起落架图解
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飞机结构与系统(起落架系统)课件
03
起落架系统的关键技术与设计
起落架的材料与制造工艺
要点一
总结词
起落架材料需具备高强度、耐腐蚀、轻质等特点，常用的 材料包括铝合金、钛合金和复合材料等。制造工艺涉及精 密铸造、机械加工、焊接和复合材料成型等多种技术。
Hale Waihona Puke 要点二详细描述起落架是飞机的重要承力结构，需要承受飞机的重量和着 陆时的冲击载荷，因此要求材料具备高强度和耐腐蚀性。 铝合金、钛合金和复合材料等是目前广泛应用的起落架材 料。在制造过程中，精密铸造和机械加工技术用于形成复 杂形状的起落架部件，焊接技术用于将各个部件连接在一 起，而复合材料成型技术则用于制造复合材料起落架。
起落架系统的分类
01
02
03
按收放方式
前三点式起落架、后三点 式起落架。
按支柱结构
构架式起落架、支柱式起 落架。
按轮组布置
单轮式起落架、多轮式起 落架。
02
起落架系统的工作原理
起落架的收放
正常收起
当飞机准备起飞时，起落架通过液压 作动筒和机械连杆等机构，从机翼下 伸出到机腹下，支撑着飞机并承受着 飞机的重量。
起落架的疲劳寿命分析
总结词
考虑到飞机起落架承受循环载荷的特点，疲劳寿命分析是评估起落架可靠性的重要环节 。通过疲劳试验和损伤容限分析等方法，可以预测起落架的使用寿命并制定相应的维护
策略。
详细描述
飞机起落架在服役期间会承受大量的循环载荷，这种载荷会导致起落架材料的疲劳损伤 。为了评估起落架的可靠性，疲劳寿命分析是必不可少的环节。通过疲劳试验和损伤容 限分析等方法，可以了解起落架在不同循环载荷下的性能退化规律，预测其使用寿命，
起落架的刹车与滑行
飞机起落架系统课件
起落架系统的收放原理
总结词：安全可靠
详细描述：起落架系统必须具备高度的安全性和可靠性，以确保飞机在起飞、降 落和地面滑行过程中的安全。为此，起落架系统通常采用多重冗余设计，即使某 个部件出现故障，其他部件也能保证起落架的正常工作。
起落架系统的收放原理
总结词
适应多种起降条件
详细描述
起落架系统需要适应各种不同的起降条件，包括平坦的跑道、粗糙的草地、滑行道等。为了满足这些要求，起落 架通常采用多轮布局，并配备充气轮胎以提供更好的缓冲和接地性能。此外，起落架的减震系统也能够吸收着陆 时的冲击能量，提高乘坐舒适性。
功能
支撑飞机重量、吸收地面冲击、 提供稳定性、转向和刹车等。
起落架系统的组成和结构
组成
主要由起落架支柱、轮轴、减震器和 刹车系统等部分组成。
结构
起落架的结构形式可分为前三点式、 后三点式和滑橇式等，不同类型的飞 机采用不同的起落架结构。
起落架系统的分类
按功能分类
可分为固定式起落架和可收放式起落架。固定式起落架无法收起，而可收放式 起落架在不用时可以收回到机体内部。
起落架系统的未来发展方向
总结词
未来，起落架系统将继续向着更高性能、更智能化的 方向发展。
详细描述
随着新材料、新工艺以及智能化技术的发展，未来的 起落架系统将更加轻质、高强度、可靠和智能化。同 时，随着电动和混合动力技术的发展，未来的飞机将 需要更高效的起落架系统来支持其运行。因此，起落 架系统的设计、制造和维护也将面临新的挑战和机遇 。
起落架系统的智能化和自动化
总结词
随着智能化和自动化技术的发展，起落架系统的智能化 和自动化水平也在不断提高。
详细描述
现代起落架系统通过引入传感器、控制器和执行器等设 备，实现了起落架的自动展开和收起，以及在飞行过程 中的自动调整等功能。同时，通过与飞行控制系统的集 成，起落架系统还可以根据飞行状态自动调整起落架的 位置，提高了飞行的安全性和稳定性。
《起落架系统》PPT课件
2.4 主起落架阻力杆
2.4.1 功用 主起落架阻力杆的作用是沿前后方向支撑起落架减震支柱。 2.4.2 组成 阻力杆包括上部阻力杆和下部阻力杆。上部阻力杆与耳轴连杆相 联；下部阻力杆联接到外筒上的上扭力臂的凸耳上。 一个保险销位于上部阻力杆上端，起落架受到猛烈撞击时，保险 销先被剪断，可以减小对机翼结构的破坏。
2.2.2 保险接头 每个主起落架有1个保险螺拴和2个保险紧固件。 保险螺拴位于上阻力杆的上端，在承受过大载荷时会 被剪断，从而减轻对主结构的破坏。阻力杆上部接头 处的保险销被涂成黄色，以防止与阻力杆下部紧固件 互换。 2个保险紧固件用来固定耳轴连杆的2个球形轴承，避 免起落架在收放过程中出现卡阻。 2.2.3 维护 起落架上有许多润滑加注口。当润滑油压力超过2500 PSI 时，可能会导致加注口错位。加油枪的压力最大 应限制在2500PSI。 向主起落架转动轴承注油时，压力不能超过400 PSI。
2.5 主起落架耳轴连杆
2.5.1 功用 耳轴连杆提供主起落架减震支柱的前部铰支点。主起落架减震支 柱的载荷从阻力杆通过耳轴连杆传到飞机结构上。 2.5.2 组成 耳轴连杆后端和减震支柱铰接，前端铰支在机翼后梁上，可在球 形轴承里转动。
2.6 主起落架侧撑杆 2.6.1 功用 主起落架侧撑杆沿左右方向支持减震支柱。 2.6.2 组成 侧撑杆包括上部侧撑杆和下部侧撑杆，中间铰接在一起。 上部侧撑杆上端和反作用连杆上的凸耳铰接，下部侧撑杆 下端和减震支柱上的万向接头铰接。 放下锁连杆两端分别与反作用连杆和侧撑杆中部铰接点铰 接。 当收进起落架时，侧撑杆折叠。 2.7 万向接头 万向接头提供侧撑杆下端、舱门操纵杆与减震支柱外筒的 联接。它通过一个T型螺栓安装于外筒前侧。其上还有收 上锁的锁扣。 当主起落架收放时，万向接头为舱门摇臂和下部侧撑杆的 转动提供转动支点。
32-起落架
完全踩下机长的刹车脚蹬并保持。你可以提起停留刹车手柄来保持 住脚蹬。
检查每一个刹车组件的磨损指示销是否从导向口伸出。
版本：0
GAMECO
32-5
B737-600/700/80/900 熟悉课
如果磨损指示销与导向口平齐或缩进导向口，则更换该刹车组件。 将飞机恢复到正常状态。
3） 快速检查刹车组件（不拆下轮子）（如图 32-7 所示）
1） 设备 干燥的压力氮气
2） 充气（如图 32-8 所示） 插上起落架下锁销。 打开充气活门盖[101][102]。 盖上充气活门盖。
2. 刹车组件的安装（如图 32-5、32-6 所示） 1） 所需设备 所需设备与刹车组件拆卸相同。 2） 消耗性材料 C00913 树脂 BMS3-27 D00016 油脂 MIL-PRF-81322 D00233 油脂美孚 28 (MIL-PFR-81322) D00633 油脂 BMS3-33 3） 准备工作
三、 起落架勤务——主起落架刹车组件的拆卸/安装
1. 刹车组件的拆卸 1） 所需设备 IA3202-1 组件 9092F 牵引杆 BC400 支架 小车 螺纹保护套 C32022-15 2） 准备工作 为安全处理高温状态下的刹车组件，请参见 AMM05-51-07-210-801。 警告：请确保起落架下锁销已安装好，以防止起落架突然收起造成人员
版本：0
GAMECO
32-2
B737-600/700/80/900 熟悉课
在起落架控制手柄上挂上“不要操作”的标牌。 警告：确保其他人员不会使用起落架控制手柄并拉到收上（UP）位，如果这 样做的话将会使起落架收起，会造成人员受伤或设备损坏。 3. 起落架下锁销的安装
使用工作梯接近前起落架锁定机构并将下锁销 C32026-1 分别插入前起落 架前后锁定连杆（如图 32-4 所示）。 说明：如果下锁销不能插进锁定连杆，那么锁定连杆可能需要进行调节。 使用工作梯接近主起落架下锁支柱，将下锁销 C32026-1 分别插入上下锁 定连杆（如图 32-5 所示）。 说明：如果下锁销不能插进锁定连杆，那么锁定连杆可能需要进行调节。 如果安装下锁销 C32026-1 的目的是进行维护工作的话，请确认标旗 “REMOVE BEFORE FLIGHT”（飞行前取下）伸出并且容易观察到。 4. 前起落架牵引手柄锁定销的安装 为了牵引飞机，需要安装前起落架牵引手柄锁定销（如图 32-3 所示）。 说明：转动前起落架牵引手柄可以使液压系统停止对前轮转弯系统供压，插入 锁定销可以使飞机在没有液压压力的情况下进行牵引工作。 将牵引手柄板到牵引位置。 将锁定销 A09003-1，-2 插入牵引手柄的孔中，把手柄锁定在牵引位置。 如果安装锁定销 A09003-1，-2 的目的是进行维护工作的话，请确认标旗 “REMOVE BEFORE FLIGHT”（飞行前取下）伸出并且容易观察到。
起落架系统--飞机结构与系统-图文
足
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
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
机械设计学 飞机起落架
飞机起落架分析
机制班
一、机翼与机身对接处结构特点 1、机翼和机身连接处结构配置 按机翼相对机身上下位
置的不同有下列几种结构配 置：
机翼机身连接配置 中单翼 不贯穿机身
上、下单翼
贯穿机身
民机机翼和机身连接处结构的特点
民机机翼和机身连接处结构的特点 民机机翼机身的连接配置：一般采用中翼穿过机身连接。 机翼机身的连接方式：机翼的翼梁和机身隔框的下半部分 是一个整体结构。 载荷的传递：机身隔框将机翼传入的剪力，不对称弯矩传 给机身壳体。
前起落架的 约束条件 1)轴承能够 提供除 Mz 以外的所有 约束； 2)挡块只能 提供x方向向 后的约束。 前起落架所 受的载荷
集中力 Py、 Pz、Px
Py的传递与平衡
前起落架载荷作用下机身结构受力分析
衡；
力矩Mx通过轴 承上的集中力 Pzh/b 与剪流qMt
当平尾置于垂直尾翼上时
垂直尾翼的垂直载荷传递到加
强框，由加强框将载荷传给机 身蒙皮 垂直尾翼上载荷通过各种 途径传到机身壳体蒙皮中，以
蒙皮中剪流形式向机身中部传
递，达到全机受力平衡。
三、前起落架载荷作用下机身结构受力分析 前机身的结构
前起落架的布置
设备舱 驾驶舱
挡块 起落架舱 电瓶舱
前起落架载荷作用下机身结构受力分析
上图为：中翼贯穿机身连接图 右图为：机翼机身隔框连接方式
民机机翼和机身连接处结构的特点
弯矩对隔框的作用效 果：地板梁越厚对隔 框产生的载荷越大 龙骨架：中央翼盒中 段下方的纵梁或盒形 结构
二、机身与垂直尾翼连接处结构特点
水平加强板
加强框上中 的剪流平衡 弯矩Mx的平衡 剪力P的平衡
当平尾置于垂直尾翼上时
机制班
一、机翼与机身对接处结构特点 1、机翼和机身连接处结构配置 按机翼相对机身上下位
置的不同有下列几种结构配 置：
机翼机身连接配置 中单翼 不贯穿机身
上、下单翼
贯穿机身
民机机翼和机身连接处结构的特点
民机机翼和机身连接处结构的特点 民机机翼机身的连接配置：一般采用中翼穿过机身连接。 机翼机身的连接方式：机翼的翼梁和机身隔框的下半部分 是一个整体结构。 载荷的传递：机身隔框将机翼传入的剪力，不对称弯矩传 给机身壳体。
前起落架的 约束条件 1)轴承能够 提供除 Mz 以外的所有 约束； 2)挡块只能 提供x方向向 后的约束。 前起落架所 受的载荷
集中力 Py、 Pz、Px
Py的传递与平衡
前起落架载荷作用下机身结构受力分析
衡；
力矩Mx通过轴 承上的集中力 Pzh/b 与剪流qMt
当平尾置于垂直尾翼上时
垂直尾翼的垂直载荷传递到加
强框，由加强框将载荷传给机 身蒙皮 垂直尾翼上载荷通过各种 途径传到机身壳体蒙皮中，以
蒙皮中剪流形式向机身中部传
递，达到全机受力平衡。
三、前起落架载荷作用下机身结构受力分析 前机身的结构
前起落架的布置
设备舱 驾驶舱
挡块 起落架舱 电瓶舱
前起落架载荷作用下机身结构受力分析
上图为：中翼贯穿机身连接图 右图为：机翼机身隔框连接方式
民机机翼和机身连接处结构的特点
弯矩对隔框的作用效 果：地板梁越厚对隔 框产生的载荷越大 龙骨架：中央翼盒中 段下方的纵梁或盒形 结构
二、机身与垂直尾翼连接处结构特点
水平加强板
加强框上中 的剪流平衡 弯矩Mx的平衡 剪力P的平衡
当平尾置于垂直尾翼上时
飞机起落架的布置形式
8．4 起落架的布置型式一、起落架的布置型式起落架按机轮支点数目和位置来分，一般有以下三种型式。
1．前三点式(图8．7)前三点式起落架的两组主乾布置在飞机重心的稍后处，另一(或一组)前轮布置在飞机头部。
这种型式在现代喷气式和涡轮螺桨式飞机上桩广泛采用，主要原因有以下几点。
(1)飞机在地面运动的方向稳定性好．两主轮上的摩擦力合力户，绕飞机重心的力矩将减小偏向，使飞机转回到原来方向滑跑(图8．8(a))。
(2)飞机着陆时可猛烈刹车而不致使飞机向前翻倒(图8．8(b))，从而可采用高效刹车装置以大大缩短着陆滑跑距离，这对高速飞机很有利，着陆操纵也比较简单。
(3)飞机的纵轴线接近水平位置，因此乘员较舒适，驾驶员的前方视界好，飞机滑跑阻力小，起飞加速快；喷气发动机的喷流对机场的影响也较小。
前三点式起落架的缺点是前起落架比较长，受力大，重量也较大，因而起飞时飞机抬头难一些。
有时布置稍困难(在战斗机上飞机头部常装有雷达、电气、无线电设备和武器，当飞机头部装有发动机时，则前起落架的布置和收藏就更困难些)。
另外，前轮在高速滑跑中还会出现摆振现象，须加装减摆eS，使前起落架结构复杂(参见图8．38，图8．42)．现代的大型运输机重量较大，囡此起落架一般都采用多轮小车式起落架。
一些重量很大的飞机，例如c—5A(重330t)、波音—747(351t)，为了提高漂浮性主起落架采用了四组多轮小车式起落架。
此时从排列上看，沿机身轴线方向两侧的各两组主起落架比较靠近，因此从总体上说，一般仍作为前三点式布置(图8．2)。
2．后三点式(图8．9)对于小型低速装有活塞式发动机的飞机一般采用后三点式起落架，即将起落架的两个主轮布置在飞机重心的稍前处，另一尾轮布置在飞机尾部。
后三点式起落架安装处的空间容易保证。
尾部起落架受载小，重量较轻，又短又小，故容易布置和收藏。
飞机起落架的位置结构
2、后三式起 落架（图1b[起落架布置型式]）。其特点是 两个主轮在重心稍前处，尾轮在机身尾部 离重心较远。后三点起落架重量比前三点 轻，但是地面转弯不够灵活，刹车过猛时 飞机有“拿大顶”的危险，现代飞机已很 少采用。
优点 一是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； 二是正常着陆时，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。
起落架的布置形式
1、前三点式起落架 2、后三点式起落架 3、自行车式起落架 4、多支柱式起落架
1、前三点式起落架
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
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。 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。 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。 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。
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起落架
줈 起落架的载荷情况多 줈 需要作机构运动 줈 要从受力要求的观点和机构运动要求的观 1. 点来分析起落架的构造 Ⅰ.起落架的功用和对起落架的主要要求
1-1.1起落架的功用
承受当飞机与地面接触时产生的静、动载荷，防止飞机结构发生破坏 消耗飞机着陆撞击和在不平跑道上滑行时所吸收的能量，防止飞机发生振动。 当飞机着陆后，为了缩短滑行距离，吸收和消耗飞机前进运动的大部分动能。
起落架应该具有尽可能小的外形尺寸(迎风阻力就更(对一些起落架形式是起飞角)；通过改变支承系统 的高度能方便运输机的装载和卸载；寿命要长，易维护修理；
减小起落架的重量
1-2.1起落架的配置形式
单主轮式 后三点式
四点式 自行车式 前三点式 多支点式
图1.2 起落架的配置型式 1-2.2后三点式起落架
二、地面滑行情况
按规范规定的跑道剖面进行动态分析，并按所得到的载荷进行设计。
三、地面操纵情况
(1) 静态操纵载荷和 地面停放载荷
(2) 停放载荷
图1.8 静态操纵载荷
起落架的设计准则
主要载荷是动载荷 伴随着机轮的旋转、刹车、减震器的弹性伸缩将出现各种振动 多次起落重复载荷 着重考虑起落架疲劳损伤、断裂破坏和安全使用寿命 起落架的安全使用寿命应与飞机的安全使用寿命相匹配，通常取起落架试验 寿命的1/4~1/6 起落架的设计准则： 国内外都采用安全寿命（即疲劳寿命）设计，一般不按损伤容限设计 主要原因：由于起落架构件因载荷大而多采用高强度或超高强度材料，其临 界裂纹长度小，从裂纹可检出到断裂之间的裂纹扩展寿命短，而有些部位裂 纹的检查比较困难
在大速度着陆时飞机容易发生翻倒现象 当着陆速度偏大时,如果仅是主轮着陆，很难避免飞机拉飘，因此，着陆过程 很复杂，若同时三点着陆，则需要飞行员训练有素。着陆时前视界较差也增加了 着陆难度 航向稳定性差 如果采用喷气式发动机取代活塞式发动机，尾喷管的尾流易损伤跑道；
在急刹车、遇到障碍物或机轮陷入软土中时可能发生飞机倒立。
措施：
材料和加工工艺选择 接头设计 减少应力集中 表面防护
1-2.5 多支点式起落架
用在起飞重量超过200t的重型运输机和客机上。
图1.6 多支点式起落架
1-3 起落架的外载荷及其受载下的工作情况
外载荷： 机场地面对起落架的支持力
的布局
侧向力 Pz 迎面力 Px
图1.7 作用在起落架上的力 一、着陆撞击情况
歘对称着陆情况 歘偏航着陆情况 歘单个主起落架着陆情况
式起落架，双轮必须同时着地的要求就有很大困难。
图1.5 双支点的自行车式起落架及其参数
如果后轮先着地，将引起以下问题： (1) 产生很大的绕后轮的力矩M=Ge并在前轮 及其固定接头上产生很大的动载荷； (2) 如果为了增加飞机起飞攻角而采用了“抬高”前起落架的机构这使前起落
架结构更为复杂，也增加了前起落架的重量； (3) 前轮刹车时，力相对重心产生了与偏航力矩Mdef的同向力矩，从而出现了航 向不稳定现象，这就使飞机严重偏离跑道。如果前轮不刹车，将增加着陆滑跑距 离；由于前轮转弯机构的增重也导致了转弯的难度，此时前轮的停机载荷为 40~45%G而不是前三点式起落架的10~12%G; (4) 为了承受前轮传来的较大载荷，机身上一定要有很强的承力构件(特别是很 强的框)，这样，机身的重量会增加10~15%。为了加强前起落架所在部位机身上 的开口，也需要增加重量； (5) 机翼下面的辅助支柱也使重量增加，机翼上还要有加强结构来承受支柱传来 的载荷。(6) 自行车式起落架因其安装在机身对称面内，相对来说短一些，也更 轻一些。
前三点式起落架飞机的翻倒条件
图1.4 前三点式起落架布局、起落架参数、航向稳定性
缺点：
栘起落架重量大(与后三点相比)，这是由 于前起落架尺寸(高度)与主起落架相当。 栘前轮易产生“摆振
1-2.4自行车式起落架
1.自行车式起落架的出现是因为要协调好货舱(弹舱)(其位置与飞机重心有关)、 上单翼和起落架之间的布置关系。 2. 正 常 起 降 的 飞 机 上 采 用 自 行 车
图1.1 飞机起落架示意图 1-1.2.对起落架的要求
븘在起飞和着陆滑跑、滑行、机动和牵引时，飞机有良好的操纵性和稳定性 븘着陆和滑行时对动载荷的减震性能。 븘在给定等级(给定宽度)机场跑道上有180º转弯的能力。 븘机轮应符合飞机的用途、使用条件和重量特性 븘保证起落架舱门打开、关上及支柱收上、 放下时有可靠的锁定机构。
翻倒时的不 等式条件： 图1.3 后三点式起落架布局、起落架参数、航向稳定性
1-2.3前三点式起落架 优点：克服了后三点式起落架的所有缺点
即使主起落架急刹车，也不可能翻倒 当用主起落架着陆且速度较大时，前三点式飞机要低头，这就减小了攻角和升 力，飞机也就不可能被拉飘。 前三点式飞机的视界好，且飞机发动机喷流没有损伤跑道的可能 前三点式起落架有较好的航向稳定性
줈 起落架的载荷情况多 줈 需要作机构运动 줈 要从受力要求的观点和机构运动要求的观 1. 点来分析起落架的构造 Ⅰ.起落架的功用和对起落架的主要要求
1-1.1起落架的功用
承受当飞机与地面接触时产生的静、动载荷，防止飞机结构发生破坏 消耗飞机着陆撞击和在不平跑道上滑行时所吸收的能量，防止飞机发生振动。 当飞机着陆后，为了缩短滑行距离，吸收和消耗飞机前进运动的大部分动能。
起落架应该具有尽可能小的外形尺寸(迎风阻力就更(对一些起落架形式是起飞角)；通过改变支承系统 的高度能方便运输机的装载和卸载；寿命要长，易维护修理；
减小起落架的重量
1-2.1起落架的配置形式
单主轮式 后三点式
四点式 自行车式 前三点式 多支点式
图1.2 起落架的配置型式 1-2.2后三点式起落架
二、地面滑行情况
按规范规定的跑道剖面进行动态分析，并按所得到的载荷进行设计。
三、地面操纵情况
(1) 静态操纵载荷和 地面停放载荷
(2) 停放载荷
图1.8 静态操纵载荷
起落架的设计准则
主要载荷是动载荷 伴随着机轮的旋转、刹车、减震器的弹性伸缩将出现各种振动 多次起落重复载荷 着重考虑起落架疲劳损伤、断裂破坏和安全使用寿命 起落架的安全使用寿命应与飞机的安全使用寿命相匹配，通常取起落架试验 寿命的1/4~1/6 起落架的设计准则： 国内外都采用安全寿命（即疲劳寿命）设计，一般不按损伤容限设计 主要原因：由于起落架构件因载荷大而多采用高强度或超高强度材料，其临 界裂纹长度小，从裂纹可检出到断裂之间的裂纹扩展寿命短，而有些部位裂 纹的检查比较困难
在大速度着陆时飞机容易发生翻倒现象 当着陆速度偏大时,如果仅是主轮着陆，很难避免飞机拉飘，因此，着陆过程 很复杂，若同时三点着陆，则需要飞行员训练有素。着陆时前视界较差也增加了 着陆难度 航向稳定性差 如果采用喷气式发动机取代活塞式发动机，尾喷管的尾流易损伤跑道；
在急刹车、遇到障碍物或机轮陷入软土中时可能发生飞机倒立。
措施：
材料和加工工艺选择 接头设计 减少应力集中 表面防护
1-2.5 多支点式起落架
用在起飞重量超过200t的重型运输机和客机上。
图1.6 多支点式起落架
1-3 起落架的外载荷及其受载下的工作情况
外载荷： 机场地面对起落架的支持力
的布局
侧向力 Pz 迎面力 Px
图1.7 作用在起落架上的力 一、着陆撞击情况
歘对称着陆情况 歘偏航着陆情况 歘单个主起落架着陆情况
式起落架，双轮必须同时着地的要求就有很大困难。
图1.5 双支点的自行车式起落架及其参数
如果后轮先着地，将引起以下问题： (1) 产生很大的绕后轮的力矩M=Ge并在前轮 及其固定接头上产生很大的动载荷； (2) 如果为了增加飞机起飞攻角而采用了“抬高”前起落架的机构这使前起落
架结构更为复杂，也增加了前起落架的重量； (3) 前轮刹车时，力相对重心产生了与偏航力矩Mdef的同向力矩，从而出现了航 向不稳定现象，这就使飞机严重偏离跑道。如果前轮不刹车，将增加着陆滑跑距 离；由于前轮转弯机构的增重也导致了转弯的难度，此时前轮的停机载荷为 40~45%G而不是前三点式起落架的10~12%G; (4) 为了承受前轮传来的较大载荷，机身上一定要有很强的承力构件(特别是很 强的框)，这样，机身的重量会增加10~15%。为了加强前起落架所在部位机身上 的开口，也需要增加重量； (5) 机翼下面的辅助支柱也使重量增加，机翼上还要有加强结构来承受支柱传来 的载荷。(6) 自行车式起落架因其安装在机身对称面内，相对来说短一些，也更 轻一些。
前三点式起落架飞机的翻倒条件
图1.4 前三点式起落架布局、起落架参数、航向稳定性
缺点：
栘起落架重量大(与后三点相比)，这是由 于前起落架尺寸(高度)与主起落架相当。 栘前轮易产生“摆振
1-2.4自行车式起落架
1.自行车式起落架的出现是因为要协调好货舱(弹舱)(其位置与飞机重心有关)、 上单翼和起落架之间的布置关系。 2. 正 常 起 降 的 飞 机 上 采 用 自 行 车
图1.1 飞机起落架示意图 1-1.2.对起落架的要求
븘在起飞和着陆滑跑、滑行、机动和牵引时，飞机有良好的操纵性和稳定性 븘着陆和滑行时对动载荷的减震性能。 븘在给定等级(给定宽度)机场跑道上有180º转弯的能力。 븘机轮应符合飞机的用途、使用条件和重量特性 븘保证起落架舱门打开、关上及支柱收上、 放下时有可靠的锁定机构。
翻倒时的不 等式条件： 图1.3 后三点式起落架布局、起落架参数、航向稳定性
1-2.3前三点式起落架 优点：克服了后三点式起落架的所有缺点
即使主起落架急刹车，也不可能翻倒 当用主起落架着陆且速度较大时，前三点式飞机要低头，这就减小了攻角和升 力，飞机也就不可能被拉飘。 前三点式飞机的视界好，且飞机发动机喷流没有损伤跑道的可能 前三点式起落架有较好的航向稳定性