP σσ=⨯=动a p σ< 陆基飞机在正常平飘对称着陆情况下压应力大小为：1xK 127.89X3.15===201.43Mp 22d σσ陆 a可见，陆基飞机主起落架在着陆时受到的冲击要比舰载机起落架受到的冲击小的多。
（6）起落架压杆稳定性分析由舰载机起落架模型知，可将其视为两端铰支细长杆模型。
则由欧拉公式：【8】42942223.140.0870.0763.1419910(1())640.087F 1599.6()(1 1.2)cr X X X X X EI KN ul X π-=== 冲击极限载荷力为：max 1805.23941.4d F FxK x KN === 即 ：max F cr F >5、 结论本文通过matlab 利用航母随海浪纵摇的模型拟合甲板在着舰区上下起伏的高度和速度随时间变化的规律，进而分析舰载机主起落架在着舰时受到的冲击。
与正常陆基飞机相比其冲击载荷大小是陆地机场着陆飞机的近3倍多，可知如果称舰载机飞行员是“人中吕布”，那么舰载机本身就是“马中赤兔”，两者都要面临苛刻的战场环境。
尤其是起落架的强度和尺寸都要高于普通陆基飞机。
参考文献：【1】崔俊华 舰载机起落架缓冲性能设计优化。
．南京航空航天大学飞行器先进设计 技术国防重点学科实验室，南京21001。
【2】张慧萍 飞机起落架用300M 超高强钢发展及研究现状 哈尔滨理工大学机械动力工程学院，黑龙江哈尔滨150080【3】唐华 超高强度钢40CrNi2Si2MoVA 强韧化工艺研究。
成都: 西南交通大学。
【4】魏小辉 舰载机着舰减震新技术研究 南京航空航天大学 210016【5】苏彬 舰面纵摇对弹射起飞的影响 中国民用航空飞行学院 四川广汉 【6】【8】刘鸿文 《材料力学2》 杆件受冲击时的应力和变形 【7】《兵器知识》 美国舰载机解析 2011年第8期附录一：Matlab源程序：% 't' 航母在一个周期内的运动时间%‘y’航母在着舰区域的起伏高度clearclcsyms xy=sin(1.8*sin(pi/2*x)*pi/180)*79.5;v1=diff(y,x)t=[0:0.01:2*pi];y2=subs(y,x,t);V1=subs(v1,x,t); %甲板起伏速度subplot(2,1,1)hold onplot(t,y2,'--k',t,V1,'-r');legend('甲板起伏高度','甲板起伏速度',1)v=260/3.6*sin(3.5*pi/180)V=v+V1; %舰载机相对甲板的垂直运动速度%plot(t,V,'-.b')xlabel('航母运动时间（纵摇的一个周期）')ylabel('舰载机着舰时甲板的起伏高度及速度大小')hold offh=V.^2./(2*9.8); %舰载机甲板着陆速度折算成自由落体高度subplot(2,1,2)hold onKd=1+sqrt(1+2.*h*10^3./(0.128+300)); %冲击动荷系数plot(t,Kd,'--k')h1=4.27^2/2/9.8;Kd1=1+sqrt(1+2*h1*10^3/(0.128+300)) %陆基飞机着陆冲击系数plot(t,Kd1,'--r');p=240000; %飞机着陆重量F=Kd*p; %舰载机着陆甲板对起落架的轴向冲击力plot(t,F,'-k')F1=p*Kd1;plot(t,F1,'-r')hold off。
