飞机缓冲器气性能参数的设计
航空器的气动性能与设计优化
航空器的气动性能与设计优化在现代航空领域，航空器的气动性能和设计优化是至关重要的环节。
它们直接影响着航空器的飞行效率、安全性以及经济性。
让我们深入探讨一下这个充满挑战与创新的领域。
首先，我们来理解一下什么是航空器的气动性能。
简单来说，气动性能就是航空器在空气中运动时所表现出的各种特性，包括升力、阻力、稳定性和操纵性等。
升力是使航空器能够克服重力在空中飞行的关键力量。
它的产生与机翼的形状、气流速度和空气密度等因素密切相关。
阻力则是阻碍航空器前进的力量，降低阻力对于提高飞行速度、节省燃料消耗有着重要意义。
稳定性是指航空器在受到外界干扰后，能够自动恢复到原来平衡状态的能力。
一个具有良好稳定性的航空器能够让飞行员更容易操控，减少飞行风险。
操纵性则关乎飞行员能否轻松、准确地改变航空器的飞行姿态和方向。
那么，如何优化航空器的气动性能呢？这就离不开精心的设计。
在设计航空器时，设计师们需要综合考虑众多因素。
机翼的设计是重中之重。
不同形状和尺寸的机翼会产生不同的升力和阻力特性。
例如，大展弦比的机翼通常能够提供较大的升力，但也可能会增加阻力；而小展弦比的机翼则在高速飞行时具有更低的阻力。
此外，机翼的后掠角、上反角等参数也会对气动性能产生影响。
机身的形状也不容忽视。
流线型的机身能够减少空气阻力，提高飞行效率。
同时，机身的长度、直径以及表面的光滑程度都会影响气流的流动情况。
发动机的安装位置和进气道的设计同样关键。
合理的发动机布局可以减少气流的干扰，提高发动机的工作效率。
进气道的形状和位置要确保能够为发动机提供充足、稳定的空气流量。
除了硬件设计，航空器表面的材料选择也对气动性能有影响。
光滑、低阻力的表面材料可以减少摩擦阻力，提高飞行性能。
在优化设计的过程中，工程师们还会借助先进的技术手段。
风洞试验就是其中一种常用的方法。
通过在风洞中模拟不同的气流条件，测试航空器模型的气动性能，工程师们可以获得宝贵的数据，为设计改进提供依据。
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。
航空器的气动性能优化与测试
航空器的气动性能优化与测试在现代航空领域，航空器的气动性能优化与测试是确保飞行安全、提高飞行效率和性能的关键环节。
从商用客机到军用战斗机，从轻型通用飞机到大型运输机，每一种航空器的设计和研发都离不开对其气动性能的精心优化和严格测试。
气动性能，简单来说，就是航空器在空气中运动时所受到的各种力和力矩的特性。
这些力和力矩包括升力、阻力、推力、俯仰力矩、滚转力矩和偏航力矩等。
它们直接影响着航空器的飞行速度、高度、航程、机动性、稳定性和操纵性等重要性能指标。
因此，优化航空器的气动性能对于提高其整体性能和竞争力具有至关重要的意义。
那么，如何优化航空器的气动性能呢？这需要从多个方面入手。
首先，外形设计是关键。
航空器的外形，包括机翼、机身、尾翼等部件的形状和尺寸，对气动性能有着决定性的影响。
例如，机翼的翼型、展弦比、后掠角等参数的选择，直接关系到升力和阻力的大小。
通过采用先进的空气动力学理论和计算方法，结合风洞试验和飞行试验的数据，设计师们可以不断优化航空器的外形，以达到最佳的气动性能。
其次，表面光滑度也不容忽视。
航空器表面的微小粗糙度和不平整度会增加空气的摩擦阻力，从而降低气动性能。
因此，在制造过程中，需要采用高精度的加工工艺和表面处理技术，确保航空器表面的光滑度。
再者，减少干扰也是优化气动性能的重要手段。
例如，减少机翼与机身之间、发动机短舱与机翼之间的干扰，可以降低阻力，提高升力。
此外，合理设计航空器的进气道和排气道，也可以减少气流的紊乱和能量损失。
在优化气动性能的过程中，计算流体力学（CFD）技术发挥了重要作用。
CFD 可以通过数值模拟的方法，预测航空器在不同飞行条件下的流场分布和气动特性，为设计提供有力的支持。
与传统的风洞试验相比，CFD 具有成本低、周期短、可重复性好等优点。
然而，CFD 也存在一定的局限性，例如对复杂流动现象的模拟精度不够高，因此风洞试验仍然是不可或缺的。
风洞试验是航空器气动性能测试的重要手段之一。
舰载机起落架缓冲性能设计优化
ａ ｓ ｒ ｉ ｇ ｓ ｓ ｍ ｆｎ ｓ ａ ｄ ｎ ｅ ｒｉ ｅ ｆｒ ｄ．ａ ｄ ｔ ｅ ｆｌ ｎ ｉ ｒ ｔ ｎ ｍａ ｓｓ ｌｉ ｇ ｍ ｈ ｏ ｐ ｂ ｏ ｂ ｎ ｙ ｔ ｏ ｏ ｅ ｌ ｎ ｉ ｇ ｇ ａ ｐ ｒｏ ｍｅ ｅ ｓ ｎ ｈ ａｌ ｇ ｖｂ ａ ｉ ｓ ｏｖ ｎ ｉ ｏ ｔｅｌｏ －
第２ ０卷 第 １ 期 ２ １ 年 ３月 ０１
计 算 机 辅 助 工 程
Ｃｏ ｕ ｅ ｄ ｄ Ｅｎ ｉ ｅ ｒｎ ｍｐ ｔｒ Ａｉ ｅ ｇｎ ｅ ｉｇ
Ｖ０ ． １２Ｏ Ｎｏ． １ Ｍａ＂ ０１１ ｌ ．２
文 章 编 号 ：０６—０ ７ （０ １ Ｏ －０ ８０ １０ ８ １ ２ １ ） ｌ０ ８ －６
ｂ ｄ ｙ ｔｍ ｓｍｕ ａｉｎ ｏ ｗａ ｅ ｓ ａｌｄ ｏ ｓｍｕｌｔ ｎ ｎ ａ ａｙ ｉ ． Ｔ ｓｒｓ ａ ｌｓｓ ｉ ｈ ｃ ｏ ｙ ｓ ｓｅ ｉ ｌｔｏ ｓ ｆ ｒ ｉ ｃ ｌｅ ｆｒ ｉ ａ ｉ ａ ｄ ｎ ｌ ｓｓ ｔ ｏ ｈｅ ｔｅ ｓ ｎａｙ ｉ Ｏｌ ｏ ｋ ｓ
（ ． ｅ ａｏａ ｒ ｏ Ｆ ｎ ａ ｅｔ ｃ ｎｅｆ ａｉ ａ Ｄ ｆ ｓ－ ｄａｃｄＤ ｓ ｎＴ ｃｎｌ ｙｏ ｌ ｈ Ｖ ｈｃ ｓ １ Ｋ ｙＬ ｂｒ ｏｙ ｆ ｕ ｄｍ ｎａ Ｓｉ ｃ ｒＮ ｔ ｎ ｅｅ ｅＡ ｖｎｅ ｅｉ ｅｈ ｏ ｇ ｆ ｉ ｔ ｅｉｅ ， ｔ ｌ ｅ ｏ ｏｌ ｎ ｇ ｏ Ｆｇ ｌ
舰 载机起 落 架 缓 冲性 能设 计 优 化
崔 俊 华 ， 聂 宏 张 明 柳 刚 龙 双 丽 ， ， ，
（ ． 京航 空航 天 大学 飞 行 器 先进 设 计 技 术 国防 重 点 学科 实验 室 ， 京 Ｉ南 南 ２ ９９ ０部 队 ， 东 烟 台 ２ ４０ ） ． １８ 山 ６０ １ ２０ １ ； １０ ６
航空器的气动性能与设计优化
航空器的气动性能与设计优化在现代航空领域，航空器的气动性能与设计优化是至关重要的课题。
良好的气动性能不仅能够提升航空器的飞行效率和安全性，还能降低运营成本，增强其在市场中的竞争力。
气动性能指的是航空器在空气中运动时所受到的各种力和力矩的特性。
这些力和力矩包括升力、阻力、推力、俯仰力矩、滚转力矩和偏航力矩等。
其中，升力是使航空器能够离开地面并在空中保持飞行的关键力量，而阻力则会消耗航空器的能量，降低其飞行速度和航程。
升力的产生主要依赖于航空器机翼的形状和空气的流动。
常见的机翼形状有平直翼、后掠翼和三角翼等。
不同的机翼形状在不同的飞行速度和任务需求下具有各自的优势。
例如，平直翼在低速飞行时具有较好的升力特性，常用于通用航空飞机；而后掠翼则在高速飞行时能够有效减小激波阻力，常见于喷气式客机和战斗机。
阻力是影响航空器性能的另一个重要因素。
阻力主要包括摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力等。
摩擦阻力是由于空气与航空器表面的摩擦产生的；压差阻力则是由于物体前后的压力差导致的；诱导阻力是由于机翼产生升力时引起的下洗流所产生的；干扰阻力则是由于航空器各部件之间的气流相互干扰而产生的。
为了减小阻力，航空器的设计中会采用一系列的措施，如优化机身外形、使用整流罩减少部件之间的干扰、采用层流翼型等。
航空器的设计优化是一个综合性的过程，需要考虑众多因素。
首先，要根据航空器的预期用途和任务需求确定其基本的设计参数，如翼展、机身长度、发动机推力等。
然后，通过风洞试验和数值模拟等手段对初步设计方案进行评估和改进。
风洞试验是一种传统而有效的方法，通过在风洞中模拟航空器在空气中的运动，测量各种力和力矩的数据，从而直观地了解其气动性能。
数值模拟则是利用计算机软件对空气流动进行计算和分析，能够快速地对不同设计方案进行比较和优化。
在设计优化过程中，还需要考虑航空器的结构强度、重量、燃油效率、飞行稳定性和操纵性等因素。
例如，为了提高燃油效率，需要在保证结构强度的前提下尽量减轻航空器的重量；为了保证飞行稳定性和操纵性，需要合理设计机翼和尾翼的位置和形状。
飞机起落架缓冲器性能设计与落震试验分析三次研编
飞机起落架缓冲器性能设计与落震试验分析三次研编作者：潘世红来源：《科技视界》2019年第06期【摘要】“飞机起落架缓冲器性能设计与落震试验分析”在广泛收集、查阅、整理国内外、所内外有关起落架缓冲性能的设计和校核计算以及落震试验的规范与研究成果的基础上，从科技档案编研的角度题进行系统分析、提炼、加工和编辑研究，并突破了起落架落震试验的范畴，从起落架缓冲系统性能设计及落震试验的大系统上进行了分析，将理论分析与试验验证统一起来，对于试验人员用理论指导试验及设计人员对试验结果改进设计具有重大意义。
【关键词】飞机起落架;科研档案;编研工作中图分类号： V226 文献标识码： A 文章编号： 2095-2457（2019）06-0130-003DOI：10.19694/ki.issn2095-2457.2019.06.048【Abstract】Based on the analysis of the current situation and existing problems of the compilation and research of traditional scientific research archives，this paper points out that the compilation and research of archives can no longer meet the needs of current development.We must recognize the new trend of the development of scientific research archives compilation and research work and create high-quality and high-quality research results.Under this new situation，we are required to run information technology means and take the road of cooperative compilation and research， so as to improve the efficiency of compilation and research of scientific research archives，enrich the connotation of compilation and research results，obtain more high-quality scientific research archives compilation and research results， create high-quality products，build brand，and make the scientific research archives compilation and research results have greater influence.To provide better services.【Key words】Aircraft landing gear;Scientific research archives;Compilation and research work科案资料编研工作，是以客观需要为依据，以现存的各种档案资料为主要研究对象，为最大限度地满足社会对科案信息资源利用的需要而开展的研究和加工工作[1]。
大柔性飞机起落架缓冲器参数设计
大柔性飞机起落架缓冲器参数设计
史友进;张曾锠
【期刊名称】《南京航空航天大学学报》
【年(卷),期】2006(038)003
【摘要】为解决现行飞机起落架缓冲器设计不考虑机体柔性存在的问题,以大柔性飞机支柱型起落架油气式缓冲器为例,采用三质量块飞机着陆模型和功量预估分配法选择缓冲器参数,并对其进行着陆响应动力学分析.研究结果表明,机体一阶模态频率和起落架与机体连接点位置是影响机体储存着陆功量的两个主要因素:机体一阶模态频率小于2 Hz时,机体储存的着陆功量预估公式计算误差小于5%;机体储存能量的耗散效率较低.
【总页数】5页(P356-360)
【作者】史友进;张曾锠
【作者单位】南京航空航天大学航空宇航学院,南京,210016;盐城工学院基础教学部,盐城,224003;南京航空航天大学航空宇航学院,南京,210016
【正文语种】中文
【中图分类】V214.33
【相关文献】
1.柔性飞机起落架改进设计 [J], 史友进
2.飞机起落架缓冲器参数可靠性灵敏度分析 [J], 张峰;杨旭锋;刘永寿;南华
3.飞机起落架缓冲器设计 [J], 王小锋;成永博
4.飞机起落架缓冲器性能设计与落震试验分析三次研编 [J], 潘世红
5.美苏货车缓冲器的发展——兼论我国货车新缓冲器设计参数的选择 [J], 陶崇刚因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
飞行器设计中气动力性能优化方法评估
飞行器设计中气动力性能优化方法评估在飞行器设计中，气动力性能优化方法的评估对于提高飞行器的飞行效率和性能至关重要。
优化飞行器的气动力性能可以使其具有更好的操纵性、稳定性和燃油效率，从而提高飞行器的整体性能。
气动力性能优化方法的评估可以通过以下几个步骤来完成：1. 气动力性能分析：在开始优化之前，需要对飞行器的气动力性能进行全面的分析。
这包括空气动力学参数的计算、气动力学模型的建立以及气动力特性的评估。
通过这一步骤的分析，可以准确地了解飞行器在不同飞行状态下的气动力表现和特点。
2. 优化目标的确定：在进行气动力性能优化之前，需要明确优化的目标。
例如，是提高飞行器的升力、减小阻力还是改善飞行器的气动稳定性。
明确优化目标可以帮助设计师更加专注于具体的优化方案。
3. 优化方法的选择：根据优化目标，选择合适的优化方法。
常见的气动力性能优化方法包括几何形态的优化、横向稳定性的优化、螺旋桨的优化等。
根据具体情况，可以选择单一的优化方法，也可以结合多种方法进行综合优化。
4. 优化成果的评估：通过数值模拟和实际测试等手段，对优化成果进行评估。
数值模拟可以通过计算流体力学方法对优化后的飞行器进行气动力分析，得到飞行器在不同飞行状态下的气动性能指标。
实际测试可以通过风洞试验等方式，验证数值模拟的结果，并进行性能对比分析。
5. 评估结果的分析和总结：将评估结果进行分析和总结。
通过对比分析优化前后的性能指标，评估优化方法的有效性和可行性。
同时，也可以通过对评估结果的分析，提取经验教训，为后续的飞行器设计提供参考和指导。
在气动力性能优化方法的评估过程中，还需要考虑到一些实际因素。
例如，飞行器的结构限制、工艺要求和材料选择等。
这些因素可能会对优化方法的选择和实施产生影响，需要综合考虑。
总之，气动力性能优化方法的评估对于飞行器设计来说是至关重要的。
通过合理选择优化方法、准确分析评估结果，可以有效提高飞行器的性能和效率。
在未来的飞行器设计中，我们应该不断完善和优化这些评估方法，为飞行器的气动力性能提供更好的支持和指导。
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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no
2.3 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、V01
2.4 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。
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。
在获得上述数据后，检查、实现的可能性。
大小涉及对缓冲器的密封要求，的大小涉及缓冲器内的灌油量的多少和油面高度的协调等。
主要符号：
K——缓冲器皮碗和轴套的摩擦系数。
——缓冲器的预压系数。
——缓冲器全伸展时的传力系数。
——缓冲器内部的横截面积。
n——缓冲器内空气的多变指数，在1.1-1.3的范围内变化。
——当行程等于时，起落架垂直载荷的传力系数。
——吸收使用功时，缓冲器功量图的效率系数，对使用功。
——和行程对应的传力系数
——吸收功量时的效率系数，和不相等，通常取小于，在0.65-0.75范围内。
9 结论
以前都是先假定一个Po，然后根据公式求出no，在根据公式求出V o，在通
过求最大行程及最大过载的公式：
求得Smax和nmax，在获得在获得上述数据后，应返回检查第一次给定的过载系数是否合适。
必须小于最大行程，切要留有一定的余量，、实现的可能性。
现在直接用最大功的公式参与缓冲器参数的计算，使得计算更简便一些。
参考文献
[1]航空航天工业部科学技术委员会编著.飞机起落架强度设计指南.四川科技技术出版社，1989，11.。