起落架外置回中机构摩擦卡滞原因分析

起落架自动回中机构是直升机起飞后轮胎自动对中的主要驱动部件,回中机构发生卡滞将给直升机着陆带来巨大风险。为对直升机起落架外置回中机构存在的摩擦卡滞风险进行分析,根据外置回中机构的结构形式,对其进行整体的受力分析,考虑制造工艺的影响,推导并建立了回中机构的摩擦卡滞分析数学模型,求解了发生摩擦卡滞的临界摩擦因数。通过算例分析,得出在满足外筒支撑处同轴度较好的前提下,回中机构不存在发生摩擦卡滞的风险的结论。在此基础上进一步分析了相关结构尺寸参数对临界摩擦因数的影响,用于指导回中机构的尺寸设计,降低发生摩擦卡滞的风险。     

舰载机前起落架突伸性能试验研究

现代航母舰载机多使用弹射起飞方式,在弹射起飞行程末端,前起落架突伸是一种增加舰载机离舰迎角,提高飞行安全的重要技术手段。设计了一种适用于弹射起飞舰载机起落架突伸性能测试试验方案,搭建了试验系统,并对某型飞机前起落架突伸性能进行了试验验证,对起落架突伸过程进行了分析。通过改变试验初始条件,分析了影响起落架突伸性能的因素,并给出了定量描述。建立了双气腔油气式起落架动力学模型,对某型飞机起落架典型工况突伸性能进行数值模拟,将数值计算结果与试验测试结果进行对比。利用动力学模型对起落架缓冲性能进行计算校核,给出了不同初始条件下起落架缓冲性能变化趋势和数量。结果表明,对于双气腔油气式起落架,起落架突伸性能提升往往会导致起落架缓冲系统效率降低和最大着舰载荷增大。在弹射式舰载机起落架设计时,必须综合考虑突伸性能和缓冲性能。     

摇臂式起落架缓冲机构动态分析与优化设计

为提高无人机起落架的缓冲性能,对摇臂式起落架缓冲机构进行动态分析与优化设计。建立滑跑过程数学模型,分析无人刹车操纵对起落架受力影响,并讨论缓冲机构性态及方案;利用多学科优化软件iSIGHT、集成动力学软件Adams对缓冲机构优化设计,以刹车工况缓冲要求及摆振遏制为约束条件,采用全域遍数法嵌套序列二次规划法对缓冲机构尺寸及弹簧刚度进行优化;对优化的起落架进行滑跑与静刚度试验。结果表明,起落架压缩位移满足预想要求,能量吸收提高71.5%。所用优化方法可为无人机摇臂式起落架设计、开发提供指导。     

飞机半主动起落架的自适应控制

结合最优控制和白校正控制理论，给出了半主动起落架的自适应控制策略。建立了起落架缓冲器半主动控制的数学模型，通过分析参数变化对系统性能的影响，进行了半主动控制器的设计。仿真结果有效地征明了用自校正LQG方法控制的半主动起落架在改善飞机的滑行性能和操纵稳定性上有良好的效果。     

管簧式起落架落震试验及分析

为了获得管簧式起落架着陆性能的特点,设计了管簧式起落架落震试验,以获得相关的落震性能参数。同时设计了落震测试系统,并通过对起落架落震系统的测试,确定落震试验操作系统的可行性。通过改变管簧式起落架下落高度和投放质量以及机轮带转等参数,总结机轮所受的最大垂向力和起落架最大垂向位移的变化规律,得到管簧式起落架的相关落震性能参数,为起落架设计提供参考。     

基于响应面方法的多支柱起落架着陆缓冲性能优化

基于起落架缓冲系统受力分析,在MSC.ADAM S平台上建立了某型飞机多支柱主起虚拟样机模型,在给定的投放质量和下沉速度下分析了该起落架的缓冲系统行程、轮胎垂直力和功量曲线。为降低飞机着陆载荷,选取对缓冲器性能敏感程度较大的参数为优化参数,包括空气腔初始容积、初始充气压力及主油孔面积,以着陆时轮胎最大垂直载荷为优化目标。通过基于正交设计的响应面方法,建立优化变量和优化目标间的数学关系,求解方法为模拟退火法。优化后,对新设计参数进行了虚拟试验验证,结果表明降低着陆总载荷8.3%,明显改善了起落架着陆缓冲性能。     

舰载机前起落架缓冲性能参数敏感性研究

为了同时满足缓冲和突伸性能,舰载机前起落架常采用双腔缓冲器设计。以某型机前起落架为研究对象,建立前起落架缓冲性能分析动力学模型,并将仿真计算结果与试验结果进行验证对比,验证理论模型的有效性和正确性。对缓冲器高、低压腔初始压力以及体积占比进行参数敏感性分析。结果表明,高、低压腔初始充填压力和体积占比对起落架缓冲性能的影响有别于它们对突伸性能的影响,所以对舰载机前起落架缓冲器的设计需不断优化,同时兼顾缓冲和突伸性能。     

某直升机回中机构凸轮锈蚀解决方案

针对某直升机回中机构凸轮在盐雾试验中出现锈蚀问题,采用了故障树对潜在的故障原因进行逐条排查,完成了故障原因定位。依据金属腐蚀机理,对已定位的故障原因完成了凸轮锈蚀机理分析,进一步确认了导致凸轮锈蚀的本质原因。根据故障机理分析结果和其他型号研制经验,选用含铬量更高、防腐性能更好的沉淀硬化不锈钢0Cr17Ni4Cu4Nb进行了凸轮改进设计。改进后的凸轮通过了盐雾试验验证。     

浅谈民用飞机起落架地面舱门的打开机构

首先介绍了进行某民用飞机起落架地面舱门打开机构分析的背景和目的。然后从功能、组成、布置、工作原理、能源供给、安全装置和操作程序等方面对地面舱门打开机构进行详细分析。最后得出8个可供国内民用飞机起落架地面舱门打开机构设计参考的结论。     

基于建筑需求的新型黏滞阻尼器开敞式布置机构研究

黏滞阻尼器耗能减震结构的减震效果与阻尼器在结构中的安装方式密切相关,已有黏滞阻尼器布置机构主要考虑结构减震需求和安装连接简单方便,而未考虑建筑需求。针对现有黏滞阻尼器布置机构占用结构框格内空间、阻碍视野的不足,提出了一种新型黏滞阻尼器开敞式布置机构。介绍了开敞式布置机构的构造与工作原理,并对机构的力学性能进行理论分析,推导了位移放大系数和等效阻尼比计算公式。设计并制作了一个设置黏滞阻尼器开敞式布置机构的钢框架试件,给试件施加正弦位移激励,分析了开敞式布置机构在动力作用下的受力性能,以及在不同位移幅值、频率工况下,框架侧移与阻尼器两端相对位移之间的关系,验证了该文提出的位移放大系数计算公式的准确性。采用SAP2000对比分析了一个无控钢框架结构,以及设置阻尼器对角布置机构和开敞式布置机构后的减震性能,验证了该新型布置机构在实际工程中应用的可行性。     

基于虚拟样机技术的飞机起落架着陆载荷分析

起落架是飞机重要的承载机构,其在飞机的起飞、降落和着陆过程中担负着十分重要的作用。起落架着陆载荷是指在飞机着陆瞬间起落架所承受的地面载荷,根据位置的不同可分为轮胎接地点载荷、轮轴点载荷和交点载荷。飞机设计重量（包括空机重量、商载和燃油重量）的分布变化会对起落架着陆载荷产生影响。以典型民用飞机的起落架为研究对象,基于虚拟样机技术对起落架模型进行着陆分析。首先利用HyperMesh、MSC.Nastran软件对飞机起落架模型进行前处理和简化,然后根据中国民用航空规章运输类飞机适航标准相关条目要求,在MSC.ADAMS软件中设置相应的工况参数并进行起落架着陆动力学仿真分析,研究不同燃油密度下飞机的重量和重心变化对起落架轮轴点着陆载荷的影响。通过对比仿真结果可以发现：飞机的重量和重心变化对起落架轮轴点着陆载荷产生了明显的影响,而燃油密度变化对起落架轮轴点着陆载荷的影响较弱。研究结果可为今后有针对性地开展起落架着陆载荷计算提供参考和指导。     

新型四自由度3T1R并联机器人机构运动学分析与优化设计

目的 针对自动化生产线分拣需求,提出一种新型四自由度的三平移一转动（3T1R）并联机器人机构。方法 根据方位特征集设计理论验证并联机器人机构的运动性质。利用机构的构型特点建立运动学方程模型,对其进行位置正解和逆解的分析,通过数值法搜索得到并联机器人机构的工作空间图形和转动能力等高线图。同时分析并联机器人机构的雅可比矩阵JX以及奇异性。最后以工作空间最大化作为适应度函数,基于遗传算法对机构结构尺寸进行最优化分析。结果 该机构操作空间具有规则形状、无空洞、较大的特点,优化后的并联机器人机构工作空间性能提升45%。结论 操作空间内运动灵活性较好,优化后工作空间性能得到显著改善。在电子包装自动化生产线搬运分拣领域具有较好的应用前景。     

大型客机起落架降噪的创新方法及研究

起落架噪声为飞机机体噪声的重要部分。相对于机体其它噪声，起落架噪声只存在于起飞降落过程中，故有针对性地降低其噪声可在尽量不影响飞机性能的情况下起到良好的经济和环保效果。但由于其复杂性，目前缺少行之有效的解决方案。本文先分析了起落架噪声的产生机理，紧接着提出“空气膜降噪法”这一创新方法，阐述了该方法的原理和设计思路，然后通过三个验证试验证明其有效性，并在最后进行可行性分析和未来展望。     

非线性自适应起落架振动性能研究

飞机起落架系统是一个非线性振动系统 ,通过建立起落架的非线性振动模型和控制方程 ,用数值模拟方法对主动控制起落架和被动起落架的动态特性进行了比较。结果表明 ,采用主动控制技术可大大降低起落架的冲击载荷和振动载荷 ,提高飞机的滑行性能     

基于能量法的缓冲器参数设计

通过建立起落架的运动模型及数学模型,在进行了全面的运动分析和受力分析的基础上,经过计算初步确定了缓冲器的性能参数,然后用能量法对缓冲器的参数进行了核验计算。最后通过摇臂式起落架参数的设计计算对计算过程进行了验证。     

同步辐射光束线中柔性铰链的设计

为同步辐射光束线设计了一种新型的柔性铰链——直圆倒角复合柔性铰链。分析计算并通过实验验证了直圆倒角复合柔性铰链性能。与直圆柔性铰链相比,直圆倒角复合柔性铰链具有柔度大、转动精度高等优点,可在不损失精度的情况下大大提高微调机构的柔性;在要求最大转角一定的情况下,可大大降低对作动器驱动能力的需求,也使得机构内的应力大为减小。     

海鸥300飞机起落架着陆动力学试验研究

针对海鸥300水陆两栖飞机起落架落震试验的技术需求,研制一套用于轻型飞机起落架落震试验的动力冲击试验系统,解决了低摩擦滑道设计、机轮高速带转、跑道模拟、撞击平台设计等关键技术.结合CCAR-23-R3要求,完成了海鸥300前起落架落震调参试验、限制落震试验和储备能量吸收落震试验.结果表明,试验系统工作稳定可靠,起落架限...     

J4104胶印机出墨量无级调节机构的设计

在分析了J4104机原有出墨量调节机构的基础上,全面介绍了新型出墨量无级调节机构的原理及技术设计,并分析了该新机构的性能与发展.     

ARJ客机进场飞行过程的起落架噪声的实验研究

对ARJ客机降落阶段的起落架噪声进行了现场测量分析,为了将起落架噪声源与其他噪声源分开,利用了阵列信号处理技术,实验发现:ARJ飞机起落架噪声主要集中在900 Hz以下,且前、主起落架均存在强单音噪声,对起落架噪声可能的声源来源进行了分析,为起落架降噪设计提供了支持。     

Taguchi方法在飞机起落架摆振特性对设计参数灵敏度分析中的应用

针对飞机起落架摆振特性对设计参数灵敏度的问题,使用典型前起落架摆振分析模型,确定飞机在全速度范围内滑跑时系统防摆所需最大临界阻尼值,通过引入Taguchi方法,找出影响系统防摆所需最大临界阻尼值的可控因素,并采用基于正交试验的灵敏度分析方法,定量分析各可控因素对其防摆所需最大临界阻尼值的敏感程度。最后,以某飞机起落架为例,进行摆振特性对设计参数灵敏度分析,找出设计参数最优水平组合,并予以验证。研究表明:该方法对研究飞机起落架摆振特性灵敏度分析是可靠、有效的,为飞机起落架防摆设计研究提供了一个新的方向。