大型飞机起落架结构强度试验技术
基于整机的单点超大载荷静强度试验方案设计技术
Technology 技术94 │ 今日制造与升级基于整机的单点超大载荷静强度试验方案设计技术刘冰， 郑建军 ，王彬（中国飞机强度研究所 全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点试验室，陕西西安 710065）［摘 要］根据民用飞机机翼顶起点局部结构严重工况静力试验技术需求，研制了一套用于机翼顶起结构静力试验的试验系统，解决了基于整机的单点超大载荷施加、全机试验配平等关键技术。
采用单点接头施加，设计了单点超大载荷施加系统和全机配平系统，顺利完成了飞机机翼顶起点局部结构严重工况试验。
试验结果表明，试验系统工作稳定可靠，顶起点结构在该工况下未发生有害塑性变形，其强度、刚度满足设计要求。
试验结果可作为机翼顶起点结构强度、刚度性能的评定依据，同时为有限元模型修正提供数据支持。
［关键词］民用飞机；机翼顶起点；静力试验；单点超大载荷；全机配平［中图分类号］V216.1 ［文献标志码］A飞机全机顶起是飞机维护必不可少的操作程序[1]，飞机起落架的拆装更换、密封圈更换、起落架的收放试验及操纵系统检查、飞机的水平测量、飞机的大修及定检等工作都需要在飞机顶起状态下实施。
飞机顶起点局部结构在飞机顶起过程中，承受并传递来自地面的反力，对飞机的安全考核至关重要，是保证飞机安全维护的重要结构。
其中，机翼顶起是全机顶起的一个重要组成部分，机翼顶起时，首先要保证操作安全性。
顶起过程中，机翼顶起承载巨大的顶起载荷，对机翼结构和顶垫、机翼千斤顶都提出了非常高的承载要求。
基于整机的机翼顶起点局部结构静力试验可以更加真实地反映该区域的载荷传递，然而近几年来飞机体型越来越大且结构越加复杂，导致基于整机的顶起点局部结构静力试验风险系数越来越高，考核区域试验载荷施加的难度越来越大，主要表现为载荷大，顶起点结构复杂等。
国内对基于整机的结构试验开展了较多研究，但是针对顶起结构的加载方式研究较少，仅有整机或机身、机翼、起落架及吊挂等飞机关键结构试验供参考：2019年，郑建军开展了C919飞机全机静力试验技术研究，提出了大型民机静力试验支持及加载等新方法[2]；2018年，刘玮等开展了基于地板结构的机身双层双向加载技术研究，开发了一种机身载荷施加策略及配套的加载装置设计技术[3]；2017年，刘冰开展了基于误差控制的大展弦比机翼静强度试验载荷处理技术研究[4]；2016年，卓轶等提出了一种采用拉压垫进行结构强度试验加载的方法，实现了多加载节点拉压双向载荷的高效、准备施加[5]；2018年，王鑫等提出了一种适用于双垂尾大变形静力试验的加载方法，解决了双垂尾结构大变形试验加载干涉的问题[6]；2018年，夏峰等开展了全机静力试验多轮多支柱起落架支持与加载技术，发展了多轮多支柱起落架加载、换装技术和工作流程[7]；2020年，郭琼等开展了全尺寸飞机结构静力试验约束点载荷计算及应用技术研究，提出了一种科学高效的全机静力试验误差计算理论和算法[8]。
飞机部件全尺寸结构静强度试验大纲
飞机部件全尺寸结构静强度试验大纲
飞机部件全尺寸结构静强度试验大纲是指为了验证飞机部件在
静态载荷下的强度可靠性而制定的试验计划。
一般来说，飞机部件全尺寸结构静强度试验大纲会包括以下几个方面:
1. 试验目的和背景：介绍试验的目的和背景，说明该试验对于
飞机部件设计和使用的重要性。
2. 试验设备和方法：描述试验所需的设备和方法，包括试验力
测控系统、试验场地、试验参数等。
3. 试验载荷谱：制定试验载荷谱，包括试验前的准备阶段、试
验过程中的加载曲线、载荷种类和载荷大小等。
4. 试验结果分析和评估：对试验结果进行分析和评估，包括试
验数据的处理和分析、试验结果的验证和评估、部件是否存在强度不足等问题。
5. 试验报告和结论：编写试验报告和结论，包括试验过程中存
在的问题、试验结果的分析评估、部件的强度可靠性评估、改进方案等。
飞机部件全尺寸结构静强度试验大纲是飞机部件设计制造和使
用的重要参考文件，它对于保证飞机部件的强度可靠性具有重要意义。
大型飞机起落架结构强度试验技术
大型飞机起落架结构强度试验技术起落架是大型飞机的重要组成部分之一，直接关系到飞机在起降过程中的稳定性和安全性。
因此，对起落架的结构强度进行全面、准确的试验是确保飞机的飞行安全的重要环节之一、本文将对大型飞机起落架结构强度试验技术进行详细介绍。
1.试验目的和要求2.试验装置和方法（1）试验装置（2）试验方法试验分为静载荷试验和疲劳试验两个阶段。
静载荷试验通过施加静态载荷来评估起落架的强度。
载荷的大小和位置应根据设计工况进行设置。
疲劳试验通过施加循环载荷来评估起落架的寿命。
3.试验过程和数据处理（1）静载荷试验试验过程中需要定期测量起落架的应力、位移和形变等参数，并记录下来。
通过这些数据的分析和比对，可以评估起落架在静态载荷下的强度和刚度，并与设计要求进行比较。
如果在试验过程中发现超过设计要求的问题，需要及时进行调整和改进。
（2）疲劳试验疲劳试验是通过施加循环载荷来模拟起落架在使用过程中的疲劳情况。
试验过程中同样需要测量和记录起落架的应力、位移和形变等数据，并进行分析和比较。
根据试验结果，可以评估起落架的寿命和疲劳强度。
4.试验结果和评估试验完成后，需要对试验结果进行综合分析和评估。
通过研究试验数据，可以了解起落架的结构强度、刚度和疲劳寿命等性能表现。
同时，也可以进行优化设计和改进工艺，提高起落架的强度和寿命。
5.安全措施大型飞机起落架结构强度试验是一项复杂的工作，为确保试验过程的安全和可靠，需要采取一系列的安全措施。
例如，选择合适的试验装置和设备、进行合理的试验计划、对试验过程进行全程监控和记录、严格遵守相关安全规范和操作规程等。
总结：大型飞机起落架结构强度试验是保障飞机飞行安全的一项重要工作。
试验过程中需要采用适当的试验装置和方法，对起落架的结构强度和疲劳寿命进行全面、准确的评估。
同时，应对试验过程进行安全措施，确保试验过程的安全可靠。
试验结果能够为起落架的优化设计和改进工艺提供有效的参考依据，提高起落架的强度和寿命。
大型飞机起落架结构强度试验技术
大型飞机起落架结构强度试验技术随着航空业的不断发展和飞机规模的逐渐增大，大型飞机的起落架结构强度成为一个重要的研究领域。
起落架作为飞机的支撑和起降装置，必须具备足够的结构强度和疲劳寿命，以确保飞机在起飞和降落过程中能够安全地承受各种载荷。
大型飞机起落架结构强度试验技术是一种通过实验手段来研究和验证起落架结构的抗拉、抗压、抗弯、抗扭等强度特性的方法。
它可以帮助工程师们了解起落架在不同工况下的结构强度，并为设计和优化起落架提供重要的依据。
1.静载试验：静载试验是指通过施加静载荷来测试起落架的强度。
这种试验可以模拟飞机在停机场静止时受到的最大静载荷，如飞机自身重量和起降过程中产生的附加静载荷。
试验中，起落架会经历不同方向和大小的静载荷，并通过测量变形和应力等参数来评估其结构强度。
2.动态试验：动态试验是指通过施加动态载荷来测试起落架在运动状态下的强度和疲劳寿命。
这种试验可以模拟飞机在起飞和降落过程中受到的冲击和振动载荷，如着陆冲击载荷和起飞过程中的振动载荷。
试验中，起落架会经历连续循环的载荷作用，通过对疲劳寿命和动态响应等参数的评估，来确定其结构的可靠性和强度。
3.保形试验：保形试验是指通过施加保形载荷来测试起落架的强度和变形特性。
这种试验可以模拟飞机在起飞和降落过程中受到的变形载荷，如起飞时燃油和货物的移动引起的变形载荷。
试验中，起落架会经历不同形式和大小的变形载荷，并通过测量变形和应力等参数来评估其结构变形特性和强度。
4.破坏试验：破坏试验是指通过施加极限载荷来测试起落架的破坏强度和失效特性。
这种试验可以模拟飞机在极端工况下的强度和失效情况，如起降过程中的意外着陆或起飞中断。
试验中，起落架会经历超过正常工作载荷的较大载荷，并通过观察和分析其破坏形态和失效原因等参数来评估其失效特性和强度。
起落架落震实验报告
起落架落震实验报告
一飞院的东西相信不用多说大家都清楚，这肯定是盼了很久的固定翼舰载机，据称是空警600，但这背后的东西就多了。
固定翼舰载机的全机落震是飞机设计和研究的关键技术之一，舰载机通过需要在试验室实施的全尺寸飞机落震试验，考核飞机在各边界着舰条件下的强度。
飞机起落架和机身各部件需要承受巨大的冲击载荷而不产生结构失效，以此验证机体的结构完整性。
全机落震试验时，首先将飞机通过起吊装置提升至预定高度，通过机轮带转设备对飞机起落架机轮进行逆航向转动模拟飞机着舰航向速度，到达预定航向速度后突然释放飞机，飞机进行自由落体运动，在飞机触及地面测力平台同时给飞机施加大小等于飞机重量的机翼升力，在飞机接触测力平台前触发试验数据采集系统，记录飞机触及测力平台后各传感器采集信号的时间历程曲线。
国内第一个全机落震试验这肯定表明歼15在研制过程中并没有做全机落震试验，当然这也不完全是601所的问题。
601所的设计歼15的时候，时间紧任务重，加上国内试验能力和试验方法限制，故并没有开展相关的全机落震试验。
实际上，无论是不是舰载机，都需要做起落架落震试验，歼15肯定也是做了充足的试验的，否则不可能完成定型交付。
虽然歼15舰载机并未做过落震试验，但从“中国成为了全球第二个掌握全机落震试验方法的国家”这句话也可以看出，除美国以外，
苏·/俄、法两国的舰载机也同样没有进行相关试验，这同时也意味着我国的舰载机研发已经开始走一条科学化、规范化的道路。
飞机结构强度与稳定性分析
飞机结构强度与稳定性分析飞机结构的强度和稳定性是保证飞机安全性的关键要素。
在设计飞机结构时，需要进行强度与稳定性分析，以确保飞机在各种操作条件下的结构能够承受飞行和地面操作所产生的各种载荷，并保持稳定。
强度分析是指对飞机结构进行载荷和应力分析，以确定各个部件的强度是否满足设计要求。
飞机在飞行、起降、地面运行等过程中会受到来自外部环境和内部载荷的作用力，如气动载荷、重力载荷、机动载荷等。
这些载荷会引起飞机结构产生应力和变形，如果结构强度不足或应力集中，就可能导致结构破坏或失效。
强度分析的过程通常包括以下几个步骤：1. 确定载荷：根据飞机的使用条件和工作环境，确定各种载荷的大小和方向。
不同载荷类型会对结构产生不同的作用，因此需要进行逐个载荷的分析。
2. 应力分析：通过数值计算或实验方法，计算结构在各载荷下的应力分布。
应力分析可以确定结构中应力的大小和分布情况，找出应力集中的部位。
3. 材料强度：根据结构所采用的材料类型和性能参数，确定材料的强度特性。
强度特性包括材料的屈服强度、抗拉强度、抗剪强度等。
4. 结构强度评估：将载荷和应力分析的结果与材料的强度特性进行对比，评估结构的强度是否满足设计要求。
如果结构在某些区域存在强度不足的问题，需要采取相应的措施，如增加材料厚度、增强结构支撑等。
稳定性分析是指对飞机结构的稳定性进行评估，以判断结构在受到外力作用时的变形和位移是否满足要求。
稳定性问题主要涉及结构的屈曲和失稳现象。
在稳定性分析中，首先需要确定结构的临界负载和临界位移。
临界负载是指当外力达到一定的大小时，结构将从稳定状态转变为失稳状态。
临界位移是指在临界负载下，结构发生的最大变形。
稳定性分析主要考虑以下几个方面：1. 屈曲分析：通过计算结构的刚度矩阵和载荷矩阵，确定结构的临界负载和临界位移。
屈曲分析可以帮助设计师了解结构的稳定性边界，从而采取相应的措施提高结构的稳定性。
2. 动力稳定性分析：以考虑飞机在飞行中的外界扰动和内部振动引起的稳定性问题。
飞机起落架支柱部件强度分析
飞机起落架支柱部件强度分析杜楠楠 魏小辉 房务官 宋晓晨(南京航空航天大学航空宇航学院,南京,210016)摘要:起落架初步设计阶段,在各基本参数初步确定后,需对起落架各使用工况进行地面载荷的计算与强度的分析。
本文在考虑某型飞机起落架基本几何形状的前提下,首先通过解析法算得各工况扭力臂几何关系,并采用“工程经验公式”算法,引入若干工程经验系数,对起落架进行了着陆冲击载荷、起转回弹载荷、地面滑跑载荷和地面刹车载荷的分析及计算。
然后采用地面载荷的计算结果对起落架支柱进行了强度分析,分析表明该起落架支柱受力较为合理,在地面刹车载荷工况下所受应力最大。
关键词:起落架;地面载荷;扭力臂;工程经验公式;支柱引 言起落架是飞机实现起飞着陆这一功能的主要装置,即飞机在地面停放、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[1]。
自起落架诞生的那一刻起,对其进行地面载荷分析,采用最轻的重量和最紧凑的结构,设计出最为安全的起落架便是起落架设计必不可少的一部分[2]。
而在起落架初步设计阶段,常采用“工程经验公式”方法计算其地面载荷并确定其受力特性,为起落架详细设计提供判定依据。
该方法具有一定的保守性,可根据飞机的实际使用情况或动力学分析和动力学试验的结果进行修正计算。
“工程经验公式”方法对于一个新型飞机的起落架设计是十分有效的[3]。
1 主起落架地面载荷计算1.1 起落架形式与参数 该起落架采用单轮支柱式设计形式,具体设计形式如图1所示。
图1 主起落架示意图坐标系定义为沿航向为x 轴,沿竖直方向向上为y 轴,右手定则确定z 轴方向。
其最大总载荷为66N ,最大停机载荷为6N,下沉速度为3m/s,起落架缓冲器最大行程为219.3mm,起落架使用行程为193.9mm,停机压缩量为135mm 。
扭力臂是起落架上传递扭矩的部件,分析其与起落架支柱的几何关系可算得起落架所受地面载荷传递至其余各部件载荷[4](图2)。
飞机起落架地面滑跑试验台强度分析与优化
ｓ ｒ ｉ ｈｅ ｔ ｓ ｂ ｎｃ ｄ ｒ ｉｆ ｒ ｎｔ ｐｅ ａ ｉ ｍｏ ｅ ｒ ｏｍｐｕ ｅ ｔａ ｎ ｏｆ ｔ ｅ ｔ ｅ ｈ ｕｎ ｅ ｄ ｆｅ ｅ ｏ ｒ ｔｎｇ ｄ ｓａｅｃ ｔ ｄ．Ｔｈｅ ｗｅ ｋ ａ ｔ ｏ ｏｎ ｔｕｃ ｉ ｎ ａ ｐ ｒ ｓ ｆ ｃ ｓ ｒ ｔｏ ｓ ｒ ｎ ｔ ｎ ｔｆｎ ｓ ｒ ｍ ｐ ｏ ｅ ． Ｏｎ ｔ ｉ ａ ｉ ｔ ｅ ｇ ｈ ａ ｄ ｓ ｉｆ ｅ ｓ ａ ｅ ｉ ｒ ｖ ｄ ｈ ｓ ｂ ｓｓ，ｏ ｔｍｉａ ｉ ｎ ｏｆｈ ｌｗｅｇｈ ｆｔ ｅ ｔ ｓ ｎｃ ｓｃ ｒ ｉ ｄ ｐ ｉ ｚ ｔｏ ｕｌ ｉ ｔｏ ｈ ｅ ｔｂｅ ｈ ｉ ａ ｒｅ
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行 了改进 。在 此 基 础上 ， 行 了 台架 重 量优 化 ， 进 实现 降低 制 造 成 本 的 目的 。 关键 词 ： Ｃ． ａ ｒｎ Ｎａ 仃ａ 试验 台 架 静 力 分析 重 量 优 化 ＭＳ Ｐ ｔａ ／ ｓ ｎ
Ｓ ｒ ｎ ｔ ａ ｙ ｉ ｎ ｔｍ ｉ ａ ｉ ｎ ｏ ｓ ｎｃ ｔ ｅ ｇ ｈ Ａｎ ｌ ｓｓ ａ ｄ Ｏｐ ｉ ｚ ｔｏ ｆ Ｔｅ ｔＢｅ ｈ
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大型飞机起落架结构强度试验技术
作者：蔡佳昆， 宋海平
作者单位：北京航空工程技术研究中心,北京 100076
1.会议论文虞伟建.王妮.张彦大型飞机起落架光弹性试验模型制造2007
介绍了采用环氧树脂粘结技术,制作大型飞机小车式起落架光弹性实验模型,供进行起落架结构应力场的实验应力分析.使用该方法,缩短了模型制作周期,降低了模具加工技术要求和模型机械加工难度系数,在该实验模型上进行应变电测实验和光弹性嵌片应力分析,结合有限元数值分析方法,能较好地完成起落架结构应力场的分析和比较,为主起落架结构优化设计方案提供试验依据,故具有一定的工程实用价值.
2.会议论文徐国伟.聂宏大型飞机机体弹性对起落架着陆动态性能影响分析2009
建立了飞机着陆弹性机体等效多质量模型,基于ADAMS/Aircraft软件建立了含弹性机体的全机着陆虚拟样机,仿真分析了不同机体弹性模态对起落架着陆动态性能的影响,结果表明弹性机体吸收并耗散了部分飞机着陆时的能量,低阶叠加模态下起落架的过载系数减小的尤为明显,最大达到15％,为大飞机起落架设计过程中考虑机体弹性的影响提供了可靠的依据。
3.期刊论文姜百盈.Jiang Baiying大型飞机的多轮式起落架总体布置研究-航空工程进展2010,1(1)
本文简要介绍了大型飞机起落架的布置形式、起落架的特殊设计要求和起落架纵向横向位置总体布置原则,并着重针对IL-76、An-70、C-17和
A400M4种大型运输飞机因采用不同的主起落架和机轮布置形式,对飞机货舱地板高度,机身最大横截面积,飞机漂浮性等几方面所产生的不同影响进行了分析比较.
4.学位论文郭湖明多支柱式起落架布置形式对着陆性能的影响2008
多轮多支柱起落架是在前三点式起落架的基础上发展起来的。
我国正在进行大型飞机的研制工作，在大飞机方面的研究还处于起步阶段，因此开展多轮多支柱起落架方面的研究具有较大的实际意义。
本文首先应用动力学基本原理，建立了三种不同起落架布置形式下的飞机全机的着陆动力学模型。
然后，通过利用大型动力学仿真软件ADAMS对三种不同起落架布置形式下的飞机进行了对称和非对称着陆仿真分析，并对仿真结果进行了对比分析。
以我国某大型运输飞机起落架为研究对象，建立了飞机的起落架数学模型和飞机的全机着陆动力学模型。
介绍了缓冲系统各分力和轮胎力的计算方法。
在ADAMS软件中分别建立了三种不同起落架布置形式下由机身、前起落架缓冲支柱、前起落架机轮、前主起落架缓冲支柱、前主起落架机轮、后主起落架缓冲支柱和后主起落架机轮七个子系统构成的全机模型，并分别对三种布置形式下飞机模型进行了对称和非对称着陆仿真分析，并对仿真结果进行分析研究。
研究结果对大型飞机起落架布置形式的分析和设计具有一定的参考价值。
5.会议论文王旭亮.聂宏.薛彩军.杨谋存飞机起落架疲劳与可靠性技术研究综述2007
实现长寿命、高可靠性与低成本维修是现代高性能飞机起落架设计的核心问题,本文综述了起落架疲劳与可靠性技术的最新研究成果,包括起落架结构细节耐久性设计、耐久性/损伤容限综合分析、三维疲劳断裂理论和应变疲劳可靠性分析,通过对这些方法的分析比较阐明了起落架疲劳与可靠性设计的最新进展和发展方向.
6.学位论文许杰被动式自适应起落架缓冲器设计及仿真分析2007
随着我国经济建设和国防事业的发展，对于大型飞机的需求数量不断增加。
由于大型飞机起飞、着陆重量都很大，在飞机着陆和滑跑过程中，起落架和飞机结构会受到很大的地面撞击载荷，这就要求起落架应具有良好的缓冲性能以减小着陆及高速滑跑时产生的撞击过载，迅速消散撞击能量使飞机的振动尽快衰减。
采用一种具有自适应能力的特殊构造缓冲器，如使用双腔并及时增大油腔油液外流的通油孔面积，就可以抑制垂直载荷的迅速增大
，把它控制在结构强度能接受的允许范围内。
对于缓冲器的设计和动态性能分析，国内以往大多采用传统的方法，将起落架系统简化为二质量模型，并用编程方法实现求解。
随着计算多体系统动力学和虚拟样机技术的出现，飞机及起落架着陆、滑跑动态响应的仿真模拟逐渐逼近现实。
本文介绍了自适应缓冲器的数学模型和全机着陆、滑跑的动力学模型，利用动力学仿真软件ADAMS建立了起落架和全机的功能虚拟样机，进行了起落架和全机的着陆和滑跑仿真，并对结果进行了深入的分析和探讨，得出了一些有价值的结论，为我国今后大型飞机起落架设计提供了理论参考。
7.会议论文聂宏.魏小辉大型民机起落架关键技术2007
大型民机结构尺寸庞大且起飞和着陆质量大,使得大型民机起落架的设计与中、小型民机以及军机起落架相比在结构柔性、承载能力、结构布局型式、缓冲性能、寿命、可靠性、维护性、保障性、重量系数、噪声和操纵方式等方面都具有自身的特点.本文围绕大型民机起落架大型、民用和先进性三个方面的特点详细综述了大型民机起落架设计技术的国内外现状和发展趋势,并指出我国发展大型民机起落架所急需解决和突破的相关关键技术.
8.会议论文李小军有限元体元在起落架强度计算中的应用2007
介绍了有限元体元在某型飞机前起落强度计算中的应用.先通过用不同类型有限元体元的例证计算、比较和论述,得出当把结构件用十节点四面体在划分为一定层数时,体元即可用于对弯矩的计算.接着将该类型体元用于起落架外筒进行强度计算,同时给出了有限元体元在该起落架强度计算中的正确性验证.
9.学位论文王显祎新一代大型飞机作用下刚性道面荷载应力研究与应用2007
随着我国民航事业的发展，机场建设逐步扩大。
刚性道面在承受荷载能力、
道面的使用寿命、工程费用等方面均具有较大的优势，在我国新建机场中占有
很大的比例。
新一代大型飞机(New Generation Large Aircraft，NGLA)不断问
世，以波音的B777系列、空客的A380系列为代表的NGLA已开始逐步投入使
用。
现行刚性道面设计普遍采用设计飞机法，其以普通机型的荷载应力分析为
依据，已不适用大型飞机作用下的刚性道面设计。
飞机荷载应力分析是刚性道面设计的首要环节，新一代大型飞机的起落架
构型复杂、覆盖范围广、轴载重、轮压高、制动产生的水平力大，在这种复杂
起落架的作用之下，刚性道面会表现出特殊的响应规律，如何在设计中恰当地
考虑大型飞机的作用和影响，是构建现代机场刚性道面设计方法的重要内容。
因此，本文确立以有限元法作为大型飞机荷载应力分析手段，详细论述了
刚性道面在大型飞机荷载作用下的响应情况，并将大型飞机的荷载应力分析结
果应用到刚性道面设计方法中。
本文总结了现有刚性道面设计中的飞机荷载参数，对起落架构型、轮载、
接触压力、轮印尺寸等进行了详细的评述；并结合刚性道面结构特点，建立了
道面结构三维有限元多板模型；在此基础上分别对典型大型飞机A380-800和
B777-300ER作用下不同类型刚性道面结构的响应展开了分析和研究。
结果表明，
刚性道面三维有限元多板模型精度符合工程要求。
大型飞机与普通飞机的荷载
应力特征存在不同：大型飞机所产生的板底弯拉应力在同等条件下远远大于普
通机型的对应值；大型飞机的板底弯拉应力平面分布跨度较大；大型飞机的复
杂起落架多轮叠加效应明显，受起落架构型、轮载大小、飞机荷载作用位置和
基层刚度等多方面因素影响；大型飞机的临界荷位在道面板的横缝边缘中部，
而普通机型的临界荷位在纵缝边缘中部，建议在包含大型飞机运行的道面厚度
设计时应针对这两个位置进行比较计算分析，选择最大者作为道面设计厚度。
传力杆受力分析表明轮载附近的传力杆剪力和弯矩最大，在传荷中起到显著作
用，对传力杆的容许应力验算表明现行规范中的传力杆布置及参数取值满足大
型飞机作用下的道面设计要求。
临界荷位的板边应力折减分析表明不同起落架
构型、轮载、道面结构参数的有限元模型，其应力折减完全不同，采用传统的
单一应力折减系数经验值β不符合实际情况。
通过大型飞机荷载对道面厚度的设计影响分析，主要从荷载应力计算、混
合交通设计考虑和适用大型飞机的道面疲劳方程三方面对现有刚性道面设计方
法进行改进。
在此基础上，以Miner的疲劳损伤为基础，以道面累积损伤系数为
核心，初步建立了适应新一代大型飞机的刚性道面设计方法及分析流程，并以
设计示例进行应用和验证。
本文的研究不仅为刚性道面的设计提供了技术基础，而且为相关技术规范
的修订提供了科学的依据，更为我国建立适应新一代大型飞机的机场刚性道面
设计新方法提供思路。
关键词：机场，刚性道面，新一代大型飞机，复杂起落架，三维有限元，
多板模型，荷载应力分析，疲劳损伤，设计方法
10.期刊论文李铭大型飞机起落架制造技术-航空制造技术2008,""(21)
飞机起落架作为飞机重要安全功能部件,是用于飞机起飞、着陆、地面滑行和停放的重要支持系统,是飞机的主要承力构件.它吸收和耗散飞机在着陆及滑行过程中与地面形成的冲击能量,保证飞机在地面运动过程中的使用安全.起落架的技术水平和可靠度对于飞机整体性能和使用安全具有重要影响.
本文链接：/Conference_6800119.aspx
授权使用：南京航空航天大学图书馆(wfnhtsg)，授权号：625e10d1-f381-44d2-a27a-9e3a009dd859
下载时间：2010年11月26日。