飞机起降系统的可靠性分析

2021年8期科技创新与应用Technology Innovation and Application方法创新DA42NG 飞机起落架指示和告警系统原理及典型故障分析秦逸（中国民用航空飞行学院，四川广汉618300）1DA42NG 起落架系统的组成DA42NG 飞机为前三点式可收放起落架系统，组成如图1所示，主要包括以下几部分：操作部分：收放手柄、应急放手柄。

作动部分：主起落架、前起落架。

指示和告警部分：1个不安全灯（红色）、3个绿色起落架收放到位指示灯（分别指示1个前起落架和2个主起落架）、起落架警告静音按钮、指示灯测试按钮、警告音响、G1000NXi 显示“CHECK GEAR ”警告字符。

控制部分：液压系统、控制电路。

图1DA42NG 起落架系统2起落架指示和警告系统原理如图2所示，DA42NG 飞机通过L1、L2和L3三个绿色位置指示灯的状态反映前起落架及左、右主起落架的收放状况。

当飞机在空中时，将操纵起落架收放手柄置于“DOWN ”位时，飞机起落架开始放下，RELAY 继电器吸合，接通触点87，此时起落架放下电门（位置锁定电门）S1、S12、S3、S5均接通触点NC 。

在收放过程中，L4不安全警告灯燃亮，3个起落架位置指示灯保持熄灭状态。

当前起落架放下到位并被锁定时，S1和S12电门触发，接通触点NO ，此时给前起落架指示灯地信号，电路接通，位置灯L1燃亮，表明前起落架放到位并被锁定。

同理，当左起落架放下到位并被锁定时，S3电门触发，位置灯L2燃亮；当右起落架放下到位并被锁定时，S5电门触发，位置灯L3燃亮。

当三个起落架均收放到位后，起落架不安全警告灯熄灭。

如图2所示，三个起落架指示电路是一个并联关系，当S1、S12、S3、S5四个电门任意一个电门未被触发，即任意一个电门接通触点NC 时，均会给不安全警告灯地信号，不安全警告灯L4燃亮且该电门所连电路的起落架位置灯不亮，蜂鸣器鸣响，在G1000NXi 系统显示器上显示黄色“CHECK GEAR ”警告字符且座舱扬声器发出“CHECK GEAR ”音响警告。

飞机起降与空中交通管制飞机起降是飞机在机场或航空器场地上的行为，它包括了飞机从地面上升，以及从空中降落到地面的过程。

在飞机起降的过程中，空中交通管制起着至关重要的作用。

本文将探讨飞机起降与空中交通管制的重要性以及相关的管理措施。

一、飞机起降的重要性飞机起降是航空运输的基础环节之一，它直接关系到航班的安全和准时性。

一架飞机的起飞和降落必须按照一定的程序和规定来进行，以保证飞机和机场地面的安全。

在飞机起飞时，飞行员需要遵循特定的起飞程序，包括检查飞机状态、确认跑道和飞行路线等。

同样，在飞机降落时，飞行员也需要按照一定的降落程序进行操作，以确保安全地着陆。

飞机起降的正常进行是航空运输安全的基石，也是保障旅客舒适出行的关键。

二、空中交通管制的重要性空中交通管制是指通过合理的空中航线规划、飞行高度协调和飞机间的距离控制等方式，确保飞机在空中的安全和有序进行。

空中交通管制的目的是预防飞机之间的碰撞，并保持合理的飞行速度和飞行路径。

如果没有空中交通管制，飞机在空中飞行时可能遇到碰撞的风险，导致严重的事故发生。

因此，空中交通管制的重要性不言而喻。

三、飞机起降与空中交通管制的关系飞机起降与空中交通管制相互依存，二者密切相关。

在飞机起降时，空中交通管制需要确保航班的按序起飞和降落，以避免航班之间发生冲突。

首先，空中交通管制需要确保起飞和降落的跑道的合理规划，以保证航班在空中的安全距离。

其次，空中交通管制还需要协调飞行高度，避免飞机之间的垂直冲突。

此外，在飞机进入和离开飞行区域时，空中交通管制还需要指导飞机进入和退出飞行区域的正确时机，以避免与其他航班发生碰撞。

为了提高起降的效率和安全性，现代航空公司和空中交通管制机构采取了一系列的措施。

首先是改进飞机和地面设备的技术，以提高飞机的起降效率和减少事故风险。

其次，采用先进的飞行管理系统和通信设备，以加强飞机与地面的沟通和信息交流。

此外，还建立了严格的飞行规章制度，对飞机起降过程进行严格管理和监督。

第２１卷第９期２０２３年９月动力学与控制学报J O U R N A L O FD Y N AM I C SA N DC O N T R O LV o l ．２１N o ．９S e p．２０２３文章编号:１６７２Ｇ６５５３Ｇ２０２３Ｇ２１(９)Ｇ０９１Ｇ００７D O I :１０．６０５２/１６７２Ｇ６５５３Ｇ２０２３Ｇ０２０㊀２０２２Ｇ１２Ｇ２８收到第１稿,２０２３Ｇ０３Ｇ０９收到修改稿．†通信作者E Ｇm a i l :z h o u d e yu a n ０２０１＠１６３．c o m 滑跑无人机起降过程动力学特性分析及性能底数评估周德元†㊀李严彪㊀田岳(３２２０４部队,渭南㊀７１４２００)摘要㊀在备战打仗大环境下,为了给装备试验考核提供技术参考,针对滑跑起降无人机起降阶段机身－起落架－地面之间复杂的动态特性,本文建立了飞机－起落架－跑道的系统动力学仿真模型及动力学方程,分别采用多尺度法和有限元分析法研究了其在不同气动载荷㊁重力以及作动筒载荷耦合作用下的系统动力学特性,并对可靠性和安全性进行了仿真分析．结果表明,不同降落速度对起落架－地面系统的动力学行为有较大的影响;起落架系统强度㊁刚度和安全特性满足相关指标．通过滑跑起降无人机动态安全特性以及在飞行作战中的极限疲劳寿命分析,为后续武器装备的考核以及性能底数评估提供了技术参考．关键词㊀无人机,㊀起落架作用力,㊀动力学仿真,㊀可靠性,㊀疲劳寿命中图分类号:V ２１４．５文献标志码:AA n a l y s i s o f t h eD y n a m i cC h a r a c t e r i s t i c s o f t h eT a k e o f f a n dL a n d i n g Pr o c e s s o fT a x i ＧR u n n i n g Ua v a n dE v a l u a t i o no f t h eP e r f o r m a n c eB a s e Z h o uD e yu a n †㊀L iY a n b i a o ㊀T i a nY u e (３２２０４T r o o ps ,W e i N a n ㊀７１４２００,C h i n a )A b s t r a c t ㊀I no r d e r t o p r o v i d e t e c h n i c a l r e f e r e n c e f o r e q u i pm e n t t e s t a n d a s s e s s m e n t i n t h e c o n t e x t o fw a r p r e p a r a t i o n ,i nv i e wo f t h e c o m p l e xd y n a m i c c h a r a c t e r i s t i c s b e t w e e n t h e f u s e l a g e Ｇl a n d i n gg e a r Ｇgr o u n do f t h e t a x i i n g t a k e o f f a n d l a n d i n g U A Vd u r i n g t h e t a k e o f f a n d l a n d i n g p h a s e ,t h i s p a p e r e s t a b l i s h e s t h e s ys Ｇt e md y n a m i c s s i m u l a t i o n m o d e l a n dd y n a m i c p r o c e s so f t h ea i r c r a f t Ｇl a n d i n gg e a r Ｇr u n w a y ,a n du s e s t h e m u l t i Ｇs c a l em e t h o da n d t h e f i n i t e e l e m e n t a n a l y s i sm e t h o d t os t u d y i t sd i f f e r e n t a e r o d yn a m i c l o a d sT h e d y n a m i c c h a r a c t e r i s t i c s o f t h e s y s t e mu n d e r t h e c o u p l i n g o f g r a v i t y a n d a c t u a t o r l o a d ,a n d t h e r e l i a b i l i t ya n d s a f e t y a r e s i m u l a t e d a n d a n a l y z e d ．T h e r e s u l t s s h o wt h a t d i f f e r e n t l a n d i n g s pe e d s h a v e g r e a t i nf l u e n c e o n t h e d y n a m i c b e h a v i o r o f t h e l a n d i n gg e a r Ｇg r o u n ds y s t e m ;Th e s t r e n g t h ,s ti f f n e s s a n ds a f e t y c h a r a c Ｇt e r i s t i c s o f t h e l a n d i n gg e a r s y s t e m m e e t r e l e v a n t i n d i c a t o r s ．T h r o u g h t h e a n a l y s i s o f t h e d y n a m i c s a f e t yc h a r a c t e r i s t i c s o f t h e t a x i i n g t a k e o f f a nd l a n d i n g U A Va n d t he u l t i m a t ef a t ig u e l i f e i n f l i gh t o p e r a ti o n s ,i t p r o v i d e s a t e c h n i c a l r e f e r e n c e f o r t h e s u b s e q u e n t a s s e s s m e n t o fw e a p o n s a n de q u i pm e n t a n d t h ee v a l u a Ｇt i o no f p e r f o r m a n c eb a s e ．K e y wo r d s ㊀U A V ,㊀l a n d i n gg e a r f o r c e ,㊀d y n a m i c s i m u l a t i o n ,㊀r e l i a b i l i t y ,㊀l i f e o f f a t i g u e动㊀力㊀学㊀与㊀控㊀制㊀学㊀报２０２３年第２１卷引言无人机在起降过程中,无人机的着陆姿态多种多样,接地瞬间也会出现各种倾转㊁翻滚㊁震荡等复杂运动状态,起落架与跑道之间也会出现反复伸缩等复杂运动现象．此外,起落架系统包含阻尼摩擦㊁间隙㊁刚度等各种非线性因素的动力学模型,滑跑减震㊁前轮摆振方面的振动主动及半主动控制问题以及时滞对振动的稳定性及振动本身的影响规律尚且不明确,这使得无人机起降过程中机身－起落架－跑道系统的动态模型建立及求解成为了一项艰巨任务．针对滑跑起降无人机装备而言,一方面,长期以来,国内尚且没有对无人机滑跑起降以及作战疲劳寿命底数进行过专门的试验项目设计研究,摸清滑跑无人机起降阶段以及作战疲劳寿命的底数所需要的样本㊁条件控制等方面技术积累相对比较薄弱,对开展规模性的摸清底数能力建设支持力度非常欠缺,面临的技术压力也比较大．另一方面,在滑跑无人机装备性能试验实施上,目前摸清底数也处于原则性要求状态,摸底与破坏之间的界面并不清晰,也没有可以遵循的标准规则,试验风险较之性能符合性要高的多㊁险的多．没有准确的评估准则可能会导致样机损坏,出现预期外的安全风险,这也是我们必须所考虑的．基于以上分析思路,对无人机装备滑跑起降过程中机身－起落架－跑道系统典型的非线性振动问题以及安全可靠性问题的研究显得尤为重要．针对滑跑起降无人机起降阶段机身－落架－地面之间复杂的动态特性,结合目前滑跑无人机装备在性能试验鉴定和效能评估方面的条件限制性以及飞机－起落架之间复杂的动态振动特性,本文首先建立了飞机－起落架－跑道系统的３D模型;然后采用动力学分析软件对系统的振动特性进行了求解分析,最后采用有限元分析软件对飞机－起落架系统的刚度㊁强度㊁振动频率以及可靠性和安全性进行了分析说明,为后续无人机装备的效能底数评估提供了技术参考．１㊀飞机－起落架－跑道动力学建模及求解１．１㊀飞机－起落架－跑道动力学模型建立本文所建立的飞机－起落架三维模型如图１所示,其中该型飞机翼展６．５m,结构本体重量９０K g,总重３００K g,具体结果如下所示图１㊀飞机－起落架模型F i g．１㊀A i r c r a f tＧL a n d i n gg e a rm o d e l将飞机机身－起落架－跑道路面的系统简化成弹簧－质量－阻尼系统,将气动载荷㊁重力以及摩擦力等看做是外界激励力,全部用余弦激振力代替,其中x方向作为机身－起落架振动方向,具体如图２所示．图２㊀飞机－起落架－跑道系统模型F i g．２㊀M o d e l o f a i r c r a f tＧl a n d i n gg e a rＧr u n w a y s y s t e m飞机－起落架－跑道系统的动力学方程为[１Ｇ３]:m d２x d t２＋c d x d t＋k x＋k c x３＝㊀F t s(x)＋F０c o sω１t(１)式中,x(t),d x d t,d２x d t２分别为飞机机身的瞬时位移㊁瞬时速度和瞬时加速度;x为飞机－起落架的垂向振动位移,m,c和k分别是简化后飞机－起落架系统的等效质量㊁等效阻尼系数和等效刚度系数;k c 为飞机－起落架系统的非线性立方刚度;F０和ω１分别为飞机－起落架系统外激励力的振幅和角频率;F t s为起落架－跑道路面之间的相互作用力,其表达式如式２所示,其中G为飞机自重,F a b气动力,F p b为发动机推力．２９第９期周德元等:滑跑无人机起降过程动力学特性分析及性能底数评估F t s ＝G ＋F a b ＋F p b(２)为了便于飞机－起落架－跑道系统进行分析,定义平衡距离变量参数,即Z s ＝(３/２)(２D )１/３,其中D ＝A ２R /(６k )．引入以下无量纲变量[４Ｇ６]:τ＝ω０t ,y ＝x Z s ,d y d τ＝d x /d t ω１Z s ,β＝k c kZ ２s ω０＝k /m ,E ＝F ０k Z s ,Ω＝ω１ω０,ξ＝ck m H ＝１k Z s,A ＝S Z s(３)因此飞机机身－起落架－跑道路面系统动力学方程可以写成如下形式:d ２y d τ２＋ξd y d τ＋y ＋βy ３＝㊀H e x p (A y ＋B )＋E c o s Ωτ(４)１．２㊀用多尺度法求解飞机－起落架系统的控制方程本文中,当起落架减震器调整量y 值较小时,eA y ＋B 项用最小二乘法展开比用泰勒级数展开精度更高,曲线匹配性更好,因此将e A y ＋B 项展开为:e A y ＋B ＝β０＋β１y ＋β２y ２＋β３y ３(５)将此式带入方程(４),对其中的非线性项引入小量ε,并令１－H β１＝ω２,整理后可得[７,８]:y＋ω２y ＝－ε(β－H β３)y ３＋ε(H β２)y ２＋㊀εH β０－εξy＋εE c o s Ωτ(６)设方程(６)的解为:y (τ,ε)＝y ０(T ０,T １)＋εy １(T ０,T １),其中T ０＝τ,T １＝ετ,令Ω－ω＝εσ,化简整理后求解,可得到方程(４)的解为:y (τ,ε)＝h c o s (ωτ＋θ)＋㊀ε(β－H β３)h ３３２ω２c o s ３(ωτ＋θ)－㊀εH β２h ２６ω２c o s ２(ωτ＋θ)＋ε１２ω２(H β２h ２＋㊀２H β０)(７)其中,h 和θ由下式决定[９,１０]:∂h ∂T １＝－１２ξh ＋E ２ωs i n (σT １－θ)∂θ∂T １＝３(β－H β３)h ２８ω－E ２ωc o s (σT １－θ)ìîíïïïï(８)当机身－起落架－跑道系统在稳定振动状态时,将(８)式化简整理后可得到系统的频率响应方程为:３８(β－H β３)h ３－ωh σéëêêùûúú２＋１２ξh ωéëêêùûúú２＝E ２éëêêùûúú２(９)１．３㊀飞机－起落架－跑道系统振动结果分析图３所示的是机身－起落架－跑道系统在不同的发动机工作转速下的系统振动情况,从图中可以看出机身－起落架－跑道系统的频率响应曲线的整体向右偏转,从而说明系统的振动非线性呈现出过硬的特性．当发动机工作转速增加时,飞机－起落架－跑道系统的偏转特性比较小,但其振动幅值相应的增大了不少,从而说明发动机工作转速对系统振动特性影响比较大,转速越高,振动越大,反之则越小．图３㊀不同固有频率下飞机－起落架系统的频率响应曲线F i g ．３㊀F r e q u e n c y r e s p o n s e c u r v e s o f a i r p l a n e Ｇl a n d i n gge a r s y s t e ma t d if f e r e n t n a t u r a l f r e qu e nc i e s 图４㊀不同阻尼下飞机－起落架系统振动特性F i g ．４㊀V i b r a t i o n c h a r a c t e r i s t i c s o f a i r p l a n e Ｇl a n d i n gge a r s y s t e mu n d e r d if f e r e n t d a m ps 图４所示的是机身－起落架－跑道系统在发动机工作转速一定的条件下,系统的阻尼不同时,整体响应也不相同．从图４可以看出当飞机－起落架－跑道系统阻尼系数越大,系统的振动响应幅值也就越大,反之则越小．当机身－起落架－跑道系统的阻尼系数一定时,发动机工作转速越高时,机身－起落架－跑道系统的振动特性也越明显,造成飞机起降阶段不同阻尼系数对系统稳态振动特性３９动㊀力㊀学㊀与㊀控㊀制㊀学㊀报２０２３年第２１卷的响应影响有所不同．图５所示的是飞机在降落过程中,当降落的速度分别为３０m /s ㊁３５m /s 以及４０m /s 时的工况下,飞机起落架减震弹簧处的位移压缩曲线对比,从图中可以看出当飞机降落速度越大时,初始时刻减震弹簧的振动位移也越大,降落速度越小时,飞机及起落架的振动位移也相对越小．因此在对该型无人机装备进行性能试验鉴定时,飞机降落的速度应尽可能的小,减小起落架以及机身所受的冲击力,延长其飞行架次和作战疲劳寿命．图５㊀不同降落速度下飞机－起落架系统振动特性F i g ．５㊀V i b r a t i o n c h a r a c t e r i s t i c s o f a i r c r a f t Ｇl a n d i n gge a r s y s t e ma t d if f e r e n t l a n d i ng s p e e ds 图６㊀不同降落速度下飞机－起落架系统受力曲线F i g ．６㊀S t r e s s c u r v e s o f a i r c r a f t Ｇl a n d i n gg e a r s ys t e m a t d i f f e r e n t l a n d i n g s pe e d s 图６所示的是飞机在降落过程中,降落速度分别为３０m /s ㊁３５m /s 以及４０m /s 时的工况下,飞机后轮与地面之间的接触力对比曲线,从图中可以看出降落速度越大时,飞机及起落架受到的载荷越大,这是惯性载荷造成的冲击振动所引起的,反之则越小,符合实际情况．图７所示的是飞机在不同姿态着陆过程中,起落架及飞机在垂向上的速度冲击波动对比曲线,从图中可以看出当飞机降落速度为３０m /s 时,飞机的垂向速度波动小于降落速度为４０m /s 时的垂向速度波动,整体而言,降落速度越大,飞机－起落架系统振动也越大．而当速度为３５m /s 时,在３０时刻以后,其振动速度值反而增大,这是由于该速度与发动机转速频率比较接近,造成局部耦合共振引起反常现象,符合实际情况．图７㊀不同降落速度下飞机－起落架系统速度曲线F i g ．７㊀A i r c r a f t Ｇl a n d i n gg e a r s y s t e ms pe e d c u r v e a t d if f e r e n t l a n d i ng s pe e ds 图８㊀不同降落速度下飞机－起落架系统俯仰角度曲线F i g ．８㊀P i t c hA n g l e c u r v e o f a i r c r a f t Ｇl a n d i n gg e a r s ys t e m a t d i f f e r e n t l a n d i n g s pe e d s 图８所示的是飞机着陆振动过程中俯仰角的变化情况,该图是基于飞机－起落架－跑道系统的３D 模型,采用动力学分析软件所得到的落地瞬间飞机俯仰姿态的变化情况．从图中可以看出当起落架受到比较大的冲击载荷时,飞机整体并未发生失稳,但落地瞬间起落架整体振动特性明显,系统响应比较大,特别是当降落速度为３５m /s 时,在局部４９第９期周德元等:滑跑无人机起降过程动力学特性分析及性能底数评估时间段出现了耦合共振,根据无人机俯仰角指标－５５ʎ~６０ʎ,从而判断整机并未发生失稳．２㊀可靠性及安全特性分析２．１㊀飞机－起落架－跑道系统有限元模型建立网格划分是对飞机－起落架系统前处理的关键步骤,网格划分的疏密程度是否合理直接影响前起落架收放装置的计算效率和计算精度．在进行网格划分时,需要不断的试验㊁比较,验证网格的无关性,飞机－起落架系统整体网格模型如图９所示:图９㊀飞机－起落架系统有限元模型F i g ．９㊀F i n i t e e l e m e n tm o d e l o f a i r p l a n e Ｇl a n d i n gg e a r s ys t e m 本文采用精细的网格单元尺寸控制方式,对于较规整实体采用六面体网格划分,对于较为复杂的零件采用四面体十节点网格划分,网格类型选为C ３D ８R ,飞机－起落架系统总共有２３２３３８个单元,４７２８４７个节点,具体分布如表１所示:表１㊀飞机－起落架系统网格特性T a b l e １㊀A i r c r a f t Ｇl a n d i n gg e a r s ys t e m g r i d c h a r a c t e r i s t i c s 部件/数量网格类型网格数量起落架C ３D ８R ６２８０９轮胎C ３D ８R ４０９０９机身C ３D ８R１２８６２０２．２㊀飞机－起落架系统极限工况下变形及应力分析图１０所示的是飞机－起落架系统以２．６５g 的加速度落地冲击过程中其系统最大振动位移的变化情况,从图中可以看出在冲击载荷作用下,起落架最大变形量为１．７５mm ,飞机机身最大变形为１８．３mm．而该型飞机的设计最大允许变形量为５０mm ,经过比较可以得到该变形量比较小,说明飞机－起落架系统在落地冲击瞬间的刚度和稳定性满足设计及实验要求,在后期性能鉴定及考核过程中也满足相关指标．图１０㊀飞机－起落架系统变形云图F i g ．１０㊀A i r c r a f t Ｇl a n d i n gg e a r s ys t e md e f o r m a t i o n c l o u dv i e w 图１１所示的是飞机－起落架系统以２．６５G 的加速度落地冲击过程中其系统最大振动应力的变化情况,从图中可以看出在冲击载荷作用下,起落架最大振动应力为３３５．４M P a,机身最大应力为４８２．６８M P a,该应力远小于所选材料的最大许用应力,说明飞机－起落架系统在工作过程中的强度和稳定性满足设计及试验要求,在后期试验考核过程中也满足相关指标．图１１㊀飞机－起落架系统应力云图F i g ．１１㊀S t r e s s c l o u dm a p o fA i r c r a f t Ｇl a n d i n gg e a r s ys t e m ２．３㊀机身－起落架系统振动模态及振动频率分析图１２所示的是飞机－起落架系统在着陆过程中的振动模态和振动频率,从图中可以看出起落架的模态振动属于高频振动,机身的属于低频振动,飞机－起落架系统的振动主要是弯曲与扭转的复合振动,与试验测试结果相一致．表２㊀飞机－起落架系统前３阶模态频率T a b l e ２㊀T h e f i r s t ３m o d a l f r e qu e n c i e s o f a i r c r a f t Ｇl a n d i n gg e a r s ys t e m 阶数机身模态频率(H z)阶数起落架模态频率(H z)１５．３９１１６１．９６２１１．４７２２２６．８２３２１．７９３３３３．９３表２所示的是飞机－起落架系统振动冲击过５９动㊀力㊀学㊀与㊀控㊀制㊀学㊀报２０２３年第２１卷程中前３阶模态频率．图１２㊀飞机－起落架系统模态振型及频率F i g ．１２㊀A i r c r a f t ＧL a n d i n gg e a r s y s t e m m o d e s h a p e s a n d f r e qu e n c i e s ２．４㊀可靠性及安全特性分析结果本文通过对飞机－起落架系统在工作过程中的冲击振动工况进行仿真分析,得到了其在工作过程中的最大变形和最大应力,并且对振动模态和振动频率进行了分析对比,结合其最大变形量,经过动态仿真分析,从而可以判断该无人机在降落过程中整体可靠性和安全性满足设计及试验性能考核鉴定要求．其结果如表３所示．表３㊀滑跑起降无人机装备动态安全特性及极限飞行疲劳寿命T a b l e ３㊀D y n a m i c s a f e t y c h a r a c t e r i s t i c s a n du l t i m a t e f l i gh t f a t i g u e l i f e o f a s l i d i n g t a k e o f f a n d l a n d i n g U A V零件名称许用应力M P a极限疲劳寿命最大等效应力M P a 安全系数分析结论机身１２００２１３６．６４８２．６８２．４９⦾起落架５７０２１３６．６３３５．４１．７Ә注:⦾２ɤ安全系数;Ә１＜安全系数＜２; 安全系数ɤ１３㊀结论本文以飞机－起落架－跑道系统为研究对象,建立了系统方程及动力学仿真模型,对其进行了求解并对系统的动态安全特性进行了分析研究,得到了以下结论:(１)对飞机－起落架－跑道系统的频响曲线进行了分析,指出了系统响应曲线发生弯曲的原因,并且分析了发动机转速与系统振动的关系;(２)针对该型无人机,其滑跑最大起降速度不能低于３０m /s ,机身－起落架系统所能承受的最大落地冲击加速度为２．６５g ;满足 无人机着陆过载ɤ３g的指标要求;(３)该型滑跑起降无人机装备在冲击振动以及复杂跑道环境下极限飞行疲劳寿命为２１３６．６小时,机身与起落架连接处的循环疲劳破坏应力为３３５．４M P a,飞机在该处最先发生疲劳破坏．参考文献[１]王程坤,李秀娟．轮式无人机地面滑跑模型的建立[J ]．电光与控制,２０１７,２４(２):８９－９４．WA N GCK ,L IXJ ．E s t a b l i s h m e n t o f t a x i i n gm o d e l Ｇf o r aw h e e l e dU A V [J ]．E l e c t r o n i c sO p t i c s &C o n Ｇt r o l ,２０１７,２４(２):８９－９４．(i nC h i n e s e)[２]V I G N E S H K A N N A D ,S A B I K N A I N A R D ,V A D I ＧV E L D．M a t e r i a lo p t i m i z a t i o n &a n a l ys i so fs k i d L a n d i n gg e a r [J ]．I n t e r n a t i o n a l J o u r n a l f o r S c i e n t i f i c R e s e a r c ha n d D e v e l o pm e n t ,２０１７,５(４):１５５５－１５６０．[３]MU N K D ,S T E V E N G．O n t h e b e n e f i t s o f a p p l y i n gt o p o l o g y o p t i m i z a t i o n t o s t r u c t u r a l d e s i g no f a i r c r a f t c o m p o n e n t s [J ]．S t r u c t u r a la n d M u l t i d i s c i p l i n a r y O pt i m i z a t i o n ,２０１９,６０(３):１２４５－１２６６．[４]陈丽城,李春涛,张孝伟等．无人机地面动力学建模及分析[J ]．计算机仿真,２０１６,３３(６):１３－１８．C H E NLC ,L I CT ,Z HA N GX W ,e t a l ．M o d e l i n ga n da n a l y s i s o f g r o u n dd yn a m i c s o fU A V [J ]．C o m Ｇpu t e r S i m u l a t i o n ,２０１６,３３(６):１３－１８．(i nC h i n e s e )[５]唐瑞琳,巩磊,王博．飞机起落架动力学建模及地面运动仿真[J ]．科学技术与工程,２０２１,２１(１６):６８８９－６８９７．T A N G RL ,G O N GL ,WA N GB ．L a n d i n g g e a r d yＧn a m i c sm o d e l i n ga n da i r c r a f t g r o u n d m o t i o ns i m u l a Ｇt i o n [J ]．S c i e n c e T e c h n o l o g y a n d E n g i n e e r i n g ,２０２１,２１(１６):６８８９－６８９７．(i nC h i n e s e)[６]熊华,易建强,范国梁等．无人机滑跑段地面支撑力推导及仿真验证[J ]．系统仿真学报,２００９,２０(１):３１１－３１６．X I O N G H ,Y I JQ ,F A N G L ,e t a l ．A n a l ys i sa n d s i m u l a t i o no f t h es u p p o r t i n g fo r c e so v e rU A V d u r Ｇi n g t a x i i n g [J ]．J o u r n a l o f S y s t e m S i m u l a t i o n ,２００９,２０(１):３１１－３１６．(i nC h i n e s e)６９第９期周德元等:滑跑无人机起降过程动力学特性分析及性能底数评估[７]苑强波,张明,冷梦娇等．无人机前轮转弯操纵性能仿真分析[J]．计算机仿真,２０１７,３４(１１):４３－４８．Y U A N QB,Z HA N G M,L E N G MJ,e t a l．A n a l yＧs i so fa i r c r a f tl a n d i n g g e a r w i t hf o u r w h e e l sn o s ew h e e l s t e e r i n g c o n t r o l[J]．C o m p u t e rS i m u l a t i o n,２０１７,３４(１１):４３－４８．(i nC h i n e s e)[８]刘向尧,聂宏,魏小辉,等．某型飞机前起落架落震动力学的仿真分析[J]．航空计算技术,２０１２,４２(４):１０－１３．L I U X Y,N I E H,W E IX H,e ta l．A n a l y s i sa n ds i m u l a t i o no f d r o p d y n a m i c f o r t h e n o s e l a n d i n gg e a r[J]．A e r o n a u t i c a lC o m p u t i n g T e c h n i q u e,２０１２,４２(４):１０－１３．(i nC h i n e s e)[９]王鹏,周洲．飞翼无人机着陆滑跑建模和控制仿真研究[J]．系统仿真学报,２０１１,２３(１):１１８－１２２．WA N GP,Z HO UZ．S t u d y o fm o d e l i n g a n d c o n t r o ls i m u l a t i o nf o rf l y i n gＧw i n g U A Vi n g r o u n d m o t i o nd u r i n g l a n d i n g[J]．J o u r n a lo fS y s te m S i m u l a t i o n,２０１１,２３(１):１１８－１２２．(i nC h i n e s e)[１０]沈华勋,徐亮,陆宇平．飞翼式柔性飞机纵向动力学建模与稳定性分析[J]．动力学与控制报,２０１６,１４(３):２４１－２４６．S H E N H X,X U L,L U YP．L o n g i t u d i n a l d a n a m i cm o d e l i n g a n d s t a b i l i t y a n a l y s i s o f v e r y f l e x i b l e f l y i n gw i n g s[J]．J o u r n a l o fD y n a m i c sa n dC o n t r o l,２０１６,１４(３):２４１－２４６．(i nC h i n e s e)７９。

f35垂直起降F35垂直起降引言F35闻名于世，作为一款先进的战斗机，在垂直起降方面有着突出的性能表现。

本文将探讨F35战斗机的垂直起降性能、工作原理以及相关技术的应用。

通过对这一主题的深入研究，我们能够更好地了解F35战斗机在垂直起降方面的卓越能力。

一、F35战斗机概述F35是美国洛克希德·马丁公司研制的第五代战斗机，是一种具有隐身能力、多用途、单座和双座的战斗机。

它具有出色的空战、对地攻击、电子战等多种作战能力，并且采用了先进的飞行控制系统和传感器套件。

其中一个重要的特征就是它能够实现垂直起降。

二、垂直起降性能1. 飞机动力系统F35战斗机采用了PW F135涡轮发动机，该发动机有足够的推力来支持垂直起降。

它使用了传统的涡扇发动机设计，使得F35能够在垂直起降时产生足够的升力。

2. 垂直起降技术F35战斗机的垂直起降技术主要基于喷气推力矢量技术。

通过改变发动机喷射的气流方向，可以实现无需滑跑就能垂直起飞和着陆。

此外，该战斗机还配备了特别设计的垂直起降舵和滑翔蓝。

这些系统的协同工作使得F35能够在垂直起降操作中保持稳定性和精确度。

三、F35垂直起降工作原理1. 起飞阶段在起飞阶段，F35战斗机的垂直起降开始于垂直升力扇（LiftFan）的工作。

LiftFan位于机身底部，通过向下排列的旋转叶片喷气产生向上的升力。

同时，主发动机喷射的气流也向下导流，增加升力。

这两个系统的协同作用使得F35能够垂直起飞。

2. 着陆阶段在着陆阶段，F35战斗机利用垂直降落舵（Vertical Landing Gear）以及后掠式滑翔蓝（Ski Jump）来实现垂直着陆。

垂直降落舵通过调节位置和角度来改变飞机的下降速率和角度，以确保平稳的垂直着陆。

而滑翔蓝则提供了一个斜坡，帮助战斗机降低速度和垂直降落。

四、F35垂直起降技术的应用1. 航母上的垂直起降F35战斗机的垂直起降能力使得它成为了航母上的理想选择。

DA42NG飞机自动驾驶系统分析与维护DA42NG飞机是一款双发涡轮柴油引擎飞机，具有出色的飞行性能和优良的燃油经济性。

其配备了先进的自动驾驶系统，能够在飞行过程中提供有效的辅助和控制，使飞行员能够更加轻松地操作飞机。

本文将对DA42NG飞机的自动驾驶系统进行分析，并就其维护保养工作进行探讨。

1. 自动驾驶系统概述DA42NG飞机的自动驾驶系统是由先进的飞行控制计算机和相关传感器构成的。

它能够实现飞行的自动导航、高度保持、航向保持、速度控制等功能，大大减轻了飞行员的工作负担，并提高了飞行的安全性和舒适性。

该系统还具备自动起降、自动着陆等功能，使得飞机的操作更加简便。

2. 功能特点DA42NG飞机的自动驾驶系统具有以下几个主要特点：(1)自动导航功能：系统能够通过GPS定位和惯性导航系统确定飞机的位置和航向，实现飞行的自动导航。

(2)高度保持功能：系统能够根据设定的高度值，自动调整飞机的升降舵，保持飞行的稳定高度。

(3)航向保持功能：系统能够根据设定的航向值，自动调整飞机的方向舵，保持飞行的稳定航向。

(4)速度控制功能：系统能够根据设定的速度值，自动调整油门和襟翼，控制飞机的速度。

1. 维护内容DA42NG飞机的自动驾驶系统需要进行定期的维护保养，保证其正常运行。

维护内容主要包括以下几个方面：(1)系统检查：对自动驾驶系统的各个部件进行检查，包括飞行控制计算机、传感器、执行机构等，确保其工作正常。

(2)软件更新：及时对自动驾驶系统的软件进行更新，以修复可能存在的bug，提高系统的稳定性和功能性。

(3)故障排除：对系统可能存在的故障进行排查和修复，确保系统的可靠性和安全性。

(4)零部件更换：对系统中的零部件进行定期更换和维修，延长其使用寿命。

三、结语DA42NG飞机的自动驾驶系统是其重要的辅助设备，能够提高飞行的安全性和舒适性。

对于该系统的维护工作，需要飞行员和维修人员共同努力，保证系统的可靠运行。

飞机起落架的设计与安全性评估飞机起落架是飞机非常重要的组成部分之一，其设计和安全性评估关系到飞机的稳定性和飞行安全。

本文将探讨飞机起落架的设计原理、结构以及安全性评估的重要性。

一、起落架的设计原理飞机起落架的设计原理旨在保证飞机在地面起飞和降落时的稳定性和平衡性。

起落架一般由几个重要组件组成，包括主起落架、前起落架、吊挂系统等。

在设计过程中需要考虑到飞机的重量、速度、起飞和降落的道面情况以及飞行环境等因素。

主起落架是飞机最主要的支撑系统，承受着飞机几乎全部的重量。

它一般由多个主轮和支撑结构组成，能够在飞机起降过程中承受较大的垂直和水平力。

主起落架的设计需要考虑起落架的结构强度、重量以及起飞和降落时的冲击力。

前起落架则是飞机前部支持系统，主要用于平衡飞机在起降过程中的倾斜和前倾力。

前起落架通常由一个或两个轮子组成，分别连接到飞机的前部结构上。

它的设计需要考虑到飞机前部结构的强度和稳定性，以确保飞机在地面起飞和降落时的平衡性。

吊挂系统是起落架的重要组成部分，用于连接起落架与飞机结构。

吊挂系统的设计一般采用可调节的设计，以适应不同飞机的需求。

吊挂系统的设计需要考虑到起落架与飞机结构之间的连接强度和可靠性，确保起落架在飞机起降过程中不会发生脱落或松动。

二、起落架的结构飞机起落架的结构一般包括几个关键组件，如主轮、刹车系统、阻尼系统等。

这些组件协同工作，确保飞机在地面起飞和降落时的稳定性和安全性。

主轮是起落架的重要组成部分，它承受着飞机的重量和地面的冲击力。

主轮一般采用高强度合金材料制造，以保证其结构强度和耐久性。

同时，主轮还具备一定的缓冲和减震功能，以减少飞机起降时产生的震动。

刹车系统是起落架的另一个关键组件，它用于控制飞机在地面行驶时的制动力和停止距离。

刹车系统一般由刹车盘、刹车片、刹车液和刹车操纵机构等组成。

刹车系统的设计需要考虑到飞机的负载、速度以及制动力的分配等因素，以确保飞机在地面停止时的稳定性和安全性。

一、起落架的发展和概述（一）、起落架的发展演变在过去，由于飞机的飞行速度低，对飞机气动外形的要求不十分严格，因此飞机的起落架都由固定的支架和机轮组成，这样对制造来说不需要有很高的技术。

当飞机在空中飞行时，起落架仍然暴露在机身之外。

随着飞机飞行速度的不断提高，飞机很快就跨越了音速的障碍，由于飞行的阻力随着飞行速度的增加而急剧增加，这时，暴露在外的起落架就严重影响了飞机的气动性能，阻碍了飞行速度的进一步提高。

因此，人们便设计出了可收放的起落架，当飞机在空中飞行时就将起落架收到机翼或机身之内，以获得良好的气动性能，飞机着陆时再将起落架放下来。

然而，有得必有失，这样做的不足之处是由于起落架增加了复杂的收放系统，使得飞机的总重增加。

但总的说来是得大于失，因此现代飞机不论是军用飞机还是民航飞机，它们的起落架绝大部分都是可以收放的，只有一小部分超轻型飞机仍然采用固定形式的起落架（如农-5飞机）。

（二）、 起落架的概述起落架是飞机起飞、着陆、滑跑、地面移动和停放所必须的支撑系统，是飞机的重要部件之一，其工作性能的好坏及可靠性直接影响飞机的使用和安全。

通常起落架的质量月占飞机正常起飞总重量的4%—6%，占结构质量的10%—15%。

飞机上安装起落架要达到两个目的：一是吸收并耗散飞机与地面的冲击能量和飞机水平能力；二是保证飞机能够自如二又稳定地完成在地面上的各种动作。

为适应飞机在起飞、着陆滑跑和地面滑行的过程中支撑飞机重力，同时吸收飞机在滑行和着陆时震动和冲击载荷，并且承受相应的载荷，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。

飞机起降方案与技术措施1. 引言飞机起降是航空运输中的重要环节，对航空公司和机场来说，确保飞机起降的安全和效率至关重要。

本文将介绍飞机起降的方案和相关技术措施，以保障航班的正常运行。

2. 飞机起降方案飞机起降方案是针对不同机型和机场情况制定的具体操作方案。

其包括以下几个方面：2.1 机位分配机位分配是指将飞机分配到适当的停机位。

根据机场的停机位数量和类型，航空公司需要合理安排飞机的停靠位置，以保证起降的顺序和效率。

2.2 航班调度航班调度是按照预定的时间表，合理安排飞机起降的时间和顺序。

航空公司需要考虑飞机的转场时间、机场的空闲时段以及航班之间的间隔，以最大限度地保证航班的准点起降。

2.3 天气条件天气条件是飞机起降方案中必须考虑的重要因素。

在恶劣的天气条件下，航空公司需要考虑是否取消或延误航班，以保证飞机和乘客的安全。

3. 技术措施为了进一步提高飞机起降的安全和效率，一些技术措施被引入到飞机起降的过程中。

3.1 自动驾驶系统自动驾驶系统可以提供精确和稳定的飞行控制，减少人为操作的误差和飞行风险。

通过自动驾驶系统，飞机起降过程中可以更好地控制飞机的航向、高度和速度，提高起降的安全性。

3.2 机场导航系统机场导航系统可以提供精确定位和导航服务，使飞机在起飞和降落过程中能够准确地找到机场的航路和跑道。

这些系统可以通过雷达、GPS和仪表等设备来实现，提高了起降的准确性和可靠性。

3.3 环境监测系统环境监测系统可以实时监测飞机起飞和降落区域的天气状况、风向、温度等信息。

通过对环境数据的分析和预测，飞行员和机场运营人员可以做出更好的起降决策，减少天气原因引起的飞行延误和事故风险。

4. 结论飞机起降方案和技术措施是确保航空运输安全和效率的重要保障。

通过合理制定起降方案并引入先进的技术措施，可以提高飞机起降的安全性和准确性。

航空公司和机场应密切合作，不断优化飞机起降的流程和措施，为旅客提供更好的出行体验。

以上是飞机起降方案与技术措施的简要介绍，希望对您有所帮助。

FMECA方法及工程应用案例FMECA（Failure Mode, Effects and Criticality Analysis）是一种常见的故障模式、影响及危害分析方法，用于评估并优化产品或系统的可靠性。

下面将介绍FMECA方法的基本原理和工程应用案例。

1.故障模式识别：通过对产品或系统的各个组成部分进行分析，识别可能的故障模式。

2.故障后果分析：针对每个故障模式，分析其可能引发的后果，包括对产品性能、安全性和可靠性的影响等。

3.影响度评估：根据故障后果的严重程度，评估每个故障模式的影响度。

4.危害级别计算：将故障模式的影响度与故障的频率和难以察觉性结合，计算每个故障模式的危害级别。

5.风险优先排序：按照危害级别对故障模式进行排序，以确定需要优先关注的故障模式。

6.风险控制措施确定：针对高危险级别的故障模式，制定相应的控制措施，包括设计改进、设备维护和操作规程等。

下面以飞机起落架系统的FMECA分析为例，说明FMECA方法在工程应用中的具体过程。

飞机起落架系统是飞机安全性的重要组成部分，故障可能会导致飞机严重事故。

通过FMECA分析，可以识别并排除潜在的故障模式，提高起落架系统的可靠性。

1.故障模式识别：首先对起落架系统的各个部件进行分析，识别可能的故障模式，如起落架的锁定机构脱开、液压系统泄漏等。

2.故障后果分析：对每个故障模式进行后果分析，如锁定机构脱开会导致起落架在操作过程中折叠，液压系统泄漏会导致起落架无法正常放出。

3.影响度评估：根据故障后果的严重程度，对每个故障模式进行评估，如对飞机起降安全性的影响程度。

4.危害级别计算：将影响度与故障的频率和难以察觉性结合，计算每个故障模式的危害级别，如高频率且危害严重的故障模式被评为高危害级别。

5.风险优先排序：按照危害级别对故障模式进行排序，确定需要优先关注的故障模式，如高危害级别的故障模式被列为优先处理对象。

6.风险控制措施确定：针对高危害级别的故障模式，制定相应的控制措施，如加强锁定机构设计，增加液压系统的泄漏检测装置等。

飞机设计手册第 14 分册——起飞着陆系统设计随着现代航空技术的不断发展，飞机设计和制造领域也在不断完善和创新。

起飞着陆系统作为飞机设计的重要组成部分，对飞机的安全性和性能起着至关重要的作用。

本文将对起飞着陆系统进行详细的介绍和设计分析。

一、起飞着陆系统的作用起飞着陆系统是飞机起飞和降落过程中的关键装置，其主要作用包括但不限于以下几个方面：1. 提供起飞和降落所需的动力和推力，确保飞机可以安全起飞和降落。

2. 控制飞机在起飞和降落过程中的姿态和飞行轨迹，保证飞机的稳定性和安全性。

3. 提供刹车和减速装置，帮助飞机在降落后快速减速并停稳。

二、起飞着陆系统的设计要求起飞着陆系统设计需要满足一系列严格的技术要求和安全标准，包括但不限于以下几个方面：1. 可靠性和安全性要求高，起飞和降落是飞机飞行过程中最危险的环节，起飞着陆系统的设计必须能够在各种特殊情况下保证飞机和乘客的安全。

2. 性能稳定和精准，起飞和降落过程需要对飞机的速度、姿态和轨迹有精准的控制，起飞着陆系统需要具有良好的性能稳定性和操控精度。

3. 多样性和适应性，飞机起降的场地和条件各不相同，起飞着陆系统需要能够适应不同的起降场地和环境条件。

三、起飞着陆系统的设计原则在设计起飞着陆系统时，需要遵循一些基本的设计原则，以确保系统具有良好的性能和安全性：1. 安全第一，起飞着陆系统的设计必须以安全为首要考虑因素，确保在任何情况下都能保证飞机和乘客的安全。

2. 稳定可靠，起飞着陆系统需要具有稳定可靠的性能，能够在各种飞行条件下保持飞机的性能和稳定性。

3. 精准操控，起飞着陆系统需要能够实现精准的操控和调整，确保飞机在起降过程中能够按照预定轨迹和姿态进行飞行。

四、起飞着陆系统的设计要点在实际的起飞着陆系统设计工作中，需要特别关注一些重要的技术要点，包括但不限于以下几个方面：1. 引擎和动力系统的设计，确保提供足够的动力和推力，以满足起飞和爬升的要求。