【JX094】飞机起落架机构设计及安全性分析[KT+RW+FY][论文类]
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【JX094】飞机起落架机构设计及安全性分析[KT+RW+FY][论文类],jx094,飞机,起落架,机构,设计,安全性,分析,kt,rw,fy,论文
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南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 1 符合尾随边缘形态变化的优化设计 刘诗礼 葛文杰 李树军 摘要： 自适应机翼一直使用柔和的技术指导变形的后缘，以改善他们的气动性能，本文介绍了一种在分布压力下，符合形状变化的结构设计的系统化方法。为了使需要的形状与目标形状偏差尽量最小，这种方法使用 方式来优化标准分布机制。这种方式通过局部优化和遗传算法来获得。在优化过程中，许多因素应该考虑在内，例如：空气载荷、输出位移量和几何非线性。直接搜索法适用于局部优化和 化后的输入位移量。由此产生的结构可以做出 他们在 0 到 90。 型试验已经确认了这种方法的可行性。 关键词： 自适应机翼，伺服顺从机构，遗传算法，拓扑最优化，分布压力载荷，几何非线性 1说明 由于传统的机翼轮廓通常是按照特定的上升系数和马赫数设计的。他们不能随着环境的变化而变化。 出可变的后缘曲面将会产生比传统的固定倾角机翼少 60%左右的阻力。 有三种去设计可变的曲面机翼的方法。他们中的一种是传统的铰链机构，然而，他会导致机翼表面的不连续性和早期气流分流与阻力的增加。其它的则是智能材料和顺从机构，他们能实现平稳的 形状变化。尽管如此，与顺从机构相比较，由智能材料制成的传动装置有许多不足之处。例如：能量不足；反应缓慢；强烈的滞后性；受温度的限制；控制太多装置的难度大。由来自柏林工业大学的用镍钛记忆合金作出的自适应可变拱形的机翼可以快速改变他的形状，但他不能执行高频繁的变化，因为他的弹性依赖于与外部环境进行的热量交换。 顺从机构是一种单件灵活的机构。他可以通过弹性变形传送运动和能量。他不仅具有足够的变形性，而且具有足够的刚度来抵御外部的载荷。由于他的连接自由性，他没有传统所面临的棘手问题，例如：摩擦、润滑、噪声、反冲。因 此可以获得平稳的形状变化。 1994 年，一位来自密歇根大学的名叫 授首先提出顺从机构能够使用在一项由美国空军科学研究院办公室提供赞助的控制静态形状的科学研究之中。 出了一种设计顺从机构的新方法，他们能够使优化目标函数曲线中的形状南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 2 变化和目标曲线的形状误差最小，基于他们的研究成果， 出了一种载荷路径代表方法。然而，他的研究仅限于节点情况下的线性分析。来自于福尼亚州立学院的用顺从机构和运动渐近法来设计机翼的尾部，保证误差在尖端最大偏差范围之内。基于 数据， 2004 年时间设计顺从轨迹边缘，他能在 0。到 15。 之间变化并且获得了专利证书。来自德国航空航天中心的 出了模拟静态程序设计机翼形状控制合成灵活机构，并指出今后的研究应将空气载荷和几何非线性考虑在内。来自工业能源部实验室的 用 和几何非线性有限元法来设计顺从轨迹边缘。 2006 年生产的自适应兼容机翼。经过了在怀特骑士飞机上的实验。结果表明，风和标准的能在（ 10。 ）变化。在中国，适应性机翼研究一直集中在智能材料和常规机构上，几 乎没有人在从事带有顺从机构的机翼研究上。杨是个例外，他分析了基于伺服弹性技术的活跃航空弹性机翼，陈和黄分别调查了兼容的离散和连续性的前沿变化。 本文介绍了一种基于局部优化和 遗传算法形状可变机构的设计方法，通过使用 计，同时将外部载荷和 几何非线性考虑在内。 2优化步骤 定后缘模型和目标函数 如图一所示，两条曲线代表不同飞行状态的轨迹边缘。其中一边（ A 点）的结构形状是固定的，另一边（ B 点）将水平滑动。 图一 图二 首先设计领域应该由最初曲线形状所定义，包括输出位置和边界状态，然后如图二所示的被光线分成的微量网格模仿鸟的羽毛部分，这就是被称为局部表面结构方法。 最简单也是最有效的方法制造出平面兼容机是使用线切割技术。在优化过程中，南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 3 所有的元素使用同样的宽度等于其厚度的梁。其中每个梁的高度是一个设计变量。 为了使结构的变形接近于目标曲线形状，在变形曲线和目标曲线间的最小平方差是被定义的客观职能。 定义是沿曲线上各个点位置数字的 平方和，他的表达式是 其中 i（ i=1,2, ， p）是沿曲线上点的数量， p 是点的总数。 和是目标和边界曲线变形坐标的第 i 个节点。约束条件是： 其中 j（ j=1,2, ， m）是元素的数量的总和， 尺寸变量， 所有元素的下界与上界， 边界元素的极点， 党边界曲线上输入无效节点时的最大弯曲，必须小于 d 以保证结构的刚度， d是当输入处于无效时所允许的最大弯曲变形， 拓扑量 于 1，否则当元素被淘汰时为 0。 A 优化 遗传算法是一种在自然界上模拟选择的优化方法。合适的生物能最大可能性存活下来，但是劣质品种也有机会存在。不同于连续的优化方法，他不要求梯度的目标函数信息。 每一个元素可以表示为一个拓扑量和一个尺寸变量。因此，每个个体科编码如下： 其中 n 是除边界元素之外元素的数量。有着同样的高度，在整个优化过程中的边界元素只有一个变量代表 适应性是遗传算法优化的评价标准。他可以从目标函数转化为： 南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 4 其中 是一个只包括双方较差的个体参数。他的数值越小越有价值，两个个体的适应性会有更多的不同，因此增加了双方选择的高度适应性。 选择控制参数在遗传算法的收敛中扮演一个重要的角色。总的来讲，交叉概率的范围为 变的概率为 体的数量为 10 该变量将会通过交叉和变异发生更新，因此，这个设计可能产生遗传过程。 应性元素的分析 由于设计变量和目标函数是有限元的，有限元分析法优化模型是不能被用于设计符合变形的机构中，因 此，本文在 的遗传算法和在 的有限元分析法。在有限元分析法中，仅只考虑几何非线性和材料的弹性， 解决节点位移和元素压力，通过删去低应力的元素，良好的结果能被推算出来。图三显示了详细的过程。 图三 整个的优化过程 南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 5 次优化 尽管遗传算法可以优化大型解空间和拓扑结构尺寸。尺寸通常不能直接集中于优化中，为了解决这个问题，遗传算法优化后，直接搜索法应该被用来在遗传算法结果中去寻找。 通过参考文献 5可以得出， 最初的小径边缘尺寸减少 36%，表一列出了设计参数的大小。 表一 设计参数的大小 由于位移作为输入的使用，非线性分析难以解决和厨师压力非常大，但他必须在三十代以后考虑。 图四 遗传优化的结果 图五 二次优化的结果 南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 6 图四和图五说明了遗传算法优化结果和二次优化结果。 表二 两次优化的比较 从表格中可以发现，通过输入 位移和尺寸优化， 少了 变更角度增加 图六 外部载荷的分布 南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 7 图六表示的是外部分布压力从 0到 10N/果载荷保持在 0化结构看起来有良好的稳定性。当外部载荷超过 5N/大压力可能超过屈服压力，因为这个优化方法是基于 了证明结果，尝试去通过将分析结果分别输入到 后是他们之间的比较。如图七和图八所示，二者的变更有很大的共同点；在 4097 们的不同之处来自个体上。 图七 在 图八 在 另一方面，一个使用线切割技术的模型来证实分析法的结果。模型的材料同设计的一样，都为 5试验中，假设分布压力载荷为零，输入 146入位移量为 九表示的是模型和测量的结果。 变更的温度为 尖端为一位 53更的形状符合设计的结果。如果 论的尖端位移量为 为模型和试验台之间存在摩擦力，测量材料和适合的结果之间会有少许的差异。 图九 模型和实验的结果 南昌航空大学 科技学院 学士学位论文 8 通过方针和实验证明，该方法符合设计变形机制，探索出具有所需的变性效应和承受外部载荷的结果和能力的机构。在优化过程中， 联合呈现程序的简单和普遍性。坚硬的字模没有必要频繁的改变，同时避免有 限元法编程的复杂性和使分布载荷变成节点载荷，拓扑尺寸可以同时由 行优化，出去再 后的自由元素能加快优化，二次优化可以提高 化的结果。 毕业设计（论文） 外文翻译 题目 符合尾随边缘形态变化的优化设计 专 业 名 称 机械设计制造及其自动化 班 级 学 号 078105123 学 生 姓 名 肖 鸣 指 导 教 师 许 瑛 填 表 日 期 2011 年 6 月 1 日 毕业设计（论文）任务书 I、毕业设计 (论文 )题目： 飞机起落架机构设计及安全性分析 业设计 (论文 )使用的原始资料 (数据 )及设计技术要求： 业设计 (论文 )工作内容及完成时 间： 第 1 周 第 2 周 第 3 周 第 5 周 第 6 周 第 7 周 第 8 周 第 9 周 5. 起落架运动仿真 第 10 周 第 11 周 少于 6000 字） 第 12 周 第 13 周 第 14 周 第 15 周 、主 要参考资料： 1孙桓等主编。机械原理。高等教育出版社， 2001 2、孙靖民主编 。 机械优化设计 。 第三版 械工业出版社， 2005 3、方世杰，綦耀光主编 北京：机械工业出版社， 4、王昆等主编 。 机械设计课程设计手册 。 北京：机械工业出版社， 2004 5、 曹维庆等主编。机构设 计。机械工业出版社， 2000 6、冯远生主编。飞机结构设计。国防工业出版社， 1985 7、丽正能主编。飞机部件与系统设计。北京航空大学出版社， 2003 8、 王志瑾 主 编。飞机结构设计。国防工业出版社， 2007 9、 E,of 980 航空工程 系 机械设计制造及其自动化 专业类 0781051 班 学生（签名）： 肖 鸣 填写日期： 2011 年 3 月 1 日 指导教师（签名）： 许 瑛 助理指导教师 (并指出所负责的部分 )： 机械设计 系主任（签名）： 贺红林 学士学位论文原创性声明 本人声明，所呈交的论文是本人在导师的指导下独立完成的研究成果。除了文中特别加以标注引用的内容外，本论文不包含法律意义上已属于他人的任何形式的研究成果 ,也不包含本人已用于其他学位申请的论文或成果。对本文的研究作出重要贡献的个人和集体，均已在文中以明确方式表明。本人完全意识到本声明的法律后果由本人承担。 作者签名： 日期： 学位论文版权使用授权书 本学位论文作者完全了解学校有关保留、使用学位论文的规定，同意学校保留并向国家 有关部门或机构送交论文的复印件和电子版，允许论文被查阅和借阅。本人授权南昌航空大学科技学院可以将本论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存和汇编本学位论文。 作者签名： 日期： 导师签名： 日期： 毕业设计（论文） 题目： 飞机起落架机构设计及安全性分析 系 别 航空工程系 专业名称 机械设计制造及其自动化 班级学号 078105123 学生姓名 肖 鸣 指导教师 许 瑛 二 O 一一 年 六 月 毕业设计（论文）开题报告 题目 飞机起落架机构设计及安全性分析 专 业 名 称 机械设计制造及其自动化 班 级 学 号 078105123 学 生 姓 名 肖 鸣 指 导 教 师 许 瑛 填 表 日 期 2011 年 3 月 1 日 1 一、毕业设计（论文） 依据及研究意义 ： 飞机的起落架是飞机起飞和着陆的重要装置，它在工作过程中承受着极大的冲击载荷，所以采用高强度钢或超高强度钢制作。起落架在长期使用的过程中，受到外界各种因素的影响，它的坚固程度会变差，甚至产生裂纹。本文针对起落架的焊接进行了深入的分析与研究，并在此基础上研究了完善和加强飞机起落架的焊接工艺与材料的焊接性，从而大大的降低了飞机起落架焊接时出现的问题并提高了其焊接质量。起落架是飞机起飞、着陆系统，对飞机的性能和安全起着十分重要的作用 起落架是飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时用于支撑飞机重力，承受相应载荷的装置。简单地说，起落架有一点象汽车的车轮，但比汽车的车轮复杂的多，而 且强度也大的多，它能够消耗和吸收飞机在着陆时的撞击能量。概括起来，起落架的主要作用有以下四个： 承受飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时的重力。 承受、消耗和吸收飞机在着陆与地面运动时的撞击和颠簸能量。 滑跑与滑行时的制动。 滑跑与滑行时操纵飞机。 二 、 国内外研究概况 及发展趋势 起落架的收放机构运动复杂，起落架的收放，上、下位锁开锁和上锁，舱门的打开和关闭等均要正确匹配和协调，否则将会发生飞行事故。 我国开展了与起落架现代设计技术密切相关的专题研究，并取得了一大批研究成果，其中有些 达到世界先进水平，如变油孔双腔缓冲器设计技术，飞机前轮防摆技术，飞机地面运动动力学分析技术，长寿命、高可靠性起落架设计及寿命评估技术，起落架结构优化设计技术，起落架收放系统仿真分析技术，起落架主动控制技术等，这些成果部分地应用于型号研制中，并取得了一定效果。许多学者与研究生在理论方面也开展了一系列研究工作。起落架设计与评定技术指南集中反应了我国近年来在起落架现代设计理论与方法方面的进展情况。但与国外相比，我国的大量研究成果是分散的，孤立的，没有作为模型、算法或程序模块集成于一套系统中，成为设计师的实用工 具，更没有在高水平的硬件与软件平台上形成一套先进、实用、高效的起落架专业 件系统，因而我国型号研制基本上仍是完全采用传统模式，费时、费力、耗资。 2 国内起落架的研究软件主要有南京航空航天大学和西北工业大学共同开发的起落架设计分析软件系统 能比较强大，能进行结构布局设计、起落架机构运动分析或应力分析、有限元总体应力分析、变形及载荷分析、缓冲性能分析、损伤绒线分析、及破坏危险性分析。可以实现图形及文本的前处理功能、后处理功能、分析程序的过程处理功能。另外还有南京理工大学和沈阳飞机研究所的起落架设计专家系统 能进行结构布局设计和强度分析、系统空间位置造型仿真机干涉分析，它建立了起落架设计的知识表示形式和组织形式，即专家系统。北京航空航天大学和西北工业大学都做过起落架防滑刹车系统的机械装置和仿真软件。有人研究了飞机接地时所受到的加速度的计算方法 6，介绍了最大过载对飞行、起落架和气动力参数的敏感性。从国外文献上来看，有的从动能的角度研究了起落架摆振，还有的对在各种条件下的起落架性能进行了仿真，主要是在载荷及变形方面给予仿真。 在起落架行业，国外在大力开展起落架理论与专题研究的基础 上，发展和推广应用起落架现代设计技术。在与现代设计技术密切相关的起落架专业理论研究方面，国外从六十年代开始，己做了大量专题研究工作。如 公司从六、七十年代起对起落架结构进行了大量实验与理论研究，在此基础上形成了一套行之有效的规范和方法。美国国家研究委员会 (朗利 (究所在七、八十代就已把有限元、模态分析技术、多体动力学和主动控制技术引入起落架问题研制中，提出了一系列新理论与分析方法。在可靠性方面，美、英、德等国的主要起落架生产厂商已分别拥有了自己的起落架可靠性设计体系，并应用 于产品研制、生产中。这些起落架专题研究提供的先进理论成果，为国外起落架现代设计技术的开发与应用提供了专业理论支撑。在综合运用起落架先进理论研究成果与一般现代设计技术研究成果的基础上，国外早己开发出了一整套成熟的起落架现代设计技术及相应的起落架专业 体化软件工具，并已推广应用于起落架产品研制中，取得巨大效益。德国航空宇航研究院在研制起落架中就开发与运用了起落架动态仿真与优化 成软件系统 研制的初步阶段，根据起落架的设计要求，由起落架的模型库滑跑、刹车、牵引、转弯等方 面的动态力学数学模型，用计算机精确地模拟起落架的上述性能 (以往都是大量的试验来确定研制中的起落架的性能 )，然后再对一些主要部件进行最优设计。由于开发与应用了起落架现代设计技术，研制样品的费用与周期大为降低。意大利 司 70 年代就已建立了起落架 统，并应用于各种起 3 落架产品研制中。 从检索到的文献来看，在起落架仿真方面的研究主要都是集中在某一个机构或部件上的。比如缓冲器的缓冲性能分析、滑落摆振分析、防滑刹车的研究，但是在起落架一体化的运动特性仿真研究中，各个分布质量所受到的力、速度、加速度的大小等等动力学特性仿真研究却涉及的很少，而这些也是起落架整体特性的关键。有的虽然在起落架一体化仿真方面做过研究，但都仅限于结构布局设计，机构运动分析。 随着装备的导航、制导和控制精度的提高，要求制造出材料特殊 (如高硬脆性、高强度、高弹性、高熔点等 )、结构复杂、体积小、尺寸和形状精度高于 面粗糙度小于 机载设备零件。为了适应上述要求，美、英、日等到发达国家在高速数控加工技术，亚微米级超精密加工和复合超精密加工技术，纳米级超精密加工技术和高强度、高硬度、高脆性材料加工 技术等方面进行了大量的研究工作，很多研究成果已用于生产。微米级坐标镗床已进入生产线，精密加工机床和各种超精密加工方法已广泛应用于机载关键零件的批生产。单刃金刚石车削技术已用于激光晶体材料的加工，金刚石和立方氮化硼砂轮的高速缓进强力磨削，可对难加工功能材料进行高精密 (微米级精度、 表面粗糙度 )无毛刺加工，能获得复杂几何形状和极佳的表面完整性。此工艺在美国已成为批生产加工技术，成批制造出各种功能材料的机载设备零件，如红外线或紫外光学系统、激光陀螺系统、微波管 、光纤器件中的零件。 近年美国又研制出激光微细加工中心，该加工中心的视觉系统能提供加工过程的连续影像，并自动寻找、对准、测量和修正加工对象，加工精度可达百分之几微米以内。该激光微细加工中心还适用于硬脆材料 (如氧化铝、碳化硅 )加工，蚀刻线宽度 孔直径小于 75m，还可对各种材料的裸芯多芯电缆和光纤进行焊接，标志着功能材料的加工技术达到了新的水平。 20 世纪 90 年代末，面临装备研制周期短、产品更新快、品种增多、批量减少和动态多变的市场，装备的质量、价格和交货期已成为增强飞机制造企业 竞争力的 3 个决定性因素。 4 三 、 研究内容及实验方案 研究内容： 飞机起落架的布置形式； 起落架的收放系统设计； 起落架零组件强度计算； 飞机前起落架的运动仿真 实验方案： 收集有关资料，编写开题报告； 翻译外文资料 熟悉 件的应用 学会飞机起落的运动学仿真 编写毕业生论文 四、 目标及工作进度 目标： 熟悉起落架的各种结构形式及收放方式，尤其是 机起落架的收放机构的功能原理和收放运动过程； 掌握软件 应用，熟悉结合 多个设计平台的设计方法； 根据模型参数，对 机起落架系统进行运动学仿真，并对仿真结果进行分析； 工作进度： 开题报告 第 1 周 第 2 周 飞机起落架的布置形式 第 3 周 第 5 周 飞机起落架的收放系统 第 6 周 第 7 周 起落架零件组强度计算 第 8 周 第 9 周 起落架运动仿真 第 10 周 第 11 周 资料翻译（不少于 6000 字） 第 12 周 第 13 周 毕业论文整理及答辩准备 第 14 周 第 15 周 5 五、参考文献 1、孙桓等主编。机械原理。高等教育出版社， 2001 2、孙靖民主编 第三版 械工业出版社， 2005 3、方世杰，綦耀光主编 北京：机械工业出版社， 4、王昆等主编 . 机械设计课程设计手册 械工业出版社， 2004 5、曹维庆等主编。机构设计。机械工业出版社， 2000 6、冯远生主编。飞机结构设计。国防工业出版社， 1985 7、丽正能主编。飞机部件与系统设计。北京航空大学出版社， 2003 8、 王志瑾 主 编。飞机结构设计。国防工业出版社， 2007 9、 E,of 980 飞机起落架机构设计及安全性分析 学生姓名：肖鸣 班级： 0781051 指导老师：许瑛 摘要 ： 起落架系统是飞机的关键部件之一，其工作性能直接影响到飞机起飞、着陆性能与飞行安全。因此，开展起落架收放系统的研究具有重大意义。运用仿真技术分析飞机起落架的运动学和动力学特性，对于降低飞机研发成本，提高飞机性能具有十分重要的工程意义。 本文以空客 机起落架为对象，分析了 机起落架的功能原理及收放运动；通过 对其部件的强度计算，误差分析，确定强度是否满足要求。 应 用立了 机起落架的收放运动学分析模型，基于 件，以 机起落架为对象进行了动力学仿真分析 。 关键词 ：起落架， 放系统， 真分析 指导老师签名 : 0781051 is of of s its to It is in of of to of by 320 as to of of to 320 on MS 320 目 录 1 绪论 1 落架的概述 1 机起落架的布置形式 2 内外研究现状 5 文研究的主要内容 7 2 飞机起落架 的分布及收放系统设计 7 起落架的收放 7 起落架的收放方式 7 后起落架的收放方式 8 机起落架分析 8 320 飞机起落架的概述 8 320 飞机起落架的收放分析 11 小结 13 3 起落架零件组的强度计算 13 机前起落架的材料属性 13 机前起落架的整体约束和受力分析 13 落架的计算情况 15 算结果的分析与验证 16 论计算验证 16 24 320 起落架运动学仿真 24 介 24 320 起落架多体运动学仿真 26 起落架运动仿真 26 320 主起落架运动仿真 31 结 34 参考文献 35 致谢 36 南昌航空大学科技学院学士学位论文 1 落架的概述 起落架的结构形式一般有以下几种：有尾部旋转支点的后二点起落架，其主要载荷位于飞机重心前面的两个主轮上；有前旋转支点的前二点起落架，其主要载荷位于飞机重心后面的两个主轮上；左右翼尖下有护翼轮的自行车式起落架，在飞机对称面内重心前后各有一副主起落架。有尾轮的后三点起落架，在螺旋桨飞机上易于配置，便于利用气动阻力使飞机着陆减速，构造简单、重量较轻，其主要缺点是飞机在地面滑跑的稳定性较差，如果操纵不当飞机容易打转。此外，要求飞机三点接地着陆时，操纵比较困难。有前轮的前三点起落架，飞机 纵轴线接近水平位置，驾驶员视界好，滑跑阻力小，起飞加速快。此外地面运动的方向稳定性好，滑行中即使重刹车也不容易翻转和倒立，着陆时两主轮先接地也易于操纵，其主要缺点是容易发生前轮摆振。自行车式起落架主要依靠两个主起落架承载和滑行，辅助用的护翼轮可以使飞机在停放时保持稳定。此种形式的起落架是为了解决机翼厚弦比不断减小，尺寸较大的主起落架难于收入机翼内这一困难而发展起来的，由于前面主轮承载较大，起飞离地比较困难。 起落架是飞机的起飞着陆装置，主要用于飞机的起飞、着陆、地面滑跑和地面停放。飞机在起飞滑跑、着陆接地和 地面运动时会相对于地面产生不同程度的撞击，起落架应能承受并减缓这种撞击，从而减轻飞机受载。起落架还应使飞机在地面运动时具有良好的操纵性和稳定性。为了降低飞机在飞行时的阻力，起落架通常是可折叠收放的。 起落架的基本功能可归纳如下： （ 1)支撑飞机机体，使之便于停放和运动。 （ 2)通过缓冲器吸收撞击能量。 （ 3)通过机轮刹车装置吸收水平方向能量。 （ 4)通过转弯操纵机构或者差动刹车控制飞机转弯和地面运动。 （ 5)减缓飞机滑跑时由于跑道不平导致的振动。 （ 6)为地面操纵 (牵引、顶吊 )提供附件。 其它功能有：通过起 落架测量飞机重量与重心，对飞机装载量提供目测指示，通过折叠收放减低气动阻力，在起落架支柱上安装着陆灯，为驾驶员提供收放信号，为舱门机构提供连接凸耳等。 南昌航空大学科技学院学士学位论文 2 总之，起落架的作用是在飞机着陆运动状态时吸收着陆能量、减缓滑行振动以便使乘员不感到不适。 起落架减震系统可减少飞机着陆时和在跑道上滑行时机轮所承受的冲击载荷和颠簸载荷。这个系统包括起落架的缓冲器和机轮轮胎。缓冲器可以是油液的、气体的、橡皮的或弹簧的。现在广泛采用的缓冲器是油气式的，因为它能保证冲击能充分的变换成热能，而且还具有结构紧凑和使用可靠的特点 。 起落架的布置形式是指飞机起落架支柱 (支点 )的数目和其相对于飞机重心的布置特点。目前，飞机上通常采用四种起落架形式： 图 三点式起落架 后三点式起落架：这种起落架有一个尾支柱和两个主起落架。并且飞机的重心在主起落架之后。后三点式起落架多用于低速飞机上，因此在四十年代中叶以前曾得到广泛的应用。目前这种形式的起落架主要应用于装有活塞式发动机的轻型、超轻型低速飞机上。 优点： 在飞机上易于装置尾轮。与前轮相比，尾轮结构简单，尺寸、质量都较小。 正常着陆时，三个机 轮同时触地，这就意味着飞机在飘落 (着陆过程的第四阶段 )时的姿态与地面滑跑、停机时的姿态相同。也就是说，地面滑跑时具有较大的迎角，因此，可以利用较大的飞机阻力来进行减速，从而可以减小着陆时和滑跑距离。因此，早期的飞机大部分都是后三点式起落架布置形式。 缺点： 大速度滑跑时，遇到前方撞击或强烈制动，容易发生倒立现象 (俗称拿大顶 )。因此为了防止倒立，后三点式起落架不允许强烈制动，因而使着陆后的滑跑距离有所增加。 如着陆时的实际速度大于规定值，则容易发生“跳跃”现象。因为在这种情况下，南昌航空大学科技学院学士学位论文 3 飞机接地时的实际迎角将小于 规定值，使机尾抬起，只是主轮接地。接地瞬间，作用在主轮的撞击力将产生抬头力矩，使迎角增大，由于此时飞机的实际速度大于规定值，导致升力大于飞机重力而使飞机重新升起。以后由丁速度很快地减小而使飞机再次飘落。这种飞机不断升起飘落的现象，就称为“跳跃”。如果飞机着陆时的实际速度远大于规定值，则跳跃高度可能很高，飞机从该高度下落，就有可能使飞机损坏。 在起飞、降落滑跑时是不稳定的。如过在滑跑过程中，某些干扰 (侧风或由于路面不平，使两边机轮的阻力不相等 )使飞机相对其轴线转过一定角度，这时在支柱上形成的摩擦力将产生相 对于飞机质心的力矩，它使飞机转向更大的角度。在停机、起、落滑跑时，前机身仰起，因而向下的视界不佳。 基于以上缺点，后三点式起落架的主导地位便逐渐被前三点式起落架所替代，目前只有一小部分小型和低速飞机仍然采用后三点式起落架。 图 前三点式起落架：这种起落架有一个前支柱和两个主起落架。并且飞机的重心在主起落架之前。前三点式起落架是目前大多数飞机所采用的起落架布置形式，与后三点式起落架相比较，前三点式起落架更加适合与高速飞机的起飞降落。 优点： 着陆简单，安全可靠。若着陆时的实 际速度大于规定值，则在主轮接地时，作用在主轮的撞击力使迎角急剧减小，因而不可能产生象后前三点式起落架那样的“跳跃”现象。 具有良好的方向稳定性，侧风着陆时较安全。地面滑行时，操纵转弯较灵活。 无倒立危险，因而允许强烈制动，因此，可以减小着陆后的滑跑距离。 因在停机、起、落滑跑时，飞机机身处于水平或接近水平的状态，因而向下的视界较好，同时喷气式飞机上的发动机排出的燃气不会直接喷向跑道，因而对跑道的影响较小。 南昌航空大学科技学院学士学位论文 4 缺点： 前起落架的安排较困难，尤其是对单发动机的飞机，机身前部剩余的空间很小。 前起落架承受 的载荷大、尺寸大、构造复杂，因而质量大。 着陆滑跑时处于小迎角状态，因而不能充分利用空气阻力进行制动。在不平坦的跑道上滑行时，超越障碍 (沟渠、土堆等 )的能力也比较差。 前轮会产生摆振现象，因此需要有防止摆震的设备和措施，这又增加了前轮的复杂程度和重量。 尽管如此，由于现代飞机的着陆速度较大，并且保证着陆时的安全成为考虑确定起落架形式的首要决定因素，而前三点式在这方面与后三点式相比有着明显的优势，因而得到最广泛的应用。 图 自行车式起落架：这种起落架除了在飞机重心前后各 有一个主起落架外，还具有翼下支柱，即在飞机的左、右机翼下各有一个辅助轮。 优点： 解决了部分飞机主起落架的收放问题 无论是前三点式起落架还是后三点式起落架，其主轮都是布置在机翼下方，因此飞行时都将主轮收入机翼内。但有一些飞机的机翼非常薄，或者是布置了其它结构设备，因此难于将主起落架收入机翼内，这种飞机（特别是采用上单翼的轰炸机）往往采用自行车式起落架，如美国的“同温层堡垒” 于自行车式起落架的两个主轮都在机身轴线上，飞行时直接收入机身内，而只在左右机翼下各装一个较小的辅助轮。 缺点： 前起 落架承受的载荷较大，而使尺寸、质量增大。 起飞滑跑时不易离地而使起飞滑跑距离增大。为使飞机达到起飞迎角，需要依靠专南昌航空大学科技学院学士学位论文 5 门措施，例如在起飞滑跑时伸长前起落架支柱长度或缩短后起落架支柱长度。 不能采用主轮刹车的方法，而必须采用转向操纵机构实现地面转弯等。 由于以上的不利因素，除非是不得以，一般不采用自行车起落架。目前仅有少数飞机采用这种起落架布局形式，如美国的“海鹞” 多支柱式起落架 图 支柱式起落架 多支柱式起落架：这种起落架的布置形式与前三点式起落架类似， 飞机的重心在主起落架之前，但其有多个主起落架支柱，一般用于大型飞机上。如波音 747客机、用运输机（起飞质量均在 350吨以上 )以及苏联的伊尔 86旅客机 (起飞质量206吨 )。显然，采用多支柱、多机轮可以减小起落架对跑道的压力，增加起飞着陆的安全性。 在这四种布置形式中，前三种是最基本的起落架形式，多支柱式可以看作是前三点式的改进形式。目前，在现代飞机中应用最为广泛的起落架布置形式就是前三点式。 内外研究现状 起落架的收放机构运动复杂，起落架的收放，上、下位锁开锁和上锁，舱门的打开和关闭等均要 正确匹配和协调，否则将会发生飞行事故。 我国开展了与起落架现代设计技术密切相关的专题研究，并取得了一大批研究成果，其中有些达到世界先进水平，如变油孔双腔缓冲器设计技术，飞机前轮防摆技术，飞机地面运动动力学分析技术，长寿命、高可靠性起落架设计及寿命评估技术，起落架结构优化设计技术，起落架收放系统仿真分析技术，起落架主动控制技术等，这些成果部分地应用于型号研制中，并取得了一定效果。许多学者与研究生在理论方面也开展了一系列研究工作。起落架设计与评定技术指南集中反应了我国近年来在起落架现代设计理论与方法方面的进 展情况。但与国外相比，我国的大量研究成果是分南昌航空大学科技学院学士学位论文 6 散的，孤立的，没有作为模型、算法或程序模块集成于一套系统中，成为设计师的实用工具，更没有在高水平的硬件与软件平台上形成一套先进、实用、高效的起落架专业 而我国型号研制基本上仍是完全采用传统模式，费时、费力、耗资。 国内起落架的研究软件主要有南京航空航天大学和西北工业大学共同开发的起落架设计分析软件系统 能比较强大，能进行结构布局设计、起落架机构运动分析或应力分析、有限元总体应力分析、变形及载荷分析、缓冲性能分析、损伤绒线分析、及破 坏危险性分析。可以实现图形及文本的前处理功能、后处理功能、分析程序的过程处理功能。另外还有南京理工大学和沈阳飞机研究所的起落架设计专家系统 ，它能进行结构布局设计和强度分析、系统空间位置造型仿真机干涉分析，它建立了起落架设计的知识表示形式和组织形式，即专家系统。北京航空航天大学和西北工业大学都做过起落架防滑刹车系统的机械装置和仿真软件。有人研究了飞机接地时所受到的加速度的计算方法，介绍了最大过载对飞行、起落架和气动力参数的敏感性。从国外文献上来看，有的从动能的角度研究了起落架摆振，还有的对在 各种条件下的起落架性能进行了仿真，主要是在载荷及变形方面给予仿真。 在起落架行业，国外在大力开展起落架理论与专题研究的基础上，发展和推广应用起落架现代设计技术。在与现代设计技术密切相关的起落架专业理论研究方面，国外从六十年代开始，己做了大量专题研究工作。如 十年代起对起落架结构进行了大量实验与理论研究，在此基础上形成了一套行之有效的规范和方法。美国国家研究委员会 (朗利 (究所在七、八十代就已把有限元、模态分析技术、多体动力学和主动控制技术引入起落架问题研制中，提 出了一系列新理论与分析方法。在可靠性方面，美、英、德等国的主要起落架生产厂商已分别拥有了自己的起落架可靠性设计体系，并应用于产品研制、生产中。这些起落架专题研究提供的先进理论成果，为国外起落架现代设计技术的开发与应用提供了专业理论支撑。在综合运用起落架先进理论研究成果与一般现代设计技术研究成果的基础上，国外早己开发出了一整套成熟的起落架现代设计技术及相应的起落架专业 已推广应用于起落架产品研制中，取得巨大效益。德国航空宇航研究院在研制起落架中就开发与运用了起落架动态仿真与优化 成软件系统研制的初步阶段，根据起落架的设计要求，由起落架的模型库滑跑、刹车、牵引、转弯等方面的动态力学数学模型，用计算机精确地模拟起落架的上述性能(以往都是大量的试验来确定研制中的起落架的性能 )，然后再对一些主要部件进行最南昌航空大学科技学院学士学位论文 7 优设计。由于开发与应用了起落架现代设计技术，研制样品的费用与周期大为降低。意大利 0 年代就已建立了起落架 应用于各种起落架产品研制中。 从检索到的文献来看，在起落架仿真方面的研究主要都是集中在某一个机构或部件上的。比如缓冲器 的缓冲性能分析、滑落摆振分析、防滑刹车的研究，但是在起落架一体化的运动特性仿真研究中，各个分布质量所受到的力、速度、加速度的大小等等动力学特性仿真研究却涉及的很少，而这些也是起落架整体特性的关键。有的虽然在起落架一体化仿真方面做过研究，但都仅限于结构布局设计，机构运动分析。 文研究的主要内容 本文的研究目的是通过现代 术，建立一个适用于大型飞机起落架收放运动的运动学与动力学模型和虚拟样机；并利用 其主要内容有 : 放方式，针对 用 落架的收放 飞行速度大十 250km/h 时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，但提高了飞行时的总效 率。起落架的收放运动方式和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。 当主起落架固定在机翼上时，它可以沿展向或弦向收放。 沿展向收起有以下几种方式： (1)机轮往机身方向运动，这种方式常用于机翼根部结构高度可以容纳机轮的情况。 南昌航空大学科技学院学士学位论文 8 (2)机轮远离机身方向运动，这种方式适合小机轮起落架。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，因此较少使用。 (3)机轮 往机身方向运动并将机轮收入机身中，这种方式多用于下单翼飞机，更适合于带小车式的主起落架的收放。 (4)机轮往机身方向运动，将机轮收入机身中并使机轮转向，这种方式用在高速薄机翼飞机上，因为机轮放不进机翼中。由于带了机轮转向机构，其结构较为复杂。沿弦向方向收起方式有两种 :机轮向后运动和机轮向前运动。 前、后起落架支柱通过机轮的向前和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时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 。 320 飞机起落架的概述 空客 起落架为常规前三点可收放式，由一个前起落架和两个主起落架组成。起落架可起降 60000次。生命周期的耐久性设计参照于 考虑损伤容限 )，主起落架的检修相隔时间是 20000次着陆或者 10年。起落架的操控由传感器和两套独立的起落架控制单元电脑 (传操纵。 前起落架装有油液氮气式缓冲支柱和一对机轮。机轮为双轮连锁形式。为了改善飞机滑行时的灵活性，前起落架机轮是可操纵的。当起落架离开地面时，机轮 在纠偏机构的作用下回到中立位置。每个主起落架装有油液氮气式缓冲支柱和一对机轮，其中每个机轮有一个液压刹车装置。前、主起落架的正常收放用液压系统进行，在飞行中均收到机身内。如图 2 图 2320 飞机起落架总体布局外形 南昌航空大学科技学院学士学位论文 9 空客 （ 1）常规前三点式起落架，直接作用式油气缓冲器。 （ 2）主起落架侧向收起，前起落架前向收起。 （ 3）两套起落架交互式控制单元（ 电传操纵。 （ 4）具有自由放下液压驱动应急弹下两种模式。 （ 5）对起落 架的回收释放进行交互式使用。 （ 6）一套 统失灵，另一套系统可切换控制。 （ 7）在速度高于 260节时通过液压来自动使起落架降压以防止变速杆卡在中性位置。 （ 8）利用新型探测器来代替微型开关来进行位置传感。 左右轮距： 图 2 图 2起落架左右轮距 前后轮距： 图 2 图 2机前后轮距 (1)两个主起落架和它们相应的舱门。 (2)一个前起落架和它相应的舱门。 南昌航空大学科技学院学士学位论文 10 (3)两个与起落架和 它们的舱门相对应的收放系统。 (4)起落架机轮和它们相应的刹车系统。 (5)一个前起落架转向系统。 (6)一个指示和警告系统。 飞机在地面上时由起落架支撑，由减震器吸收飞机的着陆和滑行相关载荷。在飞行过程中，起落架收入飞机腹部的起落架舱内。当起落架放下或者收入的时候其相关的舱门会关上以便使飞机保持较好的气动外形。 主起落架的主作动筒由高强度钢 (300M)锻造而成，侧撑杆和连杆锁的材质是轻铝(7010)，轮轴直接与拉杆相连，整体材料为 300M，作防腐蚀处理。由两部分组成的侧撑杆使主起落架保 持在放下的位置。连杆锁使侧撑杆稳定在下位锁的位置。 每个主起落架包含一个装有减震器的主起落架支柱支柱内装有油气式减震器，采用双缸独立活塞，两个动态密封器 (一个备用 )安装在主作动筒下方 ,缓冲液用的是气 3520)。一个缓冲器安装在扭矩杆中间，以减缓与吸收横向振动。起落架收入起落架舱内的可用空间。 三个舱门关闭各自的主起落架舱空间（图 2包括： (1)一个液压操纵的主门。 (2)一个机械操纵的铰接门。 (3)一个主起落架支柱上的整流罩。 图 2起落架及 舱门 南昌航空大学科技学院学士学位论文 11 前起落架主作动筒和侧支柱上部的材质是轻铝 (7010)，侧支柱下部和减震器使用的是高强度钢 (300M)。轮轴直接与拉杆相连，整体材料为 300M，防腐蚀处理。侧支柱和一个锁支柱将起落架支柱固定在放下的位置。 支柱内装有单腔油气式减震器，没有油氮分离活塞。减摆缓冲器由液压单独驱动，同时该液压作动器提供前轮转向时的驱动力，是起落架支柱内液压转向机构。前起落架向前收入机身的空间内。 四个舱门和一个整流罩封闭前起落架舱空间（图 2包括： (1)两个液压操纵的前门。 (2)两个机械操纵的 后门。 (3)一个固定在前起落架上的整流罩。 图 2起落架及舱门 转向系统由刹车 /转弯控制组件控制。当飞机在地面移动时，通过转向系统改变移动方向。转向系统使用液压操纵改变前起落架机轮方向的转向机构。 此外， 车机轮系统以及指示和报警系统。 320 飞机起落架的收放分析 在起飞过程中主起落架上的载荷逐渐减少。飞机起飞过程中，减震器会逐渐伸长，使得支柱轴向的长度增加。这使飞机在起飞过程中以 大迎角滑行。 当起落架要向上收起的时候，液压操纵门会打开，以便起落架收入起落架舱。下位锁作动筒将锁支柱解锁，主起落架作动筒将主起落架收入起落架舱。在起落架收回南昌航空大学科技学院学士学位论文 12 过程中，刹车 /转向控制组件会自动地进行短时间的刹车 ,这样可以阻止刹车机轮在收入起落架舱前的旋转。在主起落架锁入主起落架舱之后，液压操纵门会关闭。 当起落架要放下的的时候，液压操纵门会先打开。收回的作动筒会伸展使起落架支柱放下伸出。侧边支柱和锁支柱会移到正中位置上面使起落架在放下位置锁住。在起落架放下之后门会关上。起落架放下之后减震器吸收着陆载荷。如图 2 图 2起落架收放示意图 当起飞时前起落架机轮离开地面，减震器会伸长。支柱内的凸轮会确保机轮在正中位置。当减震器完全伸长，刹车 /转向控制组件会防止转向机构的转向输出。 当起落架要向上收起时，液压操纵门会先打开。前起落架下位锁作动筒使锁支柱解锁。前起落架收回的时候阻力撑杆会折叠起来。当起落架支柱收回的时候，支柱上的轴联器会切断转向系统的液压源。当前起落架进入起落架舱的时候，反旋制动阀会阻止机轮的旋转。在起落架在舱内锁住后，液压操纵门会 关上。如图 2 如图 2起落架收放示意图 南昌航空大学科技学院学士学位论文 13 结 本章首先总结了起落架的各种结构形式，分别概括了主起落架和前起落架的收放方式。然后具体介绍了 针对 前起落架减震支柱结构为复杂的三维结构（材料为 300M），其安全工作许用力为 9471050料的弹性模量为 210松比为 前起落架的整体约束和受力分析 任何实际的结构都必须设置和支承于某一基础或者其它结构上，才能承 受外载荷，正常和可靠地工作。相应的有限元计算模型必须根据工程实际施 加约束，才能保证计算顺利进行，并能使计算结果与实际情况吻合。在传力 过程中，约束部分将承受反力，同时也阻止结构在约束方向的位移。 根据图 起落架结构复杂，在实际工作中，地面载荷通 过机轮轮胎传递给轮轴，轮轴再传给内筒，然后由内筒将地面载荷传递到外 筒上，内、外筒之间的腔内充满高压油气，用来吸收地面冲击能量，外部还 有扭力臂相连。 整个前起落架的减震支柱外筒是通过圆柱形撑杆与飞机机身 相连的。因此，如何才能真实模拟实际约束和受载情况就十分重要了。 南昌航空大学科技学院学士学位论文 14 起落架结构图 收放撑杆为二力杆，主要承受拉压力的作用，不承受弯矩由于收放撑 杆不是我们要考虑的部位，只对其制作了简单的模型，采用圆柱结构。但由 于收放撑杆是与坐标轴不平行的斜支撑，不能简单的用坐标轴方向的约束替 代，同时还要实现它是二力杆的功能，我们采用了等效杆单元来模拟。 等效杆单元法即所谓的“代替杆法”。它是在斜支座作用点处用一根与斜 支座轴线重合的杆件来代替实际约束（ 图 代替杆的截面面积与实际杆 件截面面积相当，代替杆的另一端用铰支座约束。具有这样横截面面积的杆 件，其轴向刚度与被代替的约束的轴向刚度相等，其产生的效果同斜支座是 等效的。代替杆的轴力也就是斜支座的支反力，这样处理的优点是只需要增 加几个额外的杆件和节点，无需对程序等作任何的改变。 南昌航空大学科技学院学士学位论文 15 落架的计算情况 图 起落架减震支柱受力简图 图 冲器压缩量 h 示意图 前起落架的设计载荷有三种较危险的工况。对于以悬挂点 O 为原点的机 身加载坐标系 荷情况如表 1 所列。 表 1 中， 图 示）， 为轮胎压缩量。坐标 系的选择为建立与建模坐标系不同的另一局部坐标系作为模型的加载坐标 系， x 轴的正向沿顺航向方向， y 轴垂直于地面，向上为正向。作用于机轮轴 上的载荷与坐标轴正向一致时，取正值，反之取负值。 在这三种工况下，没有 Z 向力作用，故地面载荷 南昌航空大学科技学院学士学位论文 16 表 1 前起落架着陆载荷 工况 项目 N） N） h (m) 最大回弹载荷 40787 49439 大垂直载荷 大起转载荷 6349 论计算验证 1 内筒截面应力计算 图 算简图 图 筒截面示意图 以工况 1 为例，取内筒筒身的若干个截面为观察点，各截面中心在建模 坐标系下的坐标依次分别为： 0， 0）， 0， 0）， 0， 0）， 0， 0）， 0， 0）， = 10 , 0， 计算方程组： x=0= Y (南昌航空大学科技学院学士学位论文 17 43m a 其中， Y 为加载点 Y 向坐标与各截面 Y 坐标的差值， d=70=82 工况 1： 9439N， 0787N 对比结果 : 表 工况 1 内筒应力对比 截面 1 2 3 4 5 理论计算 m （ 真计算 （ 2 外筒筒身截面应力计算 图 筒截面示意 南昌航空大学科技学院学士学位论文 18 图 算简图 2 工况 1： 9439N， 0787N 工况 1中，在建模坐标系下，外筒截面 6、 7的圆心 0， 375， 0） , O， 510， 0） ，同样地， = 10 。 计算方程组： x=0= Y (43m a 结果对比： 其中， Y 为加载点 Y 向坐标与各截面 Y 坐标的差值， d=98=110 工况 1： 9439N， 0787N 表 况 1 外筒应力对比 截面 6 7 理论计算 （ 仿真计算 （ 3 斜撑杆的内力计算 整个前起落架减震支柱受载情况为：左右支臂处的约束反力， 斜撑杆内 南昌航空大学科技学院学士学位论文 19 力和外载荷 运动规律是绕加载坐标系中的 X 轴转动，故对 Z 轴 取矩，列出力矩平衡方程： 1 2 3 4X Y X P L F L P L (式中， 在 X、 2,4 如图 图 内受力图 图 F 的分解 图 内受力图 图 在 0a=b= L1=a（ h） (01+05+图 (南昌航空大学科技学院学士学位论文 20 体数值见表一 在 c=2=0 c (01+556- h=505+556- h=1061- h (在 标为（ 105）所以 404=75图 在三维空间坐标系中的分量形式，立方体中m=505mm,n=504mm,p=542 2 2 22 2 2 2 2 21 0 5 5 4 2 5 5 21 0 5 5 0 4 5 4 2 7 4 8,m p m mt m n p m mq p F Ft q t (（ 1）第一种工况为： 0487N,9439N, 81=( 2=(1061 3=440， 5带入方程（ y x y 可得： 40787 9439 F=) 方向余弦为： 542c o s 0 . 7 2 4 6748105c o s 0 . 1 4 0 4748504c o s 0 . 6 7 3 8748 5 5 2 5 4 21 4 5 2 5 . 1 2 1 0 5 2 5 0 . 9 87 4 8 5 5 25041 4 5 2 5 . 1 2 9 7 8 7 1 . 67485 5 2 1 0 51 4 5 2 5 . 1 2 2 0 3 8 9 . 9 57 4 8 5 5 2 结合图 ) 02970(N) ) 南昌航空大学科技学院学士学位论文 21 计算机仿真得到的斜撑杆内力结果为： 图 况 1 杆内力 F 分解图 计算机仿真得到的斜撑杆内力结果为： 02970(N) 21579(N) 合力大小 : 2 2 2 1 5 0 0 8 . 8X Y F F N 方向余弦为 : 2 2 22 2 22 2 2111100c o s 0 . 7 2 6 11 5 3 0 0 . 821579c o s 0 . 1 4 11 5 3 0 0 8 . 8102970c o s 0 . 6 7 31 5 3 0 0 8 . 8 F 误差分析： 1 0 0 % 5 % 此时由有限元仿真分析所得的斜撑杆内力大小为 根据受 力分析进行理论计算所得内力结果为 者的误差为 5%，三个分力的大小和方向也基本吻合，说明仿真分析和理论计算得出的结果在大小 和方向上均符合，验证了仿真分析结果的正确性。 南昌航空大学科技学院学士学位论文 22 第二种工况为： y= 201=( 1061 404=75 带入方程（ 1 2 3 4X Y X P L F L P L ，可得： F=)， 因此 F 的分解图如图 示 图 况 2杆内力 F 分解图 5 5 2 5 4 22 4 0 8 1 . 3 2 1 7 4 4 9 . 37 4 8 5 5 25042 4 0 8 1 . 3 2 1 6 2 2 5 . 97485 5 2 1 0 52 4 0 8 1 . 3 2 3 3 8 0 . 47 4 8 5 5 2 计算机仿真得到斜撑杆内力结果为： 17761(N),S 16570N, 力大小 2 2 2 2 4 5 3 1 . 5X Y F F N 方向余弦为： 2 2 22 2 22 2 217761c o s = 0 . 7 2 42 4 5 3 1 . 53 4 3 1 . 8c o s = 0 . 1 4 02 4 5 3 1 . 516570c o s = 0 . 6 7 52 4 5 3 1 . 5 F误差分析： 1 0 0 % 1 . 8 % 南昌航空大学科技学院学士学位论文 23 (3)第三种工况为： y=49349N, 8 1061 404=75 带入方程（ 1 2 3 4X Y X P L F L P L ，可得： 6349 =N） 5 5 2 5 4 29 8 9 0 3 . 3 8 7 1 6 6 5 . 2 87 4 8 5 5 25049 8 9 0 3 . 3 8 6 6 6 4 0 . 7 87485 5 2 1 0 59 8 9 0 3 . 3 8 1 3 8 8 3 . 57 4 8 5 5 2 结合图 的示意图可得： ) ) ) 计算机仿真得到斜撑杆内力结果为： 67518(N), 62990N, 3045N 合力大小 : 2 2 2 X Y F F 图 况 3 杆内力 F 的分解示意图 方向余弦： 南昌航空大学科技学院学士学位论文 24 2 2 22 2 22 2 27 1 6 6 5 . 2 8c o s 0 . 7 6 89 3 2 5 5 . 51 3 8 8 3 . 5c o s 0 . 1 4 99 3 2 5 5 . 56 6 6 4 0 . 7 8c o s 0 . 7 1 59 3 2 5 5 . 5 F 误差分析： 1 0 0 % 6 % 三种工况下根据受力分析进行理论计算所得的斜撑杆内力和计算机仿真 分析所得斜撑杆内力结果基本相同，误差较小，说明模型所作的简化和用等 效杆单元法代替实际约束是可行的。 320起落架运动学仿真 介 世界上第一个功能品质工程集成解决方案，用于振动、噪声、平顺性与操纵稳定性、舒适性、安全性、碰撞、耐久性以及其它关键属性的分析 17。是 动噪声、耐久性、多体动力学、优化为一体的多功能品质仿真平台，真正实现了多属性仿真设计的流程化、一体化。包括所有关健过程步骤及所需的技术，可以早在实物样机出现之前对每个关健属性进行从始至终的评价。同时 以与 连接，如 除了 多学科设计分析团队提供一切所需的工具，从而更快地为市场提供更好的产品，同时具备设计流程自动捕捉和管理功能，并完全实现参数驱动。它能成倍提高增值设计时间（ 并且将总体开发周期缩短 30 50，大大提升了设计效率。 本课题所用的 要模块如表 南昌航空大学科技学院学士学位论文 25 表 MS 能模块 序号 模块名称 序号 模块名称 1 体动力学 2 学 3 动噪声分析 4 5 关性分析 6 构分析 7 化 在本文中，起落架运动分析是在 体动力学模块中实现的。下面简单介绍 于 一全球第一个多学科功能品质工程平台，很好 地解决了以上现今多体仿真中所遇到的疑难。其优异的性能、广泛深入的行业解决方案、开放的平台，不断对最新技术的拓展，使其成为新一代多体动力学软件的代表。 专门为模拟机械系统的真实运动和载荷而设计的。它提供了
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