起落架

摘要： 飞机起落架控制系统作为飞机的一个极其重要的部分,在飞机着陆、滑跑、起飞过程中起着非常重要的作用,该部分系统性能的好坏将直接影响整个飞机的安全性。飞机起落架系统作为一个极其复杂的系统,如果使用传统的建模语言对其进行建模,可能会使整个建模过程变得特别复杂,所以这里选择形式化语言Event-B和可视化插件IUML-B对其建模,这对飞机起落架控制系统的开发与研究有着重要的意义。

摘要： 起落架是飞机在起降过程中重要参与部件,也是飞机主要承重受力部分,对飞机起落架扭力臂的轻量化设计具有重要的研究意义。以飞机起落架的扭力臂为研究对象,利用仿真软件ABAQUS对其建模,导入优化设计模块,使用该软件自带的条件算法对飞机起落架扭力臂进行拓扑结构优化。拓扑优化后,与其初始设计模型相比,在承受的载荷基本不变情况下,应力减少了4%,体积减少了50%,满足扭力臂轻量化设计需求。

摘要： 飞机起落架结构在着陆、地面操纵多工况下承担复杂载荷,因此在保证起落架结构的承载能力的同时满足轻量化设计,是起落架设计的重点。该文以起落架外筒为例,考虑起落架在使用过程中的若干严苛工况载荷,基于有限元方法,以应力和体积为主要约束,以加权应变能最小化为优化目标,采用各向同性材料惩罚模型进行拓扑优化求解,得到高度适配于使用工况的"强、坚、轻"的结构,基于多工况载荷的优化后起落架外筒质量降低了19.87%。

摘要： 结合飞机起落架站位式脉动生产线项目,从系统工程和智能制造出发,通过流程再造、站位式管理,依据型号研制网络图、DELMIA软件Process Definition模块分析及站位能力评估,确定较为优化的起落架站位划分。从起落架装配试验流程,规划各站位分离面,寻求各站位生产节拍基本相同等方面,研究了装配工艺仿真、智能排产、视觉引导、自动对接等方面的关键技术,打通了起落架站位式脉动装配生产线的产品研制过程,实现了高效化、专业化生产,并显著提高了生产效率,缩短了生产周期。站位式脉动生产线智能制造技术为建设柔性、智能、脉动的起落架装配系统提供了技术支持。开展飞机起落架站位式脉动生产线智能制造技术研究是提升起落架质量、性能、效率的必经之路。

摘要： 近年来,人们对飞机噪声的要求越来越严苛,适航标准对民用客机气动噪声水平提出更高的标准。首先介绍近年来在北京航空航天大学陆士嘉实验室D5气动声学风洞和D7气动声学风洞中所进行的多个典型气动噪声研究成果,其次以增升装置、起落架、腔体部件和钝体部件为研究对象,探究气动噪声产生机理和降噪技术,为提高该领域的认知和低噪声飞机机体设计提供科学依据和试验数据。

摘要： 目的探究水陆两栖飞机用起落架材料表面Cd-Ti镀层的环境适应性及其失效机制。方法通过采用热轧状态的起落架用钢30CrMnSiNi2A,表面经过喷丸处理后电镀Cd-Ti,然后进行钝化处理。选取平行试样进行浸泡盐雾试验,同时对镀层在长周期浸泡下的状态进行EIS测量,在4种pH条件下进行极化曲线的测量。通过激光共聚焦显微镜测量3D轮廓。采用X射线衍射仪和扫描电子显微镜分析表面成分和形貌。通过EDS进行能谱分析。结果在3D轮廓的测量中,Cd-Ti镀层表面粗糙度Ra=1.69 μm,镀层截面厚度约为11 μm。pH=3.0时,Cd-Ti镀层的腐蚀电位最正,腐蚀电流密度最大。Cd-Ti镀层表面主要存在Cd、CdO、Ti以及部分CdCO_(3)和CdO_(2)。长周期浸泡试验的EIS测试发现,随着浸泡时间的延长,Nyquist曲线发生改变,28 d后镀层表面存在一层致密的腐蚀产物膜,可以有效地阻挡腐蚀性介质进入镀层,在Nyquist图中表现为容抗弧增大。2种试验环境下的增重速率表明,在盐雾环境中,增重速率较快,这与表面生成更多的CdCO_(3)有关。结论Cd-Ti镀层在不同的环境中对材料都有较好的保护作用,能够在一定程度上防止基体腐蚀。

摘要： 油—气式缓冲器内部的油液特性及充气压力会随环境温度而变化,进而影响起落架的缓冲性能。为了探究温度对油—气式起落架缓冲性能的影响,在起落架落震试验的基础上,提出一种缓冲器环境温度模拟方法,并分析油—气式起落架缓冲器在20~80°C环境温度下的缓冲性能。结果表明:在所研究的温度范围内,缓冲器初始充气压力对温度变化敏感,随着温度的升高,缓冲器内部空气弹簧刚度增大而油液阻尼力减小,起落架系统的地面垂直载荷变大而缓冲系统效率系数降低,温度对油—气式起落架缓冲器性能影响显著。

摘要： 根据中国民用航空规章CCAR23部对起落架警告装置的要求,针对某型23部通用飞机起落架的特点,进行了起落架警告系统的设计,并进行装机试验验证,试验结果符合设计需求,对同类型飞机起落架警告系统设计具有一定的参考意义。

摘要： 起落架噪声作为现代大型飞机机体噪声在起降阶段的主要贡献成分,其噪声机理较为复杂,涉及到钝体湍流涡脱落噪声、腔体部件空腔噪声以及起落架舱腔体与支柱柱体之间的非线性耦合噪声。由于起落架中存在复杂的三维流场以及声波的反射和绕射会产生噪声,而二维麦克风阵列在垂向的分辨率较差,无法获得声源完整且准确的三维空间分布信息,因此采用三维麦克风阵列技术对起落架噪声进行研究。使用3D Beamforming算法(波束成形算法)和3D CLEAN-SC算法(空间相干的洁净算法)结合同步测量和非同步测量的方式实现了对模拟信号和实际测量数据所得频谱中特定的离散声进行声源识别定位,并在北航D5低速风洞进行开口段气动噪声实验,以1/2缩比的LAGOON起落架为研究对象,在过顶和流向方向布置两组平面阵列,构成三维阵列进行同步和非同步的噪声测量,确定了起落架中主要噪声源的位置,对认知噪声机理提供了新的借鉴和思考。

摘要： 提出了一种油气⁃泡沫铝组合式直升机缓冲装置,基于塑性坍塌应力理论计算模型和有限元模型对单一泡沫铝冲击压溃应力⁃应变进行了计算和仿真分析,计算结果和仿真分析结果进行了相互校验。通过单一泡沫铝冲击压溃试验对理论和仿真模型进行了试验验证。将泡沫铝压溃动态特性曲线融入油气⁃泡沫铝组合式起落架缓冲动力学模型开展耐坠毁性能仿真分析。结果表明,本文提出的油气⁃泡沫铝组合式缓冲器缓冲载荷峰值降低了38%,缓冲效率提升了12.7%,有效提升了直升机起落架缓冲器的耐坠毁性能。

摘要： 本文研究了基于脱体涡DES模拟非定常流场的方法,并对流场计算获得的非定常计算结果基于FW-H方程采用有限元方法进行分析,得到气动噪声的功率谱密度、总声压级等声学特征参数;并将研究的数值模拟方法应用于起落架复杂流场和气动噪声计算,在采用千万量级规模的网格计算时,得到的功率谱密度在200Hz到4000Hz频段内与试验值吻合,总声压级的预测精度在2db以内.

摘要： 针对某型无人机前起落架在落震试验中出现的缓冲器卡滞故障,以该起落架为研究对象分析其构型,建立了落震动力学模型.采用优化的方法选择最优的缓冲器参数,由于卡滞缘故,仿真结果与试验结果不符,无法满足地面垂向载荷的要求.进而对缓冲器油孔、机轮带转速度和缓冲器支柱安装角度等参数对缓冲器摩擦力以及落震性能的影响进行了研究.研究表明,机轮带转速度和缓冲器支柱安装角度对缓冲器摩擦力的影响很大,卡滞现象是因为起落架刚度不足引起的,调整支柱安装角度可有效减小缓冲器摩擦力,减小地面垂直载荷.

摘要： 起落架摆振试飞是民机试飞的一项关键技术.在LMS Motion平台建立了前起落架摆振刚体动力学模型,并利用落震试验进行初步校核;其次在PATRAN中对起落架关键部件进行柔性化处理,建立前起落架摆振多体动力学模型;然后进行摆振工况仿真,识别出工作模态,并从时域和频域两个角度与飞行试验结果反复对比,不断修改更新模型,完成模型标定;最后用模型扩展试验包线,验证了起落架在整个包线范围内的稳定性,并对摆振飞行试验状态点进行优化.

摘要： 本文以某型起落架收上位置锁-舱门对接锁为研究对象,试图解决试验过程中由于舱门对接锁开锁不同步而导致收放系统憋压使得舱门变形过大的问题,通过分析舱门对接锁的工作原理,运用CATIA软件对锁机构进行运动仿真,找出了影响开锁不同步的因素,并对它进行了设计改进,最终设计出了具有较高开锁同步性的舱门对接锁结构,然后通过试验对改进方案进行了试验验证,试验表明此改进方案不仅满足了产品功能要求,而且还成功解决了由于不同步导致的舱门变形问题.

摘要： 在验证起落架缓冲性能时,多采用"减缩质量法"的试验方法进行落震试验,在现阶段落震试验调试中,存在测试误差过大的现象.在说明落震试验中相关功量和误差定义的基础上,对试验的相关误差进行分析,零点偏移和位移传感器安装位置不当会造成测试功量的误差,投放功量的计算方法会造成投放功量的计算值与理论值不符,这是造成测试误差的主要原因.随后,文中提出了投放功量的改进计算方法,并提出在摩擦轮带转时应采用末端加载.通过试验数据表明以上的方法可以有效控制测试误差.

摘要： 本文主要以起落架压缩曲线、重量重心包线、起落架布置数模为设计输入,首先使用Matlab软件编写程序进行全重心包线下的起落架压缩量进行计算,确定前主轮位置,再使用CATIA软件读取重量重心数据及前主轮位置数据,最后应用CATIA命令进行全状态下的总体参数检查,并将结果输出到制定表格文件.该方法可缩短起落架布置工作的迭代次数,避免了重复的数据处理工作,提高了工作效率,对起落架设计和重量工作具有促进作用.

摘要： 本文给出了一种抗坠毁起落架防撞装置的新型设计,将此复合材料防撞装置装配在起落架上,用于吸收坠毁条件下的冲击能量.此防撞装置为一碳纤维复合材料的圆柱管,同轴的安装在缓冲支柱上,在紧急着陆的情况下,用于提高着陆系统吸收能量的性能.文中介绍了此防撞装置的特点和具有这种额外吸能阶段的抗坠毁起落架的结构布局形式,给出了关于此种材料力的峰值的数值分析结果.通过将装配有防撞装置的起落架系统和没有装配防撞装置的起落架系统进行模拟试验对比,结果表明在紧急迫降的情况下,这种防撞装置能够提供可观的吸收能量的潜力和效率.

摘要： 本文讨论了民用飞机在牵引期间应该注意的几个问题,包括安全注意事项、牵引前起落架和主起落架的场合、牵引速度限制、限制载荷和角度、准备工作、人员配备和牵引结束后飞机的状态等.本文在民用飞机设计、运营和维护过程中具有一定的指导意义.

摘要： 通过对国内外相关科技信息的挖掘、分析,归纳出舰载预警机研制的关键技术,阐明了舰载机不同于陆基飞机的设计要求和使用维护特点即所谓机舰的适配性.舰载预警机的研制是一项极其复杂的系统工程,涉及方方面面,贯穿整个研制过程,机舰的适配性应作为一条研制主线和一个体系化难题深入研究.要注意几个方面：总体布局方面的几何适配，弹射起飞方面的运动适配性和起飞性能适配；前起落架和主起落架必须合理设计，有效降低着舰时的冲击载荷，增强抗疲劳能力，提高可靠性；拦阻着舰方面的运动适配性和安全性；性能先进的预警任务系统与载机及C41SR系统的功能适配；恶劣的海洋环境下长期使用，舰载预警机的使用保障更为复杂，舰上保障系统尽可能统一、综合、简单。

摘要： 本文应用了几何非线性有限元分析的方法优化了某型机起落架锁机构.该方法考虑了锁机构的大变形,运用有限元软件Patran、Nastran对其进行非线性有限元分析.根据分析结果有针对性的对结构进行优化,优化后的结构试验验证了该方法的有效性.本文采用的分析方法为起落架锁机构设计提供一种新的手段.

摘要： 本发明涉及飞机、起落架和收回连接到飞机的起落架的方法。一种飞机，包括机身、连接到机身的机翼、和起落架(2)。起落架(2)包括主支柱(8)和连接到飞机机身(4)的内侧支撑组件(12)，使得起落架载荷可以从内侧支撑组件(12)传递到机身中。起落架(2)还包括：连接到机翼(6)的侧撑(18)，使得起落架载荷可以从侧撑(18)传递到机翼(6)中；和连接到飞机(1)的连杆组件(14)，使得起落架载荷可以经由连杆组件(14)传递到飞机中。起落架(2)布置成使得在使用中，当起落架(2)展开时，基本上所有起落架载荷经由内侧支撑组件(12)、侧撑(18)和连杆组件(14)中的一者或多者从起落架(2)传递到飞机(1)。

摘要： 本发明涉及起落架组件、前起落架装置、飞行器以及缩回/展开起落架腿部的方法。用于飞行器(100)的可缩回的起落架组件(102)包括安装至机架结构(114)以用于绕枢转轴线(112)旋转的腿部。设置有撑杆组件以用于将起落架组件保持成处于展开的、例如放下且未锁定的构型。撑杆组件具有包括第一撑杆(122)和第二撑杆(124)的连杆机构，所述第一撑杆(122)和第二撑杆(124)可以在折叠状态与伸展状态(如图2中所示)之间移动。可以借助于伸展但与起落架腿部的长度大体对准的撑杆组件来释放起落架舱(104)内的在其他情况下可能被占据的、位于呈收起构型时的起落架腿部(106)上方的空间，其中，撑杆组件大部分定位在腿部下方。

摘要： 提供了具有HVAC/R系统（14）的车辆拖车的起落架系统（10）。起落架系统包括配置成被升高和降低以支撑车辆拖车的起落架（20）、联接到起落架并配置成升高和降低起落架的马达（22）以及操作地连接到马达并配置成与HVAC/R系统连接的电源（24）。

摘要： 本申请公开了一种起落架横管，水平安装于无人飞行器的底部，落地时以对无人飞行器进行支撑，所述的起落架横管包括第一横管，该第一横管沿轴线方向开设有滑动空间，所述滑动空间内滑动设有第二横管。本申请还公开了一种起落架。本发明的起落架横管可以进行收缩，在存放或运输过程中，可以将起落架横管进行收缩，减小其长度尺寸，降低其在箱体中的存放空间，从而可以降低存放和运输成本。在使用过程中，将第二横杆从第一横杆中拉出即可。

摘要： 本发明涉及一种带有转向轮的多轮起落架，其包括：支柱，以及车架，车架联接在支柱下方，车架包括：车架梁；以及第一轮轴，第一轮轴枢转地安装到车架梁的枢转轴，使得第一轮轴以及安装于第一轮轴两端的第一转向轮和第二转向轮能够围绕枢转轴进行转向运动，其中，多轮起落架还包括：第一减震器，第一减震器的第一端联接到支柱，并且第一减震器的第二端联接到第一轮轴并且联接在第一转向轮与枢转轴之间；以及第二减震器，第二减震器的第一端联接到支柱，并且第二减震器的第二端联接到第一轮轴并且联接在第二转向轮与枢转轴之间。本发明还涉及一种具有多轮起落架的飞机。

摘要： 本发明公开了飞行器起落架减震器、飞行器起落架、飞行器及相关方法。该减震器包括止动表面(44)和折皱元件(48)，该止动表面布置成限制减震器(6)的延伸，该折皱元件构造成在止动表面(44)上的延伸载荷超过预定阈值的情况下变形。折皱元件(48)可以形成减震器(6)的外止动管(46)的部分。折皱元件(48)的变形可以通过下述方式来识别：通过无损检测来测量完全延伸的起落架的长度，或通过测量折皱元件(48)的导率的变化。

摘要： 提供了一种用于起落架舱的起落架舱门系统，该起落架舱门系统包括：舱门，该舱门可绕枢轴销枢转，该枢轴销被配置为在机身上沿纵向方向设置；以及机构，该机构被配置成使舱门在关闭位置与打开位置之间绕枢轴销转动，在关闭位置中，门板的外表面被配置为提供与机身的外飞行器蒙皮的空气动力连续性，而在打开位置中，该舱门被转动到起落架舱中并且开口被暴露。该舱门具有与臂刚性地连接的门板，使得门板和臂总体上形成如沿纵向方向看到的V形状。

摘要： 一种飞机起落架与起落架舱门的随动结构，所述的随动结构包含连接支架、传动拉杆和连接接头，所述的连接支架固定在起落架立柱上，连接支架上设有叉耳，该叉耳通过一个万向节与传动拉杆的一端连接，传动拉杆的另一端通过另一个万向节与连接接头的端部连接，连接接头通过轴承圈连接在起落架舱门上，起落架斜立支柱通过随动结构带动起落架舱门的开合动作。

摘要： 本发明涉及一种起落架舱，包括底壁(46)，其包括纵梁(52.1‑52.8)以及在设置于面板(60，60’，60”)的两侧的第一区域(Z1)和第二区域(Z2)之间形成密封屏障的至少一个面板(60，60，60”)，所述面板(60，60’，60”)具有第一纵向边缘(60.1)和第二纵向边缘(60.2)，其各自连接至纵梁(52.1‑52.8)中的一个，第二区域(Z2)适于承受大于第一区域(Z1)的压力；其特征在于，面板(60，60’，60”)在纵向方向上具有基本不变的轮廓并包括至少一个中心部分，该中心部分相比于其第一纵向边缘(60.1)和第二纵向边缘(60.2)朝向第二区域(Z2)偏移。这种解决方案可以限制由于第一区域(Z1)和第二区域(Z2)之间的压力差而施加在纵梁上的竖直应力。本发明还涉及一种包括所述起落架舱的飞行器。

摘要： 本申请公开了一种起落架、起落架组件和交通工具。起落架包括滑管和弓形梁，滑管具有第一接口，并且包括层叠设置的多个第一层结构；弓形梁具有第二接口，并且包括层叠设置的多个第二层结构，第二接口与第一接口连接，在第二接口和第一接口的连接处，第二层结构与对应的一个第一层结构互补连接。起落架组件包括两个起落架、连接两个起落架的第一连接件，和用于将起落架组件安装在交通工具的机身上的第二连接件。本申请实施方式中的起落架，通过在滑管和弓形梁上做铺层设计，即层叠设置多个第一层结构和第二层结构，并将第二层结构与对应的一个第一层结构互补连接，使得组成起落架的滑管和弓形梁连接稳定，并且还能够提高起落架的吸能特性。