飞机前起落架转弯系统性能分析
飞机起落架刹车系统工作原理和性能分析【毕业作品】
飞机起落架刹车系统⼯作原理和性能分析【毕业作品】BI YE SHE JI（20 届）飞机起落架刹车系统⼯作原理与性能分析所在学院专业班级飞机结构修理学⽣姓名学号指导教师职称完成⽇期年⽉摘要飞机的刹车系统是保证飞机安全快速可靠地着陆的重要部件，在飞机着陆地⾯滑跑阶段通过刹车装置将飞机的动能转化为热能，减⼩飞机着陆滑跑的距离，通过飞机刹车系统的防滑刹车功能是飞机在着陆滑跑时在不同的路⾯上都能提供最⼤的刹车⼒同时保证飞机滑跑时的航向稳定性。
本⽂重点论述了飞机刹车盘的⼯作原理，及刹车盘常见故障和维修排除⽅法，以及⼀些常见问题的预防和维护⽅法。
关键词：飞机刹车盘，刹车效率，刹车材料ABSTRACTAircraft braking system is an important component that is to ensure the safety, quickly and reliably of aircraft landing. The brakes of aircraft convert kinetic energy of aircraft into heat energy and reduce the distance of the landing roll. The features of anti-skid braking system can provide the largest braking force and ensure stability of the course in the landing roll on the different road. .I n this paper discusses the brake and anti-skid braking control system. And some common methods of prevention and maintenance will be introduced as well.Key Words: aircraft brakes，braking efficiency, brake materials⽬录第1章绪论 (1)1.1 概述 (1)第2章刹车减速原理与最⾼刹车效率 (3)第3章 .液压动⼒刹车系统主要部件 (4)3.1 动⼒刹车计量阀 (4)3.2 刹车减压器（流量放⼤器） (4)3.3刹车装置 (5)3.3.1单圆盘式 (5)3.3.2多圆盘式刹车装置 (6)第4章液压动⼒刹车系统 (8)4.1 ⼈⼯刹车 (8)4.2⾃动刹车 (8)4.3 停留刹车 (8)4.4 空中刹车 (8)4.5防滞刹车系统 (9)4.5.1惯性防滞刹车系统 (9)4.6电⼦式防滞刹车系统 (10)4.7电⼦式防滞系统的组成 (11)4.7.1 轮速传感器 (11)4.7.2 防滞控制器 (11)第5章刹车温度探测和冷却系统 (12)5.1刹车温度探测 (12)5.2电动刹车系统 (13)第6章总结与展望 (15)6.1 结论 (15)6.2 展望 (15)参考⽂献 (16)第1章绪论1.1 概述飞机的刹车系统是飞⾏器着陆制动的重要了系统，在飞机地⾯着陆滑跑过程中吸收飞机滑跑的动能，是飞机滑跑的速度快速降低，从⽽缩短飞机的制动距离;在飞机着陆后确保飞机可以实现驻停;在飞机起飞过程中遇突发情况可以实现飞机的起飞中⽌刹车;在飞机起飞起落架收起后可以刹停机轮。
论Cessna172R型飞机前起落架原理及故障
论Cessna172R型飞机前起落架原理及故障1 前起落架结构组成及原理功能Cessna172R型飞机有一个可实现转弯功能的前起落架结构，与方向舵脚蹬扭力管连接进行地面操纵。
其主要部件包括缓冲支柱、扭力连杆（防扭臂）、转弯系统、减摆器、机轮等组件。
缓冲支柱由上部和下部缸筒构成，包含液压油和高压氮气，飞机着陆时通过上、下缸筒的相对运动来压缩气体和限流液压油的运动来吸收能量，起到缓冲减震的功能。
防扭臂提供减震支柱上部和下部部件的机械连接，实现前机轮与机身的定中性以及传递转弯作动时的作用力和运动。
前起落架转弯可通过方向舵脚蹬进行操纵，弹簧转弯操纵杆连接前起落架转弯臂组件与方向舵脚蹬扭力管，转弯范围相对中立位置每边大约10°，结合刹车使用，可获得向左、右最大30°偏转角。
减摆器活塞杆连接于上部支柱低端支板，减摆器壳体连接于转弯臂组件上，滑行时阻止前机轮受到冲击而产生摆震现象。
2 定中性分析机轮、轮叉下部防扭臂、上部防扭臂、转弯臂组件为机械连接，在支柱轴线的转动副受到一致限制。
飞机起飞后、着陆前，机轮离开地面时，在支柱内部气体压力的作用下，支柱的内筒沿外筒轴线移动、伸长，从而使上、下部防扭臂运动张开，上部防扭臂绕其上部安装螺栓转动，直到上部防扭臂止动凸耳紧贴在支柱外筒下部的定中面上，限制了上部防扭臂绕支柱轴线的转动副，限制转弯系统组件处于机身纵向中线位，实现前起落架机轮的定中。
3 转弯原理弹簧转弯操纵杆连接前起落架转弯臂组件与方向舵脚蹬扭力管。
当操纵方向舵脚蹬时，力与运动通过方向舵扭力管传递到弹簧转弯操纵杆上，弹簧转弯操纵杆移动带动转弯臂组件绕支柱轴线旋转，通过上、下防扭臂将力与运动传递到轮叉上，克服机轮与地面摩擦力的作用，实现机轮的转弯偏转。
飞机在地面滑行正常蹬舵转弯时，作动一侧的动作筒在脚蹬机构的作用下产生拉力，使转弯杆壳体运动，压缩内部弹簧，在克服弹簧弹性变形的情况下，弹簧同时作用于拉杆，拉杆作用于转弯臂，实现机轮转弯功能。
飞机起落架悬挂系统动力学特性分析
飞机起落架悬挂系统动力学特性分析飞机起落架是飞机的重要组成部分，其主要作用是支持飞机在地面起落过程中的安全和平稳。
悬挂系统作为起落架的关键组件之一，对飞机的动力学特性有着重要的影响。
本文将对飞机起落架悬挂系统的动力学特性进行分析和探讨。
首先，我们来介绍一下飞机起落架悬挂系统的主要组成部分。
悬挂系统主要包括悬挂支架、油管、液压缸、减振器等多个部件。
其中，悬挂支架是飞机起落架的主体部分，负责连接起落架与飞机机身，并通过液压缸实现起落架的收放。
减振器则主要起到减震作用，确保飞机在起降过程中的稳定性。
在飞机起降过程中，悬挂系统的动力学特性显得尤为重要。
首先是起飞时的抬轮过程。
当飞机加速到一定速度后，飞行员会操作起落架的收放按钮或拉动手柄，使起落架抬升。
在这个过程中，悬挂系统需要足够的刚度和强度来支撑飞机的重量。
同时，为了保证起落架平稳地抬升，悬挂系统的减振器也需要具备一定的减震性能，以增加飞机的稳定性。
接下来是降落时的起落架展开过程。
当飞机降落时，飞行员会将起落架展开，准备接触地面。
此时，悬挂系统需要具备一定的弹性来吸收降落冲击力，减小对飞机结构的冲击，从而保护飞机不受损坏。
悬挂系统的减振器在这个过程中起到了重要的作用，通过减震和缓冲的方式，降低对飞机和乘客的冲击，确保起落过程的平稳进行。
飞机起落架悬挂系统的动力学特性还与飞机的几何参数和弹性特性密切相关。
例如，飞机的重量分布、机身硬度、减振器的刚度等都会对悬挂系统的动力学行为产生影响。
这些参数的变化将直接影响到起落架在起降过程中的振动特性和减震效果。
此外，飞机起落架的悬挂系统还需要考虑外界环境因素的影响。
例如，起飞和降落过程中的风速、地面条件、温度等都会对悬挂系统的动力学特性产生一定的影响。
同时，不同机型的飞机起落架悬挂系统也存在差异，其动力学特性也有所不同。
因此，在实际应用中需要对不同条件下的飞机起落架悬挂系统进行研究和优化设计，以满足各种工况下的要求。
浅析空客A330前起落架转弯超限警告系统
浅析空客A330前起落架转弯超限警告系统摘要：本文简要叙述了空客A330飞机前起落架转弯超限警告系统的作用，系统的部件构成，运作的原理以及整套系统的测试方法。
关键词：接近电门；继电器；转弯超限电子控制盒；超控电门引言在飞机日常维护工作中，经常会用到牵引车牵引飞机，当牵引角度过大时，可能会对飞机前起落架及机身结构造成损害。
为了提醒飞机牵引转弯角度超过限制，A330飞机引入了这套比较有特色的前起落架转弯超限警告系统，用来提示前起落架转弯角度过大，作为对飞机的一种保护。
1.原理分析A330前起落架转弯超限警告系统包括2个用胶层密封的接近传感器1G H 和2GH，以及配套的1个目标块，转弯超限电子控制盒8GH，超控电门3GH。
接近传感器1GH、2GH 安装在前起落架减震支柱上部，分别在前起落架的左右两侧，目标块安装在前起落架的前侧，随着前起落架的转动一同旋转，超控电门3G H 安装在驾驶舱顶板。
当前起落架转弯角度达到限制值时（A330为93°），目标块就会靠近接近传感器1G H 或者2G H，触发转弯超限的逻辑，转弯超限电子控制盒8G H 上的红色指示灯和超控电门3G H 上的FA U LT灯会亮起。
当前起落架恢复到正常转弯角度后，按压超控电门3G H，使转弯超限电子控制盒8G H 上的红色指示灯和超控电门3G H 上的FA U LT灯熄灭。
灯光的重置只能由按压超控电门3G H 来实现，为了防止非指令的灯光重置，超控电门3G H上加装了一个打有铜保险丝的保护盖。
在一般情况下，通过按压转弯超限电子控制盒上的TEST按钮，可使红色指示灯亮起，用来验证转弯超限警告系统运作是否正常。
前起落架转弯超限警告系统的供电电源有直流汇流条105PP（28V D C），热汇流条701PP（28VDC）和转弯超限电子控制盒8GH 的B插头接通的外部牵引电源。
飞机正常构型下，直流汇流条105PP提供电流通过跳开关K 70（6G H -前起落架转弯超限指示），流经前起落架转弯超限供电转换继电器9G H 的电磁线圈，使继电器吸合，使电流经过继电器9G H，同时隔离701PP的来源电流。
065-飞机前起落架转弯系统性能分析
飞机前起落架转弯系统性能分析张丹丹南京航空航天大学，南京 210000摘要：飞机前轮操纵技术是飞机地面操纵的核心。
作为起落架设计中的重要组成部分，前轮转弯操纵系统的结构及性能对起落架地面滑跑及操纵稳定性存在较大影响。
特别地，转弯机构能否实现大角度转弯，满足大转弯力矩的要求，对飞机起落架的滑跑转弯性能有重要影响。
本文某型飞机为研究对象，针对双作动筒式前轮转弯系统和齿轮齿条式前轮转弯系统的前轮转弯机构和液压控制系统两部分，在LMS b AMESim中建立了双作动筒式和齿轮齿条式前轮转弯操纵系统的液压系统模型。
然后基于LMS b Motion软件平台分别建立了含有双作动筒式前轮转弯机构和齿轮齿条式前轮转弯机构的前起落架动力学模型，并与AMESim中建立的两种转弯系统的液压控制模型进行联合仿真，分析不同工况下飞机转弯操纵的性能。
关键词：民机起落架、转弯系统、Virtual Lab Motion、AMESim、联合仿真0 前言作为飞机设计的基础领域之一，起落架的设计结果对飞机性能的影响是非常大的。
飞机的起飞着陆过程是飞机安全事故的多发阶段，因此飞机具有良好的地面操纵性就显得尤为重要。
对于大型飞机，起落架多采用前三点式布局。
该布局常用的转弯操纵技术有以下三种：发动机推力差动、前轮操纵以及差动刹车技术。
其中，发动机差动对飞机地面机动和方向难以达到精准控制，而差动刹车对机轮磨损严重，现代飞机多采用前轮操纵的方式来实现飞机的转向以及地面机动。
前轮转弯系统不仅能对飞机运动方向进行操纵，当飞机滑跑过程中遇到扰动或侧风、单侧轮胎爆破漏气等原因导致的飞机前轮摆振或偏离预定航向时，前轮转弯操纵系统能及时响应，消除前轮摆振并对航向进行纠正。
液压传动是飞机各操纵系统动力的主要来源。
由于技术水平的限制，国内早期军用飞机的前轮转弯系统大多采用的是机械—液压系统。
此类系统通过机械机构（手轮或脚蹬）传递操纵指令控制液压助力器，以此提供转弯力矩驱动前轮转弯。
空客A320s飞机前轮转弯系统排故经验总结
空客A320s飞机前轮转弯系统排故经验总结摘要：经济在快速的发展，社会在不断的进步，我国的科学技术也在不断的发展进步，本文以空客A320s飞机在滑行中发生方向偏移故障为例，通过对前轮转弯系统原理的介绍，结合维护工作中的实际经验，对此类故障进行分析总结并提出排故建议。
关键词：前轮转弯；故障；原理；排故建议飞机前轮转弯系统是实现飞机地面操纵运动的重要组成部分，其各种性能和指标对飞机整体地面操作的稳定性、地面机动性等都有很重要的影响。
因此，针对飞机前轮转弯系统及其控制律的研究尤为关键。
国内相关资料对前轮转弯系统有较深入的研究，同时提出了各种控制律来保证系统的各种性能指标，有关资料结合飞机地面运动将前轮转弯角速度最大允许值作为前轮转弯系统指标来保证转弯稳定性。
由于传统的执行机构多为线性机构，仅需选取合适额定流量的伺服阀保证流量与转弯角速度匹配，无须对角速度进行闭环控制。
而目前应用较普遍的对称液压缸为典型非线性机构，存在转弯临界角，若不采用合适的控制方法，会引起角速度脉冲峰值，恶化系统性能。
因此，需引入针对角速度控制的具体方法。
传统的PID控制方法在实际的各种系统控制中有着广泛的应用，但由于前轮转弯系统各非线性环节的影响及临界角的存在，传统PID并不能产生较好的效果，且PID参数调节过程繁琐困难。
该文给出一种多门限PID控制算法，结果表明，该控制方法即能保证转弯角速度不超过允许值，同时，也未对系统的其他性能指标造成明显影响。
1 前轮转弯基本工作原理转弯手柄将转弯信号传送给刹车与转弯控制组件（BSCU），脚蹬和方向舵配平控制器的偏转信号通过升降舵副翼计算机（ELAC）传送给BSCU，BSCU通过控制伺服控制器（6GC）内液压油的流向和流速，将从驾驶舱来的转弯指令电信号转换成液压信号，伺服控制器与转弯作动筒的两端液压腔相连，液压油的流向和流速控制着转弯作动筒内活塞移动的方向和速度，活塞杆带有齿轮，与前起落架上旋转柱（rotatingtube）外侧的齿轮相连，可以将转弯作动筒内活塞的直线运动转变成旋转柱的圆周运动，旋转柱通过扭力臂（torquelink）与前轮轴相连，旋转柱的左右转动带动着前轮的左右偏转，实现转弯。
3-4 前起落架特点与飞机地面转弯
型式
§2-4 前起落架与地面转弯系统 8/22
机械传动式前轮转弯Biblioteka 统构成
刹车脚蹬 传动杆 扇形轮 方向舵钢索 固定支架 转弯操纵摇臂组 件 摇臂
§2-4 前起落架与地面转弯系统 9/22
机械传动式前轮转弯系统
工作过程
蹬舵信号既传动钢 索9使方向舵偏转， 同时经拉杆带动前 轮转弯操纵摇臂组 件，经转弯摇臂带 动前起落架支柱及 前轮偏转； 飞机离地收上起落 架时，支柱带动转 弯摇臂与转弯操纵 摇臂组件脱开，空 中蹬舵前轮不偏转。
减摆器类型
活塞式、旋板式与液压传动管路的节流减摆装置。
§2-4 前起落架与地面转弯系统 19/22
前轮摆振
活塞式减摆器
前轮摆振时，经减震支柱内筒上的凸轮作动摇臂转动， 摇臂另一端与减摆器活塞杆相连，活塞左右移动迫使油 液来回流过节流孔消耗能量。
旋板减摆器
前轮摆振时，带动旋板来回转动，迫使油液来回流过小 孔产生阻尼而消耗能量。
§2-4 前起落架与地面转弯系统 20/22
飞机地面转弯操纵
前轮转弯系统的使用
机械传动式前轮转弯系统
由方向舵脚蹬控制，无需特别控制。
液压传动式前轮转弯系统
脚操纵偏角小，用于高速滑跑修正方向； 手操纵偏角大，用于低速滑行转弯，为了减小 支柱的扭矩和机轮的磨损，禁止操纵飞机绕一 边主轮原地转弯，尽量大半径转弯； 手操纵可超控脚操纵； 飞机离地，前起落架支柱伸长，前轮转弯液压 断开，由中立机构使前轮回中立。
§2-4 前起落架与地面转弯系统 14/22
737-NG_前轮转弯系统_液压
综合手柄输入
图例
压力油 回油 机械
有效性 YE201
拖行关 断活门
补偿器
左
右
计量活门
左转弯 作动筒
拖行手柄
右转弯 作动筒
旁通 活门
拖行手柄
转弯计量活门组 件
左旋转活门
右旋转活门
减振支持内筒
前轮转弯系统—功能介绍—液压
32—51—00
轮转弯系统 — 功能介绍 — 电气
旋转作动筒
当空/地继电器接通时，旋转作动筒移到接通位。来自接近电门 电子组件（PSEU）的前起落架在地面信号接通空/地继电器。当前起 落架达到没压缩位置时，PSEU 切断前轮在地面上的信号，在此后， 空/地继电器移到空中位 5 秒，这样旋转作动筒接通并移到脱开位置。
— 从最后位置行转换位置数据 — 从基准机场行转换位置数据 — 用 CDU 键盘输入位置数据
也可以从 CDU 的位置基准页转换 GPS 当前位置。
最后位置转换
从 CDU 的最后位置行将位置数据转换到 APIRU 上：
— 按压行选择键（LSK）1R，位置数据移到暂存区。 — 按压 LSK 4R，位置数据从暂存区移到设定的 IRS POS 栏。
34—21—00—039 Rev 1 08/13/96
34—21—00—039 Rev 1 08/13/96
键盘输入位置
ADIRS — 暂存区输入当前位置
34—21—00—040 Rev 1 08/13/96
ADIRS — 从 ISDU 输入当前位置
从 ISDU 输入当前位置
可用 ISDU 键盘为 ADIRU 输入当前位置数据。显示选择器 （DSPL SEL）在测试位不能用。可以先输入纬度或经度。
PA44-180飞机起落架系统故障分析与预防
PA44-180飞机起落架系统故障分析与预防摘要：PA-44-180型飞机近年来出现了多起落架系统故障情况，为有效预防起落架系统故障，应当根据该机型起落架系统的结构特点和功能，对故障类型进行统计，进而分类地进行处理。
同时也要结合具体的维护情况，给出有效的预防办法，并提出维护要求，降低起落架系统的故障频率，防止起落架功能失效，从而有效地确保飞行安全。
关键词：PA44-180飞机；起落架；系统故障；分析；预防起落架是飞机的重要系统，主要起着支撑飞机停放、滑行、起飞、着陆、滑跑的作用，同时还能飞机吸收着陆时，因为撞击所产生的动能，所以起落架的工作状态，会直接地影响飞机起飞和着陆安全。
PA-44-180型飞机，产自美国Piper公司，该机装配了液压收放，前三点式的油气式减震支柱，这种起落架在飞行训练中，具有一定的优势。
由于该机的起降比较频繁，而操作的学员，对于机型的理论和飞行技术还不够扎实，特别一些飞机进入到了老龄化阶段，导致起落架系统频繁地出现各种故障，给飞行安全带来了巨大的隐患。
1起落架的结构和系统分析PA-44-180型飞机，起落架结构、特点、功能、故障类型可以分为以下几个方面。
第一，是承力子系统。
第二，是减震子系统。
第三，是收放子系统。
其中包括了液压系统，还有操纵控制系统。
第四，是舱门子系统。
第五，是前轮转弯子系统。
第六，是应急系统。
第七，是机轮系统。
第八，是刹车子系统。
2故障情况分析2.1承力和减震结构的系统故障情况分析PA-44-180型飞机，主要是作为训练使用的飞机，所以在日常使用过程中，起降非常地频繁，平均每1个小时，就会有1.4次的起落，在起落架起落和收放过程中，主要的承力结构件，会受到较大的冲击力和载荷作用，再加上飞机老龄化的问题，起落架的承力结构部件非常的容易出现疲劳损伤、磨损、腐蚀等情况，进而会直接地影响到飞行安全。
起落架承力结构件主要包括了以下几个方面内容。
第一，是起落架的安装支板和固定螺栓。
飞机起落架系统故障模式与效果分析FMEA
飞机起落架系统故障模式与效果分析FMEA 飞机起落架系统是飞机的重要组成部分，对于飞机的安全性和可靠性起着至关重要的作用。
然而，由于各种原因，起落架系统也会出现故障。
为了提前发现、分析和解决起落架系统的故障，降低事故风险，机务人员需要进行故障模式与效果分析（Failure Mode and Effect Analysis，简称FMEA）。
本文将对飞机起落架系统的故障模式与效果进行详细分析，以提供有关起落架系统故障的有效解决方案。
1. 引言飞机起落架系统是飞机的重要组成部分，主要用于在飞机的起飞和着陆过程中支持飞机的重量。
起落架系统一般由起落架、刹车系统、悬挂系统等组成。
如果起落架系统发生故障，将严重影响飞机的飞行安全。
因此，通过FMEA方法对起落架系统的故障模式和效果进行分析，可以帮助机务人员提前做好维修和应对工作，确保飞机在起飞和着陆过程中的安全性和可靠性。
2. FMEA方法简介故障模式与效果分析（FMEA）是一种可靠性工程的分析方法，用于识别并评估系统、组件或过程的潜在故障模式及其对系统性能和功能的影响。
FMEA方法通常包括三个主要步骤：识别故障模式、评估故障效果和确定风险等级。
以下将根据这些步骤对飞机起落架系统的故障模式和效果进行分析。
3. 起落架系统故障模式与效果分析3.1 起落架无法收起故障模式：起落架无法收起是常见的起落架系统故障模式之一，可能由于起落架本身机械结构损坏或液压系统故障导致。
故障效果：起落架无法收起将导致飞机在飞行中增加阻力，增加燃油消耗，并可能造成起飞和着陆时的不稳定，影响飞行安全。
3.2 起落架无法放下故障模式：起落架无法放下可能由于起落架本身机械结构损坏、液压系统故障或电气系统故障导致。
故障效果：起落架无法放下将导致飞机无法着陆，需要通过手动操作或其他备用系统来解决，增加紧急情况的处理难度和飞行风险。
3.3 起落架折断故障模式：起落架折断可能由于设计缺陷、材料疲劳、外部撞击等原因导致。
飞机起落架收放系统分析
中国矿业大学《机电控制》课程论文论文题目：飞机起落架收放系统分析姓名区炳根班级机自08—10班学号********学期10-11学年第二学期指导老师成绩2011年7月飞机起落架收放系统分析班级：机自08—10班姓名：区炳根学号：03081154摘要：飞机起落架的基本作用，结构分析，并以波音系列飞机为例，分析起落架收放液压系统结构，并进行仿真分析得到起落架的收放过程的作动筒压力，流量参数做参照，在现场中运用测得的数据与参考数据做对比，从而进行故障排除。
关键词：起落架收放系统液压故障分析0引言近年来，随着飞机制造技术的提高，飞机的安全性也得到更好的保障，但是仍然还是有飞机失事，对于人民的人身安全和财产造成不小的损失，据统计，飞机失事有30 ％的概率是有飞机起落架出故障而引起的，为了不断增强飞机起落架系统的可靠性、安全性和有效性，保证飞机的正常飞行，因此必须对飞机起落架液压系统进行合理设计。
飞机起落架液压系统是飞机的一个至关重要的组成部分，在飞机着陆及地面滑跑过程中起着举足轻重的作用。
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而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。
本论文运用液压传动技术的基础知识，以波音飞机起落架液压系统为例，主要分析起落架的收缩和放下过程收放系统的工作状态，以及对常见故障的分析。
1飞机起落架收放系统的要求起落架收放机构通常采用高压液压油作为动力。
对收放系统的要求是：收放起落架所需要的时间应符合要求；保证起落架在收上和放下时都能可靠地锁住，并能使飞行员了解起落架收放情况。
收放机构必须协调工作，使起落架收放、锁和舱门等能按一定的顺序工作。
2起落架收放系统的主要部件及工作过程2.1起落架收放系统主要部件如图一所示为波音飞机前主起落架的收放系统图，主要部件有收放作动液压缸，锁作动液压缸，锁定机构。
A320飞机起落架系统故障分析
A320飞机起落架系统故障分析起落架系统是飞机系统的重要组成部分，其作用包括承受飞机的重力，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，滑跑与滑行时的制动以及操纵飞机转弯。
本文主要介绍了A320飞机起落架系统常见的故障，包括收放系统故障和轮胎组件故障，描述了各类故障的故障现象及原因，给出了排故措施。
标签：起落架系统；收放系统故障；轮胎组件故障1 引言起落架系统是A320飞机系统的重要组成部分，其工作状态的优劣直接关系到飞机运行的安全性，其运行的稳定性直接关乎乘客的人身安全和航空公司的经济利益。
起落架的作用包括承受飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时的重力；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；滑跑与滑行时的制动以及操纵飞机。
起落架系统的故障类型包括了收放系统故障、轮胎组件故障、刹车系统故障、前轮转弯系统故障、位置指示系统故障等，下面详细分析其中两种典型故障。
2 收放系统故障2.1 故障现象及原因收放系统损伤可分为两种，一种是机械设备损伤，另一种则为电子设备损伤。
机械设备损伤的主要形式有動作筒接头与液压管路漏油、收放控制手柄卡滞、动作筒破裂、平衡动作筒安全阀卡阻等。
造成此类故障的原因是因为收放过程是一种往复运动，液压作动筒、平衡动作筒以及控制手柄等部件易产生裂纹。
此外，液压油也具有一定腐蚀性，会对液压管路内部造成损伤。
此类故障的常见表现形式为起落架收上系统管路漏油导致起飞后起落架无法收上，造成飞机的返航备降。
电子设备损伤一般会从指示告警系统异常中得知，例如信号控制组件异常、指示灯发出错误信号、空/地传感器失效等。
电子电器性质的损伤通常体现在控制系统方面，一般是由传感器失效及电路短路等原因造成的。
另外，人为因素也是导致收放系统故障的重要原因。
此类故障多是起落架及手柄位置传感器故障导致的。
2.2 排故措施对于机械损伤，一般遵循以下步骤。
首先检查隔离活门状态，隔离活门关闭时，起落架无法正常收放。
民机起落架转弯性能分析研究
…
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Ａｐ ＰＬ ｒ ｎ ， ｓ Ｌ ｘ
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等。 １ ． ２ 前起 落 架转 弯 设 置
由这 ３ 个 基 本方 程 可 以画 出阀控 液 缸 的方 程 图 ，如 图 ２ 所示 ， 图 ２是 由负 载压 力 活 的液 压缸 位 移 的方框 图。 以下方 框 图 可用 于模 拟计 算 。 从 负 载流 量获 得 的方 框 图适 合 于 负 载惯 量较 小 、 动 态过 程 较 快 的场 合 。从 负 载压 力 获 得 的方 框 图适 合 于 负载 惯量 和 泄露 系数 都 比较 大 ， 而 动态 过 程 比较缓 慢 的场 合 。
仿 真分 析 ， 实现 了某 民机 前轮 转 弯 系统的 机 电 液一 体 化仿 真 。 通过 仿 真 分析 ， 验 证 了本 次单 作 动 筒式 前轮 转 弯 系统设 计 工作 的 正确 性 和合 理 性 ， 获得 了一 些有 价值 的 设计 经验 及 结 论 ， 为进 一 步 的详 细设 计 工作 和试 验 验证 工作 奠 定 了良好 的基 前轮 转 弯 引 言
飞 机 的起 飞和 着 陆 是飞 机 事 故 的 多发 阶段 ， 大 量 的 统计 表 明有 ５ ０ ％以上 的安 全事 故 发 生在 飞 机 起 飞和 着 陆 阶段 。 目前 ， 飞机 正 向 着 大 吨位 、 高速度、 高 可靠 性 的 方 向 发 展 ， 并 且 着 陆过 程 时 间较 短 ， 其 间会 受 到 各 种 内外 因素 的影 响 ，为 了保 证 飞机 和机 载 人 员 的安 全， 对其 转 弯 系统 的转 弯性 能 提 出 了更 高 的要求 ＿ １ ｌ ２ １ 。 目前 的虚 拟样 机 软 件工 具 ， 大 都 集 中在 解 决特 定 领 域 问题 或 某 几个 领 域 问题 。 针 对 复杂 系统 的研 发 ， 需 要 机械 、 动力学 、 电子 、 控 制 和仿 真 等 多领 域 的协 同工作 ， 妄想 通 过某 个 虚 拟 样机 软 件 解决 所 有 问题 是 不现 实 的 。 因此 针 对 虚拟样 机 建 立不 同面 向 的模 型和 进行 不 同领域的协 同仿真， 就成为虚拟样机 当前研究的热点 。 本 项 目以某 民机 为研 究对 象 ，采 用 Ｌ Ｍ Ｓ Ｖ ｉ ｒ ｔ ｕ ａ １ ．Ｌ ａ ｂ Ｍｏ ｔ ｉ ｏ ｎ 在 三 维 空 间 内建 立 带 有起 落架 的飞 机 整 体 空 间 运 动 学及 动力 学 模 型， 根据所建立 飞机刹车系统和防滑控制算法数字仿真模 型 ， 通过 数值分析软件 ＭＡ Ｔ Ｌ Ａ Ｂ ／ Ｓ ｉ ｍ ｕ ｌ ｉ ｎ ｋ建立了带有控制反馈 的飞机转弯 控制系统 ， 设置接 口， 进行联合仿真实现和分析 。通过仿真结果 ， 综 合 分 析 和研 究 了 飞机 平 滑 速度 、 转 弯 角 度差 异 、 起 落 架 结 构 特 性 等 因 素对 飞机 转 弯 系 统 性 能 的影 响 ， 为转 弯系 统 的研 究 、 设计提供理 论依据和参考 。为大型民机转弯性能分析提供理论依据 、 建立分析 平 台 和分 析 流程 。 在此 基 础 上进 行 更 深层 次 的 理 论研 究 ， 为 我 国某 民机 的起 落架 计 和 研制 提供 理 论 依据 和 技术 支 持 。 １飞机 动 力 学模 型 建立 １ ． １机 身 子模 型 建立 建立机身系统 ， 设置其重心与质量 。建立 的轮胎 子系统 ， 采用 Ｌ ＭＳ Ｖ ｉ ｒ ｔ ｕ ａ １ ． Ｌ ａ ｂ中现 有 的 Ｃ ｏ ｍ ｐ ｌ ｅ ｘ Ｔ ｉ ｒ ｅ轮胎 模 型 。 设 置轮 胎 参数 主 要包括 ： Ｒ ａ ｄ ｉ ｏ ｕ ｓ ， Ｒ ｏ ｌ ｌ ｉ ｎ ｇ Ｒ ｅ ｓ ｉ ｓ ｔ ａ ｎ ｃ ｅ ， Ｒ ｏ ｌ ｌ ｉ ｎ ｇ Ｒ ａ ｄ ｉ ｏ ｕ ｓ ， Ｃ ｏ ｒ ｎ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ Ｓ ｔ ｉ ｆ －
起落架系统
1.起落架和襟翼超控开关的作用？起落架超控：1）防止手柄锁发生故障不能空中收起起落架；2）用于地面操作测试时使用；襟翼手柄卡槽用于防止手柄意外滑动。
2.无内胎轮胎的装配要点？（P201）➢要确保气密性：润滑“O”形密封圈并保证无扭曲地安放在半个轮毂的凹槽内。
装轮胎时，，保证轮毂的轮缘部位干净和干燥，安放另一半轮毂时要小心，防止密封圈错位；➢确保平衡性：应使两半机轮的轻边互成180度角，并保证轮胎的平衡标识与轮毂上的气门嘴对准；➢对连接轮毂的螺帽、垫圈和螺栓的转动面仔细润滑，并按规定扭矩对称地拧紧。
➢将轮胎放在安全罩内，缓慢充气到标准压力，最后装上气门嘴罩。
3.主起落架协调前起落架转弯的优点➢主起落架转弯系统，可以减小飞机转弯时主起落架所受侧向载荷，减小因主轮侧滑而造成的轮胎刮擦损伤，还可以使飞机减小转弯半径，减小操纵飞机转弯时的力。
4.主起落架结构分类及特点？➢飞机起落架的机构型式，可分为构架式、支柱套筒式和摇臂式三类。
取决于飞机类型、尺寸等因素，主要会影响结构受力和起落架的收放。
➢➢➢➢5.前轮稳定距定义，作用及要求？➢前轮的接地点都在其偏转轴线与地面交点的后面。
前轮接地点（即地面对前轮的反作用力受力点）至起落架偏转轴线的距离，叫做稳定距。
➢要求：稳定距的大小，对前三点飞机在地面运动的稳定性和前起落架支柱的受力有较大的影响：过小，地面运动的稳定性不好；过大，则支柱承受的弯矩会大为增加。
➢作用：飞机滑行时，前轮的运动就可以保持稳定；地面滑行时能够灵活地转弯。
6.减震支柱油多气少怎么排除？什么原因造成的？将支柱压缩放掉多余的油，并按勤务曲线图充气至标准。
可能是勤务不当造成，即支柱加油过多了7.机轮过热（失火）的处理？➢轮胎过热或着火时，应用正确的灭火剂缓慢冷却机轮，防止出现机轮因冷却不一致而造成轮毂金属收缩、爆裂情况的发生。
➢允许短时间着火，并在试图灭火之前观察火势的进展情况和判断着火原因：机轮上油脂燃烧，让油脂自己烧掉产生的损伤可能比试图熄灭它而造成的损伤要小；液压油泄漏着火，应立即用干粉灭火剂灭火。
A320系统知识普及帖之4-前轮转弯系统
A320飞机前轮转弯系统有两种构型，老飞机由绿色液压系统供压，新系统由黄色液压系统供压。
空客从2005年3月开始在新飞机上安装新构型，在过渡期间为保持机队的一致性国内有公司继续订购了一些老构型的飞机。
这个改装主要是修正了在重力放轮后设计上的问题。
老构型需要前起落架的舱门关闭后才可以给转弯系统供压，而在重力放轮后前起舱门是保持在开位的，造成转弯系统失效。
这个改装同时降低了设备的成本，并增加了系统的可靠性，把平均故障小时数提高了一倍以上。
以下介绍将以新构型为主.前轮转弯系统由BSCU控制，转弯作动器完成系统可以通过驾驶舱的手轮和方向舵踏板,和自动驾驶的指令控制前轮的偏转角度为左右两侧±74度, 手轮的输入信号是左右两侧±75度，方向舵踏板的控制角度为左右两侧±6度. 插上销子后,可以达到最大左右两侧±95度.有公司在两侧用红线标出95度的最大转弯角限制.手轮的输入角度和前轮的偏转角度并非线性对应.并且输入信号和飞机的速度有关.在飞机速度大于130节时系统失效.手轮主要在低速滑行时使用,踏板主要是在高速起飞和着路过程中使用.两个手轮的输入信号和踏板的信号会代数叠加,但最大不超过74度.起飞后由定中机构将前轮定中,如果前轮无法定中,会造成前起无法收起.系统工作的条件:1. 飞机在地面上,起落架减震支柱压缩.2. 在402VU上的ANTI SKID NW 开关在ON 位3. 老飞机要求前起落架舱门关闭(在地面前起舱门由手柄开启,转弯系统仍然可用.)4. 任一发动机启动(滑油压信号)5. 未插转弯销. 插转弯销的目的是给BSCU送电信号解除前轮转弯系统,由BSCU 关断SELECTOR VALVE,由By-pass把前轮转弯作动筒两端液压连通, 避免在拖飞机过程中由于发动机启动供压，前轮的自动定中功能造成事故.手轮上有个按钮用于断开方向舵踏板的角度输入信号这是给飞行员在滑行时做飞控检查方向舵偏转情况时用的，避免在蹬舵时同时控制前轮转弯造成飞机在地面画龙.或者飞机在结冰的跑道上时也需要断开方向舵踏板的输入信号.前轮转弯系统失效后按MEL 是可以有条件放行.在空中放轮后,系统会进行测试,测试在前轮放下锁定后6S开始到主轮接地停止系统给SERVOVALVE供压前轮会轻微摆动.在着路时,如果系统失效也并非都要叫拖车,机组可以通过差动刹车将飞机脱离跑道,一般只有在多系统故障,比如说绿黄双液压系统失效,刹车只能由黄色储压器来完成,考虑到只有7次全刹车,这样就要叫拖车服务了.。
某型飞机前起落架驱动系统设计与性能分析
某型飞机前起落架驱动系统设计与性能分析1. 引言某型飞机前起落架是飞机的关键部件之一，负责飞机起飞和降落时的支撑和缓冲作用。
由于其承受的载荷和工作条件特殊，其驱动系统必须具备高可靠性和稳定性，以确保飞机的安全运行。
本文将详细介绍某型飞机前起落架驱动系统的设计原理和性能分析。
2. 设计原理2.1 驱动系统结构某型飞机前起落架驱动系统由电动液压马达、液压控制阀、液压缸、液压储油箱和控制单元等组成。
其中，电动液压马达与液压控制阀通过液压管路相连，以实现驱动力的传递和调节。
液压控制阀通过控制液压油的流动和压力来控制起落架的运动状态。
2.2 控制单元控制单元是驱动系统的核心部件，负责接收飞机操纵信号并将其转化为液压马达的控制信号。
控制单元采用先进的控制算法，能够实现起落架的快速升降、平稳运动和位置精确控制。
同时，控制单元还具备自诊断和故障保护功能，能够及时检测到驱动系统的故障并采取相应措施。
3. 性能分析3.1 负载能力驱动系统的负载能力是指驱动系统能够承受的最大载荷大小。
某型飞机前起落架驱动系统经过严格的实验和测试，其设计的负载能力为X吨，能够满足正常工作状态下起降时的载荷要求。
3.2 运动速度驱动系统的运动速度是指起落架升降的速度。
某型飞机前起落架驱动系统具备高速、中速和低速三档运动速度，可根据不同的工作需求进行调节。
高速运动适用于飞机起飞和降落时，中速运动适用于飞机在起飞和降落之间的飞行过程中，低速运动适用于飞机停靠和维护时。
3.3 控制精度驱动系统的控制精度是指驱动系统能够达到的起落架位置精确度。
某型飞机前起落架驱动系统经过精密的控制算法设计和实验验证，能够实现高度精准的起落架位置控制，保证飞机的安全起飞和降落。
3.4 可靠性驱动系统的可靠性是指系统在一定时间内正常工作的能力。
某型飞机前起落架驱动系统采用优质的材料和先进的制造工艺，经过严格的测试和验证，具备高可靠性和稳定性。
同时，控制单元还具备自诊断和故障保护功能，能够及时检测到驱动系统的故障并采取相应措施。
飞机起落架系统设计与强度分析
飞机起落架系统设计与强度分析飞机起落架是飞机中的重要组成部分，它承担着承载飞机重量、缓冲着陆冲击力、保持飞机平稳停稳的重要任务。
起降过程中，起落架系统经受着巨大的力学负荷，因此对其设计和强度分析显得尤为重要。
起落架系统的设计应考虑多方面因素。
首先，根据飞机的设计需求和使用环境，确定起落架的型式和结构形式。
目前常见的起落架有固定式、收放式、旋转式等多种形式。
每种形式都有其特点和适用范围，需要根据飞机的用途和性能要求进行选择。
其次，起落架的设计要考虑飞机的重量和重心位置。
起落架主要通过支撑飞机的重量来确保其正常运行。
在设计过程中，需要合理计算和安排起落架的结构和材料，使其能够在承受飞机重量的同时保持足够的强度和稳定性。
此外，合理设置重心位置也能够提高飞机的稳定性和操纵性能。
设计完起落架系统后，必须进行强度分析。
强度分析是验证设计方案的可行性和稳定性的重要步骤。
起落架在飞机起降过程中承受复杂的负荷作用，如静载荷、动载荷、冲击荷载等。
这些载荷作用下，起落架的各个组件可能会产生弯曲、变形和损坏等现象。
通过强度分析，可以确定起落架的负载承受能力，并进行合理调整，确保其结构安全可靠。
强度分析包括静态强度分析和疲劳寿命分析。
静态强度分析主要用于确定起落架在输送飞行过程中的最大载荷和受力情况。
它通过计算各个关键位置的应力和应变分布，判断起落架结构的强度是否满足设计要求。
疲劳寿命分析则是针对起落架在反复起降过程中受到的疲劳载荷进行分析。
通过对材料的疲劳断裂性能和振动响应的研究，可以预测起落架的使用寿命，避免在使用过程中出现疲劳断裂。
除了起落架系统的设计和强度分析，还要注意起落架的可靠性和维护性。
可靠性是指起落架在使用过程中的稳定性和故障率。
维护性是指起落架的维修保养和零件更换的便利性。
合理的设计和强度分析能够减少起落架的故障率，并降低维修成本和停机时间。
最后，随着科技的进步和工程技术的发展，新材料和新技术的应用为飞机起落架的设计和强度分析提供了更多的可能性。
A330飞机前轮转弯系统故障研究
A330飞机前轮转弯系统故障研究摘要：本文从A330飞机的前轮转弯系统工作原理出发，就指令机构、执行机构、主轮刹车故障以及脚蹬无法控制前轮转弯几个方面对A330飞机的故障因素进行分析，提出精准检查矫正、控制飞机空中操作、飞机地面操作控制几个方面的A330飞机前轮转弯系统的故障处理策略，旨在改进A330飞机前轮转弯故障情况。
关键词：A330；前轮转弯系统；前轮转弯系统故障引言：A330飞机是现今航空中常见的一种飞机类型，因此在实际的使用中相对比较广泛。
在A330飞机的飞行过程中，由于其前轮降落后会涉及到转弯的操作，因此在A330飞机的前轮转弯系统控制方面已经做出了改进，但是仍然会出现A330飞机的前轮转弯系统的问题，需要对其作出进一步调整。
1.A330飞机前轮转弯系统工作原理1.1转弯飞机的前轮转弯系统是一种液压动力供应下的转弯系统，在A330飞机的转弯过程中，飞行人员会通过手柄发出转弯的信号，这种信号在经过飞机的信号处理以及传输之后会转变为电压信号传输在相应的执行系统中。
而同时飞行人员还会踩下脚蹬，这种信号也会经过飞机的信号传输处理后变为液压信号。
这两种信号能够实现对于飞机内部结构的催动，在飞机的信号催动下，相应的飞机给油，产生压力，使飞机前轮的转弯系统中的活塞开始运动，继而做出相应的前轮转弯动作。
1.2控制原理在飞机的前轮转弯时，飞行人员主要通过飞机操控室中的手柄以及脚蹬实现对于飞机的前轮的转弯操控。
在转弯操控中，手柄能够起到最大的主要飞机前轮转弯的调控作用。
但是在微小的数据调整方面难以实现对于飞机前轮的转弯角度调整，不过脚蹬的设置能够对飞机的前轮转弯角度进行微调，进而实现对于飞机前轮更加精准地调整。
1.3定中方式在飞机降落时，需要将起落架放下，进而实现对飞机的着陆安全保障。
在飞机降落的过程中，起落架需要实行定中操作，这种操作过程需要飞行员直接进行操作，将起落架中的减震支柱完全伸展出去，进而让起落架也延展开，实现起落架在飞机着陆过程中的定中操作。
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Landing Cases [J]. Journal of Aircraft, 1993, 31(2): 446-449. [3] P. D. Khapane. Simulation of asymmetric landing and typical ground maneuvers for large
transport aircraft [J]. Aerospace Science and Technology, 2003,7 [4] P. D. Khapane. Gear walk instability studies using flexible multibody dynamics simulation
图 4 三种工况两个作动筒活塞的位移—时间曲线
从图中可以看出，随着前轮向左转角的增大，左侧作动筒的位移一直增大，而右侧作动 筒位移先减小后增大，这与第二章中对转弯状态的分析，左转时右侧作动筒先到达死点后换 向的情况一致。可以看出，由于三种工况的最大转弯角度相同，且转弯速率相差不大，故作 动筒活塞的位移—时间曲线基本相同。且通过联合仿真，验证了该双作动筒式前轮转弯电液 伺服控制系统的转弯跟随性良好，且运动过程中速度平稳，动态性能良好。 2.2 齿轮齿条式前轮转弯操纵系统
2010. [10]马大卫. 大型民机前轮双作动筒式转弯机构设计与操稳特性分析 [D]. 南京: 南京航空
航天大学, 2012. [11]徐方舟. 齿轮齿条式前轮转弯机构设计与分析技术研究 [D]. 南京: 南京航空航天大学,
2011. [12]高泽迥, 黄振威, 于俊虎. 飞机设计手册第 14 分册：起飞着陆系统设计 [M]. 北京: 航
当飞机前轮不需要转弯操纵时，前轮转弯系统切换至减摆状态。在此状态下，飞机转弯 操纵系统不工作，由飞机的前轮稳定距保持飞机在地面的滑跑稳定性。如出现颠簸及冲击等 因素造成前轮摆振现象，则减摆回路中的减摆阀会通过自身阻尼降低其振动幅值使其重新回 到稳定滑跑状态。
减摆状态起减摆作用的元件只有减摆阀，其系统的性能与采用双作动筒式或是齿轮齿条 式转弯机构关系不大。因此以双作动筒式前轮转弯机构为例，进行减摆状态的联合仿真，齿 轮齿条式前轮转弯机构不再赘述。
2853.428
左侧回路开启，右侧回路关闭
7579.145
两回填阀均开启
4125.592
两回填阀均开启
12332.457
两回填阀均关闭
从以上工况的仿真分析中可以发现，阻尼力矩随着摆动的振幅和频率的增大而增加，随 着阻尼孔直径的增加而减小。
3 结论
本文首先建立的双作动筒及齿轮齿条式前轮转弯电液伺服控制系统模型附，然后在 LMS b Motion 中建立了两种转弯机构的动力学模型，并与电液伺服控制系统模型 进行了联合仿真，完成了多种工况的转弯状态以及减摆状态的仿真及对比分析，验证了两种 转弯操纵系统的转弯及减摆的性能，均可满足现代大型民机前轮操纵转弯系统的设计要求。
对于飞机前轮转弯操纵的研究，一般都是分析在给定转弯机构转角情况下的液压操纵系 统的动态响应。为了深入研究在给定输入转角信号时，前轮转弯电液伺服系统以及转弯机构 的响应情况，本文将前轮转弯液压控制系统与转弯机构进行联合仿真，可以更有效的模拟前 轮转弯系统的运动情况。
1 前轮转弯机构动力学建模
双作动筒式前轮转弯机构的主要运动部件为两个作动筒及其活塞以及支柱卡圈；齿轮齿 条式转弯机构的主要运动部件为齿条作动筒及与其啮合的转向齿轮。在转弯机构中，很多零 件并不参与转弯过程的运动，过度冗余的结构不但不利于建模，也会使计算效率低下，故在 建模过程中去掉了对转弯没有贡献的零件。然后在 Motion 中，根据实际情况建立运动学与 动力学关系。最终建立的双作动筒式以及齿轮齿条式前轮转弯机构的 LMS b
仿真按照表 2 所列工况进行：
仿真工况
工况 1 工况 2 工况 3 工况 4
仿真结果如表 3 所示：
表 2 摆振阻尼仿真分析工况
阻尼孔直径 （mm）
4
5
频率（Hz）
2 5 5 5
工况 1 工况 2 工况 3 工况 4
表 3 摆振阻尼仿真结果
最大阻尼力矩（Nm）
回填阀开启状态
关键词：民机起落架、转弯系统、Virtual Lab Motion、AMESim、联合仿真
0 前言
作为飞机设计的基础领域之一，起落架的设计结果对飞机性能的影响是非常大的。飞机 的起飞着陆过程是飞机安全事故的多发阶段，因此飞机具有良好的地面操纵性就显得尤为重 要。
对于大型飞机，起落架多采用前三点式布局。该布局常用的转弯操纵技术有以下三种： 发动机推力差动、前轮操纵以及差动刹车技术。其中，发动机差动对飞机地面机动和方向难 以达到精准控制，而差动刹车对机轮磨损严重，现代飞机多采用前轮操纵的方式来实现飞机 的转向以及地面机动。前轮转弯系统不仅能对飞机运动方向进行操纵，当飞机滑跑过程中遇 到扰动或侧风、单侧轮胎爆破漏气等原因导致的飞机前轮摆振或偏离预定航向时，前轮转弯 操纵系统能及时响应，消除前轮摆振并对航向进行纠正。
Motion 模型，如图 1 和图 2 所示。
图 1 双作动筒式前轮转弯机构动力学模型 图 2 齿轮齿条式前轮转弯机构动力学模型 为了仿真前轮转弯过程，采用第三章所建立的电液伺服控制系统对机构进行控制，动力 学模型中不需要附加任何驱动，同时通过添加输入、输出控制节点来设置数据通信端口，并 将 b 的求解器设置为“AMESIM COUPLED”，计算后生成“#.vlcosim”文件。在 b 中将“#.vlcosim”文件导入，并连接对应的控制点，即完成了仿真分析的连接工 作。转弯过程的负载由卡圈（齿轮）与支柱之间的旋转副上添加的与转动方向相反的力矩模 拟。
联合仿真模式下双作动筒式前轮转弯系统的电液伺服控制系统模型，如图 3 所示。
图 3 联合仿真中的双作动筒式电液伺服控制系统模型 仿真采用三种工况，分别对最大转弯角度为 75°的情况下负载分别为 4000Nm（工况
1）、6000Nm（工况 2）、7000Nm（工况 3）三种工况进行了仿真。下面将对三种工况结果进 行对比分析。
飞机前起落架转弯系统性能分析
张丹丹
南京航空航天大学，南京 210000
摘要：飞机前轮操纵技术是飞机地面操纵的核心。作为起落架设计中的重要组成部分，前轮转弯操纵系统
的结构及性能对起落架地面滑跑及操纵稳定性存在较大影响。特别地，转弯机构能否实现大角度转弯，满 足大转弯力矩的要求，对飞机起落架的滑跑转弯性能有重要影响。本文某型飞机为研究对象，针对双作动 筒式前轮转弯系统和齿轮齿条式前轮转弯系统的前轮转弯机构和液压控制系统两部分，在 LMS b AMESim 中建立了双作动筒式和齿轮齿条式前轮转弯操纵系统的液压系统模型。然后基于 LMS b Motion 软件平台分别建立了含有双作动筒式前轮转弯机构和齿轮齿条式前轮转弯机构的前起落架动力学模 型，并与 AMESim 中建立的两种转弯系统的液压控制模型进行联合仿真，分析不同工况下飞机转弯操纵的 性能。
空工业出版社, 2002.
methods in SIMPACK [J]. Aerospace Science and Technology, 2006, 10: 19-25.
[5] 王孝英, 诸德培. 飞机操纵前轮转弯运动的数学模型及数值仿真 X [J]. 应用动力学报, 1997, 14(4): 46-51.
[6] 孙泽鹏. 多轮起落架飞机地面操纵特性分析 [D]. 南京: 南京航空航天大学, 2009. [7] 哈晓春. 数字式前轮转弯防摆控制系统应用分析 [J]. 洪都科技, 2006, 3: 9-19. [8] 钱小妹. 飞机操纵前轮转弯特性仿真研究 [D]. 南京: 南京航空航天大学, 2008. [9] 米滨. 大型民机双作动筒式前轮转弯系统设计与分析 [D]. 南京: 南京航空航天大学,
液压传动是飞机各操纵系统动力的主要来源。由于技术水平的限制，国内早期军用飞机 的前轮转弯系统大多采用的是机械—液压系统。此类系统通过机械机构（手轮或脚蹬）传递 操纵指令控制液压助力器，以此提供转弯力矩驱动前轮转弯。系统结构简单，可提供较大的 操纵力矩，因而在早期得到了广泛应用。随着计算机技术的发展，数字电传操纵系统得到了 越来越多的应用。数字电传操纵主要通过电导线传递操纵信号代替机械传动，节省了大量空 间，减轻了系统重量，并且具有优良的控制性以及自适应能力。因此国内新型军用飞机均采 用数字电传操纵前轮转弯系统。对于大型民机，在我国 C919 机型的研制过程中，中国商用 飞机有限公司对包含前轮转弯操纵技术在内的大型民机关键技术展开了一系列的攻关研究。 考虑到电传液压操纵系统在国内民机上的应用仍不成熟，开展飞机前轮转弯操纵系统的设 计、分析以及试验验证工作的研究，对提高我国大型民机地面操纵关键技术的技术储备水平 具有很重要的意义。
2 前轮转弯系统联合仿真
根据前面的设置，完成了动力学模型与液压控制模型之间连接以及数据传输，本节通过 电液伺服控制系统模型中的操纵信号，为整个系统输入转弯信号，控制系统进行前轮转弯。 从而获得转弯机构的转角数据、作动筒腔室的压力、作动筒活塞的位移、速度等结果，以此 结果对两种前轮转弯系统的功能和性能进行验证分析。 2.1 双作动筒式前轮转弯操纵系统
图 5 联合仿真中的齿轮齿条式电液伺服控制系统模型
图 6 工况 1 作动筒活塞的位移—时间 曲线
图 7 工况 2 作动筒活塞的位移—时间 曲线
图 8 工况 3 作动筒活塞的位移—时间 曲线
图 9 工况 4 作动筒活塞的位移—时间 曲线
图 6-9 为 4 种工况下的齿条作动筒活塞的位移-时间变化曲线，从图中可以看出，各工 况下作动筒活塞的位移与输入的转弯角度随时间的变化关系对应良好且运动平稳。且通过前 轮转弯系统联合仿真，验证了该齿轮齿条式前轮转弯电液伺服控制系统的转弯跟随性良好， 且运动过程中速度平稳，动态性能良好。 2.3 减摆状态