某机起落架双腔缓冲器设计及突伸动力学研究
黄再兴等 通过突伸动力学建模与分析指出了协 调、 优化 舰 载机 突伸 性 能 和 着 舰 性 能 的技 术 途 径 ， 沈 强等 一 ７ ３ 在此 基础 上 ， 研究 了一些起 落架 结 构 和 充 填参 数对 起落架 突 伸性 能影 响 的敏感性 ， 并 探讨 了通过 双腔 油气 式 缓 冲 器 阻尼 油 孔 截 面 积 随行 程 变 化 的控 制 以优 化 起 落 架 突 伸性 能 的方 法 。杨 磊 松 等 建 立 了 ４自由度 多体 系统 动力 学 突伸模 型 ， 并进 行 了突 伸动力 学 分 析 。王彤 等 基 于 常规 型 双 腔油气 式缓 冲器 提 出 了一 种改 进 的缓 冲器构 型 ， 并 应用 动力 学仿 真软 件 Ｌ ＭＳ Ｖ ｉ ｒ ｔ ｕ ａ １ ．Ｌ ａ ｂ与 Ａ ＭＥ ｓ ． ｉ ｍ实现 了舰载机前起落架弹射 一 突伸动力学联合 仿真 。魏 小辉 等 ¨ ０ ＿ 对 基 于 当量质 量 的前 起 落架 突 伸动力学实验 中相关参数的选取进行 了探讨研究。 张 明等 则对舰 载机 起落 架 着陆 缓 冲性 能 和 弹射 突 伸性 能的综 合一 体优 化进 行 了研究 。
作者简夼： 苑强波（ １ ９ ７ ３ 一） ， 男， 辽宁海城人， 沈阳 飞机设计研究所高级工程师， 硕 士， 主 要从事飞机起落架结构 设计 工作。
・
１ ７・
２ ０ １ ６年第 ４ ５卷
机械设计与制造工程
＝
［ Ｆ ＋ （ Ⅳ ＋Ⅳ １ ） ］ Ｓ
（ ５ ）
式中： Ｋ ｍ为摩 擦 系数 ； 为缓 冲器弯 曲摩擦 系 数 ；
摘要 ： 以某机 前起 落架为研 究对 象 ， 为满足 突伸 要 求将 单 腔 缓 冲 器 改 为双 腔 缓 冲 器 ， 并 建立 了该 机 前起 落架的 突伸 动 力学模 型 。首 先进 行 突伸 动 力学性 能分 析 ， 进 而 对 双腔 缓 冲 器 高压腔 充 气 压 力以及 回油孔 面积 进行 参数 影 响 分析 。研 究发 现 ： 采 用 双腔 缓 冲 器 设 计 方案 在 弹射 起 飞过 程 中可以快 速增 大舰 栽机 飞行 迎 角 ， 无 明 显航 迹 下 沉现 象 ； 双腔 缓 冲 器 高 压腔 充 气 压 力越 大 ， 突伸 力越 大 ． 舰 载机 离舰后 飞行 迎 角增 大得 越快 ； 增加 缓 冲 器 回油孔 面积有 利 于舰 载机 弹 射起 飞半 抛
Ｄ Ｏ Ｉ ： １ ０ ． ３ ９ ６ ９ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． ２ ０ ９ ５—５ ０ ９ Ｘ ． ２ ０ １ ６ ． １ ２ ． Ｏ Ｏ ４
某 机 起 落 架双 腔 缓 冲器 设计 及 突伸 动 力学 研 究
苑 强 波 （ 沈 阳飞机设 计 研究 所 ， 辽宁 沈阳 １ １ ０ ０ ３ ５ ）
度高 。
常用 的 双 腔缓 冲 器通 过 一 个 浮动 活 塞 将 高低 压 气 腔分开 ， 从 而使得 高 压腔 只在缓 冲支 柱 力克服 其 初始 压力 之后 才启 动 【 ２ Ｊ 。双 腔 缓 冲 器 的 突伸 性 能， 主要 就是 依靠 高压 腔 的势能 释放 来实 现 的。胡 淑 玲等 ｊ 研究 了前 起 落架 突伸 的 ４种 实 现模 式 及 突 伸对 舰载 机起 飞 特性： 的影 响 。郑 本 武 研 究 了 舰 载 飞机前 起 落 架 突伸 对 弹 射 起 飞 航 迹 的 影 响 。
收稿 日期 ： ２ ０ １ ６—０ ３— ２ １
图１ 双 腔缓 冲 器 原理 图
为满 足某 飞机 弹 射 突伸 要 求 而将 其 前 起 落 架
单 腔缓 冲器 改 为双腔 缓 冲器 ， 如 图 设计 了浮 动活塞 ， 将缓 冲器 顶 部空 间作为 高压 气腔 使用 。
物飞 行阶段 飞 行迎 角 的建立 ， 并且 可 以提 高爬 升 率 。
关键 词 ： 舰 载机 ； 起落架； 双腔 缓 冲器 ； 突伸 动 力学 中图分 类号 ： Ｖ ２ ２ ６ 文 献标 志码 ： Ａ 文章编 号 ： ２ ０ ９ ５— ５ ０ ９ Ｘ（ ２ ０ １ ６ ） １ ２一 ｏ ｏ １ ７一 ｏ ４
图 ２ 双腔缓冲器结构 图
Ⅳｕ ， Ⅳ Ｊ 分 别 为缓 冲器产 生挠 度 变形 时 引起 的上 、 下 支承 点处 正压力 。
２ ０ １ ６年 １ ２月
机械设计与制造工程
Ｍａ ｃ ｈ ｉ ｎ ｅ Ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ａ ｎ ｄ Ｍａ ｎ ｕ ｆ ａ ｃ ｔ ｕ ｉ ｒ ｎ ｇ Ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ
Ｄｅ ｃ ． ２ ０１ ６
第４ ５卷 第 １ ２期
Ｖｏ １ ． ４ ５ Ｎ ｏ ． １ ２
较 好 的起 飞姿态 。
１ 双腔 突伸缓冲器设计
普 通双 气 腔 式缓 冲器 承受 外 载荷 时 首先 压 缩 第一 级气 室 ， 随着 载 荷 的 增加 ， 第 一 级 气 室体 积 减 小， 压 力增 大直 至 推 动第 二 级 气 室压 缩 ， 此 时 ２个 气室 同时工作 ， 相 当 于 １个 气 室承 受 外 载 （ 图１ ） 。 双气 腔式 缓 冲器停 机 压 缩 比小 、 反 弹 阻尼 好 ， 具 有 高 的下沉 速度 承载 能力 ， 与超高 压轮 胎系统 匹配 程
舰 载机 为 了满 足着 陆 时大 下 沉 速 度 和起 飞时
某机 为 了满足 弹射 突伸要 求 ， 需对 前起 落架 进 行改 进设 计 。本 文 主要 对 该机 起 落 架 双 腔缓 冲器 设计 以及 其 突伸动 力学 性能开 展研 究工 作 。
姿 态要 求 ， 起 落架 常采 用 双腔缓 冲器 设计 。双 腔缓 冲 器 不 但 可 以 大 大 提 高 着 陆 下 沉 速 度 承 载 能 力 Ｊ ， 而且可 以通过 释放高压腔储存 的势能获得
一种新型缓冲器的工艺方法
原生产的缓冲器为单腔式油气一体 的缓冲装置 。为了
使乘 员 更舒 适 ， 有利 于 飞 机目前 在 三代 机 以上 的 飞机 起 落 架 上 大 多 采用 双腔 油气 分离 、 高低 压 腔 缓 冲 器 。本 文 介 绍 的起 落架 缓 冲器 就是这 种 新型 的缓 冲器 。
Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ０ Ｉ ｏ ｇ ｙ ａ ｎ ｄ Ｔ ｅ Ｓ ｆ 工艺与检测
一
种 新 型 缓 冲 器 的 工 艺 方法
黄 慧群 尹 航 洪 李 永 东
（ 中航 工 业江 西洪 都航 空工 业集 团有 限责 任公 司 ， 江西 南昌 ３ ３ ０ ０ ２ ４ ）
摘 要： 介绍 了一 种新 的起 落 架缓 冲器在 制造过 程 中 ， 对 其 中的难点 问题 进行 了分 析 。 并 提 出了应 对措 施 ， 达 到 了预期效 果 。 关键 词 ： 缓冲器 工艺 文献 标识 码 ： Ａ
＿一 － ㈡ ＿ 曩 ＿
ａ ｎ ｄ ｐ ｕ ｔ ｓ ｆ ｏ ｒ ｗａ ｒ ｄ Ｓ Ｏ Ｉ Ｔ Ｉ ｅ ｃ ｏ ｒ ｒ ｅ ｓ ｐ ｏ ｎ ｄ ｉ ｎ ｇ ｍｅ ａ ｓ ｕ ｒ ｅ ｓ ．Ｉ ｔ ｓ ｈ ｏ ｗｓ ｔ ｈａ ｔ ｔ ｈｅ ｄ ｅ ｓ ｉ ｒ ｅ ｄ ｅ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｈ ａ ｓ ａ ｃ ｈｉ ｅ ｖ ｅ ｄ．
构 。低 压 腔 充气 压 力 为 Ｐ ， 初始容积为 Ｖ １ ； 高压 腔 充 气 初压 为 Ｐ ， 初始 容 积为 Ｉ ／ ２ ， 且Ｐ ＞ Ｐ ， 当有外 力作 用
时， 缓 冲器开 始压 缩 ， 这 时 开 始 压 缩 ， Ｐ 开 始增 大 ， 此 时为第 一 阶段 ； 当行 程 到 Ｓ ， Ｐ ＝ Ｐ 时 ， 高压 腔 开 始 压缩 ， 由这一 点开 始 ， 高、 低 压腔 同时 压缩 ， 此 阶段 为 第 二 压缩 行程 。 由于第二 级 两个 活塞 面积大 于第 一级 一
飞机缓冲器气性能参数的设计
飞机缓冲器气性能参数的设计摘要依据起落架缓冲器系统的使用功，计算出使用行程，根据储备能量算出最大过载nmax及最大行程Smax，最后确定缓冲器的初压P0，初容积V0。
关键词缓冲器；单腔；双腔0 引言飞机起落架减震器中广泛采用油气式的减震装置，其结构已由油气混合型发展到油气分离型，由单气室发展到双气室，取得了良好的使用效果本文主要内容为各种缓冲器性能的设计计算，初压P0，初容积V0，最大过载nmax及最大行程Smax的确定。
1 缓冲系统着陆功量计算起落架的缓冲系统应吸收的功量按计算，参考同类机型，结合已选用的航空机轮载荷与压缩量的关系曲线，选定起落架过载初值，然后求出机轮垂直载荷和轮胎吸收的功量，于是可求得缓冲器应吸收的功量。
2 缓冲器参数配置计算2.1使用功和最大功下参数的确定求缓冲器吸收使用功量下的使用行程，当选定后，上式含和两个未知数，设，可采用逐次近似法确定出。
此外用图解法求解也很方便，只需将和起落架的传力系数曲线作在同一张图上，即可求得其交点，见图1。
在计算出使用行程后，看是否约等于90%S，如果相差很大，需重新选型nsy。
应储备的功量计算，根据，得：这说明缓冲系统必须具有能吸收1.56倍使用功的储备能力，取轮胎完全压缩时吸收的功量为，则缓冲器吸收的功量为：假设缓冲器的最大压缩行程，缓冲器的效率系数，通过结构已知的得到此时的传力系数，求最大过载。
2.2 单腔式缓冲器V o、Po的确定单腔式缓冲器见图2所示，在确定了后，通过下列公式可求得V o和no2.3 双腔式1缓冲器V o、Po的确定双腔式1缓冲器见图3，PH随SH的变化曲线见图5，假定在某重量时，缓冲器压缩量为S。
，低压腔的P01。
此时传力系数查表1得为。
低压腔缓冲器皮碗和轴套的摩擦系数取K1，高压腔缓冲器密封件的摩擦系数取K2。
高压腔的体积V02、P02的计算：假定在某重量时，缓冲器停机压缩量也为So，但此时高压腔即将开始压缩。
解上式得高压腔的体积V02、P02、V012.4 双腔式2缓冲器V o、Po的确定双腔式2缓冲器见图4，PH随SH的变化曲线见图6，假定一重量下，缓冲器压缩量为So，低压腔的P01。
直升机起落架双腔式缓冲支柱的动刚度研究
海 军航 空工程 学 院 学报
Jour al of Naval Aeronautical Engineer ng Institute n i
Vo l . 2 2
N o .6
N o v. 2 0 0 7
文章编号: 1673- 152 (200 ) 06-060a- a 2 7 0
2 双腔式缓冲支柱的数学模型
设作用在缓冲支柱上的外力为 了 缓冲支柱内 ，
筒将在外力作用下移动，油液流过节流孔产生阻尼
使大部分油液从孔 C 中流过， 在液压作用下上浮动 活塞向下移动，使低压腔气体压力增大，当低压腔 的气体压力达到高压腔的压力后，下分离活塞开始 移动， 直到两腔压力平衡为止。 直升机起飞离地时，
为减少 。
得。1 现代直升机采用综合优化设计时1 须对起 91 91，
落架动特性进行预估和参数影响分析，在起落架类 型少、试验数据不完备的条件下，建立起落架的数
学模型是唯一可行的方法。
节流润座
浮动 脚门 子 伏
油针 压绷阻尼孔
反弹阴尼孔
1 双腔式缓冲支柱工作原理
为了限制着陆载荷，提高吸能能力，直升机起 落架采用高、低压气腔的双腔式缓冲支柱的构型设
往会承受较大的冲击或随机载荷11 1，因此起落架静 强度和 疲劳强度是其设计、 分析的重点【 。 2 直升机 -61
起落架的动态刚度是关系到直升机能否避免“ 地面
共振” 的重要参数之一(71 也是直升机型号设计、 ， 研
制、使用和维护中密切关注的问题。 目 前，在直升机“ 地面共振” 工程设计分析中， 起落架缓冲支柱 的动刚度数据一般 由激振试验获
直升机起落架双腔式缓冲支柱的动刚度研 究
最全图解直升机的结构(最全).
直升机结构图解之一……机身结构图图解直升机的结构之二……机身机体用来支持和固定直升机部件、系统，把它们连接成一个整体，并用来装载人员、物资和设备，使直升机满足既定技术要求。
机体是直升机的重要部件。
下图为UH—60A直升机的机身分段图。
机体外形对直升机飞行性能、操纵性和稳定性有重要影响。
在使用过程中，机体除承受各种装载传来的负荷外，还承受动部件、武器发射和货物吊装传来的动负荷。
这些载荷是通过接头传来的。
为了装卸货物及安装设备，机身上要设计很多舱门和开口，这样就使机体结构复杂化。
旋翼、尾桨传给机体的交变载荷，引起机身结构振动，影响乘员的舒适性及结构的疲劳寿命。
因此，在设计机身结构时，必须采取措施来降低直升机机体的振动水平。
军用直升机机体结构应该有耐弹击损伤和抗坠撞的能力。
近年来，复合材料日益广泛地应用于机身结构，与铝合金相比较，它的比强度、比刚度高，可以大大减轻结构重量，而且破损安全性能好，成型工艺简单，所以受到人们的普遍重视。
例如波音360直升机由于采用了复合材料结构新技术以及先进气动、振动和飞行控制技术，可使巡航速度增加35％，有效载荷增加1296，生产效率提高50％。
之三……发动机直升机的动力装置大体上分为两类，即航空活塞式发动机和航空涡轮轴发动机。
在直升机发展初期，均采用技术上比较成熟的航空活塞式发动机作为直升机的动力装置。
但由于其振动大，功率质量比和功率体积比小、控制复杂等许多问题，人们就利用已经发展起来的涡轮喷气技术寻求性能优良的直升机动力装置，从而研制成功直升机用涡轮铀发动机。
实践证明，涡轮轴发动机较活塞式发动机更能适合直升机的飞行特点。
当今世界上，除部分小型直升机还在使用活塞式发动机外，涡轮轴发动机已成为直升机动力装置的主要形式。
航空涡轮轴发动机航空涡轮轴发动机，或简称为涡铀发动机，是一种输出轴功率的涡轮喷气发动机。
法国是最先研制涡轴发动机的国家。
50年代初，透博梅卡公司研制成一种只有一级离心式叶轮压气机、两级涡轮的单转于、输出轴功率的直升机用发动机，功率达到了206kW(280hp)，成为世界上第一台直升机用航空涡轮轴发动机，定名为“阿都斯特—l”(Art ouste—1)。
南航航空学院导师信息
导师姓名：陈金宝性别：男学历/学位：博士/博士导师类别：硕士生导师专业：飞行器设计研究方向：飞行器结构动力学、飞行器着陆缓冲装置设计、飞行器CAD/CAE、飞行器可靠性设计社会兼职：中国宇航学会会员中国航空学会会员科研情况：近三年来作为项目组副组长主持开展国家863，总装、航天一院、航天五院、航天八院等多项科研项目。
目前在研项目7项，其中国家级课题2项。
航天一院、航天五院、航天八院、哈尔滨工业大学横向合作课题5项。
目前在研课题具体如下：1 月球着陆器寿命与可靠性评估技术国家863基金2 载人登月月面着陆、月面活动方案论证总装3 月球着陆器着陆冲击大变形分析北京航天五院4 月球着陆器着陆稳定性分析北京航天五院5 小行星探测器附着机构设计上海航天八院6 小行星着陆器动力学分析哈尔滨工业大学7 铝蜂窝缓冲材料冲击性能分析南京航空航天大学科研创新基金主要科研成果：相关国内外学术刊物上发表论文18篇，多篇被SCI、EI检索。
目前申请国家专利3项。
学术经历：2008年于南京航空航天大学航空宇航学院毕业，留航天学院任教至今。
联系方式：手机：138********E-mail:chenjbao@其它说明：目前在研科研项目较多，欢迎飞行器设计、力学、机械工程、机电一体化等专业的学生加入我们团队。
课题组将提供优良的科研空间，一定能使研究生三年学有所成，请提前电话或邮件联系！________________________________________导师姓名：李有光性别：男职称：讲师学历/学位：研究生/博士导师类别：硕士生导师专业：飞行器设计研究方向：1 超声电机本题设计、驱动与控制2 月球车设计社会兼职：无科研情况：从事大力矩超声电机研制联系方式：lyghit@ 159********导师姓名：王华明性别：男职称：教授职务：副所长学历/学位：研究生/硕士导师类别：硕士生导师所在学院：航空宇航学院专业：飞行器设计研究方向：1.直升机设计2.直升机噪声控制3.直升机动力学导师姓名：薛彩军性别：男职称：副教授学历/学位：研究生/工学博士导师类别：硕士生导师专业：飞行器设计研究方向：智能优化算法；结构优化设计；飞机起落架设计技术。
一种摇臂式起落架的两种建模及结果对比
总 第 159 期 直 升 机 技 术 To ta l No . 159 HEL ICO PTER TECHN IQUE No. 3 2009 2009年 第 3期
Two M ethods of M odeli n g an Ar t icula ted Land i ng Gear and Result Con tra st
SUN W eim in, Z HU Yinchui, HUANG J ianxin, ZHENG Yi
(1. China Helicop ter R esearch and Deve lopment Institute, Jingdezhen, 333001; 2. M SC China Company, Shangha i, 201100)
n alysis .
Key wor ds dual chamber absorber; landing gea r; lagrange equation; ADAM S /A ircraft 朗日动力学方程出发 , 推导了一种摇臂式起落架的 动力学模型 ,数值计算了四种状态的着陆性能。同 时采用动力学软件 Adam s里的 Aircraft模块建立该 起落架模型 ,进行仿真分析 。由于该起落架的缓冲 器模型具有特殊性 , 通过编写子程序 , 扩展 A dam s / A ircraft平台下该缓冲器的功能 。
[1]
2 起落架模型
一种 摇臂 式 起 落 架的 结 构 简 图及 坐 标 系 见
某型飞机起落架收放系统及典型故障探析
某型飞机起落架收放系统及典型故障探析摘要：通过某型飞机起落架收放系统的组成及工作原理的研究，对该起落架收放系统常见故障进行分析探讨，介绍了常见故障典型案例，分析故障原因并给出了排故方法，为该系统故障排除提供参考。
关键词：起落架；收放系统；故障分析。
0引言飞机起落架系统为飞机提供稳定的支撑，实现飞机在跑道上起飞、着陆、滑跑及灵活运动，吸收和消散飞机起飞、着陆、地面滑行时的撞击能量。
飞机起落架收放系统在飞机着陆及地面滑跑过程中起着举足轻重的作用，若在降落过程中起落架收放系统出现故障，将严重威胁飞行安全。
为保证系统使用的安全性和可靠性，对飞机起落架收放系统故障研究具有重要意义。
1起落架收放系统概述某型飞机起落架系统采用前三点、可收放式布置。
前起落架为半摇臂油气混合式双腔缓冲支柱。
布置在前机身对称面内，由收放作动筒驱动向后收入轮舱内，由上位锁锁定在收上位置，放下后由收放作动筒内的机械锁和液压油锁锁住。
主起落架为摇臂式，油气混合式双腔缓冲器。
左右对称地安装在飞机机身腹部两侧，由收放作动筒驱动向内收入机身轮舱内，由上位锁锁定在收上位置，主起落架放下后由收放作动筒内的机械锁和液压油锁锁住。
起落架机轮护板和下舱门通过收放作动筒进行收放，并在前、主起落架放下后由收放作动筒收起至关闭状态。
其余护板/舱门随起落架联动进行收放。
起落架收放系统包括起落架正常收放系统和起落架应急放下系统，主要由液压油锁、电磁活门、应急活门、限流接头、单向活门、冷气应急活门、冷气开关等组成。
2起落架收放系统工作原理起落架正常收放系统采用第1 液压系统供压，由机电管理计算机接收起落架操纵手柄指令，发出电信号给起落架、护板电磁活门控制油路切换，实现起落架和护板的收上、放下。
起落架与护板的收、放顺序关系由机电管理计算机通过采集终点电门信号进行逻辑判断实现。
图1 起落架收起逻辑流程图3故障统计分析对某型飞机使用维护情况和起落架收放系统工作原理研究分析，其起落架正常收放系统发生的主要故障现象及可能的原因如表1所示。
直升机构造
直升机构造－－起落架作者：－文章来源：直升机乐园点击数：4735 更新时间：2005-8-19 10:03:19【字体：小大】【发表评论】【加入收藏】【告诉好友】【打印此文】【关闭窗口】直升机起落装置的主要作用是吸收在着陆时由于有垂直速度而带来的能量，减少着陆时撞击引起的过载，以及保证在整个使用过程中不发生“地面共振”。
此外，起落装置往往还用来使直升机具有在地面运动的能力，减少滑行时由于地面不平而产生的撞击与颠簸。
在陆地上使用的直升机起落装置有轮式起落架和滑橇式起落架。
如果要求直升机具备在水面起降或应急着水迫降能力，一般要求有水密封机身和保证横侧稳定性的浮筒，或应急迫降浮筒。
对于舰载直升机，还需装备特殊着舰装置，如拉降设备等。
以下分别介绍各种形式起落装置的结构特点。
轮式起落架和固定翼飞机相似，直升机轮式起落架由油气式减震器和橡胶充气机轮组成。
直升机起落架减展器除了具有吸收着陆能量、减小撞击等功能以外，还需要通过减震器弹性和阻尼的配置消除“地面共振”。
为了在所有使用状态减震器都能提供阻尼，消除“地面共振”的发生，直升机上普遍采用双腔式减震器。
右图所示为某直升机起落架双腔式减震器。
这个减震器的特点是油液及气体是分开的，活塞2的上部是油室，下部是气室，活塞l又把气室分为低压腔及高压腔。
油液及气体不分开的减震器，油液会吸收气体而改变工作特性，同时由于泡沫的形成也会导致油液填充量不准确，油气分开后就避免了这个缺点。
减震器分高压腔和低压腔之后，直升机起飞和降落时，起落架只要刚刚接触地面，低压腔就开始工作，当有一定压缩量之后，高压腔参与工作，这样，可保证起落架在各状态下具有避免“地面共振”所需的刚度，并在触地的全过程都提供足够的阻尼，消除“地面共振”。
此外，为提供所需的侧向刚度，对直升机机轮也有些特殊要求。
直升机构造－－机载设备（部分）作者：－文章来源：直升机乐园点击数：6248 更新时间：2005-8-19 10:05:50 【字体：小大】【发表评论】【加入收藏】【告诉好友】【打印此文】【关闭窗口】机载设备对直升机技术发展的影响直升机机载设备是指在直升机上为保障飞行、完成各种任务的设备和系统的总称。
大柔性飞机起落架缓冲器设计研究
利用优化算法对缓冲器设计进行优化，得出 最优解。
基于试验设计的缓冲器优化
确定试验因素
确定影响缓冲器性能的试验因素，如材料 类型、厚度、硬度等。
实施试验
制造不同组合的缓冲器样品，并对其进行 测试以获得实际数据。
设计试验方案
根据因素水平选择合适的试验设计方法， 如正交试验设计、均匀试验设计等。
分析结果
03
在研究中，只采用了数值模拟和实验验证的方法，未考虑其他潜在的影响因素 。
研究结论与建议
针对大柔性飞机起落架的特点，所设计的缓冲 器具有较好的缓冲性能和适应性。
在实验过程中，应进一步考虑各种复杂环境因 素对缓冲器性能的影响，并进行相应的优化设 计。
在未来的研究中，应将其他系统和影响因素纳 入考虑范围，以全面提升起落架的性能和适应 性。
意义
通过对大柔性飞机起落架缓冲器的研究，可以更好地了解其 性能、优化其设计，提高飞机的安全性和舒适性，同时为我 国航空事业的进步做出贡献。
研究现状与发展
现状
目前，国内外对于大柔性飞机起落架缓冲器的研究尚处于初级阶段，相关研 究成果较少，且主要集中在理论分析和模拟仿真方面。
发展
随着实验技术和计算机技术的不断发展，对大柔性飞机起落架缓冲器的实验 研究和数值模拟研究将更加深入和精确，同时其设计方法和性能要求也将不 断提高。
不同飞行状态下的稳定性和安全性。
03
缓冲器设计基础
缓冲器概述
定义
缓冲器是一种用于吸收冲击能量并降低冲击力的装置，通常用于起落架系统中。
目的
缓冲器的主要目的是在飞机着陆时吸收冲击能量，减少机体的振动和应力，提高 飞机的安全性和乘坐舒适性。
缓冲器的工作原理
原理
舰载机前起落架缓冲性能参数敏感性研究
第 37 卷第 3 期2024 年3 月振 动 工 程 学 报Journal of Vibration EngineeringVol. 37 No. 3Mar. 2024舰载机前起落架缓冲性能参数敏感性研究张飞，白春玉，陈熠，杨正权，王计真（中国飞机强度研究所结构冲击动力学航空科技重点实验室，陕西西安 710065）摘要: 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。
关键词: 舰载机起落架；缓冲性能；双腔缓冲器；落震试验；落震动力学中图分类号: V214.1；V226+.4 文献标志码: A 文章编号: 1004-4523（2024）03-0505-07DOI：10.16385/ki.issn.1004-4523.2024.03.015引言舰载机一般采用固定下滑角的方式着舰，下沉速度可达7 m/s甚至更快，是陆基飞机的2~3倍［1⁃3］。
舰载机起落架作为飞机在着舰过程中主要的承力和缓冲部件，所吸收的能量是陆基飞机的4~6倍［4⁃5］，而起落架的缓冲性能及结构可靠性都需借助落震试验或仿真模拟的手段进行验证。
舰载机前起落架缓冲器常采用双腔式设计，这样不仅能满足大下沉速度下飞机的着舰需求，提高承载能力［6］，也能通过释放储存在高压腔内的高势能，在飞机离舰起飞时提供足够的姿态角［7］。
另外，低压腔较低的弹簧刚度有利于提高飞机滑跑过程中乘员的舒适度。
这说明舰载机起落架双腔式缓冲器设计兼顾了突伸和缓冲两项功能［8］。
一般双腔式缓冲器的高、低压腔通过浮动活塞分离，当缓冲器内的空气弹簧力克服低压腔压力后，高压腔开始启动，此时双腔同时工作［9］。