某型飞机起落架需进行前轮转弯耐久性试验,以考核转弯机构的耐久性能,同时考核密封装置的周向运动的密封性能,但任务需求中明确要求需真实模拟飞机受载状态,不允许以传统设计固定压缩量工装的方式进行试验考核,对转弯试验系统提出了更高的要求。文中提到的转弯试验系统基于落震试验台体进行型架、吊篮等设计,以施加配重的方式实现机身重力对起落架的加载,达到了模拟飞机真实受载状态的目的,经试验验证,满足设计需求,且为其它类似起落架转弯试验提供了新的思路。

现代飞机前轮转弯是由液压作动筒驱动的。图1为典型的前轮转弯作动机构,在上下安装板之间有一个转弯环,转弯环可相对于起落架支柱筒转动,安装板固定于缓冲支柱的外筒上。上防扭臂的上端铰接到转弯环上,而下防扭臂的下端铰接到支柱内筒上,同时上防扭臂又与下防扭臂铰接。在上下安装板内侧安装有前轮转弯作动筒,作动筒的外筒铰接到安装板结构上,活塞杆铰接到转弯环上。

民用飞机的前轮转弯系统是满足大型飞机在机场停机坪、跑道等地低速大转角以及大转弯力矩所必须的系统;而大型飞机的前轮转弯系统的动作一般是通过液压系统进行控制。以波音737-NG飞机为例,对其液压系统中双作动筒式前轮转弯系统的回路进行研究并分析其原理,并基于功率键合图建立其对应的模型,再依据其功率键合图模型以及对应的数学模型,通过AMESim软件进行仿真分析,从而验证模型的准确性,并得出结论模型与真实系统基本匹配。以此加强对液压系统前轮转弯回路内各个子系统、元件之间的能量功率的动态特性的理解,同时为将来液压系统的故障注入及诊断奠定基础。

对某型机前轮转弯地面试验过程中出现的系统抖动现象进行分析,利用AMESim建模及仿真,仿真结果表明,抖动现象是由液压控制阀内部滑阀遮盖量差异引起。通过理论分析及试验验证,证明了仿真分析结果的正确性。后续经工艺改进,即通过保证阀芯与滑阀的相对位置及铸件的加工方法,以此来提高产品性能,保证系统稳定性。

为研究采用多支柱小车式起落架布局的飞机在地面操纵特性并提出相关设计指标，建立了一套动力学分析模型，求出采用多支柱小车式起落架布局飞机的许用前轮偏转角的通解。通过仿真计算求得前轮许用偏转角度相关特性，通过试验验证了上述理论研究的正确性与合理性。经研究：多支柱小车式起落架许用前轮转弯角度主要受飞机速度等因素影响；在不改变飞机构型、不影响飞机性能及安全性的前提下，可通过降低飞机速度及减小前轮偏转角度提高飞机地面运动稳定性；在飞机速度一定时，将前轮偏转角度控制在许用包线内，则飞机转弯时不会发生侧翻；前轮转弯控制律设计过程中，可通过使控制律曲线尽量贴近许用包线以提高飞机地面操纵机动性。

文章以某型飞机余度前轮转弯系统为研究对象建立了系统的数学模型进行了指令传感器故障下系统动态性能仿真给出了基于中值表决和基于优先级表决的故障重构方法.重构仿真结果表明当前轮转弯系统出现一次故障时系统可以降级工作并仍能保持高性能从而验证了飞机前轮转弯系统设计的高可靠性和高容错能力.