南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45 頁 第 1 頁 目 錄 1 引言 1 2 正文 2 2.1 緒論 2 2.1.1 起落架的設計要求 2 2.1.2 起落架的 外載荷 3 2.1.3 起落架的布置型式 5 2.2 總體方案的設計 7 2.2.1 本設計的特點 7 2.2 2 起落架收放方式選擇 8 2.2 3 起落架結構型式的選擇 12 2.2 4 起落架緩沖裝置的選擇 15 2.2 5 起 落架轉彎系統(tǒng)的選擇 22 2.2 6 起 落架各作動筒的選擇 25 2.2 7 起落架輪胎的選擇 29 2.2 8 起落 架有關參數(shù)的計算和校核 31 2.2 9 起 落架結構的疲勞設計與起落架的試驗 32 2.3 動畫模擬 34 3 結論 42 4 致謝 43 5 參考文獻 44 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45 頁 第 2 頁 1.引言 起落架是供飛機起飛、著陸時在地面上滑跑、滑行停放用的。它是飛機的主要部件之一，其工作性能 的好壞以及可靠性直接影響飛機的使用和安全。具體說，起落架主要功 用有：一是吸收并耗散飛機著陸垂直速度所產生的動能；二是保證飛機能夠自如而又穩(wěn)定地完成在地面上的各種動作。為了有效地完成起功能，起落架設計面臨著結構設計、機構設計、空氣動力性能以及由飛機用途決定和維修人員提出的使用、維修等方面一系列存在的有一定矛盾的各種要求。舉例來說，在多數(shù)情況下飛機起落架整個裝置的重量占全機重量的 3%5%，占飛機結構重量的 10%15%；而它必須在飛機升空后能收入到機體結構和飛機阻力影響最小的空間中去。然而，現(xiàn)代飛機速度增大；現(xiàn)代戰(zhàn)斗機均要求有近距離起落等高性能；一些大型運輸機比過去重的多（如波音 -747 的重量是波音 -707-320 的兩倍多），此時就必須采用大的多輪式起落架；同時上述種種原因使起落架的各種裝置比過去更為復雜，而使其起落架的空間更顯緊張。由此可見，設計人員要找到一個能最好地協(xié)調各種要求，同時又使結構輕、成本低的設計方案變得越來越困難了。 現(xiàn)代飛機起落架是由結構、機構和各種系統(tǒng)共同組成的復雜機械裝置，包括減震系統(tǒng)、受力支柱、撐桿、機輪、剎車裝置和防滑控制系統(tǒng)、收放機構、電氣系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)和其他一些系統(tǒng)和裝置。因此起落架設計比飛機結構設計的其他部件要包含更多的工程專業(yè)。 起落架材 料的發(fā)展狀況， 歐美國家起落架選用 300M 和 35NCD16 低合金超高強度鋼整體鍛件結構加工工藝，零件外形加工后進行真空熱處理或可控氣氛熱處理。材料利用率只有 12.5%-25.0%。 俄羅斯起落架選用 30CrMnSiNi2A（真空冶煉）低合金超高強度鋼鍛件焊接結構加工工藝，主要受力構件采用高壓真空電子束焊焊接，焊后進行熱處理（空氣爐加熱 +鹽浴爐淬火）。 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45 頁 第 3 頁 目前，新型的高強度、高韌性和高腐蝕抗力的改進型鎳 -鈷低碳合金鋼已開始在艦載飛機起落架上應用，最典型的材料是 AerMet100 和 AF100，此類材料除 具有優(yōu)異的綜合力學性能外，還具有優(yōu)良的疲勞性能和焊接性能，可替代現(xiàn)在使用的起落架結構材料 300M 和 4340 鋼等。 國內起落架受力構件材料主要采用 300M和 30CrMnSiNi2A超高強度鋼，有的采用整體加工，有的采用焊接結構。大型構件的深孔加工和熱處理變形控制以及超高強度鋼的高效數(shù)控切削加工是國內起落架加工存在的主要問題。另外 AerMet100 鋼尚未應用。 飛機起落架主要有以下幾種類型： 帶機輪的起落架、雪橇、船身式、浮動式，分別用于陸地，雪地水上起降。 2.正文 2.1 緒論 2.1.1起落架的設計要求 起落架與飛機機體結構有同樣的結構設計要求：即在保證起落架結構的強度、剛度以及預期的安全壽命的前提下重量最輕；同時要求起落架使用、維護方便；易于更換、修理；還有空氣動力和工藝性、經濟性要求。在使用中起落架系統(tǒng)范疇出現(xiàn)的問題比較多，而它與飛機的安全又有很大關系，因此起落架應具有很高的可靠性。起落架處于復雜的疲勞載荷作用下，就其設計準則而言與飛機的機體結構有所不同，就目前看它一般按全壽命（即疲勞壽命）原理設計，而不按損傷容限原理設計。這主要由于起落架構件因載荷大而多采用高強度或超高強材料，其臨界裂紋長度小，從裂紋 可見檢出到裂紋擴展壽命短；在有些部位裂紋的檢查比較困難。因此，目前國內外在進行起落架設計時均按安全壽命設計。過去的起落架壽命大大低于飛機機體結構的壽命，需定期更換。現(xiàn)在國外在起落架設計時都要求起落架與機體結構同南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45 頁 第 4 頁 壽，并實現(xiàn)了這一要求，我國也基本達到這一水平。 除了要達到上述要求外，起落架還應滿足與本身功能有關的各項要求： （ 1） 在起飛和著陸滑跑、滑行、機動或牽引時，飛機有良好的操縱性和穩(wěn)定性。這是通過合理選擇起落架參數(shù)、布局、減震和剎車系統(tǒng)性能來達到的。 （ 2） 著陸和滑行時對動載荷有良好的減震緩沖性能。減震系統(tǒng)應能吸收著 陸撞擊時的全部額定能量，使飛機結構件上的載荷不超過設計值。這些能量應由減震緩沖系統(tǒng)消耗掉。 （ 3） 在給定寬度的機場跑道上有 180。轉彎的能力。實現(xiàn)轉彎主要利用可操縱的機輪、剎車裝置和發(fā)動機，并要合理選配起落架參數(shù)、類型、數(shù)量和機輪的布置。 （ 4） 保證起落架艙門打開、關上及支柱收上、放下時有可靠的鎖定機構。不允許在飛行中發(fā)生起落架自行脫落和地面上自行收起的現(xiàn)象，因此起落架手起機構應能鎖定。起落架的收起時間應盡可能短。 （ 5） 在選取起落架的參數(shù)和支柱的結構形式時，在滿足強度、剛度和壽命的條件下使起落架盡可能輕 。 2.1.2起落架 的外載荷： （ 1） 著陸撞擊載荷 飛機降落時可能是三點著陸、兩點著陸、甚至一點 圖 1.1 著 陸 撞 擊 情 況（ 三 點 著 陸 （ 兩 點 側 滑 著 陸 一點側滑著陸南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45 頁 第 5 頁 著陸或側滑著陸。這樣飛機以一定下沉速度著陸時會受到不同的撞擊載荷，如垂直撞擊、前方撞擊和慣性力矩等。如圖 1.1 （ 2） 滑跑沖擊載荷 飛機在起飛、著陸的滑跑過程中，道面不平或到面上有雜物都會引起起落架的沖擊載荷（圖 1.2）。 在著陸滑跑中還會由于未被消耗掉的著陸能量引起的震動載荷，這些載荷比著陸載荷要小，但由于滑跑距離長，因此滑跑沖擊載荷的反復作用次數(shù)多。 （ 3） 剎車載荷 為了縮短著陸距離，在滑跑過程中需要剎車 。這時有較大的X 向載荷，即輪胎與地面的摩擦力 Pf，還回有剎車力矩引起的 Y向載荷（圖 1.3）。 （ 4） 靜態(tài)操縱載荷和地面停放載荷 飛機在牽引、進入定位時常用牽引架進行 個方向的推、拉、扭、擺、造成靜態(tài)操縱載荷。飛機停放并固定在地面上時，有可能受到大風引起的系留載荷，這在沿海地區(qū)更應加以考慮。起落架還受有其他一些載荷，如收放機構傳來的載荷；多輪式起落架由于各輪受載不均而產生的偏心載荷等等。 圖 剎車載荷圖 1 . 2 滑 跑 沖 擊 載 荷南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45 頁 第 6 頁 總之，起落架的載荷多種多樣，必須注意的是起落架所受的力大多是動載荷，伴隨著減震器的伸縮、 機輪的旋轉和剎車等，可能出現(xiàn)各種振動，加之多次起落的重復受載（一般現(xiàn)代運輸機可能要完成 6000070000 個起落），因此對起落架因疲勞載荷引起的損傷和破壞應著重加以考慮。 2.1.3 起落架的布置型式 : 起落架的配置型式和參數(shù)選取不僅能保證飛機在機場上運動時有 操縱穩(wěn)定性，而且也決定了支柱的受載、起落架的重量特性以及連接起落架的飛機部件的重量特性。在飛機出現(xiàn)的初期，曾采用過四點式起落架如圖 2.1（ a）。后來實踐證明，只要有三點，飛機就可以在地面穩(wěn)定的運動，因而采用了后三點式和前三點式如下圖 2.1（ b）（ c）所示，除此以外，起落架還有：單主輪式、四點式、自行車式、和多支點式。其中單主輪式僅用滑翔機還上，四點式可以認為是雙自行車式。 前三點式起落架的兩個支點（主輪）對稱地安置在飛機重心后面，第三個支點（前輪）位于機身前部，尾部通常還裝有保護座，防止在起飛離地時出現(xiàn)檫尾如圖 2.1（ c）；后三點式起落架的兩個支點（主輪）對稱地安置在南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45 頁 第 7 頁 飛機的重心前面，第三個支點（尾輪）位于飛機尾部如圖 2.1（ b）。由于機身前部裝有活 塞式發(fā)動機，安裝前起落架比較困難，同時，前三點飛機在著陸滑跑是迎角較小，不能很好地利用氣動阻力來縮短滑跑距離，因此，前三點式起落架很少采用。 后三點起落架與前三點起落架相比，除了具有在螺旋槳飛機上容易配置和便于利用氣動阻力使飛機減速等優(yōu)點外，它的構造比較簡單，重量輕。但是，具有后三點式起落架的飛機地面運動的穩(wěn)定性較差，例如駕駛員操縱不當時飛機容易打地轉。此外，這種飛機著陸時須三點接地，操縱比較困難。如果飛機以較大的速度兩點接地，因兩主輪位于飛機重心前面，地面反作用力會對飛機重心形成上迎力矩，使飛機的迎角增大 ，升力增大，飛機就要向上飄起，即發(fā)生所謂的“跳躍”現(xiàn)象。由于這些缺點對低速飛機來說并不十分嚴重，所以在 20 世紀初到 30 年代末之間，后三點式起落架曾得到極為普遍的應用。 隨著飛機的起飛、著陸速度不斷增大，后三點式起落架性能與對飛機地面運動的要求之間的矛盾日趨尖銳。例如，為了縮短滑跑距離，在機輪上安裝剎車裝置，結果卻增大了飛機向前倒立（拿大頂）的可能性；又如在起飛、著陸速度較大的情況下，后三點式起落架飛機還容易打轉。為了解決這個問題，在新的條件下（如著陸減速問題已經解決），前三點式起落架又重新得到應用。具有前三 點式起落架的飛機，地面運動的穩(wěn)定性好，由于飛機重心為于主輪的前邊，因而有助于阻止飛機在滑行時的打地轉，作用于重心上的力使飛機保持向前作直線運動而不會打轉，滑行中不容易偏轉和倒立；著陸時，只有兩個主輪接觸，比較容易操縱。此外，這種飛機在地面運動時，機身與地面接近平行，駕駛員的視界較好 對噴氣式飛機來說，前三點式起落架還能使飛機軸線基本與地面平行，避免發(fā)動機噴出的燃氣損壞跑道。前三點式起落架的主要缺點是前起落架承受的載荷較大，而且前輪在跑道中容易產生擺震。總的來說，前三點起落架南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45 頁 第 8 頁 比較適用于速度較大的飛機。因此，從 20 世紀 40 年代初開始，便得到了迅速的推廣，目前已成為起落架在飛機上配置的主要形式。 自行車式起落架的兩組主輪分別安置在機身下部、飛機重心的前后，另有兩個輔助輪對稱裝于左右機翼下面，如圖 2.1（ e）。這種形式基本上具備前三點式的優(yōu)點，但由于前起落架比前三點式更靠近重心，因此要承擔約40%的總載荷，起飛時抬頭困難，有時要安裝自動增大起飛迎角的裝置。此外，因其不能采用左、右輪剎車力不同的方式來幫助飛機的轉彎，因此要在前輪上安裝轉彎機構。為使前、主起落架都收藏在機身內所需的開口一般會使結構增重較多（與其他型式比） 。因而這種型式僅在個別飛機上應用，如英國的垂直 短距起落的戰(zhàn)斗機“獵兔狗”。 多點式起落架常用于一些重型飛機，如波音 747 飛機，它由一個前起落架，兩個機身起落架和兩個大翼起落架構成，此種布局可以將飛機的重量分散在一個較大的面積上。如圖 2.1（ d） 現(xiàn)代飛機起落架機輪的數(shù)量有多種形式。一般前起落架有兩個機輪，每個主起落架大多有 26 個機輪，最常見的是 4 個機輪。多機輪的布置把飛機的重量分散到一個較大的面積上；另外，萬一有一個機輪被破壞時還能提供一個安全余量。 2.2 總體方案設計 2.2.1 本設計的特點： 本 設計選擇前三點式起落架，起落架高度較小、著陸速度較大、飛行跑道稍差的某型高速教練機的前起落架收放機構的設計。在初步了解起落裝置的功用、組成及設計要求后，設計中具體地分析和比較了幾種起落架的結構形式。例如，在設計中列出了簡單支柱式、撐桿支柱式、搖臂支柱式、外伸式四種結構型式，最后結合了各種結構的特點和本設計的要求才選定采用搖臂支柱式起落架。其它部分零件和部件都是根據(jù)這種結構型式的要求而選南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45 頁 第 9 頁 定的。在繪制完零件圖、部件圖和裝配圖之前，還要構思出起落架結構的運動方案，只有收放結構確定下來才可以設計整個起落架其它部分的 參數(shù)。 在本設計中僅僅有理論計算是不行的，它比較抽象，我通過計算機將起落架收放動作（也就是在飛機起飛和著陸及在地面運動時）動畫模擬出來，給人一目了然，很形象。這也是本設計的一個特點。 2.2.2 起落架收放方式選擇： 為了減小飛行阻力，以提高飛行速度、增大航程和改善飛行性能，現(xiàn)代飛機的起落架大多是可收放的。 飛行速度大于 250Km/h的飛機在飛行中起落架要收起，這樣可以大大降低飛機的迎風阻力，改善氣動性能以及飛行性能。可收放起落架盡管增加了重量，使飛機的結構設計和 使用復雜化了，但總的效率提高了。起落架的收 放方式、起落架本身及其收放結構越簡單，機翼、機身和起落架艙的承力型式也越簡單，起落架要求的收放空間就越小，收放起落架就能得到更多的效益。 1. 展向收放 展向收放機構一般是用于主起落架上，沿展向收放有以下幾種方式： （ 1） 機輪往機身方向運動圖， 2.4（ a），這種方式常用于在機翼根部結構高度可以容納機輪的情況。 （ 2） 機輪遠離機身方向運動圖， 2.4（ b），這種方式適用于小機輪起落架。當處于收上位置時，質量外移，使飛機的機動性能變壞。這種方式的收放機構也比其他方式要復雜，因此較少采用。 （ 3） 機輪往機身方向運動并將機輪收入機身中 圖， 2.4（ c），這種方式多用于單翼飛機，更適合帶小車式主起落架的收放。 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 10頁 （ 4） 機輪往機身方向運動，將機輪收入機身并使機輪轉向，圖 2.4（ d），這種方式用在高速薄機翼飛上，因為機輪不放進機翼中。由于帶了機輪轉向機構，其機構較為復雜。 圖 2.4（ a）、圖 2.4（ c）、 2.4（ d）的方式中，當機輪處于收上狀態(tài)時，飛機相對于縱軸和垂直軸的慣性矩減小了，這有利于提高飛機的機動性能。 2. 弦向收放 弦向收放一般用于前起落架上，前起落架通過機輪的向前或向后運動收入機身中，后支柱經常向后運動收入機身尾部整流罩中。在選擇前 起落架支柱收放方向除了要考慮總體布局外，還必須考慮盡量減小飛機重心位置改變的要求。 從這個觀點出發(fā)，當主起落架向后運動收放時，前起落架應向前運動收放而主起落架向前收放時，前起落架應向后運動收放。前起落架的收放方式比主起落架的收放方式簡單。前起落架收放方式如圖 2.5。 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 11頁 3. 收放位置鎖 收放位置鎖用來把起落架鎖定在收上和放下位置，以防起落架在飛行中自動放下和受到撞擊時自動收起。 收放位置鎖通常有兩種形式：掛鉤式和撐桿式。 （ 1） 掛鉤式 掛鉤式主要由鎖鉤、鎖簧和鎖滾輪（或稱鎖扣）組成。通常通過鎖作動筒、搖臂及連桿 作動當鎖滾輪進入到鎖鉤即為入鎖狀態(tài)。當無液壓時鎖簧可保持其處于鎖定狀態(tài)。主起落架收上位置鎖通常采用掛鉤式鎖機構。 （ 2） 撐桿式（過中心鎖） 掛鉤式一般適用于主起落架，本設計是前起落架，所以用撐桿式。由前鎖連桿、后鎖連桿、鎖簧及鎖作動筒等組成，由鎖作動筒作動，如圖 2.6 所示。鎖連桿與阻力桿中央鉸接點鉸接。其鎖定原理是：通過限制阻力桿的折疊或展開運動而使起落架鎖定。當前鎖連桿及后鎖連桿運動到過中心時即為鎖定狀態(tài)。當無液壓時，縮簧可以保持其處于鎖定狀態(tài)。現(xiàn)在飛機前起落架常采用這種結構。前起落架的收放必須通過前起 落架的阻力桿折疊或展開來實現(xiàn)。而撐桿式鎖機構，就是通過限制阻力桿的這種運動而使起落架鎖定。 當前起落架放下時，鎖作動筒通過后鎖連桿使鎖機構運動到過中心位置。鎖簧使其保持在過中心位置（當無液壓時），使阻力桿不能折疊，從而南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 12頁 使起落架放下鎖好。當要收起起落架時，必須通過鎖作動筒驅動后鎖連桿，使鎖機構越過中心位置，阻力桿可以折疊，從而實現(xiàn)她的作用。 圖 2.6 撐桿式鎖 4. 收放方式的確定 飛機起落架收放方式一般有展向和弦向收放兩種，前起落架一般用弦向收放，考慮到現(xiàn)代飛機機頭要安裝很多很復雜的設備，如較大的相控 雷達，所以本設計中的前起落架采用的弦向收放中的向機后運動并伸入機體內。如圖 2.7 圖 2.7 前起落架的收放結構 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 13頁 2.2.3 起落架結構型式的選擇： 起落架的結構主要由受力支柱、減震器（當支柱和減震器合成一個構件時則稱為減震支柱）、扭力臂或搖臂、機輪和剎車裝置等主要構件組成。它有以下幾種結構型式： 1 支柱式 支柱式起落架有兩種型式，分別為簡單支柱式和撐桿支柱式。主要的受力構件是減震支柱，她上連機體結構，下連機輪，本身作為梁柱受力。如圖 3.3 這兩種結構型式有如下幾個特點： （ 1） 結構簡單緊湊，傳 力較直接，圓筒形支柱具有較好的抗壓、抗彎、抗扭的綜合性能，因而重量較輕，容易收藏。 （ 2） 可用不同的輪軸、輪叉形式來調整機輪接地點與機體結構連接點間的相互位置和整個起落架的高度。 （ 3） 簡單支柱式由于上端兩個支點很靠近，減震支柱接近于一懸臂梁，因而上端的根部彎矩大。撐桿支柱式則常在支柱中部附近加一撐桿，是減震支柱以雙支點外伸梁的形式受力，大大減小了支柱上端的彎矩。 （ 4） 這兩種減針支柱本身要手彎，所以它的密封性較差，減震器內部灌充的氣體壓力將因此受到限制，一般其初壓力約為 3MPa（ 30 個大氣壓），最大許可壓力約為 10 MPa（ 100 個大氣壓）。因而減震器行程較大，整個支柱較長，重量增加。 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 14頁 （ 5） 由于減震支柱的活動桿與外筒（它直接與機體結構相連）之間不可能直接傳遞機輪載荷引起的扭矩，因此內桿與外筒之間必須用扭力臂連接。 以上兩種形式常用于起落架較長、使用跑道路面較好、前方撞擊較小的飛機上，并更多地在主起落架上采用。 2. 搖臂式 搖臂支柱式起落架有兩種形式，一是將減震器與受力支柱分開如圖 3.4；另一種是將減震器與受力支柱合二為一如圖 3.5，在減震器下方用萬向鉸與搖臂相連，減震支柱的外筒上則固定有旋轉臂下部接頭，這種形式宜在前輪上使用，便于轉彎。 減震器和受力支柱分開 搖臂支柱式起落架的基本受力構件比前訴的簡單支柱式多了一個搖臂，但不再需要扭力臂。搖臂前連支柱，中連減震器活動內桿，后連輪軸、機輪。這種形式的特點如下： 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 15頁 圖 3.5 搖臂式 減震器與受力支柱喝二為一 （ 1） 搖臂支柱式不僅對垂直撞擊，而且對前方撞擊（如不平的跑道上顛跑）和剎車等均有減震能力。機輪可隨搖臂繞前支點上下移動，提高了在不平道面上的適應性，減小了過載，改善了起落 架的受力性能。 （ 2） 由于減震器連接在搖臂的中部，通過搖臂穿給它的力比地面作用在機輪上的力大，因而吸收同樣的撞擊能量時減震器所需的壓縮行程比簡單支柱式小，可降低起落架的長度。 （ 3） 減震器可設計成只受軸力，不受彎矩的，改善了受力性能，因而密封性好，可提高減震器內部的充氣壓力。一般初壓力可大到 10Mpa，最大許可壓力可達到 50 Mpa 左右。這樣減震器吸收同樣能量時其行程較小，減震器尺寸可作得比較小，與簡單支柱式相比，起落架的整個高度可以減小。 （ 4） 機輪上的外載引起的扭矩由搖臂傳給支柱，再傳給機體結構。 這種形式適用于起落架 高度較小、著陸速度較大、 使用跑道較差的飛機上，尤其是在前起落架上用得較多。 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 16頁 綜合比較這幾種結構形式的起落架的優(yōu)缺點，我選擇搖臂式起落架 （減震器與受力支柱喝二為一），當然這種起落架也有它的缺點，比如它的構造和工藝均較復雜，搖臂受力大且復雜，交點多，協(xié)調關系多，也很重，但它的優(yōu)點彌補了它的一些不足，而且符合本設計的特點，是完全可取的結構。 2.2.4 起落架緩沖裝置的選擇： 起落架緩沖裝置由輪胎和緩沖器組成。其中 減震器（也稱緩沖器）是所有現(xiàn)代起落架所必須具備的構件，也是最重要的構件。某些起落架可以沒有機輪 、剎車、收放系統(tǒng)等，但是他們必須有某種形式的減震器。而輪胎雖然也能吸收一部分能量，但僅占減震系統(tǒng)總量的 10%15%。當飛機以一定的下沉速度著陸時，起落架會受到很大的撞擊，并來回振動。減震裝置的主要作用就是用來吸收著陸和滑行時的撞擊能，以使作用到機體上的載荷減小到可以接受的程度；同時須使振動很快衰減。 按照緩沖原理：產生盡可能大的變形來吸收撞擊動能，以減小物體受到的撞擊力；盡快地消散能量，使物體碰撞后的顛簸跳動迅速停止。對起落架緩沖裝置有以下幾點要求： （ 1） 緩沖裝置在達到最大壓縮量時，應能吸收完規(guī)定的最大能量，而載荷不超過規(guī)定的最大值。如果載荷超過規(guī)定植，飛機各部分受力就會過大；如果吸收不完規(guī)定的最大能量，則會產生剛性撞擊，同樣要使飛機各部分的受力增大。 （ 2） 緩沖裝置要盡可能大的熱耗作用。緩沖裝置的熱耗作用越大，就越能減弱飛機的顛簸跳動，而使飛機迅速平穩(wěn)下來。 （ 3） 緩沖裝置在壓縮過程中承受的載荷，應隨壓縮量的增大而逐漸增大。如果在壓縮量不大時，就承受很大的載荷，則緩沖裝置即使在吸收較小的撞擊動能時，也會使各部分經常受到南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 17頁 很大的力，如長期如此，飛機的某些結構就會因疲勞提前損壞。 （ 4） 緩沖裝置要有連續(xù)接受撞擊的能力，因此它完成一次 壓縮和伸張的時間（叫做工作周期）不能太長。 （ 5） 工作性能受外界因素（如大氣溫度）變化的影響小：密封裝置應保證緩沖器不漏氣、不漏油，不因摩擦力過大而翻蓋緩沖器的正常壓縮和伸張等。 減震器的類型 總的來說 減震器可分為兩大類：一類是由橡膠或鋼制的固體“彈簧”式減器， 另一類是使用氣體、油液或兩者混合（通常稱油氣式）的液體“彈簧”式 減震器利用橡膠、剛彈簧和氣體作為介質的減震器是利用介質變形吸收撞擊動能，靠介質內的分子摩擦消耗能量，因此這些減震器的熱耗作用很小，只適用于輕型低速飛機以及后三點式起落架的尾輪。 油 氣式緩沖器 油氣式緩沖支柱主要利用氣體的壓縮變形吸收撞擊動能，利用油液高速流節(jié)流小孔的摩擦消耗能量（氣存儲和釋放能量）。它的基本組成包括外筒、活塞、活塞桿、帶小孔的隔板和密封裝置等。外筒內腔下部裝油，上部裝氣。緩沖裝置在未受外力時，由于冷氣壓力的作用，活塞處在最低位置，如圖 5.1所示。 假如用可壓縮的空氣注入一個帶活塞的圓筒內進行減震，即用氣體彈簧，只要密封得好，就可以多次使用。而且可通過改變里面的初氣壓來調節(jié)剛度，吸能減震的壓縮行程也控制得較長，載荷上升均勻，減小過載的效果顯著。因此起落架上的減震器首選就應是一個密 封的、內充壓縮空氣的活塞筒，構造如圖 5.2 所示。 但純氣體的減震器存在著許多缺點，不適用，主要原因有下面幾點： 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 18頁 (1).它只能吸收能量，減少撞擊過載，但不能消散能量。就象一般彈簧一樣，往復振動。這樣對駕駛員、飛機結構、裝載、機載設備等都不利。 (2).它的功量圖中間是凹下去的，不夠充實，吸能的效率較低。這樣，行程和末壓力將會增大，從而導致減震器的尺寸和過載增大。 氣體減震器存在上述缺點，其原因是在于減震器所吸收的撞擊能基本上都儲存壓縮氣體內而未散失掉。因而撞擊過后，氣體就反過來對活塞作功，放出能量，把活塞 桿又推了出來，使飛機反彈而上下振動。另外，在初開行程階段，活塞向內壓縮時的力（即吸能作功的力）小，因而功量曲線此段很低，使整個功量圖不夠充實。要改進就必須增加進油孔、限流裝置和變限流孔面積的裝置。加進油液和限流孔后，這樣在活塞運動的過程中，油液就被來回擠過限流孔，受到的阻力增大，油液流經限流孔摩擦生熱，將撞擊能變?yōu)闊崮芟⒌袅恕?簡單的油氣式減震器也存在一些缺點： (1).在壓縮過程中載荷不均勻，有忽高忽低的現(xiàn)象，甚至會在壓縮行程初期出現(xiàn)危險過載，并使飛機反跳。 (2).在伸展的過程中消散的能量少。 因此 只有限流孔還不行，必須加裝變限流面積（變油孔）的裝置。最常用的變限流孔面積的裝置就是在活塞上加裝一變截面的油針。隨著壓縮行程，油針逐漸穿進限流孔。這樣就是限流孔實際面積，最初大，后來小，實現(xiàn)了在壓縮過程中變油孔面積的要求。在伸展的行程中，又必須加裝制動活門。它在壓縮行程時被油液沖開而不遮蓋限流孔，不起什么作用。但在伸展行程時，它受油液的沖壓，蓋住了限流孔的一部分，進一步減小了限流孔的面積，實現(xiàn)了在伸展過程中的變油孔的要求。 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 19頁 油氣式緩沖支柱的構造形式 其構造特點是，密封裝置固定在外筒的下端，而制動活門則裝 在活塞內筒上。壓縮時油面上升，同時內、外間的油室反流，沖開制動活門流油而作功散能。伸展時內、外筒間的油液被擠壓而向上流，沖壓制動活門蓋住原來的流油孔。此時油液只能從制動活門蓋環(huán)上的小孔回流，進行制動散能。這種形式，由于流油孔環(huán)布與活塞頭上，油孔較多，遮蓋后可大大提高制動效果，因而伸展行程消散能量的調節(jié)能力較大。又由于活塞的有效面積是內筒外徑所決定的面積，因而較小。減震過程中氣體體積的變化緩和，減震特性柔軟，吸收同樣的撞擊能時行程較大，所以尺寸也較大。它常用與支柱式起落架配合使用。其機構形式如圖 5.3 圖 5.3 通流孔流通面積可以調節(jié)的油氣式緩沖支柱 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 20頁 1 氣體 氣體起到兩個作用，一是減震支柱受載、氣體被壓縮時氣體吸收能量，起緩沖墊和滑跑減震作用；二是撞擊過后壓力增大的氣體將支柱重新頂出。 根據(jù)氣體力學的知識和活塞桿的受力平衡可知（略去摩擦力影響情況下） 00np VpV ；ap pF （ 1） 式中 0p，0V 氣體的初氣壓和初體積 ； p ,V 任意壓縮位置時的氣壓和體積 F 活塞承受氣壓的有效面積 ；0p 氣體對活塞的總壓力： n 氣體壓縮過程的多變指數(shù)，它隨氣體在壓縮過程中的熱交換情況而定：等溫過程時為 1；絕熱過程為 1.4；在油氣式減震器內有一定程度的熱交換，通常取 n 為 1.2 由式（ 1）得出 000 0 , 00011naaVVP p F p F PFSV V F SV （ 2） 式中 S 活塞的壓縮行程。 減震器內氣體所吸收的能量為 00 0 0s s sa a s a aA P d S p p F d S p d V ，（因為 FdS dV ） （ 3） 有因 1/00npVVp ； 1/0( 1 / ) 101 nnpdV dpV n p （ 4） 所以 100011nnapV pAnp （ 5） 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 21頁 aA 就是aPS工作曲線下的面積，故aPS圖稱功量圖。 2 油液和阻尼孔的的作用及對功量圖的影響 加進油液和阻尼孔后，在活塞運動的過程中油液就被來回擠過阻尼孔，使減震支柱運動時受到的阻力增大；油液流經阻尼孔摩擦生熱，將撞擊能變?yōu)闊崮芟⒌簟?設液流經阻尼孔時受到的阻力為lP，活塞運動時的機械摩擦力為fP，減震支柱上的外載為saP，那么 由力的平衡關系可得到 壓縮行程時 s a a f lP P P P 伸展行程時 s a a f lP P P P 加進油液和阻尼孔的減震器吸收和消散的能量大為增加，從原理上解決了純氣體減震器的缺點。但它也有不足之處 。 （ 1）在壓縮過程中載荷不均勻，有忽高忽低的現(xiàn)象，甚至會在壓縮行程初期就出現(xiàn)危險過載，使飛機反跳。 （ 2）在伸展過程中消散的能量少。 改善這些缺點最有效的辦法是，在減震器工作過程中改變阻尼孔的面積，使它在壓縮 行程中的初始階段大，以后逐漸減小，而在伸展行程中則進一步減小。 全油液式減震器 全油液式減震器的構造（圖 5.4）與油氣式基本相同，不過沒有氣體。在全伸展的狀態(tài)下，筒腔內全部充滿液體。減震器工作時，油液被來回擠壓流過油孔而起到吸功散能、緩沖減振作用。油液式減震緩沖器是利用液體作為彈性元件。有些液體在高壓作用下具有相對高的體積壓縮比。例如，煤油在 p=350Mpa 的壓力作用下體積可以壓縮 15%，但是液體的體積壓縮性好，其潤滑條件就差，液體與減震緩沖器軸襯之間的摩擦力增大，為了解決這個問南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 22頁 題，可以在油液里加輕質礦物 油。 油液式減震緩沖器油活塞筒、帶活塞的支柱和密封裝置組成。活塞將緩沖器的內部容積分成兩個腔，腔內充有一定 0初壓的油液，兩腔之間可以通過活塞上的小孔連接。 在支柱壓力的作用下，減震緩沖器壓縮，活塞內部體積變小，油液受壓力并同時通過小孔從一個腔流入另一個腔。沖擊載荷的所有能量都被液流吸收，其中一部分使油液壓縮并儲存在油液中，另一部分消耗在使油液通過小空時克服摩擦力上，這時油液會發(fā)熱。消耗在克服液體阻力并發(fā)熱的那部分能量轉變成熱能后通過筒壁消散在大氣中。圖 5.5 為不考慮軸襯處摩擦力的情況下油液式減震緩沖器的工作 曲線。曲線 ABC 表示壓縮油液必須的壓力Pcom 隨減震緩沖器行程的變化，面積 OABCFO 表示正行程中消耗在液體壓縮上的能量。在正行程中為了克服油液阻力所需的力是 Pliq1，所以，面積ADCFOA 就是緩沖器吸收的所有能量。面積 ADCBA 就是當油液流經小孔時克服摩擦力所消耗的并以熱的形式消耗在大氣中的能量。 在壓縮后，由于液體中儲存的能量，減震緩沖器開始反行程。這時，又有一部分能量消耗在克服油液通過小孔從一個腔流入另一個腔時的摩擦力。在這種情況，一部分能量消散在大氣中。在工作曲線圖上，這部分能量就是 ABCEA 面積 ，剩余的能量將在后續(xù)的循環(huán)中消耗掉。 圖 5.4 油液式緩沖器簡圖 圖 5.5 油液式緩沖器工作曲線 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 23頁 綜合考慮上面的幾種形式的減震器的優(yōu)缺點和不同類型的效率和效率效率 /重量比較圖，如圖 5.6 所示，選擇 通流孔流通面積可以調節(jié)的油氣式緩沖支柱比較合適。 這種緩沖器不僅能消除載荷高峰并取得較大的熱耗作用，而且還可以減小飛機在高速滑跑中受到的載荷。被廣泛用在現(xiàn)代飛機的起落架上。 2.2.5 前起落架轉彎系統(tǒng)的選擇： 轉彎系統(tǒng)用于飛機在地面滑跑時的方向控制。保證飛機在地面運動是有足夠的滑跑穩(wěn)定性，前輪應 該能繞支柱軸線自由定向旋轉。飛機受到側向力而使機頭偏向時，前輪應能自動轉回原方向，并使飛機也能方便轉回原方向滑跑，而不致越偏越大，如果前輪固定死，前輪處的摩擦力將產生一定的不穩(wěn)定力矩，使機頭有越偏越大的趨勢，如圖 6.1 所示。另外，地面滑行剎車轉彎時也需要前輪能自由偏轉來減小轉彎半徑。所以，現(xiàn)代飛機前輪都是不固定死的，而有一定的自由度，其最大值 max 由所需的最小轉彎半徑來決定，即 1m a xm i nt a n 0 . 5 ABR 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 24頁 一般m a x 50 。 圖 6.1 前輪固定情況對地面運動影響 （ a） 前輪固定情況；（ b）前輪自由情況 （ c） 前輪可操縱偏轉情況 本設計采用典型的機械液壓式前輪轉彎系統(tǒng)，如圖 6.2 所示。前輪轉彎作動筒鉸接在轉彎作動筒的固定板上，固定板則固定在緩沖支柱的外筒上。轉彎環(huán)也安裝在緩沖支柱的外筒上，它可以相對于外筒轉動。前輪轉彎作動筒的活塞桿端頭鉸接于轉彎環(huán)上，轉彎環(huán)與旋轉臂相連。當轉彎作動筒的活塞桿推動 轉彎環(huán)轉動時，轉彎環(huán)通過旋轉臂帶動搖臂轉動，從而帶動前輪轉動。如圖 6.3 所示。 轉彎動力的傳遞路徑是：前輪轉彎作動筒 轉彎環(huán) 旋轉臂 搖臂 機輪 現(xiàn)代飛機的轉彎系統(tǒng)一般有兩個轉彎作動筒，通常安裝在前起落架緩沖支柱外筒的前端在小角度的范圍內采用推拉的的作動方式，即在作動前輪轉彎時，一個作動筒推，而另一個作 動筒拉動轉彎環(huán)轉動，從而帶動前輪轉彎。 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 25頁 圖 6.2 機械液壓式前輪轉彎系統(tǒng) 圖 6.3 轉彎系統(tǒng)的結構 當前起落架沒有采用合適的減擺措施時前輪可能會出現(xiàn)擺振，即飛機在地面滑跑到一定速度時，能自由偏轉的機輪和支柱的彈性振動與輪面的轉動交織在一起，出現(xiàn)一種劇烈的偏擺振動，它會引起機頭強烈搖晃，這叫前輪擺振現(xiàn)象。振動可能越來越厲害，直到支柱折斷，輪胎撕裂，在很短時間內釀成嚴重事故。對于現(xiàn)代飛機，多裝有專門增加阻尼的減擺器來消減激震的能量，防止擺振的發(fā)生。一般 要求振幅應在 3s鐘內減到初使幅值的 1/3。常見的 減擺器有柱塞式和旋轉式兩種。柱塞式簡單輕巧，但減擺能力較小，南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 26頁 多用在小型飛機上。旋板式較大、較重，但減擺能力強，裝在高速、大型飛機上。 現(xiàn)代飛機的前輪轉彎系統(tǒng)其作用并不僅限于操縱飛機前輪轉彎，還可以起到前輪減擺、拖機釋壓和超壓釋壓作用。本設計采用機械液壓式前輪轉彎系統(tǒng)，它的轉彎作動筒兼作了減擺器的功用，減擺效果又較好，使它得到了綜合利用。 轉彎系統(tǒng)的拖行釋壓：轉彎液壓系統(tǒng)本來是用于幫助駕駛員進行前輪轉彎的。但有時 需要用拖車拖行飛機時，前輪轉彎液壓又會對飛機產生阻礙作用。在拖行飛機時，轉彎作動筒就像液壓泵，而油液的流動又受到限制，使作動筒兩邊產生很大的壓力差，阻礙前輪轉動，稱為液鎖。為了防止此現(xiàn)象的發(fā)生，通常有一個地面人工卸壓活門。在需要拖飛機時，地面人員可操縱人工卸壓活門，是轉彎作動筒的游液自由流動，防止轉彎的限制。 2.2.6 前起落架各作動筒的選擇： 作動筒的結構形式： 作動筒基本分為往復直線式作動筒和輸出角移作動筒兩種類型。飛機上廣泛應用往復直線式液壓（冷氣）作動筒，它可以直接將液壓能轉換成機械能，以操縱活動 構件的動作，例如起落架、襟翼和減速板的收放，舵面、發(fā)動機尾噴口、進氣錐和燃油泵的操縱等。所以用于本襟翼的收放可選用往復直線式作動筒。作動筒的基本結構是：筒體、活塞桿、活塞、端蓋、密封裝置及接頭、導管等。其典型結構見下表。 零件名稱及結構特點 典型圖例 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 27頁 外 筒 通孔式結構 半通孔式 結構 盲孔式結構 活 塞 桿 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 28頁 端蓋 有組合密封槽 活塞 有組合密封槽 連接螺栓 有密封槽 有連接通孔 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 29頁 萬向接頭 有組合密封槽 作動筒的結構如下圖所示： （ 2）對作 動筒的主要技術要求： 項目 技術要求內容 工作性能 1. 作動筒收放（移動活塞）的壓力 2. 作動筒收放速度（或時間） 3. 機構強度 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 30頁 4. 結構氣密性 5. 輸出力 6. 高、低溫狀態(tài)工作性能及氣密性 7. 機械鎖的上鎖力和開鎖力，液壓鎖的工作性能 結構尺寸 1. 外筒與活塞桿、活塞的配合間隙 2. 活塞桿的工作行程 3. 聯(lián)結長度（或總長） 4. 容積 5. 機械鎖的間隙 6. 其他配合尺寸 其他 1. 螺紋結合的擰緊力矩 2. 清潔度標準等級 2.2.7 前起落架輪胎的選擇： 飛機機輪是由充有壓縮空氣的輪胎和輪彀等組成。機輪一方面用于飛機的滑跑、滑行；另一方面通過輪胎的壓縮變形可以 吸收一部分著陸撞擊能量，所以輪胎也構成起落架減震系統(tǒng)的一部分，但它不消振。 1. 輪胎的類型和形式 輪胎的類型按沖氣壓力分為以下幾種： （ 1） 低壓輪胎。沖氣初壓力 Po=0.250.35Mpa，外形較厚，輪胎較柔軟，壓縮量較大，與地面的接觸壓力小，能在土地或草地上順利滑跑。但吸收同樣能量時其外廓尺寸較大，收藏較困難，大多用在低速或輕型飛機上。 （ 2） 中壓輪胎。沖氣初壓力 Po=0.350.65Mpa，承載能力較大，外形較扁。但地面適應性稍差一些，對機場地面跑道有較高要求。 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 31頁 （ 3） 高壓輪胎。沖氣初壓力 Po=0.651Mpa， （ 4） 超高 壓輪胎。沖氣初壓力 Po1Mpa。 后兩種輪胎很扁， 外廓尺寸小，承載能力大，較易收藏機 體內，但因沖氣壓力高，比較剛硬，與地面接觸面積小，因而對機場跑道要求高。并且輪胎本身受力大，使用壽命較短 2. 輪胎的工作特性及其選用原則 輪胎的工作特性可用輪胎載荷 Pti與壓縮量 的關系曲線表示（圖 7.1）。其中 Po 為沖氣的初壓力。在吸收相同能量下， Po 越高、曲線約陡則壓縮量越小，輪胎約剛硬。從使用壽命考慮，輪胎的停機壓縮量 s 應有限制，通常為（ 0.30.4） w， w 為輪胎的全壓縮量。為安全起見，正常情況下最大允許使用的壓 縮量 a 一般取（ 0.90.95） w。與 s， a 相對應的載荷為 Ps 0.3Pw,Pa=0.9Pw。 設計時候輪胎的選用應根據(jù)飛機的起飛、著陸速度、使用的場地條件、起落架的停機載荷和最大使用載荷（它們分別稍小于輪胎的 Ps和 Pa）、機體的收藏條件與空間尺寸以及重量等要求選擇。前輪則應按比停機載荷 Ps 的動力載荷來選取，這是因為起飛時（當飛機剎住，發(fā)動機發(fā)出最大推力時）以及著陸時（滑跑剎車等）它都受到額外的載荷。 圖 7.1 輪胎的工作特性 在飛機輪胎的選擇過程中，由于本設計的前起落架工作條件稍差，故選南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 32頁 取中壓輪胎。 2.2.8 前起落架有關參數(shù)的計算和校核： 1. 起落架的強度計算和校核 起落架的強度一般按下式計算正應力 =N/F+M/W 式中 為材料受拉或受壓的許用應力。 由于減震支柱的抗彎慣性矩相對較大，基本上不會出現(xiàn)總體失穩(wěn)現(xiàn)象。從局部失穩(wěn)看，剪應力和正壓應力相比影響不嚴重，故可取圓管的皺損臨界應力作為起落架圓筒構件的設計狀態(tài)應力，此皺損應力 cr 的計算公式為 cr=0.3E/（ Dav/t） 式中 Dav/t 截面的平均直徑與 管臂厚度之比； E 材料受壓時的彈性模量。 若 cr p，則按下式計算 cr= b- （ b- p ） / （ Dav/t ） cr- （ Dav/t） （ Dav/t） =0.3E/ p 此時，由于材料的塑性，圓管受彎破壞時的正應力程塑性鉸狀態(tài)圖。其剩余強度系數(shù)不應再按 = cr/計算，而取塑性鉸彎矩 Mpl 與作用彎矩 M之比，即 = Mpl/ M 式中 Mpl=4 crR sin ； = (1- / cr) /2。 2. 剪應力的計算和校核 一般按下式計算剪應力 =Q/F+Mt/Wt 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 33頁 剩余強度系數(shù) = b/ 應當注意，一般情況下，支柱截面上同時作用有彎矩、剪力、扭矩和軸壓力，是復合受力狀態(tài)，應按材料力學的復合應力強度理論進行計算和校核。但考慮到起落架支柱上內力彎矩是主要的，通常可不用復合應力校核，而分別校核即可，粗略計算時候甚至可以只校核抗彎強度。 2.2.9 起落架結構的疲勞設計與起落架的試驗： 1. 起落架結構的疲勞設計 飛機起落架結構設計目前均按照安全壽命設計，只有個別飛機例外。目前，殲擊機、教練機的壽命約為 40008000 飛行小時；旅客機的壽命一般為60000 飛行小時、 75000 次起落。起落架必須經受的疲勞實驗壽命應是其本身安全壽命的三倍。目前國外飛機起落架設計普遍能滿足其主結構與機體結構同壽，國內也已有飛機可以做到這點，并正爭取逐步都能達到這一要求。由此，為了提高起落架的疲勞壽命，大量零構件都必須精心設計。主要從以下幾個方面采取措施。 （ 1） 材料和加工工藝選擇 材料不僅要靜強度高，而且要有良好的疲勞性能、斷裂 韌性。由于承載大，高強度鋼是制造起落架大多數(shù)零件用的最多的材料，國外常用的鋼有 4130， 4340， 300M 等，目前國外還采用常壽命鋼 7024 等新材料。為了獲取良好的機械性能和疲勞特性，加工工藝是師傅重要的環(huán)節(jié)，如：鋼鍛件宜采用真空電弧再熔煉件；起落架表面進行表面噴丸強化處理；有的孔則可以采用冷擠壓方法進行強化處理；加工表面的粗糙度必須符合有關的要求；盡力減輕應力腐蝕等。 由于起落架構造復雜，過去在支柱上常采用焊接工藝，焊有好多接頭，雖然焊接處進行了回火熱處理，并盡量減小對附近區(qū)域的影響，但總的說焊接部位仍 然是大大影響起落架壽命的敏感部位。為了提高起落架壽命，目前南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 34頁 國外已經廣泛采用整體鍛件，如將受力支柱與輪軸、法蘭盤都鍛成一個整體。雖然形狀復雜，但由于工藝制造技術的大大提高，已經可以付諸實施。 （ 2） 接頭設計 起落架上各種連接接頭很多，而接頭往往又是疲勞設計的關鍵件。為避免應力集中，要精心設計接頭耳片的細節(jié)形狀和尺寸。為避免摩擦，活動部位應使用青銅襯套和鍍鉻的在軸銷，在應力較高處也可以才用不銹鋼襯套。活動部分要有潤滑。 （ 3） 減少應力集中 設計中要盡量減小孔的應力集中，零件剖面和形狀力求平滑變化，不要有尖角，拐角處 應有較大的圓角半徑。 （ 4） 表面保護 要有適當?shù)谋砻姹Ｗo措施以防止腐蝕，如電鍍、涂漆等。有的接頭處在必要時可用帶筒邊凸緣的襯套加以保護。 2. 起落架的試驗： 在起落架設計期間和設計階段之后，須通過各種實驗來驗證它的強度、壽命和性能。 （ 1） 結構實驗 (a) 應力和強度測試與驗證。主要對復雜構件的過度區(qū)域的應力水平和應力方向進行測試。某些不規(guī)則的零構件和某些典型的銷，特別是保險銷，一般均要經過實驗驗證。 (b) 疲勞實驗。用以驗證起落架的壽命能否達到規(guī)定的要求。 （ 2） 系統(tǒng)實驗 （ a） 落震實驗。用以得到減震器吸收撞擊能的特性以及起落架結構承受過載的能力，并可獲得疲勞分析所需的數(shù)據(jù)。 （ b） 收放實驗。 （ c） 前輪擺振實驗。 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 35頁 （ d） 機輪和剎車系統(tǒng)的實驗 經各種實驗證明滿足要求后，起落架才能正式裝機使用。 2.3 動畫模擬 SolidWorks 自 1995 年問世以來，以其優(yōu)異的性能、易用性和創(chuàng)新性，極大地提高了機械設計工程師的設計效率，在與同類軟件的激烈競爭中已經確立了它的市場地位，成為三維機械設計軟件的標準 。 SolidWorks 可充分發(fā)揮用三維工具進行產品開發(fā)的威力，它提供從現(xiàn)有二維數(shù)據(jù)建立三維模型的強大轉換工具。 Solidworks 能夠直接讀取 DWG格式的文件，在人工干預下，將 AutoCAD 的圖形轉換成 Solidworks 三維實體模型。另一方面， SolidWorks 軟件對于熟悉 Windows 的用戶特別易懂易用，它的開放性體現(xiàn)在符合 Windows 標準的應用軟件，可以集成到Solidworks 軟件中，從而為用戶提供一體化的解決方案。在航空、航天、鐵道、兵器、電子、機械等領域 得到廣泛應用 。 利用 SolidWorks 物理模擬功能，可以模擬旋轉馬達、彈簧運動或者引力作用于裝配體的效果，從而可以不借助其他運動模擬軟件設計或錄制裝配體中零件的運動情況。 SolidWorks 里的運動模擬并不能加載附加載荷、速度、加速度、力矩等力學約束，它只能依靠簡單的尺寸約束和裝配約束來進行運動模擬，以對裝配部件的運動功能進行簡單的判斷和驗證。 在本設計中采用 SolidWorks進行動畫模擬，下面是其制作過程： 1 SolidWorks 的建模 具體步驟如下：創(chuàng)建草圖平面 草圖創(chuàng)建與約束 定位特征 基于草圖的特征 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 36頁 基于特征的特征。如圖 10.1， 10.2 所示 就是對起落架上阻力和前鎖連桿的的建模 圖 10.1 起落架上阻力桿零件圖 打開 solidwords ，單擊新建按鈕 ，選擇零件 ，按確定按鈕。 選擇前視圖，并按下草圖繪制按鈕，進行草圖繪制。 草圖 繪制完 ，點擊特征按鈕，再點擊拉伸凸按鈕，對草圖進行拉伸。 建立相關基準面，在基準面內畫要切除那部分的草圖 。 點擊特征按鈕，再點擊拉伸切除按鈕，對實體模型進行切除。 反復上述操作 ，完成上阻力桿的實體建模。 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 37頁 完成裝配體所需的所有零件的建模。 圖 10.2 起落架前鎖連桿零件圖 2 SolidWorks 的裝配 它的步驟是：零部件的插入 零部件的約束關系。如圖 10.3 所示 為上阻力桿、下阻力桿和前鎖連桿的插入裝配體。 打開 solidwords ，單擊裝配體按鈕 ，在點擊插入按鈕。 選擇插入一級菜單零部件下二級菜單的現(xiàn)有零部件。 點擊左邊的瀏覽按鈕，選折自己畫好的零件并一個一個插入到操作面上。 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 38頁 圖 10.3 各零部件插入裝配體 各零部件進行裝配，如圖 10.4 ， 10.5 所示。 選擇要裝配起來的一個零件。 用旋轉、移動的方法選擇零件的一個合適位置，選擇要連接的孔或軸使起成綠色，表示已經被選中。 點擊配合按鈕，選擇要裝配的另一個零件的，并點擊與上述孔或軸的配合的軸或孔。在彈出的對話框中選擇同軸心。 點擊一個零件要配合的面，點擊配合按鈕，點擊與其配合另一零件的面，在彈出的對話框中選擇距離，在左邊的對話框中輸入兩個面之間的距離。兩個零件就裝配完成。 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 39頁 依照上述操作完成個零件的裝配。 圖 10.4 零部件的裝配 最后將裝配體裝配到固定骨架上。具體操作同上述零件裝配。 對裝配體的各零件進行著色，使裝配圖看上去更完美。 對最后的裝配體進行保存。 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 40頁 圖 10.5 起落架的最后裝配圖 3 SolidWorks 的動畫模擬 它的步驟：打開裝配體 點擊“模擬”工具欄的旋轉馬達或線性馬達并加入到要進行主運動的零部件上 點擊“計算模擬”按 鈕，進行機構模擬計算，待計算完成之后，會顯示起運動效果 點擊“重播模擬”按鈕，可以打開“動畫控制器工具欄來控制模擬動畫的效果。 下圖 10.6， 10.7， 10.8 為起落架放下動畫的三個片段。 南昌航院 2006 屆畢業(yè)設計 飛機前起落架機構設計 共 45頁 第 41頁 圖 10.6 圖 10.7 南昌航院 2