飞机起落架结构优化设计及制造加工

2011 年春季学期研究生课程考核

起落架结构优化设计及制造加工

关键词：起落架设计改进制造技术

为满足某型飞机的研制需要，采用现代起落架的设计理念，在保持原起落架结构以及起落架与飞机的协调关系(连接形式、接口尺寸、电液和操作习惯)等方面基本不变的情况下，从设计、T艺方面进行改进，达到了增强承载能力、减轻重量和提高寿命的目的。试验验证和装机使用表明，改型后的飞机起落架性能优于原型机的性能，实现了减重、增寿,以及增强飞机使用安全性的目标。

1 设计改进

根据飞机起落架改进技术方案要求，在保证飞机安全性的前提下，尽量减轻起落架的重量，并达到增寿的目的。经设计分析和计算，对不满足强度要求的零部件进行加强改进，对强度较富裕的零部件进行减重改进。

1.1 缓冲支柱优化设计

飞机着陆蕈量的增加，相应引起起落架吸收动量增加，导致起落架着陆冲击载荷的增加。为了尽可能地降低着陆冲击过载，须对起落架的缓冲系统进行优化设计。为此，在充分利用原结构的前提下，进行缓冲器充填参数、阻尼油针的优化设计，选取多组缓冲结构并通过落震试验验证。通过一系列比较和验证，阻尼油针选用圆角方形截面结构，如图1所示。该油针的选用，使飞机起落架阻尼特性稳定、磨损小，同时提高了缓冲器系统承载能力。

1．2部分零(组)件结构重新设计

对起落架的部分零(组)件结构重新进行设计，改善了零件的受力状态，从而提高了起落架的承载能力。如将主起落架斜撑杆由刚性结构改为弹性结构，以改善起落架斜撑杆的协调承载能力，减少结构不

圈1圆角方形截面油针

Fig．1 Square section pin with round comer

协调引起的结构超载损伤，降低中部接头的应力水平，提高主起落架外筒中部接头的寿命。改进前后的结

构如图2、图3所示。

图2刚性斜撑杆(原结构)

Fig．2 Rigid batter brace(original structure)

图3弹性斜撑杆(改进结构)

Fig．3 Flexible batter brace(improved structure)

1．3关键重要件结构加强

由于新研飞机载荷的增加，经计算分析起落架部分零件强度不够，因此必须对零件结构进行改进，对簿弱部位进行加强。为了克服焊接结构的缺点，提高结构件的疲劳强度，前起落架活塞杆、主起落架外筒、前起落架外筒和主起落架车架等主要结构件取消焊缝，采用整体锻件。主起落架外筒中部接头和头部结构改进前后如图4、图5所示，前起落架外筒结构改进前后如图6所示。

(a)焊接结构(原结构) (b)整体结构(改进结构)

图4主起落架外筒中部接头结构改进

Fig．4 Improved mid adaptor structure of mainfitting

(a)焊接结构(原结构) (b)整体结构(改进结构)

图5主起落架外简头部结构改进

Fig．5 Ilmproved head structure ofmain fitting onmain landing gear

图6前起落架外简中部接头结构改进

Fig．6 Improved mid adaptor structure of mainfitting on nos6 landing gear 1．4耐久性细节设计改进

起落架结构疲劳危险部位通常包括：轮轴、刹车法兰盘、扭力臂连接及收放作动筒耳片、起落架与机体连接的轴颈与接头，以及前起落架操作转弯机构连接耳片等。此外，对于采用焊接起落架结构，还应包括焊缝及其热影响区的细节设计。耐久性细节设计改进主要包括：

(1)选材。

起落架主要承力构件采用30CrMnSi2A高强度合金钢40CrNi2Si2MoVA超高强度钢。

(2)严格控制应力集中。

·对于高应力零件上的沟槽，在槽根部应有尽可能大的圆角半径；

·对于高强度零件上的攻丝孔，应位于受压或低拉应力区域，孔的部位应用凹凸台加强，螺纹应位于外部凸台处；

·对于高应力花键，不开花键退刀槽，大的根部半径，对键槽区采用喷丸强化处理；

·在所有耳片、支座、腹板等处的外部拐角半径最小值为2．Smm一3．0mm；

·对于筒形件(或称管状构件)，在截面改变处应有尽可能大的圆角半径，规定的最小圆角半径R≥10a(口为截面变化处的台阶高度)；采用为螺纹的压人式注油嘴，注油嘴安装在受压或低拉应力区域。

(3)高的表面质量。

对于高强钢锻件，在所有的锻造表面上至少加工5ram以上，清除表面缺陷和脱碳层材料，并应尽可能地降低表面粗糙度。

(4)有效的抗腐蚀措施。

采用真空冶炼的高强度合金钢。对耐磨表面采用全覆盖镀铬；在所有的内腔、孔径中镀镉钛以及涂两层环氧树脂底漆加润滑脂薄膜；防止水和潮气滞留，提供可靠的排水通道，同时对零件涂以防腐蚀剂。

按上述要求对相关结构件进行耐久性细节设计改进。例如(如图7所示)，对前、主起落架外筒撑杆接头等结构件进行细节改进，加长了过渡区，改善传力结构形式。

图7细节改进典型示例

Fig．7 Typical demonstration of detail improvement

1．5机轮

航空机轮的主要功能是支撑、刹停飞机和减轻其着陆冲击。随着飞机速度的不断提高和飞机重量的增加，机轮也由初级的弯块式刹车发展到现代复杂的盘式刹车，应用的新技术、新材料和新工艺可以满足新研飞机的要求。

(1)轮胎。采用无内胎，低断面纵横比，它具有能提高起飞速度、承载大、寿命长以及能提供更大的可容刹车装置空间等优点。

(2)轮毂。它是机轮的受力构件，采用“A”字型偏置对开式结构，主体材料亦为高强度铝合金2A14，刹车壳体采用30CrMnSiA钢锻件制造的整体式结构，具有重量轻、寿命长、耐蚀性优于镁合金等优点。

(3)刹车装置。重点在摩擦材料上，刹车盘采用整体针刺毡SC303碳／碳复合材料制造，其优点是重量轻、刹车性能优良、稳定、寿命长，是理想的摩擦材料。重量由103kg降至78kg，而寿命却由500次起落提高到2500次起落。

2 采用的新工艺

在制造过程中采用真空电子束焊、真空热处理、高强度钢零件的表面强化等新工艺。采用一些新的工艺，使飞机起落架的可靠性提高，寿命增加。

2．1 真空电子束焊

真空电子束焊接是较为先进的焊接技术，与传统的焊接技术相比具有焊接缺陷少、焊缝强度高(焊缝强度可达到机体金属的95％以上)、热影响区小的特点。采用真空电子束焊接T艺，不但能够提高焊接件的强度和寿命，而且能避免由于改为整体锻件而出现的工艺性差和加工难度大的问题。采用真空电子束焊接的零件有主起落架外筒等，如图8所示。

图8主起落架外筒{改进结构)

Fig．8 Main fitting of main landing

1．6真空热处理

对起落架的关键重要件由原来的普通热处理改为真空热处理，使零件具有无氧化、无脱碳(表面脱碳层要求不大于0．76ram)、表面光亮及不变形的优点，还可以改善材质，发挥材料的潜力，提高疲劳强度，满足起落架性能要求。

1．7高强度钢零件的表面强化工艺

改进后的飞机起落架采用的高强度(30CrMnSi2A)(40CrNi2Si2MoVA)超高强度钢，对应力集中特别敏感，如不采用适当的表面光整和表面强化措施，会造成零件的抗应力腐蚀能力差，疲劳寿命降低。疲劳破坏通常是由于作用在金属零件表面上的循环拉应力造成的，循环拉应力会引起金属零件上扩展裂纹，零件表面上产生腐蚀往往出现在扩展的裂纹处。通过表面强化使零件表面产生压缩应力层，以抵制由于丁作载荷施加的循环拉应力，可以大大提高金属零件的疲劳寿命，显著提高抗应力腐蚀的能力。采用的表面强化方法有

喷丸、小孔挤压、螺纹根部滚压、金刚石挤压强化等方法。

3 试验试飞验证

3．1 静强度试验

改进后的前、主起落架按照飞机起落架静强度和刚度试验任务书、军用飞机强度和刚度规范GJB67．9—85的要求进行试验。使用载荷卸载lmin后，结构没有出现有害的永久变形；在设计载荷下保持3s，结构没有发生破坏，完全满足设计鉴定试验大纲和军用飞机强度和刚度规范GJB67．9-85要求。

3．2落震试验

改进后的前、主起落架经落震试验，完成了设计着陆试验、充填参数容差试验和飞机增重试验后，起落架结构无有害的永久变形，缓冲系统功能无削弱。设计着陆试验过载系数前起落架为落架为1．67，主起落架为1．63。完成储备能量试验后，起落架结构允许产生不失去功能的永久变形但不应破坏。前起落架过载系数2．15，主起落架过载系数2．15，试验结果完全满足设计鉴定试验大纲和军用飞机强度和刚度规范GJB67．9—85要求。

3．3前起落架摆振试验

改进后的前起落架依据摆振试验大纲给定的试验项目，按飞机设计安装状态和装机阻尼孔径，在试验大纲要求的所有载荷和速度范围内试验，前起落架系统没有发生摆振，满足摆振稳定性要求；经过3个周期后，摆振幅值小于初始扰动值的1／4，完全满足设计鉴定试验大纲和军用飞机强度和刚度规范GJB67．9—85要求。

3.4装机使用

2006年8月，将两架改进后的飞机起落架分别装于两架新研飞机上领先飞行。截止日前，一架累计飞行560飞行小时／376起落；另一架机累计飞行1000飞行小时／725起落，工作性能良好。

4结论

改进后的飞机起落架重量、承载能力、寿命等性能指标符合要求，工作性能稳定。首翻期由原来的2000起落／日历时间8年提高到3000起落／日历时间10年；总寿命由原来的10000起落／日历时间20年提高到15000起落／日历时间30年，满足了新研飞机使用要求。

参考文献：

[1] 汝少明，等．歼强飞机构造学[M]．北京：海潮出版社，1998．

[2] 张明廉．飞行控制系统[M]．北京：航空工业出版社，1994．

[3] 王晓平，周亮，李鹏．某型飞机起落架设计改进和制造技术．航空制造技术，2010(8)：69—71．

飞行器控制系统设计

课程设计任务书学生姓名：李攀专业班级：自动化0804 指导教师：谭思云工作单位：自动化学院题目: 飞行器控制系统设计初始条件：飞行器控制系统的开环传递函数为： ) 2.361(4000)(+= s s K s G 控制系统性能指标为调节时间s 008.0≤，单位斜坡输入的稳态误差000443.0≤，相角裕度大于85度。要求完成的主要任务: （包括课程设计工作量及其技术要求，以及说明书撰写等具体要求）（1）设计一个控制器，使系统满足上述性能指标；（2）画出系统在校正前后的奈奎斯特曲线和波特图；（3）用Matlab 画出上述每种情况的阶跃响应曲线，并根据曲线分析系统的动态性能指标；（4）对上述任务写出完整的课程设计说明书，说明书中必须写清楚分析计算的过程，给出响应曲线，并包含Matlab 源程序或Simulink 仿真模型，说明书的格式按照教务处标准书写。时间安排：（1）课程设计任务书的布置，讲解（一天）（2）根据任务书的要求进行设计构思。（一天）（3）熟悉MATLAB 中的相关工具（一天）（4）系统设计与仿真分析。（四天）（5）撰写说明书。（两天）（6）课程设计答辩（一天）指导教师签名：年月日系主任（或责任教师）签名：年月日

摘要根据被控对象及给定的技术指标要求，设计自动控制系统，既要保证所设计的系统有良好的性能，满足给定技术指标的要求，还有考虑方案的可靠性和经济性。本说明书介绍了在给定的技术指标下，对飞行器控制系统的设计。为了达到给定要求，主要采用了串联之后—超前校正。在对系统进行校正的时候，采用了基于波特图的串联之后—超前校正，对系统校正前后的性能作了分析和比较，并用MATLAB进行了绘图和仿真。对已校正系统的高频特性有要求时，采用频域法校正较其他方法更为方便。关键词：飞行器控制系统校正 MATLAB

飞机起落架设计(中英文对照)

Aircraft Landing Gear Layouts 飞机起落架设计（中英文对照图）发布人：圣才学习网发布日期：2010-06-25 14:36 共292人浏览[大] [中] [小] Most aircraft today have three landing gear．许多现代飞机使用三点式起落架。 Two main landing gear struts located near the middle of the aircraft usually support about 90% of the plane’s we ight while a smaller nose strut supports the rest．重心附近的两个大的主轮，承担约90% 的重量，小轮子承担余下部分。 This layout is most often referred to as the "tricycle" landing gear arrangement．However，there are numerous other designs that have also been used over the years，and each has its own advantages and disadvantages．Let’s take a closer look at the various undercarriage options available to engineers．目前的飞机以前三点起落架为主，让我们来回顾一下后三点起落架及其优缺点。（意译） Tail wheel or Tail dragger Gear 后三点尾轮式与后三点尾橇式起落架 Though the tricycle arrangement may be most popular today，that was not always the case．The tail wheel undercarriage dominated aircraft design for the first four decades of flight and is still widely used on many small piston－engine planes．虽然前三点起落架比较普遍，但是在几十年前的飞机，及当今的许多小型飞机是使用后三点起落架的。 The taildragger arrangement consists of two main gear units located near the center of gravity （CG）that support the majority of the plane’s weight．后三点起落架，由两个在重心靠前位置的主轮支持大部分的飞机重量。 A much smaller support is also located at the rear of the fuselage such that the plane appears to drag its tail，hence the name．一个非常小的尾轮装置在机身，看上去这个小轮子是被拖着走，所以，英文Taildragger 也因此而得名。 This tail unit is usually a very small wheel but could even be a skid on a very simple design．它即可以是一个小尾轮，也可以是一个尾橇。

飞机起落架结构及其系统设计

本科毕业论文题目：飞机起落架结构及其故障分析专业：航空机电工程姓名：指导教师：职称：完成日期： 2013 年 3 月 5 日

飞机起落架结构及其故障分析摘要：起落架作为飞机在地面停放、滑行、起降滑跑时用于支持飞机重量、吸收撞击能量的飞机部件。为适应飞机起飞、着陆滑跑和地面滑行的需要，起落架的最下端装有带充气轮胎的机轮。为了缩短着陆滑跑距离，机轮上装有刹车或自动刹车装置。同时起落架又具有空气动力学原理和功能，因此人们便设计出了可收放的起落架，当飞机在空中飞行时就将起落架收到机翼或机身之内，以获得良好的气动性能，飞机着陆时再将起落架放下来。本文重点介绍了飞机的起落架结构及其系统。对起落架进行了系统的概述，对起落架的组成、起落架的布置形式、起落架的收放形式、起落架的收放系统、以及起落架的前轮转弯机构进行了系统的论述。并且给出了可以借鉴的起落架结构及其相关结构的图片。关键词：起落架工作系统凸轮机构前轮转弯收放形式

目录 1. 引言 (1) 2. 起落架简述 (1) 2.1 减震器 (1) 2.2 收放系统 (1) 2.3 机轮和刹车系统 (2) 2.4 前三点式起落架 (2) 2.5 后三点式起落架 (3) 2.6 自行车式起落架 (5) 2.7 多支柱式起落架 (5) 2.8 构架式起落架 (6) 2.9 支柱式起落架 (6) 2.10 摇臂式起落架 (7) 3 起落架系统 (7) 3.1 概述 (7) 3.2 主起落架及其舱门 (7) 3.2.1 结构 (8) 3.2.2 保险接头 (8) 3.2.3 维护 (8) 3.2.4 主起落架减震支柱 (8) 3.2.5 主起落架阻力杆 (9) 3.2.6 主起落架耳轴连杆 (10) 3.3 前起落架和舱门 (10) 3.4 起落架的收放系统 (10) 3.4.1起落架收放工作原理 (10) 3.4.2 起落架收放过程中的的液压系统 (11) 3.4.3 主起落架收起时的液压系统工作过程 (12) 3.4.4 主起落架放下时的液压系统工作原理 (13) 3.4.5 在液压系统发生故障时应急放起 (14) 3.4.6 起落架收放的工作电路 (15) 3.5 前轮转弯系统 (17) 3.5.1 功用 (17) 3.5.2 组成 (17) 3.5.3 工作原理 (17) 3.6 机轮和刹车系统 (17) 4 歼8飞机主起落架机轮半轴裂纹故障分析 (17) 4.1 主起落架机轮半轴故障概况 (17) 4.2 主起落架机轮半轴失效分析 (18) 4.3 机轮半轴裂纹检测及断口分析 (20) 4.3.1 外场机轮半轴断裂检查 (20) 4.3.2 大修厂机轮半轴裂纹检查 (21) 4.4 主起落架机轮半轴疲劳试验结果 (22) 4.4.1 机轮半轴疲劳试验破坏部位 (22)

5-飞机订票系统详细设计说明书

文档编号: 版本号:v1.0 详细设计说明书项目名称飞机订票系统项目负责人何柳青本文档编写者何柳青项目开发者计算机081第二组 2010年12月4日

1.引言 1.1编写目的本文档将对《飞机订票系统》的程序进行详细解析，是程序员编写代码的基础。本文档的读者是设计人员和程序员。 1.2背景开发软件名称：飞机票订系统。（1）项目任务提出者：中国民航及中国国际旅游开发公司。（2）项目开发者：何柳靑，陆银琳，李欣纯，单国英，阿依古丽（3）项目与其他软件，系统的关系：该系统采用现代流行WINDOWS操作界面。是标准的WIN32应用程序，可运行在WIN95 \WIN98 \WinMe \WIN2000 \WINXP \WIN7 \WINNT 等系统平台上的多任务应用程序。 1.3参考资料《软件工程导论》清华大学出版社张海藩编著《实用软件工程》清华大学出版社郑人杰等编著《数据库系统概论(第三版)》高等教育出版社萨师煊王珊等编著《实用软件文档写作》清华大学出版社肖刚等编著《软件工程》第3版人民邮电出版社张海藩等编著 2．程序系统的结构本程序每个子系统所包含的单元文件名称及其程序层次结构如表所示，对于特别简单的程序模块，其程序层次结构非常简单，在此从略，仅给出较为复杂的程序层次结构。 2.1运行环境 (1) 设备硬件最低要求：内存512MB，硬盘50MB以上 (2) 支持软件操作系统：WIN95\WIN98\WinMe\WIN2000\WINXP\WIN7\WINNT等

2.2 系统组织结构此飞机订票系统共分为两大模块：后台管理员模块和前台票务员模块。后台管理员模块功能为航班信息调整，包括增加新航班、删除航班、修改航班信息；前台票务员模块功能为乘客信息管理，订票管理，航班信息查询。飞机订票系统登录验证乘客信息管理航班信息查询航班信息管理后台管理员验证乘客票务信息修改前台票务员验证乘客基本信息修改按航班号查询按目的地查询按时间查询增加新航班乘客订票修改原有航班订票管理改签删除航班退票乘客基本信息录入图1.飞机订票系统程序层次结构后台管理员管理员登录航班信息管理身份验证增加新航班修改原有航班信息删除航班图2.后台管理员模块程序层次图

(完整word版)飞机起落架基本结构

起落架起落架就是飞机在地面停放、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。任何人造的飞行器都有离地升空的过程，而且除了一次性使用的火箭导弹和不需要回收的航天器之外，绝大部分飞行器都有着陆或回收阶段。对飞机而言，实现这一起飞着陆（飞机的起飞与着陆过程）功能的装置主要就是起落架。基本介绍起落架就是飞机在地面停放、滑行、起降滑跑时用于支持飞机重量、吸收撞击能量的飞机部件。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。 2结构组成为适应飞机起飞、着陆滑跑和地面滑行的需要，起落架的最下端装有带充气轮胎的机轮。为了缩短着陆滑跑距离，机轮上装有刹车或自动刹车装置。此外还包括承力支柱、减震器（常用承力支柱作为减震器外筒）、收放机构、前轮减摆器和转弯操纵机构等。承力支柱将机轮和减震器连接在机体上，并将着陆和滑行中的撞击载荷传递给机体。前轮减摆器用于消除高速滑行中前轮的摆振。前轮转弯操纵机构可以增加飞机地面转弯的灵活性。对于在雪地和冰上起落的飞机，起落架上的机轮用滑橇代替。 2.1减震器飞机在着陆接地瞬间或在不平的跑道上高速滑跑时，与地面发生剧烈的撞击，除充气轮胎可起小部分缓冲作用外，大部分撞击能量要靠减震器吸收。现代飞机上应用最广的是油液空气减震器。当减震器受撞击压缩时，空气的作用相当于弹簧，贮存能量。而油液以极高的速度穿过小孔，吸收大量撞击能量，把它们转变为热能，使飞机撞击后很快平稳下来，不致颠簸不止。 2.2收放系统收放系统一般以液压作为正常收放动力源，以冷气、电力作为备用动力源。一般前起落架向前收入前机身，而某些重型运输机的前起落架是侧向收起的。主起落架收放形式大致可分为沿翼展方向收放和翼弦方向收放两种。收放位置锁用来把起落架锁定在收上和放下位置，以防止起落架在飞行中自动放下和受到撞击时自动收起。对于收放系统，一般都有位置指示和警告系统。 2.3机轮和刹车系统机轮的主要作用是在地面支持收飞机的重量，减少飞机地面运动的阻力，吸收飞机着陆和地面运动时的一部分撞击动能。主起落架上装有刹车装置，可用来缩短飞机着陆的滑跑距离，并使飞机在地

飞机和推进系统总体设计目录整理

飞机总体设计（李为吉，2005）第1章绪言第2章飞机初始总体参数与方案设计 2.1 方案设计的任务和过程 2.2 重量估算 2.3 飞机升阻特性估算 2.4 确定推重比和冀载 2.5 总体布局形式的选择 2.6 飞机气动布局的选择 2.7 隐身性能对飞机气动布局的影响第3章飞机总体参数详细设计(部件设计) 3.1 设计的任务和步骤 3.2 机翼设计 3.3 机身设计 3.4 尾翼及其操纵面的设计 3.5 推进系统的选择与设计 3.6 起落架设计 3.7 飞机初步设计实例第4章飞机操纵系统设计与分析 4.1 操纵系统的特性 4.2 现代高速飞机稳定性和操纵性的基本特点与操纵系统设计 4.3 飞机主动控制技术 4.4 电传操纵系统 4.5 综合飞行控制系统第5章飞机费用与效能分析 5.1 飞机寿命周期费用的概念和分析方法 5.2 研究、发展、试验与鉴定费用和生产费用分析——兰德DAPCA IV模型5.3 使用保障费用 5.4 飞机作战效能分析 5.5 多任务攻击机概念综合设计的基本原理第6章飞机总体参数优化 6.1 飞机总体参数的多学科设计优化 6.2 面向系统设计的方法飞机总体设计（林振申，1982）第1章飞机设计要求 1.1 飞机设计要求的拟定及内容 1.2 飞机设计要求的论证 1.3 飞机设计要求的变化与发展第2章飞机的性能与分析 2.1 飞机的升力、阻力与推力 2.2 飞机的性能及其分析第3章飞机型式 3.1 飞机型式的含义

3.2 不同的飞机型式 3.3 飞机型式的分折 3.4 飞机型式选择的原则第4章飞机主要参数的选定 4.1 翼载荷和推重比 4.2 参数与性能的关系 4.3 飞机总重的确定第5章部位安排 5.1 部位安排的主要内容 5.2 部位安排的一般原则与方法 5.3 载重装备及设备系统的安排 5.4 构造受力型式的全机总体布置第6章重心定位 6.1 重心定位的意义 6.2 计算重心的方法 6.3 重心调整飞机总体设计（西北工业大学讲义）第1章飞机设计要求 1.1 飞机设计要求的拟定及内容 1.2 飞机设计要求的论证 1.3 飞机设计要求的变化与发展第2章飞机性能分析 2.1 飞机的升阻特性 2.2 飞机的推力特性 2.3 飞机平飞速度 2.4 飞机升限 2.5 飞机的航程 2.6 盘旋性能 2.7 爬升与加速 2.8 起飞性能 2.9 着陆性能第3章飞机型式 3.1 飞机型式的含义 3.2 不同的飞机型式 3.3 飞机型式的分析 3.4 飞机型式选择的原则第4章飞机主要参数的选定 4.1 翼载荷和推重比 4.2 参数与性能的关系 4.3 飞机总重的确定第5章部位安排 5.1 部位安排的主要内容 5.2 部位安排的一般原则与方法 5.3 载重装备及设备系统的安排

飞机起落架的设计分析

[键入公司名称] [键入文档标题] [键入文档副标题] [键入作者姓名] 姓名：龙玉起落架的结构，布置型式，疲劳强度研究，动力学研究，设计与分析

目录一.引言……………………………………………………………………………………………………………………………..2二．起落架结构概述…………………………………………………………………………. .2 1.结构 (2) ①.承力支柱、减震器 (2) ②.收放系统 (2) { ③.机轮和刹车系统 (2) ④.转弯系统 (2) 2.布置型式 (3) ①.前三点式起落架 (3) ②.后三点式起落架 (3) ③.自行车式起落架 (3) ④.多支柱式起落架 (3) '

3.结构分类 (4) 三．起落架研究现状与发展趋势 (4) （一）. 疲劳破坏的相似规律…………………………………………………………………………………………. 5 1.疲劳强度的统计估算法………………………………………………………………………………………………………… (5) 2.起落架结构材料疲劳破坏相似规律的研究 (5) (二). 起落架动力学的分析方法 (6) & (三). 起落架设计………………………………………………………………………………………… (6) 1.主起落架长度与防翻角的关系 (6) 2.主起落架长度与尾座角的关系 (6) 3.主起落架长度与侧翻角的关系 (6) (四). 发展趋势………………………………………………………………………………………… (8) ^ 四．总结 (8) 五．参考文

献 (8) / 飞机起落架的设计分析一.引言起落架是航空器下部用于起飞降落以及滑行时支撑航空器并用于移动的附件装置。起落架是唯一一种支撑整架飞机的部件，因此它是飞机不可分缺的一部份；随着飞行器设计和制造技术的发展，起落架也在不断的改进和创新之中。在二战以前，由于飞机的飞行速度较低，所以当时的起落架在飞机飞行的时候也可以暴露在外面，这样对飞行性能的影响不太大，所用的技术要求不高。但二战后随着科技的井喷式的发展，飞机的飞行速度大幅度提高。速度的不断提升引起以致到超音速的阶段，由此伴随着的空气阻力也随之增大。为减小空气阻力，人们便设计出了可收放的起落架。尽管起可以收放的起落架加大了飞机的重量，但从整体来说这大大促进了飞机的飞行的进步。二．起落架结构概述 1.结构为了缩短着陆滑跑距离，机轮上装有刹车或自动刹车装置。此外还包括 ①.承力支柱、减震器（常用承力支柱作为减震器外筒）：减震器即为飞行器在着陆或在不平坦的跑到上运动时用来消减飞机摇摆震动的结构以防止飞机颠簸。当减震器受撞击压缩时，空气的作用相当于弹簧，贮存能量。、

飞机起落架结构优化设计及制造加工

2011 年春季学期研究生课程考核起落架结构优化设计及制造加工关键词：起落架设计改进制造技术为满足某型飞机的研制需要，采用现代起落架的设计理念，在保持原起落架结构以及起落架与飞机的协调关系(连接形式、接口尺寸、电液和操作习惯)等方面基本不变的情况下，从设计、T艺方面进行改进，达到了增强承载能力、减轻重量和提高寿命的目的。试验验证和装机使用表明，改型后的飞机起落架性能优于原型机的性能，实现了减重、增寿,以及增强飞机使用安全性的目标。 1 设计改进根据飞机起落架改进技术方案要求，在保证飞机安全性的前提下，尽量减轻起落架的重量，并达到增寿的目的。经设计分析和计算，对不满足强度要求的零部件进行加强改进，对强度较富裕的零部件进行减重改进。 1.1 缓冲支柱优化设计飞机着陆蕈量的增加，相应引起起落架吸收动量增加，导致起落架着陆冲击载荷的增加。为了尽可能地降低着陆冲击过载，须对起落架的缓冲系统进行优化设计。为此，在充分利用原结构的前提下，进行缓冲器充填参数、阻尼油针的优化设计，选取多组缓冲结构并通过落震试验验证。通过一系列比较和验证，阻尼油针选用圆角方形截面结构，如图1所示。该油针的选用，使飞机起落架阻尼特性稳定、磨损小，同时提高了缓冲器系统承载能力。 1．2部分零(组)件结构重新设计对起落架的部分零(组)件结构重新进行设计，改善了零件的受力状态，从而提高了起落架的承载能力。如将主起落架斜撑杆由刚性结构改为弹性结构，以改善起落架斜撑杆的协调承载能力，减少结构不圈1圆角方形截面油针 Fig．1 Square section pin with round comer 协调引起的结构超载损伤，降低中部接头的应力水平，提高主起落架外筒中部接头的寿命。改进前后的结构如图2、图3所示。图2刚性斜撑杆(原结构) Fig．2 Rigid batter brace(original structure)

飞行控制系统设计

(此文档为word格式，下载后您可任意编辑修改！) 一、对最简单的角位移系统的评价 1、某低速飞机本身具有较好的短周期阻尼，采用这种简单的控制规律是可行的。它的传递函数为： open p3_6 系统根轨迹为： nem1=-12.5; den1=[1 12.5]; sys1=tf(nem1,den1); nem2=[-1 -3.1]; den2=[1 2.8 3.24 0]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 随着k的增大，该系统的一对闭环复极点的震荡阻尼逐渐减小。但由于飞机本身的阻尼较大，所以当k增大致1.34时，系统的震荡阻尼比仍有0.6。k增大到6.2时系统才开始不稳定。 2、现代高速飞机的短周期运动自然阻尼不足，若仍采用上述单回路控制系统则不能胜任自动控制飞机的要求。 open p3_10 系统根轨迹为： nem1=-10; den1=[1 10]; sys1=tf(nem1,den1);

nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3 0]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 随着k增大，系统阻尼迅速下降。当k=1.06时，处于临界稳定。所以无法选择合适的k值以满足系统动静态性能。为了使系统在选取较大的k值基础上仍有良好的动态阻尼，引入俯仰角速度反馈。二、具有俯仰角速率反馈的角位移自动驾驶仪参数设计open p3_16 1、系统内回路根轨迹为： nem1=-10; den1=[1 10]; sys1=tf(nem1,den1); nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 按物理概念似乎速率陀螺的作用越强，阻尼效果越显著。但根轨迹分析告诉我们，只有在一定范围内这种概念才是正确的，否则会得到相反的效果。这种现象是由舵回路的惯性造成的。舵回路具有不同时间常数时的内回路根轨迹图： Tδ=0 sys1=-1; nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) Tδ=0.1

飞机部件与系统设计

第一章绪论——飞机部件设计的一般规律及其发展一飞机的发展历程和飞机研制过程 1 飞机的发展历程（回顾从飞机诞生以来不同时期不同用途飞机的结构特点，决定了各个部件的特点） 2 飞机的研制过程（《现代飞机结构综合设计》P4，可对其进行修改及扩充）二飞机部件及部件设计的初始条件 1 飞机部件介绍 2 部件设计的初始条件 3 飞机设计过程简介三飞机部件设计的基本要求和综合设计思想 1 基本要求 2 设计思想的演变 3 飞机综合设计思想四飞机部件设计方法简介 1 概述 2 结构有限元分析以及在飞机结构设计的应用 3 结构优化设计方法 4 计算机辅助设计第二章飞机外载荷与设计规范第三章飞机机身结构分析与设计一机身的功用及设计要求 1 机身的功用 2 机身的外载特点及内部布置 3 机身的设计要求二机身的组成元件及其设计 1 机身的组成元件及典型受力型式（介绍机身组件及其功用，然后分析几种受力型式（桁梁式，桁条式，硬壳式）） 2 失稳形式及元件设计与布置 ⑴三种失稳形式（蒙皮，壁板，总体失稳） ⑵蒙皮设计 ⑶长桁和桁梁的设计与布置 ⑷加强框和普通框的设计与布置 ⑸各元件之间的连接设计三增压座舱的结构设计现代飞机机身内均有增压座舱 1 座舱的增压载荷 2 民用飞机增压座舱的结构设计 3 军用飞机增压座舱的结构设计四机身开口区的结构设计 1 开口与口盖的分类及开口区受力分析 2 开口区的结构设计 ⑴小开口的结构加强设计⑵中开口的结构加强设计⑶大开口的结构加强设计五机身与其他部件的连接设计

1 机翼与机身的对接设计 2 尾翼与机身的对接设计 3 起落架与机身的连接设计 4 机身设计分离面处的连接设计 5 发动机在机身的安装六机身结构设计须注意的几个问题每个部件都有各自的结构细节，所谓结构细节，是指飞机结构中对疲劳开裂最敏感的局部区域或元件，设计时应从以下几个方面注意： 1 合理地、有区别地选择有关结构材料 2 结构布局和传力路线的恰当设计 3 消除因偏心传载和强迫装配引起的附加应力 4 降低应力集中 5 连接接头和连接结构的抗疲劳设计 6 对结构进行变形和刚度控制 7 选择合理的工艺方法第四章机翼结构设计一机翼的功用与外载特点、设计要求 1 机翼的功用及外载特点 2 机翼结构设计要求二机翼结构元件设计 1 机翼结构的典型构件及其功用（蒙皮、长桁、翼肋、翼梁、纵墙） 2 各种典型元件的设计 ⑴长桁设计⑵机翼蒙皮与加筋板的设计⑶梁的设计 ⑷翼肋设计⑸机翼连接⑹结构受集中载荷处的局部设计三机翼结构的受力型式及主要受力构件的布置 1 典型受力型式 ⑴薄蒙皮梁式⑵多梁单块式⑶多墙厚蒙皮式 2 主要受力构件布置机翼主要受力构件布置是指确定机翼翼面壁板中的蒙皮—长桁（或整体壁板中的筋条）、梁、墙、加强翼肋、普通翼肋以及机翼—机身连接接头等的数量和位置。 ⑴机翼翼盒受力构件布置 ⑵集中载荷作用处加强构件的布置 3 各种承力结构机翼的对接原则四后掠翼和三角翼的结构和承载特点 1 后掠翼承力形式和根部承载的特点 2 三角翼的结构和承载特点五机翼整体油箱的结构设计 1 整体油箱结构设计的要求 2 整体油箱结构设计的特点 3 整体油箱的密封形式六增升装置和副翼的结构设计 1 增升装置的功用和设计要求 2 增升装置的分类及其结构设计 3 副翼的功用及其结构设计

飞行器控制系统设计

学号：课程设计题目飞行器控制系统设计学院自动化学院专业自动化班级自动化1002班姓名指导教师肖纯 2012 年12 月19 日

课程设计任务书学生姓名：专业班级：自动化1003班指导教师：肖纯工作单位：自动化学院题目: 飞行器控制系统设计初始条件：飞行器控制系统的开环传递函数为： ) 2.361(4500)(+= s s K s G 要求设计控制系统性能指标为调节时间ts 008.0≤秒，单位斜坡输入的稳态误差000443.0≤，相角裕度大于75度。要求完成的主要任务:（包括课程设计工作量及其技术要求，以及说明书撰写等具体要求）（1）设计一个控制器，使系统满足上述性能指标；（2）画出系统在校正前后的奈奎斯特曲线和波特图；（3）用Matlab 画出上述每种情况的阶跃响应曲线，并根据曲线分析系统的动态性能指标；（4）对上述任务写出完整的课程设计说明书，说明书中必须写清楚分析计算的过程，给出响应曲线，并包含Matlab 源程序或Simulink 仿真模型，说明书的格式按照教务处标准书写。时间安排：指导教师签名：年月日系主任（或责任教师）签名：年月日

随着经济的发展，自动控制技术在国民经济中发挥着越来越重要的作用。自动控制就是在没有人的参与下，系统的控制器自动的按照人预订的要求控制设备或过程，使之具有一定的状态和性能。在实际中常常要求在达到制定性能指标的同时能更加节约成本、能具有更加优良的效果。本次飞行器设计中，采用频域校正的方法使系统达到指定的性能指标，同时采用matlab仿真软件更加直观的进行仿真分析和验证。在此设计中主要采用超前校正的方法来对系统进行性能的改进，通过分析、设计、仿真、写实验报告书的过程，进一步加深了对自动控制原理基本知识的理解和认识，同时通过仿真系统的奈奎斯特图、bode图、单位阶跃响应曲线，进一步理解了系统的性能指标的含义，同时也加深了对matlab仿真的掌握，培养了认识问题、分析问题、解决问题的能力。

飞机前起落架驱动系统设计与性能分析

飞机前起落架驱动系统设计与性能分析陈炎南京航空航天大学，南京 210000 摘要：本文以大型民机起落架液压系统为研究对象，结合具体设计要求，采用电力传动技术，设计了一套起落架收放系统的新型驱动系统。本系统还利用一套双余度电控应急方案取代了传统的钢索滑轮应急放机构，并针对其蜗轮蜗杆传动机构进行了初步设计。最后在https://www.360docs.net/doc/2315353715.html,b和https://www.360docs.net/doc/2315353715.html,b软件平台上分别建立起落架收放机构及其控制系统的联合仿真模型，并分别对系统在正常收放和应急放模式下的性能进行仿真分析，初步实现了飞机收放系统的机电液一体化仿真。通过本文的研究工作，可以为飞机起落架液压系统的改进提供了一些有价值的经验和结论，为进一步的优化设计和试验工作奠定了的基础，对我国飞机起落架相关设计工作提供了技术支持。关键词：民机起落架、系统设计、Virtual Lab Motion、Amesim、联合仿真 0前言起落架系统在飞机滑跑起飞、着陆时支撑飞行器重量、承受着当飞机与地面接触时产生的静、动载荷、吸收和消耗飞机在着陆撞击、跑道滑行等地面运动时所产生的能量，在减缓飞机发生振动，降低飞机地面载荷，提高乘员舒适性，保证飞机飞行安全等方面发挥着极其重要的作用，是飞机设计过程中的重要环节。传统的飞机起落架设计中一般采用液压驱动装置。液压系统具有技术成熟、输出功率大、动态响应好、定位精度高的优点，但是由于液压系统采用了集中式液压源，飞机全身布满液压管路、造成其易泄露、易污染、易燃、结构复杂、重量大等问题，同时为了维持输出，液压系统需要工作在连续模式下，这使得其利用率很低，由此可见液压系统的可靠性问题成为了整个飞机系统中的薄弱环节之一，致使飞机不得不采用多余度作动系统，这又带来了重量、体积增加等新的问题。近些年来，随着“功率电传”系统的不断发展，国外提出了“多电或者全电”驱动的设计思路。利用多电/全电技术，广泛采用电力作动器和功率电传技术，可以取代飞机上机械传动、气压、液压和润滑系统，从而大大减少飞机的重量和复杂性，可使飞机的可靠性、维修性、效率、生存能力和灵活性大为改善，同时由于燃油消耗量的减少、飞机出勤率的提高，可明显节省飞行成本。目前，用于飞行控制、环境控制、刹车、燃油和发动机启动系统的电力作动系统已得到验证，国外也已经开始对飞机起落架驱动系统进行研究，他们预测用新型电力作动系统取代原来的液压系统将显着提高起落架系统的可靠性。可以说起落架驱动系统全电化的实现，无论对我国民用还是军用飞机性能的提高都具有重要的意义，是未来飞机起落架系统发展的新趋势。本文以我国大型民机为设计背景，以多电/全电飞机为设计思想，针对飞机起落架驱动系统开展分析、设计和仿真工作，初步形成一套集机电一体化设计、仿真、分析流程。 1驱动系统方案设计 1.1起落架驱动系统设计要求飞机前起落架驱动系统的主要作用是实现起落架的收放和转弯功能。传统的前起落架驱动系统是通过集中液压源进行驱动的，但随着目前飞机向全电/多电化方向发展的趋势，飞机内不再设有集中液压源，所以原有的液压系统就需要重新设计。以起落架收放系统为例，其设计要求如下：飞机起落架收放系统的主要作用是在飞机起飞离地后，将起落架及起落架舱门收起并上锁，在飞机着陆前，打开舱门控制起落架放下并上锁，是飞机中的关键系统之一。同时，收放系统在起落架收起过程中，能控制起落架及相关部件（如舱门）按顺序开、关。飞机前起落架收放系统的具体设计要求是：

飞机起落架结构及其系统设计_本科毕业论文

本科毕业论文题目：飞机起落架结构及其故障分析专业：航空机电工程完成日期： 2013 年 3 月 5 日

2. 起落架简述 (1) 2.1 减震器 (1) 2.2 收放系统 (1) 2.3 机轮和刹车系统 (2) 2.4 前三点式起落架 (2) 2.5 后三点式起落架 (3) 2.6 自行车式起落架 (5) 2.7 多支柱式起落架 (5) 2.8 构架式起落架 (6) 2.9 支柱式起落架 (6) 2.10 摇臂式起落架 (7) 3 起落架系统 (7) 3.1 概述 (7) 3.2 主起落架及其舱门 (7) 3.2.1 结构 (8) 3.2.2 保险接头 (8) 3.2.3 维护 (8) 3.2.4 主起落架减震支柱 (8) 3.2.5 主起落架阻力杆 (9) 3.2.6 主起落架耳轴连杆 (10) 3.3 前起落架和舱门 (10) 3.4 起落架的收放系统 (10) 3.4.1起落架收放工作原理 (10) 3.4.2 起落架收放过程中的的液压系统 (11) 3.4.3 主起落架收起时的液压系统工作过程 (12) 3.4.4 主起落架放下时的液压系统工作原理 (13) 3.4.5 在液压系统发生故障时应急放起 (14) 3.4.6 起落架收放的工作电路 (15) 3.5 前轮转弯系统 (17) 3.5.1 功用 (17) 3.5.2 组成 (17) 3.5.3 工作原理 (17) 3.6 机轮和刹车系统 (17) 4 歼8飞机主起落架机轮半轴裂纹故障分析 (17) 4.1 主起落架机轮半轴故障概况 (17) 4.2 主起落架机轮半轴失效分析 (18) 4.3 机轮半轴裂纹检测及断口分析 (20) 4.3.1 外场机轮半轴断裂检查 (20) 4.3.2 大修厂机轮半轴裂纹检查 (21) 4.4 主起落架机轮半轴疲劳试验结果 (22) 4.4.1 机轮半轴疲劳试验破坏部位 (22) 4.4.2 试验结果与使用情况差异分析 (23) 4.5 主起落架机轮半轴失效分析结论 (24) 4.6 主起落架机轮半轴结构设计改进 (24)

飞行器控制系统课程设计

课程设计任务书学生姓名：________ 专业班级： _______________ 指导教师：_______ 工作单位： ____________ 题目：飞行器控制系统设计初始条件：飞行器控制系统的开环传递函数为： G（s） -^500^ s（s 361.2）控制系统性能指标为调节时间0.01s，单位斜坡输入的稳态误差 0.000521，相角裕度大于84度。要求完成的主要任务:（包括课程设计工作量及其技术要求，以及说明书撰写等具体要求）（1）设计一个控制器，使系统满足上述性能指标；（2）画出系统在校正前后的奈奎斯特曲线和波特图；（3）用Matlab画出上述每种情况的阶跃响应曲线，并根据曲线分析系统的动态性能指标；（4）对上述任务写出完整的课程设计说明书，说明书中必须写清楚分析计算的过程，给出响应曲线，并包含Matlab源程序或Simulink仿真模型，说明书的格式按照教务处标准书写时间安排：

指导教师签名：系主任（或责任教师）签名: 目录 1串联滞后—超前校正的原理............ 错误! 未定义书签。 2 飞行器控制系统的设计过程. ................. 错误! 未定义书签。 2.1 飞行器控制系统的性能指标............... 错误! 未定义书签。 2.2 系统校正前的稳定情况................. 错误! 未定义书签。 2.2.1 校正前系统的波特图............. 错误! 未定义书签。 2.2.2 校正前系统的奈奎斯特曲线 (2) 2.2.3 校正前系统的单位阶跃响应曲线......... 错误! 未定义书签。 2.3 飞行器控制系统的串联滞后—超前校正 (4) 2.3.1 确定校正网络的相关参数 (4) 2.3.2 验证已校正系统的性能指标 (6) 2.4 系统校正前后的性能比较 (8) 2.4.1 校正前后的波特图 (8) 2.4.2 校正前后的奈奎斯特曲线 (9) 2.4.3 校正前后的单位阶跃响应曲线 (11) 3 设计总结与心得体会 (12) 参考文献 (13)

飞机系统设计原理复习要点1-2章

飞机系统设计原理复习要点第一章飞机飞行操纵系统绪论 1 操纵系统的功能是什么? 答:飞机飞行操纵系统是用来传递驾驶员的操纵指令的.通过操纵系统使飞机各操纵面按操纵指令的规律偏转,从而实现对飞机各种飞行姿态稳定的控制.(P1) 2 飞机飞行操纵系统按操纵指令如何划分?各有什么特点? 答:(1) 分为人工飞行操纵系统(MFCS)和自动飞行控制系统(AFCS). (2) 操纵指令由驾驶员发出的属于前者. (3) 操纵信号不是驾驶员的操纵信号,而是飞机本身的飞行参数信号,属于后者. 3 飞行操纵系统发展了几代?各是什么? 答:(1) 第一代:简单机械操纵系统 (2) 第二代:不可逆助力操纵系统. (3) 第三代:控制增稳系统 (4) 第四代:电传操纵系统. 1.1 飞机操纵系统的设计要求和基本原理 1 如何保证驾驶员正常操纵飞机? (1)驾驶员的操纵动作必须符合人的本能反应和习惯 (2)驾驶员通过驾驶杆或驾驶盘可同时操纵副翼和升降舵,两舵面的偏转应保证互不干扰 (3)驾驶员的操纵杆力和杆位移要恰当 (4)纵向,横向或航向的操纵杆力要匹配. (5)操纵系统的启动力应在合适的范围内. (6)限制操纵系统的操纵延迟 (7)具有既合适又足够的驾驶杆利和位移,以保证舵面的最大偏转角和完成飞机作各种机动的要求, (8)操纵系统元件和其他相邻结构之间要保持一定的间隙,以保证操纵系统在任何飞行状态下不被卡死. 2 飞机的操纵系统由哪两部分组成?各指什么? (1)由中央操纵系统和传动系统两部分组成 (2)驾驶员直接操纵的部分称中央操纵系统,从中央操纵系统至舵面之间的部分称传动系统 3 中央操纵系统有哪些组成形式? (1)中央操纵系统由手操纵和脚操纵两部分组成 (2)常规的手操纵机构有驾驶杆式和驾驶盘式两种.部分采用电传操纵的现代高机动歼击机使用敏感驾驶手柄. (3)脚操纵机构有平放式和立放式两种,前者多与驾驶杆式手操纵机构组合, 后者多与驾驶盘式手操纵机构组合 4 传动系统有哪些组成形式? (1)由拉杆摇臂组成的硬式传动系统

飞行器结构优化设计课程总结

《飞行器结构优化设计》 ——课程总结专业航天工程学号GS0915207 姓名

《飞行器结构优化设计》课程总结报告通过这门课程的学习，大致了解无论是飞行器、船舶还是桥梁等工程项目的传统结构设计流程：首先是根据技术参数、经验和一些简单的分析方法进行初始的结构设计，然后用较为精确的分析方法对初始设计进行核验，根据核验结果，逐步调整设计参数，直到得到满意的设计方案。但是这种传统设计方法的产品性能优劣主要就取决于设计人员的水平，而且设计周期长，并要耗费大量的人力和物力。随着高速、大容量电子计算机的广泛使用和一些精度高的力学分析数值方法的建立和应用，使得复杂的结构分析过程变得更加高效、精确。本课程重点就在于介绍结构优化的各种分析方法。这些分析方法都是以计算机为工具，将非线性数学规划的理论和力学分析方法相结合，使用于受各种条件限制的承载结构设计情况。优化问题的数学意义是在不等式约束条件下，求使目标函数为最小或最大值的一组设计变量值，在实际工程应用中，优化问题所包含的函数通常是非线性的和隐式的。建立在数学规划基础上的优化算法，是依据当前设计方案所对应的函数值与导数值等信息，按照某种规则在多维设计变量空间中进行搜索，一步一步逼近优化解。随着计算机的发展和数学计算方法不断进步，结构分析。优化的方法也是随之水涨船高。一、有限元素法这是基于在结构力学、材料力学和弹性力学基础上的一种分析方法。研究杆、梁，经简化薄板组成的结构的应力、变形等问题。其方法是首先通过力学分析将结构离散化成单一元素，然后对单一元素进行分析，算出各单元刚度矩阵后，进行整体分析，根据方程组K·u=P求解。这种方法求解的问题受限于结构的规模、形式和效率。二、敏度分析结构敏度是指结构性状函数，如位移、应力、振动频率等对设计变量的导数。近似函数的构成，以及许多有效的结构优化算法，皆要利用这些参数的一阶导数，以至二阶导数信息。结构敏度分析的基础是结构分析，对于复杂的结构，精确的结构分析工作是

歼七起落架故障分析

长沙航空职业技术学院毕业设计（论文）歼七飞机起落架收放系统故障分析系别航空装备维修工程系专业飞机附件维修姓名班级指导老师及职称李向新二〇一一年××月×××日长沙航空职业技术学院

毕业设计（论文）任务书

毕业设计（论文）任务书 (2) 摘要................................. 错误！未定义书签。第1章歼七飞机前起落架自动收起的故障研究错误！未定义书签。 1.1起落架收放控制原理分析 ....................... 错误！未定义书签。 1.2起落架自动收起原因分析 ......................... 错误！未定义书签。 1.2.1电液换向阀性能不良 .............................. 错误！未定义书签。 1.2.2系统不完整，回油路堵死 ...................... 错误！未定义书签。 1.3 故障验证 .................................................... 错误！未定义书签。 1.4 维修对策 .................................................... 错误！未定义书签。第2章数据符合规定前起落架为何放不下错误！未定义书签。 2.1地面检查和模拟试验情况 ......................... 错误！未定义书签。 2.2原因分析 ..................................................... 错误！未定义书签。 2.3 结论............................................................. 错误！未定义书签。第3章总结 (3) 参考文献............................... 错误！未定义书签。致谢错误！未定义书签。