民机构架式起落架连接结构设计分析
飞机起落架结构及其系统设计
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
起落架
飞机上使用最多的是前三点式起落架(图1a[起落架布置型式]）。前轮在机头下面远离飞机重心处，可避免飞机刹车时出现“拿大顶”的危险。两个主轮左右对称地布置在重心稍后处，左右主轮有一定距离可保证飞机在地面滑行时不致倾倒。飞机在地面滑行和停放时，机身地板基本处于水平位置，便于旅客登机和货物装卸。重型飞机用增加机轮和支点数目的方法减低轮胎对跑道的压力，以改善飞机在前线土跑道上的起降滑行能力,例如美国军用运输机C-5A，起飞重量达348吨，仅主轮就有24个,采用4个并列的多轮式车架（每个车架上有6个机轮），构成4个并列主支点。加上前支点共有5个支点,但仍然具有前三点式起落架的性质。优点：（1）着陆简单，安全可靠。若着陆时的实际速度大于规定值，则在主轮接地时，作用在主轮的撞击力使迎角急剧减小，因而不可能产生象后三点式起落架那样的“跳跃”现象。（2）具有良好的方向稳定性，侧风着陆时较安全。地面滑行时，操纵转弯较灵活。（3）无倒立危险，因而允许强烈制动，因此，可以减小着陆后的滑跑距离。（4）因在停机、起、落滑跑时，飞机机身处于水平或接近水平的状态，因而向下的视界较好，同时喷气式飞机上的发动机排出的燃气不会直接喷向跑道，因而对跑道的影响较小。缺点：（1）前起落架的安排较困难，尤其是对单发动机的飞机，机身前部剩余的空间很小。（2）前起落架承受的载荷大、尺寸大、构造复杂，因而质量大。（3）着陆滑跑时处于小迎角状态，因而不能充分利用空气阻力进行制动。在不平坦的跑道上滑行时，超越障碍(沟渠、土堆等)的能力也比较差。（4）前轮会产生摆振现象，因此需要有防止摆震的设备和措施，这又增加了前轮的复杂程度和重量。
飞机起落架机构设计及安全性分析开题报告
毕业设计（论文）开题报告题目飞机起落架机构设计及安全性分析一、毕业设计（论文）依据及研究意义：飞机的起落架是飞机起飞和着陆的重要装置，它在工作过程中承受着极大的冲击载荷，所以采用高强度钢或超高强度钢制作。
起落架在长期使用的过程中，受到外界各种因素的影响，它的坚固程度会变差，甚至产生裂纹。
本文针对起落架的焊接进行了深入的分析与研究，并在此基础上研究了完善和加强飞机起落架的焊接工艺与材料的焊接性，从而大大的降低了飞机起落架焊接时出现的问题并提高了其焊接质量。
起落架是飞机起飞、着陆系统，对飞机的性能和安全起着十分重要的作用起落架是飞机在地面停放、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。
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：①承受飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时的重力。
②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。
③滑跑与滑行时的制动。
④滑跑与滑行时操纵飞机。
二、国内外研究概况及发展趋势起落架的收放机构运动复杂，起落架的收放，上、下位锁开锁和上锁，舱门的打开和关闭等均要正确匹配和协调，否则将会发生飞行事故。
我国开展了与起落架现代设计技术密切相关的专题研究，并取得了一大批研究成果，其中有些达到世界先进水平，如变油孔双腔缓冲器设计技术，飞机前轮防摆技术，飞机地面运动动力学分析技术，长寿命、高可靠性起落架设计及寿命评估技术，起落架结构优化设计技术，起落架收放系统仿真分析技术，起落架主动控制技术等，这些成果部分地应用于型号研制中，并取得了一定效果。
许多学者与研究生在理论方面也开展了一系列研究工作。
《起落架设计与评定技术指南》集中反应了我国近年来在起落架现代设计理论与方法方面的进展情况。
但与国外相比，我国的大量研究成果是分散的，孤立的，没有作为模型、算法或程序模块集成于一套系统中，成为设计师的实用工具，更没有在高水平的硬件与软件平台上形成一套先进、实用、高效的起落架专业CAD/CAE软件系统，因而我国型号研制基本上仍是完全采用传统模式，费时、费力、耗资。
民航飞机起落架简介
飞机起落架系统简介起落架是飞机的重要部件，用来保证飞机在地面灵活运动，减小飞机着陆撞击与颠簸，滑行刹车减速；收上起落架减小飞行阻力，放下支持飞机。
本文将简要介绍现代民用飞机起落架的组成及工作。
一、起落架的作用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。
概括起来，起落架的主要作用有以下四个：1、承受飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时的重力；2、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；3、滑跑与滑行时的制动；4、滑跑与滑行时操纵飞机。
二、起落架的配置形式起落架的布置形式是指飞机起落架支柱(支点)的数目和其相对于飞机重心的布置特点。
目前，飞机上通常采用四种起落架形式：1、后三点式：这种起落架有一个尾支柱和两个主起落架。
并且飞机的重心在主起落架之后。
后三点式起落架的结构简单，适合于低速飞机，因此在四十年代中叶以前曾得到广泛的应用。
目前这种形式的起落架主要应用于装有活塞式发动机的轻型、超轻型低速飞机上。
后三点式起落架具有以下优点：（1）在飞机上易于装置尾轮。
与前轮相比，尾轮结构简单，尺寸、质量都较小；（2）正常着陆时，三个机轮同时触地，这就意味着飞机在飘落(着陆过程的第四阶段)时的姿态与地面滑跑、停机时的姿态相同。
也就是说，地面滑跑时具有较大的迎角，因此，可以利用较大的飞机阻力来进行减速，从而可以减小着陆时和滑跑距离。
因此，早期的飞机大部分都是后三点式起落架布置形式。
随着飞机的发展，飞行速度的不断提高，后三点式起落架暴露出了越来越多的缺点：(1)在大速度滑跑时，遇到前方撞击或强烈制动，容易发生倒立现象(俗称拿大顶)。
因此为了防止倒立，后三点式起落架不允许强烈制动，因而使着陆后的滑跑距离有所增加。
(2)如着陆时的实际速度大于规定值，则容易发生“跳跃”现象。
因为在这种情况下，飞机接地时的实际迎角将小于规定值，使机尾抬起，只是主轮接地。
接地瞬间，作用在主轮的撞击力将产生抬头力矩，使迎角增大，由于此时飞机的实际速度大于规定值，导致升力大于飞机重力而使飞机重新升起。
主起落架跌落的分析
Simulation analysis for aircraft main landing gear and drop-shock test-bed
Zhang Jingjing ZHU Rui (Shenyang Aircraft Industry (Group) Co., Ltd) Abstract:
1 mV 2
V 2g h
2
mgh
2 9 . 8 1 4 . 427 m
s
重 力加速度取 9.8m/s ， 跌落过程 计算 5ms 。 安 装在固定架 上的4条导轨 ， 通过滑轮将 落震台加 以限 制， 起落架 及落震 台空间中的6个自由度已经限制了5个，水 平X，Y两个 方向上的4个自由度全部被限制 ，铅垂方向 上Z的转动 同时也 受到限制，虽然滑轮对导轨产生了一些摩擦，但属于有限小滑动范畴，对 整个落震台 的影响不大，可忽略 不计。 在仿真过程 中，将X、Y两个方向的移动和转动与Z方向的转动， 五个方向自 由度全部加以限制，只 保留Z方 向的移 动自由度。起落架与落震台从1米高处自由下落，到达地面与地 面接触作用5ms停止； 在重力加速度的作用 下,系统引发了动 载荷， 地面对起落架及落震台产生了强大的反向冲击 。其载荷速 度分布示意图如图 2 所示 。
安装在固定架上的4条导轨通过滑轮将落震台加以限制起落架及落震台空间中的6个自由度已经限制了5个水平xy两个方向上的4个自由度全部被限制铅垂方向上z的转动同时也受到限制虽然滑轮对导轨产生了一些摩擦但属于有限小滑动范畴对整个落震台的影响不大可忽略不计
某型小飞机主起落架及落震试验台跌落过程的仿真分析
张晶晶 朱 瑞 （ 沈阳飞机 工业（集团 ）有限公司 ） [摘
图 2 起落架及落震台载荷速度分布 示意图 3．起落 架及落震台分析模型 在 对起落架及 落震台进行 分析前，首 先要 确定单元类型、分析方法和以及由此要进行网格划分的特殊处理和 载荷模 拟。 (1)问题的简化 由 于整个系统 比较复杂， 故对该系统 应简化处理，以方便计算。将固定架、牵引装置、滑轮和导轨等 与跌落 无关的 实体，应该 从模型中删除。螺钉、螺母、垫片、限位器等为标准 件，也不 用参与运算 ，螺钉孔、销钉孔等 处未产 生应力集中现象，对系统整个跌落过程的应力分布影响不大，在特征树上也应该删除 或填补，也 不作分析。 起落架 及落震台 X ， Y 两个方向 的 4 个自由 度全部限制， Z 方向的转动自由度也应加以限制，只保留 Z 方向 的移动自 由度。 焊接后，结构上焊缝处会出现应力集中等问题，在有限元中描述焊接结构 等问题较为 困难。对焊 接结构问 题，采用 通用接触或 Tie 的接触方式 加以解决。 此处将落震台 的焊接结构用 Tie 的接触方 式进行简化。 起落架支撑 臂不是 重点考虑的区域，也比较刚硬，因此在本次分析中作为刚体处理，不考虑 其变形。 另 外，轮胎主 要为橡胶材 料，而轮胎 的结构很复杂，在本次分析中不是重点考虑的对象，轮胎对整个结构只 起缓冲 的作用，因此这里对轮胎的材料做了一定的简化。 由 于采用的是 高度非线性 显示求解技 术，不存在 叠代方程不收殓或静不定问题。 整体结构都采用实体单元， 使得求 解更精准。 (2) 单元、材 料类型 根据经过简 化的模型结 构特点： 落震台采用6根50X32X2.5的矩形 管、6根型号为[5的槽钢、5根φ50X2的圆管，各尺寸可以在机械手册中查得。 单元类型:C3D8R。 材料方面： 材料为Q235_A.F。 弹性模量：1.84e5MPa,泊松比：0.28,密度：7.900T/mm 。 塑性段离散 点为：
起落架系统--飞机结构与系统-图文
减
充
气体反抗压缩变形能
滑行时飞机颠簸严 重；
油气减震装置油气量充灌标
❖ 油量充灌标准
准
减震支柱完全压缩时，油液与充气 口平齐；
❖ 气压充灌标准
按照起落架充气勤务曲线进行充气 ；
油气减震装置的维护
❖ 减震器充灌程序：
顶起飞机，伸出减震支柱；
放气，取下充气活门；
灌入规定油液，直到与充油口上部齐平；
❖ 紧固并锁定试验前安装的设备
安124运输机起落架
起落架结构形式
构架式起落架
❖ 构造较简单，重量较轻
承力构架中减震支柱及其它杆件相互铰 接，只承受轴向力，不承受弯矩
❖ 起落架外形尺寸大，很难收入飞机内部
撑杆
减震支柱 机轮
支柱套筒起落架
❖ 结构特点：减震支柱由套筒、活塞杆构成 ❖ 形式：张臂式、撑杆式 ❖ 优点：体积小，易收放 ❖ 缺点：不能很好地吸收水平撞击载荷
过程是介于等温和
绝热过程间的多变
过程；
P2
0 V1
V2 V
减震器工作特性分析
❖ 气体工作特性 ：
减震器工作过程中 ，气体压缩、膨胀 过程是介于等温和 绝热过程间的多变 过程；
气体压力与减震器 压缩量的关系曲线 如右图所示：
P Pmax
0
Smax S
减震器工作特性分析
❖ 液体工作特性 P
：
液体通过阻尼孔时 ，产生与减震器压 缩、膨胀方向相反 的的阻尼力，该阻 尼力与压缩量的关 系如右图所示：
❖ 经若干压缩和伸张行程，全部撞击 动能被耗散，飞机很快平稳下来！
飞机减震过程的能量转换
❖ 压缩行程
飞机接地前的位能 飞机接地撞击动能
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3 m ƒs, 起落架缓冲器最大行程为21913 mm , 起落架使用行程为19319 mm , 停机压缩量为135 mm 。
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)。
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111 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2 扭力臂几何关系示意图已知: 上下扭力臂交点至支柱轴线距离为a; 至外筒交点的轴向距离为c; 至下交点的轴向距离b。
民用飞机起落架系统设计共通性研究
设计参数共通性
减震性能：起落架系统应具备良好的减震性能，以减小着陆时的冲击力对机体结构的影响。
可靠性设计：起落架系统应进行可靠性设计，以确保在各种工作条件下都能够稳定、可靠地工作。
收放系统：起落架应具备可靠的收放系统，以确保飞机在起飞、着陆和滑行时的安全。
重量控制：起落架系统的重量应合理控制，以确保飞机的整体性能和稳定性。
加强与国际先进企业的合作与交流，引进先进的创新技术，推动起落架系统设计的不断升级和优化。
总结与展望
07
起落架系统设计共通性的意义与价值
提高民用飞机安全性
添加标题
降低飞机研发成本
添加标题
促进飞机产业标准化发展
添加标题
提升飞机性能和舒适性
添加标题
起落架系统设计共通性的未来发展方向
智能化设计：利用先进的人工智能技术，实现起落架系统的智能化设计和优化，提高设计效率和性能。
减震器：减小飞机着陆时的冲击力
机轮：支撑飞机在地面上的运动
刹车系统：控制飞机在地面上的运动
起落架系统功能
控制飞机姿态：起落架系统中的刹车和转向装置可以控制飞机的滑行方向和速度，协助飞机进行地面操作。
支撑飞机重量：起落架系统承受飞机在地面停放、滑行、起飞和着陆时的重量。
吸收着陆冲击：起落架系统通过减震器和缓冲支柱吸收飞机着陆时的冲击力，保护机体和机载设备。
标准化与模块化设计：提高互换性和维护性，降低故障概率
故障诊断与预防：通过实时监测和预警系统，及时发现并处理潜在故障
耐久性测试：确保起落架系统在各种条件下都能持久稳定工作
起落架系统设计共通性案例分析
05
波音系列飞机起落架系统设计共通性
波音737飞机起落架系统设计共通性：采用前三点式起落架布局，具有高可靠性和安全性。
飞机结构—第六章 起落架解析
《飞机结构》
第六章 起落架 ——§1 起落架概述
五、起落架的外载荷
2. 滑跑冲击载荷： 起飞、着陆的滑跑过程中，由于道面不平或道面杂物造成对起落
架的冲击载荷；还包括由于未被减震装置耗散掉的着陆能量引起的 振动（逐次衰减）。
载荷虽小于着陆撞击载荷，但由于滑跑距离长，滑跑冲击载荷的 反复作用次数多。
《飞机结构》
飞机结构
第六章
起落架
《飞机结构》
第六章 起落架 ——§1 起落架概述
§1 起落架概述
一、起落架的功用
起落架是飞机的重要组成部分，主要用于实现飞机起飞、着陆 、地面滑行和停放等功能，并吸收和耗散飞机在着陆和地面运动过 程中所产生的各种能量，例如：飞机接地下沉速度产生的垂直动能 ，滑跑时的结构摆振和由于地面不平坦产生的能量，以及飞机刹车 时所要吸收和耗散的飞机水平方向动能，等等。
1. 基本要求： 与飞机机体结构相同：最小重量要求、易使用维护性、工艺性及
经济性等。 按安全寿命（疲劳寿命）原理设计，要求起落架与机体结构同
寿。 2. 自身要求： 1）良好的减震性能； 2）地面运动时良好的操纵性、稳定性； 3）良好的刹车制动性能； 4）“漂浮性”要求； 5）与机体连接合理、可靠，并具备良好的收放可靠性； 6）防护要求。包括：自身防护以及当起落架结构失效时避免对其
各方向的推、拉、扭、摆，造成静态操纵载荷；飞 机停放并固定在地面时可能会受到的由于大风引起 的系留载荷，等等
《飞机结构》
第六章 起落架 ——§1 起落架概述
五、起落架的外载荷
5. 起转、回弹载荷： 飞机着陆过程中，在机轮触地瞬间，由于地面摩擦力的作用，产
生使机轮转动的力矩，并使静止的机轮开始滚动并加速，这就是机 轮起转过程。机轮滚动的线速度等于飞机水平速度时，起转过程结 束。
飞机结构连接设计方案分析课件
–当需要借原螺栓孔时，一般应扩孔，将螺栓直 径加大1级。
–承受和传递动载荷的螺栓、螺帽，要有保险措 施。
–在钢、不锈钢、钛合金构件上使用Hi-lok紧固 件时，紧固件必须安装在精绞孔中；铝合金件 上，Hi-lok紧固件过渡配合。
飞机结构连接设计方案分析
6
• 铆钉类型和牌号的选取
–铆钉材料选取
• 尽量选用与被连接件材料相同的紧固件。 • 外场铆钉：2117-T3铆钉 • 冰箱铆钉：2017-T3、2024T31铆钉 • 决不能用同直径的2117-T3铆钉代替2024-T31
• 采用2D边距 • 边距小于2D，大于1.5D，也是可以接受的。
• 对于疲劳问题严重部位 ：
• 采2.5D边距 • 紧固件孔挤压强化，构件边界喷丸，大于
1.5D的边距可以接受。 • 边距小于1.5D，需加强修理。
飞机结构连接设计方案分析
25
第十节 紧固件孔质量与铆接质量要求、 结构修理中的硬点效应
孔（从0.002 in的松动量到0.003 in的干涉量）。
飞机结构连接设计方案分析
26
二、铆接质量
• 顶铁形状和重量要合适。
• 顶铁顶面与钉杆要垂直。
• 铆枪压力调节要合适。
• 埋头铆钉的埋头窝与板厚（锪窝板）之 比应在0.67左右，最大不超过0.8。
–当埋头窝深度大于被锪窝材料厚度的2/3时， 就会出现刀刃。
飞机结构连接设计方案分析
15
表3.9-1 补强件厚度与铆钉间距之间的协调关系
铆钉间距（in）
补强片厚度（in）
最大0.75
0.050
0.75~0.84
0.056
0.84~0.94
0.063
0.94~1.06
起落架系统结构及工作原理
起落架系统结构及工作原理起落架用来支撑飞机和便于飞机在地面运动。
飞机在着陆接地和地面运动时，会与地面产生不同程度的撞击，起落架应能减缓这种撞击，以减小飞机的受力。
同时，起落架还应保证飞机在地面运动时，具有良好的稳定性和操纵性。
Cessna172R飞机起落架的配置形式为前三点式。
与后三点式起落架相比，这种配置形式能保证飞机在地面运动时的稳定性较好，但前起落架的载荷比拟大，构造也比拟复杂，同时着陆滑跑时，飞机迎角较小，不能很好地利用气动阻力来缩短滑跑距离。
前起落架构件材料为4130、6150合金钢和7075-T73铝合金锻件。
3.1主起落架构造及维护Cessna172R飞机主起落架支柱由615 0合金弹簧钢管和高强度的7075-T73 铝合金锻造连接件构成，用螺栓固定在机身底部，为不可收放式。
每个支柱下部外侧连接了一个铸铝机轮组件和园盘式刹车系统。
主起落架维护程序包括支柱和悬臂拆卸/安装说明，主机轮校装程序，机轮和轮胎维护，以及刹车维护程序。
3.1.1主起落架拆卸/安装A.拆卸主起落架(见图1)。
(1)拆下前排座椅到达机身地板。
(2)拉起地毯拆下地板检查盖板(231AT)接近机身地板下部的起落架组件(3)顶起飞机。
(4)拆下机身整流罩与机身的连接螺钉。
(5)拆下机身整流罩结合局部螺钉。
(6)从支柱整流罩上拆下机身整流罩。
(7)从支柱上的刹车管路放泄液压油。
(8)脱开从机身蒙皮露出的接头处液压刹车管。
(9)在脱开的接头处放置盖帽或堵塞。
(10)拆下管状支柱后部内与起落架内部隔框接头处连接的螺帽，垫片和螺栓。
(11)从接头和衬套处拉出管状支柱。
注意：管状支柱是压缩装配在起落架外部锻件衬套内。
B.安装主起落架(见图1)。
(1)安装所有从支柱上拆下的部件。
(2)使用Dow Corning混合物DC-7在管状支柱上部末端大约11英寸。
(3)移动管状支柱穿过衬套进入外部支柱接头和内部支柱接头。
(4)校准管状支柱与内部接头的螺栓孔。
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后 梁
Ｓ ｃ ｉ ｅ ｎ ｃ ｅ＆ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ Ｖ ｉ ｓ ｉ ｏ ｎ 科 技 视 界 ２ ２ ９
况， 这 些裁荷 工况对外翼主翼盒 的设计影响较 大。本文通过分析主起落架栽荷的传力情况 ， 根 据主翼盒设计特 点， 研 究分析构 架式 主起连接 结 构对主翼盒结构的设计影响 ， 以用于指导起落 架结构设计。
【 关键 词】 构架式 ； 主起落架连接结构 ； 主翼盒 ０ 绪论
在上壁板 区域会有一定 的抵消 。故下 壁板区域航 向载荷 较上壁板为 大， 为扩散这种集 中载荷 ， 常在下壁板上 布置 “ 海狸尾 ” 加强板 。 作为 比较典 型的一种 主起落架连 接形式 ． 构架式主起落架连接 区 海狸尾在对下壁板加强的同时 ， 沿航 向向翼盒下壁板扩散载荷。 结构在 当前 的民用飞机设计 中采用较 多 主起落架连接结 构主要 由主 根据闭剖面传扭的原理 。 主起连接结构 产生的扭矩将通过主翼盒 起前接 头、 后接头 、 侧 撑杆接头 、 作动筒接头 、 辅助梁及 加强短肋等组 向翼根传递 ， 如下图所示 。 成。 主起前交 点接头位于外翼后梁 区域 ．主要承载， 扩 散主起落架前 交点载荷 ． 同时为 主起 落架转动 提供支持 ： 主起支撑接 头主要承载 飞 机着 陆过程 中起 落架载荷 ． 该 零件主传 力结构设计 为” 工” 字形 截面 ． 连接主起后交点位置设计为耳 片结构 ．耳 片结构外侧设计有立筋 ． 一 方面将侧 向载荷通过主起辅助梁扩散传至上下蒙皮 ． 另一方面平衡后 交点垂 向载荷 对接头腹板 的附加扭 矩 作动筒接头主要 承载， 扩散 主 起落架收放作动筒载荷 辅助梁用 以平衡后接头载 荷产 生的扭矩 ． 传 递后接头上的侧 向载荷和部分主起后接头上 的垂 向载荷 ． 并安装 内襟 ： ｌ 粱 翼舱及 活动面结构
科 技 视 界
பைடு நூலகம்
科技・ 拣 ・ 争嗥
民机构架式起落架连接结构设计分析
陈 宏 （ 上海 飞机 设计 研 究 院 ， 中国 上 海 ２ ０ １ ２ １ ０ ）
【 摘 要】 构架式主起落架连接结构是 当前 民用飞机选用的一种主要主起落架连接结构形式。 由于主起 落架通 常承 受着较大的地面载荷工
下壁板
１ 对 主 翼盒 设 计 影 响及 传 力路 径 分 析
图１ 主起连接结构扭矩传递示意
主起落架 结构连 接区主要 承受 主起 落架地面载荷 ． 地面载荷主要 ２ 结 论 工况有滑行刹 车和着 陆工况 。 在每个主要 连接交点及 集中传 载区域与 根据前文 分析 ． 对于构架 式主起落架连 接结构 ． 主翼盒设 计布置 主翼盒 的连接处 ． 都对应着翼盒 大肋用来 扩散 主要交 点上的载荷 时 ． 要特别关注以下问题 主起落架连接 区域各交点 的布置对主翼盒大肋 布置有很重要影 响． 翼 １ ） 主起主要交点及传递 载荷构件布置 时． 要 充分 考虑到与主翼大 肋在考虑对壁板 的支撑效率 同时． 要能充分扩散 主起 结构上 的集 中载
肋之间的位置关系 ． 考虑 集中载荷 的扩散性 荷。 ２ ） 主起落架接地点位置不 同． 会使得 主起连接结构在相关 地面工 主起落架在受到地面工况时 ． 航 向和垂 向的载荷 在传递到主起连 况 下， 承 受的 载 荷 差 异 较 大， 需 综 合 评 估 分 析 利 弊 。 ● 接 区的同时 ． 还会对翼盒产生巨大 的扭转载荷 垂 向载荷产 生的扭 转载荷为垂 向力 乘 以垂 向力和翼盒后 梁之间
的力臂 ： 航向力产生的扭转载荷为航向力乘以航 向力 与主起 结构与翼
【 参考文献】
１ ］ 牛春匀． 实用 飞机结构工程设计 ［ Ｍ】 ． 北京 ： 航空工业出版社 ， ２ ０ ０ ８ ． 盒连接点之间的力臂。由于在某些工况下 ． 主起载荷非常大 ， 这些扭矩 ［ ［ ２ ］ 飞机设计手册编委会． 飞机设计 手册ｆ Ｍ】 ． 北京： 航空工业 出版社 ， ２ ０ ０ １ 也 就非常大 ． 对 外翼 该区域 的结构设计构成一定的约束 通常情况下 ， 由于主起 载荷产 生的扭 矩与主起的航 向载荷在下壁板 区域相互 叠加 ． ［ 责任编辑 ： 朱 丽娜 ］