1、北京航空航天大學機械原理論文飛機起落架設計與分析 學號：12071188姓名：龍玉起落架的結構，布置型式，疲勞強度研究，動力學研究，設計與分析目錄一.引言.2二起落架結構概述.21.結構 2.承力支柱、減震器2.收放系統.2.機輪和剎車系統2 .轉彎系統.22.布置型式3.前三點式起落架3.后三點式起落架.3.自行車式起落架.3.多支柱式起落架.33.結構分類.4三起落架研究現狀與發展趨勢4 （一）. 疲勞破壞的相似規律. 51.疲勞強度的統計估算法.52. 起落架結構材料疲勞破壞相似規律的研究5(二). 起落架動力學的分析方法. 6(三). 起落架設計.61.主起落架長度與防翻角的關系.62

2、.主起落架長度與尾座角的關系.63.主起落架長度與側翻角的關系.6(四). 發展趨勢.8四總結.8五參考文獻.8飛機起落架的設計分析一.引言起落架是航空器下部用于起飛降落以及滑行時支撐航空器并用于移動的附件裝置。起落架是唯一一種支撐整架飛機的部件，因此它是飛機不可分缺的一部份；隨著飛行器設計和制造技術的發展，起落架也在不斷的改進和創新之中。在二戰以前，由于飛機的飛行速度較低，所以當時的起落架在飛機飛行的時候也可以暴露在外面，這樣對飛行性能的影響不太大，所用的技術要求不高。但二戰后隨著科技的井噴式的發展，飛機的飛行速度大幅度提高。速度的不斷提升引起以致到超音速的階段，由此伴隨著的空氣阻力也隨之增

3、大。為減小空氣阻力，人們便設計出了可收放的起落架。盡管起可以收放的起落架加大了飛機的重量，但從整體來說這大大促進了飛機的飛行的進步。二起落架結構概述1.結構為了縮短著陸滑跑距離，機輪上裝有剎車或自動剎車裝置。此外還包括.承力支柱、減震器（常用承力支柱作為減震器外筒）：減震器即為飛行器在著陸或在不平坦的跑到上運動時用來消減飛機搖擺震動的結構以防止飛機顛簸。當減震器受撞擊壓縮時，空氣的作用相當于彈簧，貯存能量。.收放系統：一般前起落架向前收入前機身，而某些重型運輸機的前起落架是側向收起的。主起落架收放形式大致可分為沿翼展方向收放和翼弦方向收放兩種。收放位置鎖用來把起落架鎖定在收上和放下位置，以防止

4、起落架在飛行中自動放下和受到撞擊時自動收起。.機輪和剎車系統：機輪的主要作用是在地面支持收飛機的重量，吸收飛機著陸和地面運動時的一部分撞擊動能。主起落架上裝有剎車裝置，可用來縮短飛機著陸的滑跑距離，并使飛機在地面上具有良好的機動性.轉彎系統：操縱飛機在地面轉彎有兩種方式，一種是通過主輪單剎車或調整左右發動機的推力（拉力）使飛機轉彎；而另一種方式是通過前輪轉彎機構操縱前輪偏轉使飛機轉彎。2.布置型式.前三點式起落架：前輪在機頭下面遠離飛機重心處，兩個主輪左右對稱地布置在重心稍后處，左右主輪有一定距離可保證飛機在地面滑行時不致傾倒。具有著陸簡單，安全可靠、良好的方向穩定性、減小著陸后滑跑距離、對跑

5、到影響較小等優點。但同時也有著質量大，結構復雜等缺點.后三點式起落架：兩個主輪在重心稍前處，尾輪在機身尾部離重心較遠。優點：構造比較簡單，重量也較輕，在飛機上易于裝置尾輪，可以減小著陸時和滑跑距離。缺點：在大速度滑跑時，遇到前方撞擊或強烈制動，容易發生倒立現象(俗稱拿大頂)；如著陸時的實際速度大于規定值，則容易發生“跳躍”現象；在起飛、降落滑跑時是不穩定的。如過在滑跑過程中，某些干擾(側風或由于路面不平，使兩邊機輪的阻力不相等)使飛機相對其軸線轉過一定角度，這時在支柱上形成的摩擦力將產生相對于飛機質心的力矩，它使飛機轉向更大的角度；在停機、起、落滑跑時，前機身仰起，因而向下的視界不佳。.自行車

6、式起落架：前輪和主輪前后布置在飛機對稱面內（即在機身下部），重心距前輪與主輪幾乎相等。為防止轉彎時傾倒，在機翼下還布置有輔助小輪。.多支柱式起落架：這種起落架的布置形式與前三點式起落架類似，飛機的重心在主起落架之前，但其有多個主起落架支柱，一般用于大型飛機上。3.結構分類按照結構分類還可以分為構架式起落架，支柱式起落架，搖臂式起落架，浮筒式起落架。三起落架的研究現狀和發展趨勢這兒主要從起落架疲勞破壞的相似規律的研究，起落架動力學的分析方法和起落架設計與分析三個方面進行論述。(一). 疲勞破壞的相似規律1.疲勞強度的統計估算法目前，常采用威布爾“最薄弱環節”假說來描述疲勞極限的分布。對于尺寸和應

7、力集中不同的試件，如果截面計算周長L和相對最大應力梯度G的比值不變，則應力集中區最大破壞力max的分布函數將是相同的。而且可知如果試件，模擬樣件已經零件具有不同的L和G，只要LG的比值不變，則用max表示的疲勞極限分布函數也將相同。以max表示的疲勞極限分布可用帶邊界的對數正態分布規律來描述，即認為值x=lgmax-min的分布是正態分布。其中min是疲勞下限。對于不同尺寸和外形的零件，疲勞極限的分布函數可用用下述疲勞破壞基本相似方程來描述：x=lgmax-min=AL-BlgLG+upSx式中 max應力集中區的最大應力 min 以max表示的疲勞極限的下限 AL，B材料常數 LG疲勞破壞相

8、似準則 L截面周長或集中應力區附近的周長部分 G應力集中區相對最大應力梯度 up隨機量x的標準正太偏量 Sx隨機量x的標準偏差在給定的試驗溫度、基數和頻率下，對于同一爐次的金屬，max，AL，B和Sx的大小是常值，且這些數據是通過疲勞試驗后用統計處理方法獲得的。2.起落架結構材料疲勞破壞相似規律的研究試件的疲勞試驗常采用下述方法。先從每種樣式試件中抽出1020個，在各種應力量級下進行試驗，按照試驗結果畫出普通的疲勞曲線。然后按此疲勞曲線，在試件疲勞極限以上選擇34個應力量級，在每級應力上成組的試驗1320個試件，以便畫出全概率疲勞曲線圖。可以按照普通疲勞曲線的疲勞極限值，乘以1.02,1.05

9、,1.1,1.15,1.2,1.25,1.3等等來給出應力量級。為求平均值和標準偏差，每種樣式取20個試件進行“階梯”法試驗。先從剛才畫出的疲勞曲線里估計出疲勞極限平均值并開始試驗。如果第一個試件通過循環基數（即在疲勞試驗曲線上對應于接觸強度極限的應力循環次數）時沒有發生破壞，則要用較高的應力級加載第二個試件，反之就用較低的應力級加載第二個試件，即后一個的應力級加載取決前一個的實驗結果。這樣反復試驗后，用統計處理的方法對結果進行整理并結合線性回歸原理來取舍，就可以比較準確的得出平均值。由于這是針對飛機起落架的研究，所以這兒規定在本研究中應力級差不超過1Kg/mm2，而試驗基數為107次循環。

10、(二). 起落架動力學的分析方法比較傳統的動力學分析方法是首先建模，然后建立動力學微分方程，并根據初始條件求解方程最后得出相應的解。隨著近幾年航空技術的發展和機械工業技術的進步，現在越來越被廣泛采用的的分析方法是虛擬樣機與協同仿真技術。(三). 起落架設計（以起落架加長對飛機總體設計的影響為論述目標）1.主起落架長度與防翻角的關系如右圖所示，設地面到飛機重心的原來的垂直高度Hcg，主起落架加長長度為H，并近似認為飛機重心高度的變化量也為H，原防翻角為，主起落架加長后的防翻角為1.主起落架加長后使得飛機重心增高，從而使得防翻角減小，且滿足tan1tan=HcgH+Hcg2.主起落架長度與尾座角的

11、關系如左圖所示，實心點是飛機的重心。過實心點做一條與豎直方向成150的傾斜線L1，然后過機輪中心畫一條垂直于地面的直線L2，則L1和L2有一個交點。過這個交點做一條垂直于L1的直線L3，則L3與地面所成的角即為尾座角。在設計飛機時，可以根據起落架的高低確定對應的尾座角。3.主起落架長度與側翻角的關系飛機防側翻的恢復力矩取決于側翻角的大小，而側翻的大小取決于重心高度和飛機主輪距等。側翻角越小，飛機的側翻穩定性更好。所以在設計的時候要考慮好主起落架的高度以獲取適當的重心高度以及主輪距來減小側翻角。如上圖所示，指前輪中心與重心的連心線ln和前輪中心與任一后輪的連心線的夾角，lm指重心到后輪中心的距離

12、，t指主輪間距，hcg為重心高度，指側翻角。則有tan=hcglnsin其中，tan=t2(lm+ln) 根據以上公式可以算出具體的尾座角。（四）.起落架的發展趨勢在未來的起落架的設計制造過程中，將會大量使用先進的科學技術和更優質的新材料，使起落架更加信息化和智能化，同時可以大幅度減小起落架本身的重量以提高其靈活性。四總結由于自身知識的欠缺，所以本論文只能粗陋的描述關于起落架的最基本的知識，比如起落架的結構和起落架設計以及研究方法，而且還有很多不到位和不全面的地方。盡管以上的描述基本上是自己查閱資料后根據自己的理解寫下來的，但很多地方到現在還沒有完全弄懂。在閱讀資料的時候，尤其是涉及到機械原理和機械設計