機體設計論文：機體概念設計流程論述范文

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作者：王躍單位：上海飛機設計研究院

起落架接地點參數設計

起落架接地點的設計要根據飛機的重量、重心包線、幾何外形、執行任務等來確定。在給定輸入條件后，要使得接地點的設計滿足飛機結構、漂浮特性和使用特性的需求。

1起落架布局形式

現代民用航空運輸飛機大多選用“前三點”式起落架布局形式。與“后三點”式起落架布局形式相比，這種布局形式可以使得飛機在地面狀態時，客艙基本呈水平狀態，有利于改善駕駛員視界，減小起飛滑跑初期的高阻力。由于主起落架在飛機重心之后，飛機在剎車、地面操縱時具有很好的穩定性，同時在飛機著陸時，主起落架會產生一個使飛機低頭的力矩，幫助飛機減小著陸攻角，有利于減小著陸場長。該種布局的缺點主要集中在主起落架接地點的選取，即如何處理好在最大限度滿足各種使用特性的前起下，使得主起落架在收藏空間、結構形式上合理、可行。

2起落架接地點參數設計

起落架接地點的設計原則是在滿足飛機使用安全性的前提下，依據飛機的重量重心、幾何外形等特征參數，最大限度地滿足飛機在滑跑、起飛和著陸階段的使用要求。同時，還要考慮飛機系列化發展的需求。

2.1主起落架縱向接地點設計

(1)飛機起降特性限制

主起落架縱向接地點參數包含接地點的縱向站位（用%MAC表示）和接地點距飛機客艙地板高度的距離。其參數的選取主要受到飛機起降所需求的迎角θ的限制。為了滿足飛機的正常起降要求，飛機的起飛迎角要求不小于飛機的著陸迎角，對于干線飛機，一般在8°～10°。同時，要重點考慮飛機單發起飛時的極限迎角需求，一般是在正常起飛迎角的基礎上增加1°左右。

在初始設計階段，如果有足夠的數據支持，也可以通過計算分析的手段，將飛機騰空時的迎角θLOF作為輸入條件，其計算公式如下：其中，αLOF為正常起飛時預期的最大迎角，VLOF為正常騰空時空速，CLLOF為對應VLOF的升力系數，為升力線斜率。l1和l2參數如圖2所示，分別表示主起落架全伸長狀態接地點與飛機尾擦點連線與停機狀態地面線相交的兩段線長度。對于干線客機，飛機抬頭率一般取4°/s。此外，還需要考慮飛機系列化發展的需求，給系列化家族中的加長型飛機在起落架布置上留有必要的空間。對于干線客機，基本型飛機最終確定的起降迎角一般是在其起降需用迎角的基礎上增加2°～4°，要視客艙增加長度和機身后體修行的具體情況進行分析確定。

(2)飛機結構設計限制

現代民用運輸機大多采用高氣動效率的超臨界機翼，其外形的一個顯著特點是后緣部分收縮劇烈，這就給下單翼布局形式飛機的主起落架收藏帶來了較大的空間限制。另外，采用較后的主起落架接地點，可能會出現主起落架的轉軸較長，主支柱后傾角較大，主起落架轉軸偏角較大等設計情況，這些都會造成主起落架重量和壽命上的損失。所以在設計之初，要依據飛機的結構特點，主起落架的接地點不能過于靠后。

(3)翼下吊大涵道比發動機限制

現代民機的另外一個特點就是普遍采用油耗小、噪聲小的大涵道比噴氣發動機，而隨著民航業環保、節能要求的提高，發動機會采用更大的涵道比，其對應的短艙直徑也有較大增加。目前下一代新研發的發動機涵道比已經增大到12左右。為了滿足短艙與地面的間隙要求，就需要起落架有一定的長度來支撐飛機。對于翼吊布局的飛機，其短艙與地面的最小間隙為458mm（18in）。

(4)地面維修高度限制

飛機機體表面設有許多檢查、維護口蓋，根據機場現有的維修程序和維修設備的需要，同時考慮人機工效學，需要對飛機的高度有一定的限制。

(5)主起落架縱向接地點參數選取限制

基于上述分析，可以繪出主起落架縱向接地點參數選取區域限制圖，如圖3所示。對于采用放寬靜穩定技術的飛機，其重心后限位置較后，在考慮加長型發展空間的基礎上，基本型飛機不可能在狹小的參數選擇區域內選取到防倒立角大于飛機擦地角的主起落架縱向接地點位置，這也是現代民機主起落架布局設計的一大特點。在可選域的參數選取中，要考慮在最嚴重的重量、重心組合的情況下，使得選取參數對應的飛機防倒立角能盡可能的比飛機運營過程中起降的最大迎角θ大。

2.2主起落架橫向接地點設計

主起落架橫向接地點即表示飛機的主輪距（用%SPAN表示），其參數的選取也受到多重因素的制約，如圖4所示。

(1)主起落架收藏空間的限制

在選取主起落架縱向接地點參數后，就需要開展主起落架橫向接地點的設計，即在飛機上進行合理的空間布置，滿足主起落架對收藏空間的需求。

在起落架收藏的概念設計中，需要考慮輪胎的膨脹、膨脹輪胎與收藏路徑上各種結構件的間隙等影響主起落架收藏的主要因素。輪胎主要考慮充氣膨脹間隙和由轉動引起的形變間隙，在名義輪胎尺寸的基礎上，加上這兩部分間隙變化尺寸，構成起落架收藏設計中的“協調用輪胎”尺寸。由于“協調輪胎”所考慮的膨脹和轉動形變間隙均為最小間隙，加之飛機后繼機對特殊機場適應性要求的需要，因此對于“協調用輪胎”在徑向方向與收藏路徑上各種結構件的間隙就需要留有足夠的空間。

(2)主起落架轉軸結構布置空間限制

主起落架的展向位置設計被限制在機翼后部由后梁和襟翼輔助梁所形成的“三角區”，如見圖5所示，主起落架過分的沿展向靠外布置，會過分擠壓起落架轉軸的布置空間，給起落架轉軸設計增大難度。其具體限制條件可依據機翼后梁走向、機翼kink位置、主起落架接頭形式、襟翼艙布置空間、管線布置空間需求等確定，見圖4中條目2。

(3)側風與單發著陸限制

飛機在側風或單發著陸的過程中，會帶有一定的滾轉角Φ，一般在5°～8°。在主起落架橫向接地點位置選取時，就需要考慮由于飛機帶滾轉角著陸，發動機短艙與地面之間的最小安全間隙，一般要大于152.4mm（6in），見圖4中條目3。

(4)機場使用限制

飛機機場適應性所包含的內容很廣，其中有一條是根據機場的不同分類對飛機的幾何參數進行限制，具體限制如表1所示。

2.3前起落架接地點設計

(1)操縱穩定性限制

前起落架和主起落架的接地點構成一個平面，有效地支撐住飛機的重量，當飛機的重心及主起接地點確定后，需要合理的選取前起落架接地點的位置，以確保飛機在側風及地面轉彎時的穩定性，一般用側翻角Ψ表示，如圖5所示。對于民用飛機，該角度不應大于63°。

(2)載荷分配限制

合理地選取前起落架的接地點位置，能較好地分配起落架所承受的載荷。一般情況下，前起落架的載荷系數為8%～15%，見圖5。當前起落架接地點過于靠前，前起落架的載荷較小，會使得飛機在小重量狀態下，前輪喪失部分或全部操縱性。相反，當前起落架接地點過于靠后，前起落架的靜態載荷較大，在剎車產生的附加載荷作用下，很可能超過前起落架的設計強度。因此，需要合理地安排前起落架接地點的位置。

(3)結構設計考慮

起落架上的載荷需要傳到飛機機身，為了減少飛機重量，需要使載荷的傳力路徑最短，最合理的方式是在靠近加強框的位置進行布置。

(4)飛機停機角設計考慮

由于飛機在停機時其重量、重心會有不同的組合，因此飛機的停機角是一個范圍，目前民用飛機的停機角范圍是-1°～1°。可以根據停機時客艙地板水平或是有輕微低頭的需要來選擇前起落架的長度。

飛機地面180°轉彎檢查

飛機起落架接地點確定后，在地面操縱時，除了要滿足之前所述的安全性、穩定性和操縱性要求之外，還需要滿足在預期的最低運營機場跑道寬度的條件下，實現飛機180°轉彎的要求，如圖6所示。對于超大型民用客機，會對飛機的接地點設計產生一定的影響。ICAO附件14卷Ⅰ中機場跑道寬度要求和起落架距跑道邊界安全間隙要求分別見表2和表3。式中，b表示飛機的前主輪距，t表示飛機的主輪距，β表示飛機前起落架的轉彎操縱角，s1表示主起落架圖6飛機地面180°度轉彎外側雙輪間距，s2表示前起落架外側雙輪間距。

當選定最低跑道寬度和對應的安全間隙后，根據公式（2）計算出前起落架轉彎操縱角β。一般情況下，還需要考慮輪胎的側滑現象，即在求出的前起落架轉彎操縱角β上加3°～5°，該值以不大于45°為宜。

結論

本文針對現代民機設計特點，在充分吸收和借鑒傳統飛機概念設計階段起落架設計方法的基礎上，從工程應用角度出發，提出一套現代民機概念設計階段起落架接地點設計流程及方法。同時，將影響起落架接地點設計的適航安全、性能、結構、空間布置、運營等限制因素按照設計流程進行歸類，明晰限制因素對設計產生的影響。