飞机

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3.
结构分类

按照结构分类还可以分为构架式起落架，支柱式起落架，摇臂式起落架，浮筒式起落架。

三．起落架的研究现状和发展趋势

这儿主要从起落架疲劳破坏的相似规律的研究，
起落架动力学的分析方法和起落架设计与分
析三个方面进行论述。

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(
一
).
疲劳破坏的相似规律

1.
疲劳强度的统计估算法

目前，常采用威布尔“最薄弱环节”假说来描述疲劳极限的分布。

对于尺寸和应力集中不同的试件，如果截面计算周长
L
和相对最大应力梯度
𝐺
的比值不变，
则应力集中区最大破坏力
𝜎
max
的分布函数将是相同的。
而且可知如果试件，
模拟样件已经零
件具有不同的
L
和
𝐺
，只要
L
𝐺

的比值不变，则用
𝜎
max
表示的疲劳极限分布函数也将相同。

以
𝜎
max
表示的疲劳极限分布可用带边界的对数正态分布规律来描述，即认为值

x
=
𝑙
𝑔

𝜎
max
−
𝜎
min

的分布是正态分布。其中
𝜎
min
是疲劳下限。

对于不同尺寸和外形的零件，
疲劳极限的分布函数可用用下述疲劳破坏基本相似方程来描述：

x
=
𝑙
𝑔

𝜎
max
−
𝜎
min

=
𝐴
𝐿
−
B
𝑙
𝑔
𝐿
𝐺
+
𝑢
𝑝
𝑆
𝑥

式中
𝜎
max
——应力集中区的最大应力

𝜎
min
——以
𝜎
max
表示的疲劳极限的下限

𝐴
𝐿
，
B
——材料常数

L
𝐺

——疲劳破坏相似准则

L
——截面周长或集中应力区附近的周长部分

𝐺
——应力集中区相对最大应力梯度

𝑢
𝑝
——随机量
x
的标准正太偏量

𝑆
𝑥
——随机量
x
的标准偏差

在给定的试验温度、
基数和频率下，
对于同一炉次的金属，
𝜎
max
，
𝐴
𝐿
，
B
和
𝑆
𝑥
的大小是常值，
且这些是通过疲劳试验后用统计处理方法获得的。

2.
起落架结构材料疲劳破坏相似规律的研究

试件的疲劳试验常采用下述方法。

先从每种样式试件中抽出
10~20
个，
在各种应力量级下进行试验，
按照试验结果画出普通的
疲劳曲线。
然后按此疲劳曲线，
在试件疲劳极限以上选择
3~4
个应力量级，
在每级应力上成
组的试验
13~20
个试件，
以便画出全概率疲劳曲线图。
可以按照普通疲劳曲线的疲劳极限值，
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乘以
1.02,1.05,1.1,1.15,1.2,1.25,1.3
等等来给出应力量级。

为求平均值和标准偏差，每种样式取
20
个试件进行“阶梯”法试验。先从刚才画出的疲劳
曲线里估计出疲劳极限平均值并开始试验。

如果第一个试件通过循环基数（即在疲劳试验曲线上对应于接触强度极限的应力循环次数）
时没有发生破坏，
则要用较高的应力级加载第二个试件，
反之就用较低的应力级加载第二个
试件，即后一个的应力级加载取决前一个的实验结果。

这样反复试验后，
用统计处理的方法对结果进行整理并结合线性回归原理来取舍，
就可以比
较准确的得出平均值。
由于这是针对飞机起落架的研究，
所以这儿规定在本研究中应力级差
不超过
1
𝐾
𝑔
/
mm
2
，而试验基数为
10
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次循环。

(
二
).
起落架动力学的分析方法

比较传统的动力学分析方法是首先建模，
然后建立动力学微分方程，
并根据初始条件求解方
程最后得出相应的解。

随着近几年航空技术的发展和机械技术的进步，
现在越来越被广泛采用的的分析方法是
虚拟样机与协同技术。

(
三
).
起落架设计（以起落架加长对飞机总体设计的影响为论述目标）

1.
主起落架长度与防翻角的关系

如右图所示，设地面到飞机重心的原来的垂直高度
𝐻
cg
，主起落
架加长长度为
∆
H
，并近似认为飞机重心高度的变化量也为
∆
H
，
原防翻角为
α
，
主起落架加长后的防翻角为
𝛼
1
.
主起落架加长后使
得飞机重心，从而使得防翻角减小，且满足

tan
𝛼
1
tan
α
=
𝐻
cg
∆
H
+
𝐻
cg

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2.
主起落架长度与尾座角的关系

如左图所示，实心点是飞机的重心。过实
心点做一条与竖直方向成
15
0
的倾斜线
𝐿
1
，
然后过机中心画一条垂直于地面的直线
𝐿
2
，则
𝐿
1
和
𝐿
2
有一个交点。过这个交点做
一条垂直于
𝐿
1
的直线
𝐿
3
，则
𝐿
3
与地面所成
的角即为尾座角。在设计飞机时，可以根
据起落架的高低确定对应的尾座角。

3.
主起落架长度与侧翻角的关系

飞机防侧翻
的恢复力矩
取决于侧翻
角的大小，
而侧翻的大
小取决于重
心高度和飞
机主距等。
侧翻角越小，
飞机的侧翻
稳定性更好。
所以在设计
的时候要考虑好主起落架的高度以获取适当的重心高度以及主距来减小侧翻角。
如上图所
示，
α
指前中心与重心的连心线
𝑙
n
和前中心与任一后的连心线的夹角，
𝑙
m
指重心到后
中心的距离，
t
指主间距，
ℎ
cg
为重心高度，
φ
指侧翻角。则有

tan
𝜑
=
ℎ
cg
ln
sin
𝛿

其中，

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tan
𝛿
=
t
2(
𝑙
m
+
𝑙
n
)

根据以上公式可以算出具体的尾座角。

（四）
.
起落架的发展趋势

在未来的起落架的设计过程中，
将会大量使用先进的科学技术和更优质的新材料，
使起
落架更加信息化和智能化，同时可以大幅度减小起落架本身的重量以提高其灵活性。

四．总结

由于自身知识的欠缺，
所以本论文只能粗陋的描述关于起落架的最基本的知识，
比如起落架
的结构和起落架设计以及研究方法，
而且还有很多不到位和不全面的地方。
尽管以上的描述
基本上是自己查阅后根据自己的理解写下来的，
但很多地方到现在还没有完全弄懂。
在
阅读的时候，
尤其是涉及到机械原理和机械设计的知识时就很多地方一谈糊涂了，
这需
要不断的学习。

五．参考文献

1.
《飞机起落架动力学涉及与分析》
，西北出版社；聂宏，魏小辉等编著。

2.
《飞机起落架的可靠性》
，国防出版社；
【苏】
B.B.
博伊佐夫著，郭桢，郭培凡译。

3.
《材料力学（
1
）第三版》
，
《材料力学（
2
）第三版》
，高等教育出版社；单辉祖编著。

4.
《理论力学》
，高等教育出版社；谢传锋，王琪主编。

5.
《机械原理》
，机械出版社；于靖主编。