飞机前起落架机构设计论文

南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45 页 第 1 页 目 录 1 引言 1 2 正文 2 2.1 绪论 2 2.1.1 起落架的设计要求 2 2.1.2 起落架的 外载荷 3 2.1.3 起落架的布置型式 5 2.2 总体方案的设计 7 2.2.1 本设计的特点 7 2.2 2 起落架收放方式选择 8 2.2 3 起落架结构型式的选择 12 2.2 4 起落架缓冲装置的选择 15 2.2 5 起 落架转弯系统的选择 22 2.2 6 起 落架各作动筒的选择 25 2.2 7 起落架轮胎的选择 29 2.2 8 起落 架有关参数的计算和校核 31 2.2 9 起 落架结构的疲劳设计与起落架的试验 32 2.3 动画模拟 34 3 结论 42 4 致谢 43 5 参考文献 44 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45 页 第 2 页 1.引言 起落架是供飞机起飞、着陆时在地面上滑跑、滑行停放用的。它是飞机的主要部件之一，其工作性能 的好坏以及可靠性直接影响飞机的使用和安全。具体说，起落架主要功 用有：一是吸收并耗散飞机着陆垂直速度所产生的动能；二是保证飞机能够自如而又稳定地完成在地面上的各种动作。为了有效地完成起功能，起落架设计面临着结构设计、机构设计、空气动力性能以及由飞机用途决定和维修人员提出的使用、维修等方面一系列存在的有一定矛盾的各种要求。举例来说，在多数情况下飞机起落架整个装置的重量占全机重量的 3%5%，占飞机结构重量的 10%15%；而它必须在飞机升空后能收入到机体结构和飞机阻力影响最小的空间中去。然而，现代飞机速度增大；现代战斗机均要求有近距离起落等高性能；一些大型运输机比过去重的多（如波音 -747 的重量是波音 -707-320 的两倍多），此时就必须采用大的多轮式起落架；同时上述种种原因使起落架的各种装置比过去更为复杂，而使其起落架的空间更显紧张。由此可见，设计人员要找到一个能最好地协调各种要求，同时又使结构轻、成本低的设计方案变得越来越困难了。 现代飞机起落架是由结构、机构和各种系统共同组成的复杂机械装置，包括减震系统、受力支柱、撑杆、机轮、刹车装置和防滑控制系统、收放机构、电气系统、液压系统和其他一些系统和装置。因此起落架设计比飞机结构设计的其他部件要包含更多的工程专业。 起落架材 料的发展状况， 欧美国家起落架选用 300M 和 35NCD16 低合金超高强度钢整体锻件结构加工工艺，零件外形加工后进行真空热处理或可控气氛热处理。材料利用率只有 12.5%-25.0%。 俄罗斯起落架选用 30CrMnSiNi2A（真空冶炼）低合金超高强度钢锻件焊接结构加工工艺，主要受力构件采用高压真空电子束焊焊接，焊后进行热处理（空气炉加热 +盐浴炉淬火）。 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45 页 第 3 页 目前，新型的高强度、高韧性和高腐蚀抗力的改进型镍 -钴低碳合金钢已开始在舰载飞机起落架上应用，最典型的材料是 AerMet100 和 AF100，此类材料除 具有优异的综合力学性能外，还具有优良的疲劳性能和焊接性能，可替代现在使用的起落架结构材料 300M 和 4340 钢等。 国内起落架受力构件材料主要采用 300M和 30CrMnSiNi2A超高强度钢，有的采用整体加工，有的采用焊接结构。大型构件的深孔加工和热处理变形控制以及超高强度钢的高效数控切削加工是国内起落架加工存在的主要问题。另外 AerMet100 钢尚未应用。 飞机起落架主要有以下几种类型： 带机轮的起落架、雪橇、船身式、浮动式，分别用于陆地，雪地水上起降。 2.正文 2.1 绪论 2.1.1起落架的设计要求 起落架与飞机机体结构有同样的结构设计要求：即在保证起落架结构的强度、刚度以及预期的安全寿命的前提下重量最轻；同时要求起落架使用、维护方便；易于更换、修理；还有空气动力和工艺性、经济性要求。在使用中起落架系统范畴出现的问题比较多，而它与飞机的安全又有很大关系，因此起落架应具有很高的可靠性。起落架处于复杂的疲劳载荷作用下，就其设计准则而言与飞机的机体结构有所不同，就目前看它一般按全寿命（即疲劳寿命）原理设计，而不按损伤容限原理设计。这主要由于起落架构件因载荷大而多采用高强度或超高强材料，其临界裂纹长度小，从裂纹 可见检出到裂纹扩展寿命短；在有些部位裂纹的检查比较困难。因此，目前国内外在进行起落架设计时均按安全寿命设计。过去的起落架寿命大大低于飞机机体结构的寿命，需定期更换。现在国外在起落架设计时都要求起落架与机体结构同南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45 页 第 4 页 寿，并实现了这一要求，我国也基本达到这一水平。 除了要达到上述要求外，起落架还应满足与本身功能有关的各项要求： （ 1） 在起飞和着陆滑跑、滑行、机动或牵引时，飞机有良好的操纵性和稳定性。这是通过合理选择起落架参数、布局、减震和刹车系统性能来达到的。 （ 2） 着陆和滑行时对动载荷有良好的减震缓冲性能。减震系统应能吸收着 陆撞击时的全部额定能量，使飞机结构件上的载荷不超过设计值。这些能量应由减震缓冲系统消耗掉。 （ 3） 在给定宽度的机场跑道上有 180。转弯的能力。实现转弯主要利用可操纵的机轮、刹车装置和发动机，并要合理选配起落架参数、类型、数量和机轮的布置。 （ 4） 保证起落架舱门打开、关上及支柱收上、放下时有可靠的锁定机构。不允许在飞行中发生起落架自行脱落和地面上自行收起的现象，因此起落架手起机构应能锁定。起落架的收起时间应尽可能短。 （ 5） 在选取起落架的参数和支柱的结构形式时，在满足强度、刚度和寿命的条件下使起落架尽可能轻 。 2.1.2起落架 的外载荷： （ 1） 着陆撞击载荷 飞机降落时可能是三点着陆、两点着陆、甚至一点 图 1.1 着 陆 撞 击 情 况（ 三 点 着 陆 （ 两 点 侧 滑 着 陆 一点侧滑着陆南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45 页 第 5 页 着陆或侧滑着陆。这样飞机以一定下沉速度着陆时会受到不同的撞击载荷，如垂直撞击、前方撞击和惯性力矩等。如图 1.1 （ 2） 滑跑冲击载荷 飞机在起飞、着陆的滑跑过程中，道面不平或到面上有杂物都会引起起落架的冲击载荷（图 1.2）。 在着陆滑跑中还会由于未被消耗掉的着陆能量引起的震动载荷，这些载荷比着陆载荷要小，但由于滑跑距离长，因此滑跑冲击载荷的反复作用次数多。 （ 3） 刹车载荷 为了缩短着陆距离，在滑跑过程中需要刹车 。这时有较大的X 向载荷，即轮胎与地面的摩擦力 Pf，还回有刹车力矩引起的 Y向载荷（图 1.3）。 （ 4） 静态操纵载荷和地面停放载荷 飞机在牵引、进入定位时常用牵引架进行 个方向的推、拉、扭、摆、造成静态操纵载荷。飞机停放并固定在地面上时，有可能受到大风引起的系留载荷，这在沿海地区更应加以考虑。起落架还受有其他一些载荷，如收放机构传来的载荷；多轮式起落架由于各轮受载不均而产生的偏心载荷等等。 图 刹车载荷图 1 . 2 滑 跑 冲 击 载 荷南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45 页 第 6 页 总之，起落架的载荷多种多样，必须注意的是起落架所受的力大多是动载荷，伴随着减震器的伸缩、 机轮的旋转和刹车等，可能出现各种振动，加之多次起落的重复受载（一般现代运输机可能要完成 6000070000 个起落），因此对起落架因疲劳载荷引起的损伤和破坏应着重加以考虑。 2.1.3 起落架的布置型式 : 起落架的配置型式和参数选取不仅能保证飞机在机场上运动时有 操纵稳定性，而且也决定了支柱的受载、起落架的重量特性以及连接起落架的飞机部件的重量特性。在飞机出现的初期，曾采用过四点式起落架如图 2.1（ a）。后来实践证明，只要有三点，飞机就可以在地面稳定的运动，因而采用了后三点式和前三点式如下图 2.1（ b）（ c）所示，除此以外，起落架还有：单主轮式、四点式、自行车式、和多支点式。其中单主轮式仅用滑翔机还上，四点式可以认为是双自行车式。 前三点式起落架的两个支点（主轮）对称地安置在飞机重心后面，第三个支点（前轮）位于机身前部，尾部通常还装有保护座，防止在起飞离地时出现檫尾如图 2.1（ c）；后三点式起落架的两个支点（主轮）对称地安置在南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45 页 第 7 页 飞机的重心前面，第三个支点（尾轮）位于飞机尾部如图 2.1（ b）。由于机身前部装有活 塞式发动机，安装前起落架比较困难，同时，前三点飞机在着陆滑跑是迎角较小，不能很好地利用气动阻力来缩短滑跑距离，因此，前三点式起落架很少采用。 后三点起落架与前三点起落架相比，除了具有在螺旋桨飞机上容易配置和便于利用气动阻力使飞机减速等优点外，它的构造比较简单，重量轻。但是，具有后三点式起落架的飞机地面运动的稳定性较差，例如驾驶员操纵不当时飞机容易打地转。此外，这种飞机着陆时须三点接地，操纵比较困难。如果飞机以较大的速度两点接地，因两主轮位于飞机重心前面，地面反作用力会对飞机重心形成上迎力矩，使飞机的迎角增大 ，升力增大，飞机就要向上飘起，即发生所谓的“跳跃”现象。由于这些缺点对低速飞机来说并不十分严重，所以在 20 世纪初到 30 年代末之间，后三点式起落架曾得到极为普遍的应用。 随着飞机的起飞、着陆速度不断增大，后三点式起落架性能与对飞机地面运动的要求之间的矛盾日趋尖锐。例如，为了缩短滑跑距离，在机轮上安装刹车装置，结果却增大了飞机向前倒立（拿大顶）的可能性；又如在起飞、着陆速度较大的情况下，后三点式起落架飞机还容易打转。为了解决这个问题，在新的条件下（如着陆减速问题已经解决），前三点式起落架又重新得到应用。具有前三 点式起落架的飞机，地面运动的稳定性好，由于飞机重心为于主轮的前边，因而有助于阻止飞机在滑行时的打地转，作用于重心上的力使飞机保持向前作直线运动而不会打转，滑行中不容易偏转和倒立；着陆时，只有两个主轮接触，比较容易操纵。此外，这种飞机在地面运动时，机身与地面接近平行，驾驶员的视界较好 对喷气式飞机来说，前三点式起落架还能使飞机轴线基本与地面平行，避免发动机喷出的燃气损坏跑道。前三点式起落架的主要缺点是前起落架承受的载荷较大，而且前轮在跑道中容易产生摆震。总的来说，前三点起落架南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45 页 第 8 页 比较适用于速度较大的飞机。因此，从 20 世纪 40 年代初开始，便得到了迅速的推广，目前已成为起落架在飞机上配置的主要形式。 自行车式起落架的两组主轮分别安置在机身下部、飞机重心的前后，另有两个辅助轮对称装于左右机翼下面，如图 2.1（ e）。这种形式基本上具备前三点式的优点，但由于前起落架比前三点式更靠近重心，因此要承担约40%的总载荷，起飞时抬头困难，有时要安装自动增大起飞迎角的装置。此外，因其不能采用左、右轮刹车力不同的方式来帮助飞机的转弯，因此要在前轮上安装转弯机构。为使前、主起落架都收藏在机身内所需的开口一般会使结构增重较多（与其他型式比） 。因而这种型式仅在个别飞机上应用，如英国的垂直 短距起落的战斗机“猎兔狗”。 多点式起落架常用于一些重型飞机，如波音 747 飞机，它由一个前起落架，两个机身起落架和两个大翼起落架构成，此种布局可以将飞机的重量分散在一个较大的面积上。如图 2.1（ d） 现代飞机起落架机轮的数量有多种形式。一般前起落架有两个机轮，每个主起落架大多有 26 个机轮，最常见的是 4 个机轮。多机轮的布置把飞机的重量分散到一个较大的面积上；另外，万一有一个机轮被破坏时还能提供一个安全余量。 2.2 总体方案设计 2.2.1 本设计的特点： 本 设计选择前三点式起落架，起落架高度较小、着陆速度较大、飞行跑道稍差的某型高速教练机的前起落架收放机构的设计。在初步了解起落装置的功用、组成及设计要求后，设计中具体地分析和比较了几种起落架的结构形式。例如，在设计中列出了简单支柱式、撑杆支柱式、摇臂支柱式、外伸式四种结构型式，最后结合了各种结构的特点和本设计的要求才选定采用摇臂支柱式起落架。其它部分零件和部件都是根据这种结构型式的要求而选南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45 页 第 9 页 定的。在绘制完零件图、部件图和装配图之前，还要构思出起落架结构的运动方案，只有收放结构确定下来才可以设计整个起落架其它部分的 参数。 在本设计中仅仅有理论计算是不行的，它比较抽象，我通过计算机将起落架收放动作（也就是在飞机起飞和着陆及在地面运动时）动画模拟出来，给人一目了然，很形象。这也是本设计的一个特点。 2.2.2 起落架收放方式选择： 为了减小飞行阻力，以提高飞行速度、增大航程和改善飞行性能，现代飞机的起落架大多是可收放的。 飞行速度大于 250Km/h的飞机在飞行中起落架要收起，这样可以大大降低飞机的迎风阻力，改善气动性能以及飞行性能。可收放起落架尽管增加了重量，使飞机的结构设计和 使用复杂化了，但总的效率提高了。起落架的收 放方式、起落架本身及其收放结构越简单，机翼、机身和起落架舱的承力型式也越简单，起落架要求的收放空间就越小，收放起落架就能得到更多的效益。 1. 展向收放 展向收放机构一般是用于主起落架上，沿展向收放有以下几种方式： （ 1） 机轮往机身方向运动图， 2.4（ a），这种方式常用于在机翼根部结构高度可以容纳机轮的情况。 （ 2） 机轮远离机身方向运动图， 2.4（ b），这种方式适用于小机轮起落架。当处于收上位置时，质量外移，使飞机的机动性能变坏。这种方式的收放机构也比其他方式要复杂，因此较少采用。 （ 3） 机轮往机身方向运动并将机轮收入机身中 图， 2.4（ c），这种方式多用于单翼飞机，更适合带小车式主起落架的收放。 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 10页 （ 4） 机轮往机身方向运动，将机轮收入机身并使机轮转向，图 2.4（ d），这种方式用在高速薄机翼飞上，因为机轮不放进机翼中。由于带了机轮转向机构，其机构较为复杂。 图 2.4（ a）、图 2.4（ c）、 2.4（ d）的方式中，当机轮处于收上状态时，飞机相对于纵轴和垂直轴的惯性矩减小了，这有利于提高飞机的机动性能。 2. 弦向收放 弦向收放一般用于前起落架上，前起落架通过机轮的向前或向后运动收入机身中，后支柱经常向后运动收入机身尾部整流罩中。在选择前 起落架支柱收放方向除了要考虑总体布局外，还必须考虑尽量减小飞机重心位置改变的要求。 从这个观点出发，当主起落架向后运动收放时，前起落架应向前运动收放而主起落架向前收放时，前起落架应向后运动收放。前起落架的收放方式比主起落架的收放方式简单。前起落架收放方式如图 2.5。 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 11页 3. 收放位置锁 收放位置锁用来把起落架锁定在收上和放下位置，以防起落架在飞行中自动放下和受到撞击时自动收起。 收放位置锁通常有两种形式：挂钩式和撑杆式。 （ 1） 挂钩式 挂钩式主要由锁钩、锁簧和锁滚轮（或称锁扣）组成。通常通过锁作动筒、摇臂及连杆 作动当锁滚轮进入到锁钩即为入锁状态。当无液压时锁簧可保持其处于锁定状态。主起落架收上位置锁通常采用挂钩式锁机构。 （ 2） 撑杆式（过中心锁） 挂钩式一般适用于主起落架，本设计是前起落架，所以用撑杆式。由前锁连杆、后锁连杆、锁簧及锁作动筒等组成，由锁作动筒作动，如图 2.6 所示。锁连杆与阻力杆中央铰接点铰接。其锁定原理是：通过限制阻力杆的折叠或展开运动而使起落架锁定。当前锁连杆及后锁连杆运动到过中心时即为锁定状态。当无液压时，缩簧可以保持其处于锁定状态。现在飞机前起落架常采用这种结构。前起落架的收放必须通过前起 落架的阻力杆折叠或展开来实现。而撑杆式锁机构，就是通过限制阻力杆的这种运动而使起落架锁定。 当前起落架放下时，锁作动筒通过后锁连杆使锁机构运动到过中心位置。锁簧使其保持在过中心位置（当无液压时），使阻力杆不能折叠，从而南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 12页 使起落架放下锁好。当要收起起落架时，必须通过锁作动筒驱动后锁连杆，使锁机构越过中心位置，阻力杆可以折叠，从而实现她的作用。 图 2.6 撑杆式锁 4. 收放方式的确定 飞机起落架收放方式一般有展向和弦向收放两种，前起落架一般用弦向收放，考虑到现代飞机机头要安装很多很复杂的设备，如较大的相控 雷达，所以本设计中的前起落架采用的弦向收放中的向机后运动并伸入机体内。如图 2.7 图 2.7 前起落架的收放结构 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 13页 2.2.3 起落架结构型式的选择： 起落架的结构主要由受力支柱、减震器（当支柱和减震器合成一个构件时则称为减震支柱）、扭力臂或摇臂、机轮和刹车装置等主要构件组成。它有以下几种结构型式： 1 支柱式 支柱式起落架有两种型式，分别为简单支柱式和撑杆支柱式。主要的受力构件是减震支柱，她上连机体结构，下连机轮，本身作为梁柱受力。如图 3.3 这两种结构型式有如下几个特点： （ 1） 结构简单紧凑，传 力较直接，圆筒形支柱具有较好的抗压、抗弯、抗扭的综合性能，因而重量较轻，容易收藏。 （ 2） 可用不同的轮轴、轮叉形式来调整机轮接地点与机体结构连接点间的相互位置和整个起落架的高度。 （ 3） 简单支柱式由于上端两个支点很靠近，减震支柱接近于一悬臂梁，因而上端的根部弯矩大。撑杆支柱式则常在支柱中部附近加一撑杆，是减震支柱以双支点外伸梁的形式受力，大大减小了支柱上端的弯矩。 （ 4） 这两种减针支柱本身要手弯，所以它的密封性较差，减震器内部灌充的气体压力将因此受到限制，一般其初压力约为 3MPa（ 30 个大气压），最大许可压力约为 10 MPa（ 100 个大气压）。因而减震器行程较大，整个支柱较长，重量增加。 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 14页 （ 5） 由于减震支柱的活动杆与外筒（它直接与机体结构相连）之间不可能直接传递机轮载荷引起的扭矩，因此内杆与外筒之间必须用扭力臂连接。 以上两种形式常用于起落架较长、使用跑道路面较好、前方撞击较小的飞机上，并更多地在主起落架上采用。 2. 摇臂式 摇臂支柱式起落架有两种形式，一是将减震器与受力支柱分开如图 3.4；另一种是将减震器与受力支柱合二为一如图 3.5，在减震器下方用万向铰与摇臂相连，减震支柱的外筒上则固定有旋转臂下部接头，这种形式宜在前轮上使用，便于转弯。 减震器和受力支柱分开 摇臂支柱式起落架的基本受力构件比前诉的简单支柱式多了一个摇臂，但不再需要扭力臂。摇臂前连支柱，中连减震器活动内杆，后连轮轴、机轮。这种形式的特点如下： 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 15页 图 3.5 摇臂式 减震器与受力支柱喝二为一 （ 1） 摇臂支柱式不仅对垂直撞击，而且对前方撞击（如不平的跑道上颠跑）和刹车等均有减震能力。机轮可随摇臂绕前支点上下移动，提高了在不平道面上的适应性，减小了过载，改善了起落 架的受力性能。 （ 2） 由于减震器连接在摇臂的中部，通过摇臂穿给它的力比地面作用在机轮上的力大，因而吸收同样的撞击能量时减震器所需的压缩行程比简单支柱式小，可降低起落架的长度。 （ 3） 减震器可设计成只受轴力，不受弯矩的，改善了受力性能，因而密封性好，可提高减震器内部的充气压力。一般初压力可大到 10Mpa，最大许可压力可达到 50 Mpa 左右。这样减震器吸收同样能量时其行程较小，减震器尺寸可作得比较小，与简单支柱式相比，起落架的整个高度可以减小。 （ 4） 机轮上的外载引起的扭矩由摇臂传给支柱，再传给机体结构。 这种形式适用于起落架 高度较小、着陆速度较大、 使用跑道较差的飞机上，尤其是在前起落架上用得较多。 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 16页 综合比较这几种结构形式的起落架的优缺点，我选择摇臂式起落架 （减震器与受力支柱喝二为一），当然这种起落架也有它的缺点，比如它的构造和工艺均较复杂，摇臂受力大且复杂，交点多，协调关系多，也很重，但它的优点弥补了它的一些不足，而且符合本设计的特点，是完全可取的结构。 2.2.4 起落架缓冲装置的选择： 起落架缓冲装置由轮胎和缓冲器组成。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，但是他们必须有某种形式的减震器。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。 按照缓冲原理：产生尽可能大的变形来吸收撞击动能，以减小物体受到的撞击力；尽快地消散能量，使物体碰撞后的颠簸跳动迅速停止。对起落架缓冲装置有以下几点要求： （ 1） 缓冲装置在达到最大压缩量时，应能吸收完规定的最大能量，而载荷不超过规定的最大值。如果载荷超过规定植，飞机各部分受力就会过大；如果吸收不完规定的最大能量，则会产生刚性撞击，同样要使飞机各部分的受力增大。 （ 2） 缓冲装置要尽可能大的热耗作用。缓冲装置的热耗作用越大，就越能减弱飞机的颠簸跳动，而使飞机迅速平稳下来。 （ 3） 缓冲装置在压缩过程中承受的载荷，应随压缩量的增大而逐渐增大。如果在压缩量不大时，就承受很大的载荷，则缓冲装置即使在吸收较小的撞击动能时，也会使各部分经常受到南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 17页 很大的力，如长期如此，飞机的某些结构就会因疲劳提前损坏。 （ 4） 缓冲装置要有连续接受撞击的能力，因此它完成一次 压缩和伸张的时间（叫做工作周期）不能太长。 （ 5） 工作性能受外界因素（如大气温度）变化的影响小：密封装置应保证缓冲器不漏气、不漏油，不因摩擦力过大而翻盖缓冲器的正常压缩和伸张等。 减震器的类型 总的来说 减震器可分为两大类：一类是由橡胶或钢制的固体“弹簧”式减器， 另一类是使用气体、油液或两者混合（通常称油气式）的液体“弹簧”式 减震器利用橡胶、刚弹簧和气体作为介质的减震器是利用介质变形吸收撞击动能，靠介质内的分子摩擦消耗能量，因此这些减震器的热耗作用很小，只适用于轻型低速飞机以及后三点式起落架的尾轮。 油 气式缓冲器 油气式缓冲支柱主要利用气体的压缩变形吸收撞击动能，利用油液高速流节流小孔的摩擦消耗能量（气存储和释放能量）。它的基本组成包括外筒、活塞、活塞杆、带小孔的隔板和密封装置等。外筒内腔下部装油，上部装气。缓冲装置在未受外力时，由于冷气压力的作用，活塞处在最低位置，如图 5.1所示。 假如用可压缩的空气注入一个带活塞的圆筒内进行减震，即用气体弹簧，只要密封得好，就可以多次使用。而且可通过改变里面的初气压来调节刚度，吸能减震的压缩行程也控制得较长，载荷上升均匀，减小过载的效果显著。因此起落架上的减震器首选就应是一个密 封的、内充压缩空气的活塞筒，构造如图 5.2 所示。 但纯气体的减震器存在着许多缺点，不适用，主要原因有下面几点： 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 18页 (1).它只能吸收能量，减少撞击过载，但不能消散能量。就象一般弹簧一样，往复振动。这样对驾驶员、飞机结构、装载、机载设备等都不利。 (2).它的功量图中间是凹下去的，不够充实，吸能的效率较低。这样，行程和末压力将会增大，从而导致减震器的尺寸和过载增大。 气体减震器存在上述缺点，其原因是在于减震器所吸收的撞击能基本上都储存压缩气体内而未散失掉。因而撞击过后，气体就反过来对活塞作功，放出能量，把活塞 杆又推了出来，使飞机反弹而上下振动。另外，在初开行程阶段，活塞向内压缩时的力（即吸能作功的力）小，因而功量曲线此段很低，使整个功量图不够充实。要改进就必须增加进油孔、限流装置和变限流孔面积的装置。加进油液和限流孔后，这样在活塞运动的过程中，油液就被来回挤过限流孔，受到的阻力增大，油液流经限流孔摩擦生热，将撞击能变为热能消散掉了。 简单的油气式减震器也存在一些缺点： (1).在压缩过程中载荷不均匀，有忽高忽低的现象，甚至会在压缩行程初期出现危险过载，并使飞机反跳。 (2).在伸展的过程中消散的能量少。 因此 只有限流孔还不行，必须加装变限流面积（变油孔）的装置。最常用的变限流孔面积的装置就是在活塞上加装一变截面的油针。随着压缩行程，油针逐渐穿进限流孔。这样就是限流孔实际面积，最初大，后来小，实现了在压缩过程中变油孔面积的要求。在伸展的行程中，又必须加装制动活门。它在压缩行程时被油液冲开而不遮盖限流孔，不起什么作用。但在伸展行程时，它受油液的冲压，盖住了限流孔的一部分，进一步减小了限流孔的面积，实现了在伸展过程中的变油孔的要求。 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 19页 油气式缓冲支柱的构造形式 其构造特点是，密封装置固定在外筒的下端，而制动活门则装 在活塞内筒上。压缩时油面上升，同时内、外间的油室反流，冲开制动活门流油而作功散能。伸展时内、外筒间的油液被挤压而向上流，冲压制动活门盖住原来的流油孔。此时油液只能从制动活门盖环上的小孔回流，进行制动散能。这种形式，由于流油孔环布与活塞头上，油孔较多，遮盖后可大大提高制动效果，因而伸展行程消散能量的调节能力较大。又由于活塞的有效面积是内筒外径所决定的面积，因而较小。减震过程中气体体积的变化缓和，减震特性柔软，吸收同样的撞击能时行程较大，所以尺寸也较大。它常用与支柱式起落架配合使用。其机构形式如图 5.3 图 5.3 通流孔流通面积可以调节的油气式缓冲支柱 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 20页 1 气体 气体起到两个作用，一是减震支柱受载、气体被压缩时气体吸收能量，起缓冲垫和滑跑减震作用；二是撞击过后压力增大的气体将支柱重新顶出。 根据气体力学的知识和活塞杆的受力平衡可知（略去摩擦力影响情况下） 00np VpV ；ap pF （ 1） 式中 0p，0V 气体的初气压和初体积 ； p ,V 任意压缩位置时的气压和体积 F 活塞承受气压的有效面积 ；0p 气体对活塞的总压力： n 气体压缩过程的多变指数，它随气体在压缩过程中的热交换情况而定：等温过程时为 1；绝热过程为 1.4；在油气式减震器内有一定程度的热交换，通常取 n 为 1.2 由式（ 1）得出 000 0 , 00011naaVVP p F p F PFSV V F SV （ 2） 式中 S 活塞的压缩行程。 减震器内气体所吸收的能量为 00 0 0s s sa a s a aA P d S p p F d S p d V ，（因为 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 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 21页 aA 就是aPS工作曲线下的面积，故aPS图称功量图。 2 油液和阻尼孔的的作用及对功量图的影响 加进油液和阻尼孔后，在活塞运动的过程中油液就被来回挤过阻尼孔，使减震支柱运动时受到的阻力增大；油液流经阻尼孔摩擦生热，将撞击能变为热能消散掉。 设液流经阻尼孔时受到的阻力为lP，活塞运动时的机械摩擦力为fP，减震支柱上的外载为saP，那么 由力的平衡关系可得到 压缩行程时 s a a f lP P P P 伸展行程时 s a a f lP P P P 加进油液和阻尼孔的减震器吸收和消散的能量大为增加，从原理上解决了纯气体减震器的缺点。但它也有不足之处 。 （ 1）在压缩过程中载荷不均匀，有忽高忽低的现象，甚至会在压缩行程初期就出现危险过载，使飞机反跳。 （ 2）在伸展过程中消散的能量少。 改善这些缺点最有效的办法是，在减震器工作过程中改变阻尼孔的面积，使它在压缩 行程中的初始阶段大，以后逐渐减小，而在伸展行程中则进一步减小。 全油液式减震器 全油液式减震器的构造（图 5.4）与油气式基本相同，不过没有气体。在全伸展的状态下，筒腔内全部充满液体。减震器工作时，油液被来回挤压流过油孔而起到吸功散能、缓冲减振作用。油液式减震缓冲器是利用液体作为弹性元件。有些液体在高压作用下具有相对高的体积压缩比。例如，煤油在 p=350Mpa 的压力作用下体积可以压缩 15%，但是液体的体积压缩性好，其润滑条件就差，液体与减震缓冲器轴衬之间的摩擦力增大，为了解决这个问南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 22页 题，可以在油液里加轻质矿物 油。 油液式减震缓冲器油活塞筒、带活塞的支柱和密封装置组成。活塞将缓冲器的内部容积分成两个腔，腔内充有一定 0初压的油液，两腔之间可以通过活塞上的小孔连接。 在支柱压力的作用下，减震缓冲器压缩，活塞内部体积变小，油液受压力并同时通过小孔从一个腔流入另一个腔。冲击载荷的所有能量都被液流吸收，其中一部分使油液压缩并储存在油液中，另一部分消耗在使油液通过小空时克服摩擦力上，这时油液会发热。消耗在克服液体阻力并发热的那部分能量转变成热能后通过筒壁消散在大气中。图 5.5 为不考虑轴衬处摩擦力的情况下油液式减震缓冲器的工作 曲线。曲线 ABC 表示压缩油液必须的压力Pcom 随减震缓冲器行程的变化，面积 OABCFO 表示正行程中消耗在液体压缩上的能量。在正行程中为了克服油液阻力所需的力是 Pliq1，所以，面积ADCFOA 就是缓冲器吸收的所有能量。面积 ADCBA 就是当油液流经小孔时克服摩擦力所消耗的并以热的形式消耗在大气中的能量。 在压缩后，由于液体中储存的能量，减震缓冲器开始反行程。这时，又有一部分能量消耗在克服油液通过小孔从一个腔流入另一个腔时的摩擦力。在这种情况，一部分能量消散在大气中。在工作曲线图上，这部分能量就是 ABCEA 面积 ，剩余的能量将在后续的循环中消耗掉。 图 5.4 油液式缓冲器简图 图 5.5 油液式缓冲器工作曲线 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 23页 综合考虑上面的几种形式的减震器的优缺点和不同类型的效率和效率效率 /重量比较图，如图 5.6 所示，选择 通流孔流通面积可以调节的油气式缓冲支柱比较合适。 这种缓冲器不仅能消除载荷高峰并取得较大的热耗作用，而且还可以减小飞机在高速滑跑中受到的载荷。被广泛用在现代飞机的起落架上。 2.2.5 前起落架转弯系统的选择： 转弯系统用于飞机在地面滑跑时的方向控制。保证飞机在地面运动是有足够的滑跑稳定性，前轮应 该能绕支柱轴线自由定向旋转。飞机受到侧向力而使机头偏向时，前轮应能自动转回原方向，并使飞机也能方便转回原方向滑跑，而不致越偏越大，如果前轮固定死，前轮处的摩擦力将产生一定的不稳定力矩，使机头有越偏越大的趋势，如图 6.1 所示。另外，地面滑行刹车转弯时也需要前轮能自由偏转来减小转弯半径。所以，现代飞机前轮都是不固定死的，而有一定的自由度，其最大值 max 由所需的最小转弯半径来决定，即 1m a xm i nt a n 0 . 5 ABR 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 24页 一般m a x 50 。 图 6.1 前轮固定情况对地面运动影响 （ a） 前轮固定情况；（ b）前轮自由情况 （ c） 前轮可操纵偏转情况 本设计采用典型的机械液压式前轮转弯系统，如图 6.2 所示。前轮转弯作动筒铰接在转弯作动筒的固定板上，固定板则固定在缓冲支柱的外筒上。转弯环也安装在缓冲支柱的外筒上，它可以相对于外筒转动。前轮转弯作动筒的活塞杆端头铰接于转弯环上，转弯环与旋转臂相连。当转弯作动筒的活塞杆推动 转弯环转动时，转弯环通过旋转臂带动摇臂转动，从而带动前轮转动。如图 6.3 所示。 转弯动力的传递路径是：前轮转弯作动筒 转弯环 旋转臂 摇臂 机轮 现代飞机的转弯系统一般有两个转弯作动筒，通常安装在前起落架缓冲支柱外筒的前端在小角度的范围内采用推拉的的作动方式，即在作动前轮转弯时，一个作动筒推，而另一个作 动筒拉动转弯环转动，从而带动前轮转弯。 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 25页 图 6.2 机械液压式前轮转弯系统 图 6.3 转弯系统的结构 当前起落架没有采用合适的减摆措施时前轮可能会出现摆振，即飞机在地面滑跑到一定速度时，能自由偏转的机轮和支柱的弹性振动与轮面的转动交织在一起，出现一种剧烈的偏摆振动，它会引起机头强烈摇晃，这叫前轮摆振现象。振动可能越来越厉害，直到支柱折断，轮胎撕裂，在很短时间内酿成严重事故。对于现代飞机，多装有专门增加阻尼的减摆器来消减激震的能量，防止摆振的发生。一般 要求振幅应在 3s钟内减到初使幅值的 1/3。常见的 减摆器有柱塞式和旋转式两种。柱塞式简单轻巧，但减摆能力较小，南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 26页 多用在小型飞机上。旋板式较大、较重，但减摆能力强，装在高速、大型飞机上。 现代飞机的前轮转弯系统其作用并不仅限于操纵飞机前轮转弯，还可以起到前轮减摆、拖机释压和超压释压作用。本设计采用机械液压式前轮转弯系统，它的转弯作动筒兼作了减摆器的功用，减摆效果又较好，使它得到了综合利用。 转弯系统的拖行释压：转弯液压系统本来是用于帮助驾驶员进行前轮转弯的。但有时 需要用拖车拖行飞机时，前轮转弯液压又会对飞机产生阻碍作用。在拖行飞机时，转弯作动筒就像液压泵，而油液的流动又受到限制，使作动筒两边产生很大的压力差，阻碍前轮转动，称为液锁。为了防止此现象的发生，通常有一个地面人工卸压活门。在需要拖飞机时，地面人员可操纵人工卸压活门，是转弯作动筒的游液自由流动，防止转弯的限制。 2.2.6 前起落架各作动筒的选择： 作动筒的结构形式： 作动筒基本分为往复直线式作动筒和输出角移作动筒两种类型。飞机上广泛应用往复直线式液压（冷气）作动筒，它可以直接将液压能转换成机械能，以操纵活动 构件的动作，例如起落架、襟翼和减速板的收放，舵面、发动机尾喷口、进气锥和燃油泵的操纵等。所以用于本襟翼的收放可选用往复直线式作动筒。作动筒的基本结构是：筒体、活塞杆、活塞、端盖、密封装置及接头、导管等。其典型结构见下表。 零件名称及结构特点 典型图例 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 27页 外 筒 通孔式结构 半通孔式 结构 盲孔式结构 活 塞 杆 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 28页 端盖 有组合密封槽 活塞 有组合密封槽 连接螺栓 有密封槽 有连接通孔 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 29页 万向接头 有组合密封槽 作动筒的结构如下图所示： （ 2）对作 动筒的主要技术要求： 项目 技术要求内容 工作性能 1. 作动筒收放（移动活塞）的压力 2. 作动筒收放速度（或时间） 3. 机构强度 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 30页 4. 结构气密性 5. 输出力 6. 高、低温状态工作性能及气密性 7. 机械锁的上锁力和开锁力，液压锁的工作性能 结构尺寸 1. 外筒与活塞杆、活塞的配合间隙 2. 活塞杆的工作行程 3. 联结长度（或总长） 4. 容积 5. 机械锁的间隙 6. 其他配合尺寸 其他 1. 螺纹结合的拧紧力矩 2. 清洁度标准等级 2.2.7 前起落架轮胎的选择： 飞机机轮是由充有压缩空气的轮胎和轮彀等组成。机轮一方面用于飞机的滑跑、滑行；另一方面通过轮胎的压缩变形可以 吸收一部分着陆撞击能量，所以轮胎也构成起落架减震系统的一部分，但它不消振。 1. 轮胎的类型和形式 轮胎的类型按冲气压力分为以下几种： （ 1） 低压轮胎。冲气初压力 Po=0.250.35Mpa，外形较厚，轮胎较柔软，压缩量较大，与地面的接触压力小，能在土地或草地上顺利滑跑。但吸收同样能量时其外廓尺寸较大，收藏较困难，大多用在低速或轻型飞机上。 （ 2） 中压轮胎。冲气初压力 Po=0.350.65Mpa，承载能力较大，外形较扁。但地面适应性稍差一些，对机场地面跑道有较高要求。 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 31页 （ 3） 高压轮胎。冲气初压力 Po=0.651Mpa， （ 4） 超高 压轮胎。冲气初压力 Po1Mpa。 后两种轮胎很扁， 外廓尺寸小，承载能力大，较易收藏机 体内，但因冲气压力高，比较刚硬，与地面接触面积小，因而对机场跑道要求高。并且轮胎本身受力大，使用寿命较短 2. 轮胎的工作特性及其选用原则 轮胎的工作特性可用轮胎载荷 Pti与压缩量 的关系曲线表示（图 7.1）。其中 Po 为冲气的初压力。在吸收相同能量下， Po 越高、曲线约陡则压缩量越小，轮胎约刚硬。从使用寿命考虑，轮胎的停机压缩量 s 应有限制，通常为（ 0.30.4） w， w 为轮胎的全压缩量。为安全起见，正常情况下最大允许使用的压 缩量 a 一般取（ 0.90.95） w。与 s， a 相对应的载荷为 Ps 0.3Pw,Pa=0.9Pw。 设计时候轮胎的选用应根据飞机的起飞、着陆速度、使用的场地条件、起落架的停机载荷和最大使用载荷（它们分别稍小于轮胎的 Ps和 Pa）、机体的收藏条件与空间尺寸以及重量等要求选择。前轮则应按比停机载荷 Ps 的动力载荷来选取，这是因为起飞时（当飞机刹住，发动机发出最大推力时）以及着陆时（滑跑刹车等）它都受到额外的载荷。 图 7.1 轮胎的工作特性 在飞机轮胎的选择过程中，由于本设计的前起落架工作条件稍差，故选南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 32页 取中压轮胎。 2.2.8 前起落架有关参数的计算和校核： 1. 起落架的强度计算和校核 起落架的强度一般按下式计算正应力 =N/F+M/W 式中 为材料受拉或受压的许用应力。 由于减震支柱的抗弯惯性矩相对较大，基本上不会出现总体失稳现象。从局部失稳看，剪应力和正压应力相比影响不严重，故可取圆管的皱损临界应力作为起落架圆筒构件的设计状态应力，此皱损应力 cr 的计算公式为 cr=0.3E/（ Dav/t） 式中 Dav/t 截面的平均直径与 管臂厚度之比； E 材料受压时的弹性模量。 若 cr p，则按下式计算 cr= b- （ b- p ） / （ Dav/t ） cr- （ Dav/t） （ Dav/t） =0.3E/ p 此时，由于材料的塑性，圆管受弯破坏时的正应力程塑性铰状态图。其剩余强度系数不应再按 = cr/计算，而取塑性铰弯矩 Mpl 与作用弯矩 M之比，即 = Mpl/ M 式中 Mpl=4 crR sin ； = (1- / cr) /2。 2. 剪应力的计算和校核 一般按下式计算剪应力 =Q/F+Mt/Wt 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 33页 剩余强度系数 = b/ 应当注意，一般情况下，支柱截面上同时作用有弯矩、剪力、扭矩和轴压力，是复合受力状态，应按材料力学的复合应力强度理论进行计算和校核。但考虑到起落架支柱上内力弯矩是主要的，通常可不用复合应力校核，而分别校核即可，粗略计算时候甚至可以只校核抗弯强度。 2.2.9 起落架结构的疲劳设计与起落架的试验： 1. 起落架结构的疲劳设计 飞机起落架结构设计目前均按照安全寿命设计，只有个别飞机例外。目前，歼击机、教练机的寿命约为 40008000 飞行小时；旅客机的寿命一般为60000 飞行小时、 75000 次起落。起落架必须经受的疲劳实验寿命应是其本身安全寿命的三倍。目前国外飞机起落架设计普遍能满足其主结构与机体结构同寿，国内也已有飞机可以做到这点，并正争取逐步都能达到这一要求。由此，为了提高起落架的疲劳寿命，大量零构件都必须精心设计。主要从以下几个方面采取措施。 （ 1） 材料和加工工艺选择 材料不仅要静强度高，而且要有良好的疲劳性能、断裂 韧性。由于承载大，高强度钢是制造起落架大多数零件用的最多的材料，国外常用的钢有 4130， 4340， 300M 等，目前国外还采用常寿命钢 7024 等新材料。为了获取良好的机械性能和疲劳特性，加工工艺是师傅重要的环节，如：钢锻件宜采用真空电弧再熔炼件；起落架表面进行表面喷丸强化处理；有的孔则可以采用冷挤压方法进行强化处理；加工表面的粗糙度必须符合有关的要求；尽力减轻应力腐蚀等。 由于起落架构造复杂，过去在支柱上常采用焊接工艺，焊有好多接头，虽然焊接处进行了回火热处理，并尽量减小对附近区域的影响，但总的说焊接部位仍 然是大大影响起落架寿命的敏感部位。为了提高起落架寿命，目前南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 34页 国外已经广泛采用整体锻件，如将受力支柱与轮轴、法兰盘都锻成一个整体。虽然形状复杂，但由于工艺制造技术的大大提高，已经可以付诸实施。 （ 2） 接头设计 起落架上各种连接接头很多，而接头往往又是疲劳设计的关键件。为避免应力集中，要精心设计接头耳片的细节形状和尺寸。为避免摩擦，活动部位应使用青铜衬套和镀铬的在轴销，在应力较高处也可以才用不锈钢衬套。活动部分要有润滑。 （ 3） 减少应力集中 设计中要尽量减小孔的应力集中，零件剖面和形状力求平滑变化，不要有尖角，拐角处 应有较大的圆角半径。 （ 4） 表面保护 要有适当的表面保护措施以防止腐蚀，如电镀、涂漆等。有的接头处在必要时可用带筒边凸缘的衬套加以保护。 2. 起落架的试验： 在起落架设计期间和设计阶段之后，须通过各种实验来验证它的强度、寿命和性能。 （ 1） 结构实验 (a) 应力和强度测试与验证。主要对复杂构件的过度区域的应力水平和应力方向进行测试。某些不规则的零构件和某些典型的销，特别是保险销，一般均要经过实验验证。 (b) 疲劳实验。用以验证起落架的寿命能否达到规定的要求。 （ 2） 系统实验 （ a） 落震实验。用以得到减震器吸收撞击能的特性以及起落架结构承受过载的能力，并可获得疲劳分析所需的数据。 （ b） 收放实验。 （ c） 前轮摆振实验。 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 35页 （ d） 机轮和刹车系统的实验 经各种实验证明满足要求后，起落架才能正式装机使用。 2.3 动画模拟 SolidWorks 自 1995 年问世以来，以其优异的性能、易用性和创新性，极大地提高了机械设计工程师的设计效率，在与同类软件的激烈竞争中已经确立了它的市场地位，成为三维机械设计软件的标准 。 SolidWorks 可充分发挥用三维工具进行产品开发的威力，它提供从现有二维数据建立三维模型的强大转换工具。 Solidworks 能够直接读取 DWG格式的文件，在人工干预下，将 AutoCAD 的图形转换成 Solidworks 三维实体模型。另一方面， SolidWorks 软件对于熟悉 Windows 的用户特别易懂易用，它的开放性体现在符合 Windows 标准的应用软件，可以集成到Solidworks 软件中，从而为用户提供一体化的解决方案。在航空、航天、铁道、兵器、电子、机械等领域 得到广泛应用 。 利用 SolidWorks 物理模拟功能，可以模拟旋转马达、弹簧运动或者引力作用于装配体的效果，从而可以不借助其他运动模拟软件设计或录制装配体中零件的运动情况。 SolidWorks 里的运动模拟并不能加载附加载荷、速度、加速度、力矩等力学约束，它只能依靠简单的尺寸约束和装配约束来进行运动模拟，以对装配部件的运动功能进行简单的判断和验证。 在本设计中采用 SolidWorks进行动画模拟，下面是其制作过程： 1 SolidWorks 的建模 具体步骤如下：创建草图平面 草图创建与约束 定位特征 基于草图的特征 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 36页 基于特征的特征。如图 10.1， 10.2 所示 就是对起落架上阻力和前锁连杆的的建模 图 10.1 起落架上阻力杆零件图 打开 solidwords ，单击新建按钮 ，选择零件 ，按确定按钮。 选择前视图，并按下草图绘制按钮，进行草图绘制。 草图 绘制完 ，点击特征按钮，再点击拉伸凸按钮，对草图进行拉伸。 建立相关基准面，在基准面内画要切除那部分的草图 。 点击特征按钮，再点击拉伸切除按钮，对实体模型进行切除。 反复上述操作 ，完成上阻力杆的实体建模。 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 37页 完成装配体所需的所有零件的建模。 图 10.2 起落架前锁连杆零件图 2 SolidWorks 的装配 它的步骤是：零部件的插入 零部件的约束关系。如图 10.3 所示 为上阻力杆、下阻力杆和前锁连杆的插入装配体。 打开 solidwords ，单击装配体按钮 ，在点击插入按钮。 选择插入一级菜单零部件下二级菜单的现有零部件。 点击左边的浏览按钮，选折自己画好的零件并一个一个插入到操作面上。 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 38页 图 10.3 各零部件插入装配体 各零部件进行装配，如图 10.4 ， 10.5 所示。 选择要装配起来的一个零件。 用旋转、移动的方法选择零件的一个合适位置，选择要连接的孔或轴使起成绿色，表示已经被选中。 点击配合按钮，选择要装配的另一个零件的，并点击与上述孔或轴的配合的轴或孔。在弹出的对话框中选择同轴心。 点击一个零件要配合的面，点击配合按钮，点击与其配合另一零件的面，在弹出的对话框中选择距离，在左边的对话框中输入两个面之间的距离。两个零件就装配完成。 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 39页 依照上述操作完成个零件的装配。 图 10.4 零部件的装配 最后将装配体装配到固定骨架上。具体操作同上述零件装配。 对装配体的各零件进行着色，使装配图看上去更完美。 对最后的装配体进行保存。 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 40页 图 10.5 起落架的最后装配图 3 SolidWorks 的动画模拟 它的步骤：打开装配体 点击“模拟”工具栏的旋转马达或线性马达并加入到要进行主运动的零部件上 点击“计算模拟”按 钮，进行机构模拟计算，待计算完成之后，会显示起运动效果 点击“重播模拟”按钮，可以打开“动画控制器工具栏来控制模拟动画的效果。 下图 10.6， 10.7， 10.8 为起落架放下动画的三个片段。 南昌航院 2006 届毕业设计 飞机前起落架机构设计 共 45页 第 41页 图 10.6 图 10.7 南昌航院 2