A. 誰有關於飛機起落架信號燈的資料，，重要性，，維修方法，，只要是介紹關於飛機起落架的資料都可以，，百
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3.
結構分類
按照結構分類還可以分為構架式起落架，支柱式起落架，搖臂式起落架，浮筒式起落架。
三．起落架的研究現狀和發展趨勢
這兒主要從起落架疲勞破壞的相似規律的研究，
起落架動力學的分析方法和起落架設計與分
析三個方面進行論述。
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(
一
).
疲勞破壞的相似規律
1.
疲勞強度的統計估演算法
目前，常採用威布爾「最薄弱環節」假說來描述疲勞極限的分布。
對於尺寸和應力集中不同的試件，如果截面計算周長
L
和相對最大應力梯度
𝐺
的比值不變，
則應力集中區最大破壞力
𝜎
max
的分布函數將是相同的。
而且可知如果試件，
模擬樣件已經零
件具有不同的
L
和
𝐺
，只要
L
𝐺
的比值不變，則用
𝜎
max
表示的疲勞極限分布函數也將相同。
以
𝜎
max
表示的疲勞極限分布可用帶邊界的對數正態分布規律來描述，即認為值
x
=
𝑙
𝑔
𝜎
max
−
𝜎
min
的分布是正態分布。其中
𝜎
min
是疲勞下限。
對於不同尺寸和外形的零件，
疲勞極限的分布函數可用用下述疲勞破壞基本相似方程來描述：
x
=
𝑙
𝑔
𝜎
max
−
𝜎
min
=
𝐴
𝐿
−
B
𝑙
𝑔
𝐿
𝐺
+
𝑢
𝑝
𝑆
𝑥
式中
𝜎
max
——應力集中區的最大應力
𝜎
min
——以
𝜎
max
表示的疲勞極限的下限
𝐴
𝐿
，
B
——材料常數
L
𝐺
——疲勞破壞相似准則
L
——截面周長或集中應力區附近的周長部分
𝐺
——應力集中區相對最大應力梯度
𝑢
𝑝
——隨機量
x
的標准正太偏量
𝑆
𝑥
——隨機量
x
的標准偏差
在給定的試驗溫度、
基數和頻率下，
對於同一爐次的金屬，
𝜎
max
，
𝐴
𝐿
，
B
和
𝑆
𝑥
的大小是常值，
且這些數據是通過疲勞試驗後用統計處理方法獲得的。
2.
起落架結構材料疲勞破壞相似規律的研究
試件的疲勞試驗常採用下述方法。
先從每種樣式試件中抽出
10~20
個，
在各種應力量級下進行試驗，
按照試驗結果畫出普通的
疲勞曲線。
然後按此疲勞曲線，
在試件疲勞極限以上選擇
3~4
個應力量級，
在每級應力上成
組的試驗
13~20
個試件，
以便畫出全概率疲勞曲線圖。
可以按照普通疲勞曲線的疲勞極限值，
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乘以
1.02,1.05,1.1,1.15,1.2,1.25,1.3
等等來給出應力量級。
為求平均值和標准偏差，每種樣式取
20
個試件進行「階梯」法試驗。先從剛才畫出的疲勞
曲線里估計出疲勞極限平均值並開始試驗。
如果第一個試件通過循環基數（即在疲勞試驗曲線上對應於接觸強度極限的應力循環次數）
時沒有發生破壞，
則要用較高的應力級載入第二個試件，
反之就用較低的應力級載入第二個
試件，即後一個的應力級載入取決前一個的實驗結果。
這樣反復試驗後，
用統計處理的方法對結果進行整理並結合線性回歸原理來取捨，
就可以比
較准確的得出平均值。
由於這是針對飛機起落架的研究，
所以這兒規定在本研究中應力級差
不超過
1
𝐾
𝑔
/
mm
2
，而試驗基數為
10
7
次循環。
(
二
).
起落架動力學的分析方法
比較傳統的動力學分析方法是首先建模，
然後建立動力學微分方程，
並根據初始條件求解方
程最後得出相應的解。
隨著近幾年航空技術的發展和機械工業技術的進步，
現在越來越被廣泛採用的的分析方法是
虛擬樣機與協同模擬技術。
(
三
).
起落架設計（以起落架加長對飛機總體設計的影響為論述目標）
1.
主起落架長度與防翻角的關系
如右圖所示，設地面到飛機重心的原來的垂直高度
𝐻
cg
，主起落
架加長長度為
∆
H
，並近似認為飛機重心高度的變化量也為
∆
H
，
原防翻角為
α
，
主起落架加長後的防翻角為
𝛼
1
.
主起落架加長後使
得飛機重心增高，從而使得防翻角減小，且滿足
tan
𝛼
1
tan
α
=
𝐻
cg
∆
H
+
𝐻
cg
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2.
主起落架長度與尾座角的關系
如左圖所示，實心點是飛機的重心。過實
心點做一條與豎直方向成
15
0
的傾斜線
𝐿
1
，
然後過機輪中心畫一條垂直於地面的直線
𝐿
2
，則
𝐿
1
和
𝐿
2
有一個交點。過這個交點做
一條垂直於
𝐿
1
的直線
𝐿
3
，則
𝐿
3
與地面所成
的角即為尾座角。在設計飛機時，可以根
據起落架的高低確定對應的尾座角。
3.
主起落架長度與側翻角的關系
飛機防側翻
的恢復力矩
取決於側翻
角的大小，
而側翻的大
小取決於重
心高度和飛
機主輪距等。
側翻角越小，
飛機的側翻
穩定性更好。
所以在設計
的時候要考慮好主起落架的高度以獲取適當的重心高度以及主輪距來減小側翻角。
如上圖所
示，
α
指前輪中心與重心的連心線
𝑙
n
和前輪中心與任一後輪的連心線的夾角，
𝑙
m
指重心到後
輪中心的距離，
t
指主輪間距，
ℎ
cg
為重心高度，
φ
指側翻角。則有
tan
𝜑
=
ℎ
cg
ln
sin
𝛿
其中，
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tan
𝛿
=
t
2(
𝑙
m
+
𝑙
n
)
根據以上公式可以算出具體的尾座角。
（四）
.
起落架的發展趨勢
在未來的起落架的設計製造過程中，
將會大量使用先進的科學技術和更優質的新材料，
使起
落架更加信息化和智能化，同時可以大幅度減小起落架本身的重量以提高其靈活性。
四．總結
由於自身知識的欠缺，
所以本論文只能粗陋的描述關於起落架的最基本的知識，
比如起落架
的結構和起落架設計以及研究方法，
而且還有很多不到位和不全面的地方。
盡管以上的描述
基本上是自己查閱資料後根據自己的理解寫下來的，
但很多地方到現在還沒有完全弄懂。
在
閱讀資料的時候，
尤其是涉及到機械原理和機械設計的知識時就很多地方一談糊塗了，
這需
要不斷的學習。
五．參考文獻
1.
《飛機起落架動力學涉及與分析》
，西北工業大學出版社；聶宏，魏小輝等編著。
2.
《飛機起落架的可靠性》
，國防工業出版社；
【蘇】
B.B.
博伊佐夫著，郭楨，郭培凡譯。
3.
《材料力學（
1
）第三版》
，
《材料力學（
2
）第三版》
，高等教育出版社；單輝祖編著。
4.
《理論力學》
，高等教育出版社；謝傳鋒，王琪主編。
5.
《機械原理》
，機械工業出版社；於靖軍主編。