单作动控制的起落架收放系统设计与分析

李福; 蒙杰; 王天池; 张紫建; 豆清波

doi:10.12404/j.issn.1671-1815.2505098

科学技术与工程 ›› 2026, Vol. 26 ›› Issue (6) :2636-2644 DOI: 10.12404/j.issn.1671-1815.2505098

航空、航天

单作动控制的起落架收放系统设计与分析

李福 ¹ ,
蒙杰 ² ,
王天池 ² ,
张紫建 ² ,
豆清波 ²^,³^,^*

作者信息 +

Design and Analysis of Single-acting Control Landing Gear Retraction System

LI Fu ¹ ,
MENG Jie ² ,
WANG Tian-chi ² ,
ZHANG Zi-jian ² ,
DOU Qing-bo ²^,³^,^*

Author information +

文章历史 +

摘要

随着无人机向长航时、高载荷、小型化方向快速发展,起落架的轻量化与结构简化需求日益迫切。设计了一套基于单作动筒控制收放和锁止的起落架收放系统。该系统通过单作动筒集成收放驱动与锁止功能,有效降低了起落架结构重量与复杂度。采用CATIA软件完成三维参数化建模与运动学仿真,验证了收放结构的可行性与机构干涉特性;基于LMS Virtual Lab Motion平台建立了多体动力学模型,分析了收放过程中作动筒载荷特性并对其结构强度进行评估计算。此外,通过着陆冲击仿真,评估了起落架系统在着陆冲击载荷下的动态响应特性,结果表明该系统能够有效吸收冲击能量并满足结构强度要求。最后通过实验验证了机构设计的可靠性以及运动学与动力学仿真的有效性。该研究在保证机构功能可靠性的同时有效降低了系统的重量,为无人机起落架轻量化设计提供了工程参考。

Abstract

With the rapid development of UAVs (unmanned aerial vehicles) toward longer endurance, higher payload capacity, and miniaturization, the demand for lightweight design and structural simplification of landing gears has become increasingly urgent. A landing gear retraction-extension system controlled by a single actuator for both retraction/extension and locking operations was designed. The system integrates the retraction/extension driving and locking functions via a single actuator, which effectively reduces the structural weight and complexity of the landing gear.Three-dimensional parametric modeling and DMU (digital mock-up) kinematic simulation were performed using CATIA software to verify the feasibility of the retraction-extension structure and the interference characteristics of the mechanism. A multibody dynamics model was established based on the LMS Virtual Lab Motion platform to analyze the load characteristics of the actuator during retraction/extension and to evaluate and calculate the structural strength of the actuator. Additionally, drop-test simulation was conducted to assess the dynamic response characteristics of the landing gear system under landing impact loads. The results indicate that the system can effectively absorb impact energy and meet the specified structural strength requirements. Finally, experiments were carried out to verify the reliability of the mechanism design as well as the effectiveness of the kinematic and dynamic simulations.This study achieves effective reduction in system weight while ensuring the functional reliability of the mechanism, thereby providing an engineering reference for the lightweight design of UAV landing gears.

Graphical abstract

关键词

无人机 / 起落架 / 单作动筒 / 收放系统 / 多体动力学

Key words

UAV(unmanned aerial vehicle) / landing gear / single actuator / retraction and extension system / multibody dynamics

引用本文

引用格式 ▾

李福, 蒙杰, 王天池, 张紫建, 豆清波. 单作动控制的起落架收放系统设计与分析[J]. 科学技术与工程, 2026, 26(6): 2636-2644 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2505098

LI Fu, MENG Jie, WANG Tian-chi, ZHANG Zi-jian, DOU Qing-bo. Design and Analysis of Single-acting Control Landing Gear Retraction System[J]. Science Technology and Engineering, 2026, 26(6): 2636-2644 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2505098

登录浏览全文

4963

注册一个新账户忘记密码

起落架作为飞机起飞、着陆及地面滑行的重要承载系统,其可靠性与飞行安全紧密相连。起落架的性能直接影响到飞机的起降安全性和地面操作的稳定性。因此,起落架的设计一直是航空技术研究的重要方向之一^[1]。

针对飞机起落架收放机构而言,文献[2]通过逆动力学建模,以作动筒尺寸和行程函数为变量,借助实验设计与序列二次规划算法优化作动力,发现行程函数插值点对称设置可降低驱动功率。文献[3]采用SolidWorks三维建模与Motion插件仿真,完成前三点式起落架收放机构设计,通过理论计算优化缓冲器、防扭臂等部件,并经有限元分析验证作动筒强度符合要求;文献[4]基于Simcenter3D Motion与AMESim构建联合仿真模型,结合某型机实测数据,分析收放系统动力学特性,发现主起落架与前起落架收放存在负载与流量分配导致的时序差异;文献[5]利用CATIA的运动学仿真模块,将收放机构与锁机构通过轨迹拟合集成仿真,实现收放与上锁过程的联动模拟,验证了锁机构实际运动状态;文献[6]针对小型起落架进行几何建模与有限元模态分析,得到前6阶固有频率与振型,确定斜撑杆为关键振动部件;综合来看,现有研究虽在收放机构设计、动力学仿真及优化方面取得进展,但均依赖收放作动筒独立控制起落架收放过程,而上下位锁的解锁与锁定仍需额外作动筒驱动,尚未实现收放与锁止机构的单一作动筒集成控制。

目前,许多飞机的起落架采用多个作动筒分别承担收放和锁止动作^[7]。这种设计虽然能够实现基本的起落架功能,但也存在诸多问题:首先,多个作动筒的布置需要占用大量飞机内部空间,这给原本就紧凑的无人机内部布局设计带来了极大挑战,严重压缩了其他关键设备的安装空间,进而影响无人机整体性能的优化。其次,多个作动筒的重量较大,这无疑增加了无人机的整体重量。重量的增加,不仅会使燃油消耗上升,降低飞行效率,还可能对无人机的机动性、航程等性能产生不利影响^[8-9]。此外,在实际运行中,多个作动筒之间的协同控制难度颇高,在收放和锁止过程中极易出现动作不协调的情况,导致起落架工作异常,严重时甚至危及飞机的正常起降。

综合以上考虑,现设计一套基于单作动筒控制收放和锁止的起落架收放系统。采用CATIA完成三维参数化建模与DMU运动仿真,并基于LMS Virtual Lab Motion平台建立多体动力学模型,通过着陆冲击仿真,评估起落架系统在着陆冲击载荷下的动态响应特性,最后通过实验验证仿真结果的有效性;以期为无人机起落架轻量化设计提供工程参考。

1 起落架收放系统结构设计

1.1 总体结构设计

所提出的单作动筒控制起落架收放系统,通过多连杆机构与单作动筒的协同设计,实现了收放与锁止功能的一体化,系统核心由第1撑杆、第2撑杆、第3撑杆、收放作动筒、转向节以及锁连杆机构组成。其中,第1撑杆呈Y型结构,一端通过连接头铰接于起落架舱体,另一端安装机轮,承担主要承载功能;第2撑杆通过转向节铰接于舱体,另一端与第3撑杆铰接,第3撑杆末端通过抱箍机构铰接于第1撑杆中部,形成三角形稳定传动链;收放作动筒连接于连接头与转向节之间,通过转向节与锁连杆机构联动,作动筒伸出时推动转向节动作,带动多连杆机构拉动下位锁机构解锁,并带动第1撑杆、第2撑杆、第3撑杆收起,上位锁机构锁闭。作动筒收缩时拉动转向节动作,带动锁连杆机构推动上位锁机构解锁,起落架在重力和气动力作用下展开,锁连杆机构推动下位锁机构锁闭,从而实现单一动力源驱动下的收放与锁止同步控制。

1.2 锁机构的设计

飞机起落架收放系统中机构的运动状态可分为相对静止、开锁、起动到定位和上锁4个阶段^[10]。锁机构是起落架收放系统中一个重要部件,是其运行极限位置的固定装置,它应能牢固地把起落架锁在所需位置^[11]。

起落架锁机构包括上位锁和下位锁,它们能否正常工作至关重要。上位锁的功用是将起落架支柱固定在收上位置,承受飞机飞行情况下的起落架质量载荷;下位锁的功用是将起落架支柱固定在放下位置。如果上位锁卡住,妨碍起落架放下,下位锁上锁失效,起落架不能放下到位,均可使飞机毁坏^[12-14]。

为了减轻无人机起落架的整体重量,提高其有效负载,上位锁和下位锁分别采用挂钩式和钩环式,并实现上、下位锁的合一,开锁作动筒和起落架收放作动筒的合一。这样就减少了一套开锁作动筒、上位锁及其支撑结构,起落架上下位一体的锁机构如图2所示,通过收放作动筒带动锁连杆实现上下位锁的闭合。

1.2.1 上位锁设计

上位锁机构采用挂钩式,由铰接于第二撑杆杆身的上位锁钩与固定在起落架舱体内壁的L型上位锁舌组成。当收放作动筒活塞杆伸出驱动起落架收起时,锁连杆机构带动上位锁钩绕铰接点旋转,直至钩体与锁舌形成十字形刚性卡合,此时多连杆机构进入“死点”位置,利用机械自锁特性维持收起状态。解锁时,作动筒活塞杆收缩产生的反向拉力通过锁连杆推动锁钩脱离锁舌倾斜面,使上位锁失效,起落架在重力与气动力作用下开始展开。起落架上位锁定状态如图3所示。

1.2.2 下位锁设计

下位锁机构采用钩环式,由铰接于第2撑杆延长部的下位锁钩与固定在第3撑杆侧面的下位锁舌构成,两者锁闭时形成“工”字形承力界面。传动过程中,下位锁钩通过锁连杆与收放作动筒联动,当起落架通过重力和气动力展开至第2撑杆与第3撑杆接近平行时,作动筒活塞杆继续收缩通过锁连杆推动下位锁钩旋转并与下位锁舌完全咬合。此时,第1撑杆、第2撑杆、第3撑杆与收放作动筒形成三角形稳定结构,冲击载荷通过撑杆直接传递至舱体,下位锁钩仅承受预紧力,避免了传统锁机构的弯曲应力集中问题。起落架下位锁定状态如图4所示。

2 运动学与动力学仿真

2.1 收放机构运动学仿真

为验证起落架收放机构的运动协调性及空间兼容性,基于CATIA平台构建三维参数化模型,并导入DMU模块开展运动学仿真分析。按照图1的总体结构设计方案在各个部件之间建立相应的运动副,由于收放过程中多构件协同运动导致空间轨迹复杂,采用DMU干涉检查功能对全行程运动状态进行动态监测,结果表明各构件在运动过程中始终保持安全间隙,未出现干涉现象。起落架收放位置如图5所示。

仿真结果(图6)表明,作动筒的伸长量为256 mm。当作动筒完全收缩,起落架处于放下状态,此时第1撑杆与重力方向夹角为5.6°,为飞机地面滑行与起降提供了稳定支撑;而作动筒完全伸长时,起落架收起,第1撑杆与重力方向夹角达89°,使得起落架能紧密收纳于机体,有效减小飞行阻力。作动筒伸缩过程中,起落架收放速度保持平缓。

2.2 收放机构动力学仿真

基于LMS Virtual Lab Motion动力学仿真平台,在保证结构惯性质量准确的前提下,添加旋转副、固定副、圆柱副、滑移副等运动副约束,综合考虑重力、运动副摩擦阻力、构件惯性效应以及接触相互作用,采用3次插值模拟作动筒沿活塞杆轴向的位移驱动函数,实现收放过程的动态仿真,最终建立的起落架收放机构动力学模型如图7所示。

根据仿真结果可得出起落架在收放过程中作动筒的驱动力如图8所示,其载荷峰值作为电动作动筒选型的核心依据,需留有一定安全系数综合考量作动筒的额定推力。

起落架放下过程中,带动下位锁机构的细长杆容易受压失稳,因此该细长杆在轴向压力作用下的稳定性需结合理论临界载荷进行评估,已知细长杆的主要参数如表1所示,基于压杆稳定理论,通过欧拉公式计算可得理论临界载荷为

(1)F_cr=$\frac{{\pi }^{2}EI}{{\left(\mu L\right)}^{2}}$=215.7

式(1)中:E为材料的弹性模量;I为截面惯性矩;L为压杆长度;μ为长度系数。

该数值为细长杆保持直线稳定状态的最大临界压力,当实际轴向压力超过此值,杆体将发生屈曲变形,出现载荷突降、结构弯曲等失稳现象。

动力学仿真结果显示起落架放下过程中细长杆所受的轴向力如图9所示,杆端承受的最大轴向力大小为113.5 N,仅为理论临界载荷的52.6%,满足起落架收放过程的功能需求。

3 着陆冲击仿真

3.1 着陆冲击仿真模型建立

起落架着陆冲击仿真通过建立动力学模型模拟落震过程中的起落架力学特性与载荷传递,从而揭示起落架的冲击载荷分布规律^[15-16]。为评估起落架系统在着陆冲击载荷下的动态响应,验证起落架系统在着陆时的传力特性,在CATIA中将起落架系统调至着陆状态,基于LMS Virtual Lab Motion分析平台建立着陆冲击仿真模型。建立相应的运动副以及接触设置,在模型中,将无人机机体简化为刚性质量块,通过主绞点与起落架系统相连接,模拟机体对起落架的载荷传递,仿真主要参数如表2所示,着陆冲击动力学模型如图10所示。

3.2 仿真结果分析

仿真计算时间设定为1 s,仿真结果显示,着陆冲击过程中起落架与机身连接的主绞点处在触地瞬间垂向力迅速攀升至7.5 kN,主要由机身惯性力与轮胎压缩反力叠加所致,随着轮胎的持续压缩变形,载荷逐渐降低。如图11所示。基于主绞点垂向力时程曲线,可以得到着陆过载系数曲线如图12所示,可以看到在整个着陆冲击过程过载都控制在较低水平,降低了对起落架结构的强度要求,同时机体与起落架连接件无需过度强化设计,有助于实现结构轻量化。

锁连杆作为起落架收放锁定机构的核心承载件,其着陆载荷幅值显著低于主绞点,如图13所示。这一现象源于着陆时起落架已处于刚性锁定状态,锁连杆的核心作用是维持机构几何约束,而非参与冲击载荷传递,因此仅承受自身结构在冲击瞬间因加速、减速产生的惯性力。锁连杆的低载荷响应特性,有效验证了“锁机构不承受冲击载荷”设计假设的合理性。

仿真结果表明,所设计的起落架系统展现出良好的着陆冲击载荷应对能力。在着陆冲击过程中,冲击载荷通过撑杆形成直接传力路径传递至机体结构。锁连杆在整个冲击过程中始终未承受显著冲击载荷,这一特性有效避免了冗余受力环节,与预期设计目标高度契合,充分验证了该收放系统的设计在结构传力路径优化与载荷分配控制方面的显著优势。

4 实验验证

4.1 收放作动筒选型与参数确定

根据2.2节动力学仿真结果,作动筒在收放过程中的载荷峰值为650 N,按1.5倍的安全系数,所选作动筒的推力至少为975 N。综合考量作动筒的收放行程与空间安装约束,选取LUILEC电机250 mm行程1 400 N推力的电动推杆,主要性能参数如表3所示。

该选型方案通过动力学仿真与结构兼容性分析, 满足载荷、行程等核心指标,为后续实验验证提供了可靠的动力源支撑。

4.2 起落架收放系统的加工与可靠性验证

基于三维参数化模型,采用轻量化铝合金材料加工起落架收放系统核心构件,其中第2撑杆及第3撑杆通过数控铣削成型,以满足多连杆机构的运动精度要求。锁连杆机构采用高强度不锈钢,通过线切割工艺加工锁钩与锁舌的配合面,表面粗糙度控制在Ra1.6(加工表面平均粗糙度位1.6 μm )以下,避免运动过程中出现卡滞现象。为了降低实验成本,第1撑杆采用质量和质心保持一致的假件代替,如图14所示。

完成加工后的起落架各构件精度良好,符合预期标准。如图15所示,当进行收起作动时,收放作动筒伸长, 第2撑杆与第3撑杆协同动作,各连杆机构按照设计轨迹平稳运行,带动起落架逐渐向上收起,最终达到收起位置并稳固锁定。当执行放下操作时,作动筒收缩,起落架在重力与作动筒推力作用下缓慢展开,直至达到预定的放下位置并稳固锁定,为着陆提供稳定支撑,经过多次收放测试,起落架收放系统运行顺畅,各项性能指标满足设计要求。

4.3 运动学实验测试方案与结果分析

为验证单作动筒收放系统的运动学特性与仿真模型的一致性,在完成起落架核心构件加工与作动筒选型安装后,开展全行程运动学实验测试。本次实验以第1撑杆转动角度与作动筒伸缩量的动态关系为核心测试对象,通过构建测量系统,对比CATIA DMU运动学仿真结果。

4.3.1 实验装置与测试方案

搭建4.2节所示的起落架收放实验台,通过电机驱动作动筒模拟收放过程,采用角度传感器监测第1撑杆转动角度,线位移传感器测量作动筒伸长量,如图16所示。重复测试5次,取平均值以减小随机误差。传感器的主要参数如表4所示。

4.3.2 实验结果分析

将实验测试所得第1撑杆收起角度随收放作动筒伸长量变化的曲线,与基于CATIA DMU构建的运动学仿真曲线进行对比分析,如图17所示。从整体趋势看,两条曲线均呈现出第一撑杆收起角度随作动筒伸长量增加而近似线性增大的规律,说明仿真模型在宏观运动学特性上与实际实验具有较好的一致性。

在作动筒伸长量较小阶段,实验曲线与仿真曲线存在一定偏差。实验曲线在此区间有小幅波动,而仿真曲线相对平滑。这主要是由于实际实验中,机构存在装配间隙、零件加工公差等因素,导致小行程下角度测量出现短期波动;而仿真模型基于理想刚体假设,未考虑实际物理结构的微小偏差,故呈现更规则的线性变化。

随着作动筒伸长量增大,实验曲线逐渐贴合仿真曲线,二者偏差控制在较小范围内。这表明当机构运动行程增大,装配间隙等微小误差的影响减小,实际运动规律更趋近于仿真模型的理想运动学关系,验证了仿真模型在大行程、主要运动阶段的可靠性。

通过全行程对比,实验与仿真结果的整体吻合度较高,说明所建立的起落架运动学仿真模型能够有效反映实际收放系统的运动特性。

4.4 动力学实验测试方案与结果分析

起落架收放过程中,作动筒承受的轴向载荷直接影响系统动力匹配与结构可靠性。为验证动力学仿真模型对作动筒载荷预测的准确性,需通过实验测试获取真实情况下的载荷数据。

4.4.1 实验装置与测试方案

为了精确测量作动筒输出载荷,需在作动筒两端串联高精度力传感器。受限于传感器安装空间与作动筒结构兼容性,原250 mm行程作动筒无法直接适配。故改用100 mm短行程作动筒串联力传感器,通过分段测试覆盖全行程载荷特性,如图18所示。每阶段测试后保持机构位姿,重新安装作动筒至下一阶段起始点,确保数据测试的连续性。重复测试5次取平均值以减小随机误差。力传感器的主要参数如表5所示。

4.4.2 实验结果分析

将100 mm行程作动筒分段测试、拼接得到起落架放下全程作动筒驱动力曲线,与多体动力学仿真结果对比,如图19所示。

实验曲线呈现明显的震荡特性,主要由于以下几方面原因:一是连接件的间隙、作动筒与力传感器的同轴度误差,引发小行程内载荷瞬态冲击;二是第1撑杆采用的假件由不锈钢管和集中质量块构成,其质量分布与实际构件存在差异,在起落架收放过程中,假件惯性力的非均匀传递产生离散惯性力矩,通过多连杆机构传递至收放作动筒,引发周期性载荷波动。

尽管实验中存在惯性震荡与同轴度误差导致的载荷波动,但从全行程数据来看,仿真模型准确捕捉到了作动筒轴向载荷随着作动筒收缩而持续衰减的核心规律。在起落架放下过程中,仿真与实验曲线均显示载荷从峰值(实验约700 N、仿真约650 N)逐步下降至接近0,表明仿真模型对机构运动学关系和载荷传递机制的描述基本符合实际工况。充分证明了仿真结果的有效性。这种趋势层面的高度一致性,意味着仿真模型能够有效预测作动筒在不同阶段的载荷变化,为后续作动筒选型、结构强度校核等工程应用提供了可靠依据。

5 结论

提出了基于单作动筒集成收放与锁止功能的起落架收放系统设计方案。通过多连杆机构与单作动筒的协同设计,实现了收放驱动与上、下位锁止的一体化控制,有效降低了系统重量与复杂度。采用CATIA完成三维参数化建模与DMU运动学仿真,验证了收放机构在全行程范围内的运动协调性与空间兼容性;基于LMS Virtual Lab Motion建立多体动力学模型,分析了作动筒载荷特性以及细长杆的稳定性;着陆冲击仿真结果表明,冲击载荷通过撑杆直接传递至机体,锁连杆未承受显著冲击载荷,最大过载系数控制在较低水平。最后通过实验验证了机构设计的可靠性以及运动学与动力学仿真的有效性。

参考文献

原文顺序 | 出版日期 | 本文引用

[1]	聂宏, 魏小辉. 大型民用飞机起落架关键技术[J]. 南京航空航天大学学报, 2008(4): 427-432.

[2]	Nie Hong, Wei Xiaohui. Key technologies of landing gear for large civil aircraft[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2008(4): 427-432.

[3]	Huang C, Jia Y. Optimal design of aircraft landing gear mechanism actuating force[C]//Joint International Information Technology, Mechanical and Electronic Engineering Conference. New York: JIMEC, 2018: 334-340.

[4]	王中长. 飞机起落架收放机构的设计与仿真分析[J]. 滨州学院学报, 2024, 40(2): 22-27.

[5]	Wang Zhongchang. Design and simulation analysis of aircraft landing gear retraction mechanism[J]. Journal ofBinzhou College, 2024, 40(2): 22-27.

[6]	魏亮亮, 范建博, 何煜文. 起落架收放系统动力学仿真[J]. 液压与气动, 2021, 45(9): 76-81.

[7]	Wei Liangliang, Fan Jianbo, He Yuwen. Dynamic simulation of landing gear retraction system[J]. Hydraulic and Pneumatic, 2021, 45(9): 76-81.

[8]	李田囡, 王小锋, 宁晓东. 飞机起落架收放机构与锁机构的集成运动仿真[J]. 机电工程技术, 2010, 39(5): 61-63, 113.

[9]	Li Tiannan, Wang Xiaofeng, Ning Xiaodong. Integrated motion simulation of aircraft landing gear retractable mechanism and lock mechanism[J]. Mechatronics Engineering Technology, 2010, 39(5): 61-63, 113.

[10]	帅涛. 某型起落架设计及模态分析[J]. 中国科技信息, 2025(11): 22-24.

[11]	Shuai Tao. Design and modal analysis of a specific type of landing gear[J]. China Science and Technology Information, 2025(11): 22-24.

[12]	Haritha T, Hemanth G, Rajesh D, et al. Design and analysis of aircraft landing gear[J]. International Journal of Engineering Research & Technology, 2024, 13(8): 133-144.

[13]	张淑兰. 起落架布局设计技术[J]. 飞机设计, 1994(2): 16-22, 26.

[14]	Zhang Shulan. Landing gear layout design technology[J]. Aircraft Design, 1994(2): 16-22, 26.

[15]	付永领, 齐海涛, 王利剑, 等. 混合作动系统的工作模式研究[J]. 航空学报, 2010, 31(6): 1177-1184.

[16]	Fu Yongling, Qi Haitao, Wang Lijian, et al. Research on the working modes of hybrid actuation systems[J]. Journal of Aeronautics, 2010, 31(6): 1177-1184.

[17]	屠毅, 肖翔, 李楠. 大型飞机起落架收放控制系统仿真[J]. 北京航空航天大学学报, 2013, 39(5): 595-599.

[18]	Tu Yi, Xiao Xiang, Li Nan. Simulation of the landing gear retraction and extension control system for large aircraft[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2013, 39(5): 595-599.

[19]	顾长鸿, 盛一兴, 张树林. 飞机起落架上位锁机构可靠性分析[J]. 北京航空航天大学学报, 1995(4): 18-23.

[20]	Gu Changhong, Sheng Yixing, Zhang Shulin. Reliability analysis of the upper position lock mechanism of aircraft landing gear[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 1995(4): 18-23.

[21]	冯蕴雯, 国志刚, 宋笔锋. 如何确保飞机起落架收放锁系统的可靠性[J]. 西北工业大学学报, 2005(2): 171-175.

[22]	Feng Yunwen, Guo Zhigang, Song Bifeng. How to ensure the reliability of the aircraft landing gear retraction and lock system[J]. Journal of Northwestern Polytechnical University, 2005(2): 171-175.

[23]	杨易鑫, 印寅, 聂宏, 等. 基于分岔理论的起落架撑杆式锁机构设计[J]. 航空学报, 2020, 41(11): 367-382.

[24]	Yang Yixin, Yin Yin, Nie Hong, et al. Design of strut-type locking mechanism for landing gear based on bifurcation theory[J]. Journal of Aeronautical Sciences, 2020, 41(11): 367-382.

[25]	张航舟, 刘庞轮, 邓晓山, 等. 一种起落架下位锁机构的设计[J]. 机械工程师, 2018(8): 69-71.

[26]	Zhang Hangzhou, Liu Panglun, Deng Xiaoshan, et al. Design of a landing gear lower lock mechanism[J]. Mechanical Engineer, 2018(8): 69-71.

[27]	唐瑞琳, 巩磊, 王博. 飞机起落架动力学建模及地面运动仿真[J]. 科学技术与工程, 2021, 21(16): 6889-6897.

[28]	Tang Ruilin, Gong Lei, Wang Bo. Dynamic modeling of aircraft landing gear and ground motion simulation[J]. Science Technology and Engineering, 2021, 21(16): 6889-6897.

[29]	刘晶鑫, 董辉立, 马晓琛. 基于有限元柔性体理论的起落架落震仿真分析[J]. 机械设计与制造, 2024(3): 100-105, 110.

[30]	Liu Jingxin, Dong Huili, Ma Xiaochen. Simulation analysis of landing gear drop impact based on finite element flexible body theory[J]. Machinery Design & Manufacture, 2024(3): 100-105, 110.

基金资助

西北工业大学飞行器结构抗冲击设计、分析与验证团队基金(2019TD-023)

PDF (12365KB)

访问

被引

详细

导航

Received	Published	Revised
2025-07-08	2026-02-28	2025-12-05
Online Date
2026-05-30

摘要