1740_飛機起落架機構設計及安全性分析

1740_飛機起落架機構設計及安全性分析,飛機,起落架,機構,設計,安全性,分析 南昌航空大學科技學院學士學位論文01.緒論1.1 起落架的概述起落架的結構形式一般有以下幾種：有尾部旋轉支點的后二點起落架，其主要載荷位于飛機重心前面的兩個主輪上；有前旋轉支點的前二點起落架，其主要載荷位于飛機重心后面的兩個主輪上；左右翼尖下有護翼輪的自行車式起落架，在飛機對稱面內重心前后各有一副主起落架。有尾輪的后三點起落架，在螺旋槳飛機上易于配置，便于利用氣動阻力使飛機著陸減速，構造簡單、重量較輕，其主要缺點是飛機在地面滑跑的穩(wěn)定性較差，如果操縱不當飛機容易打轉。此外，要求飛機三點接地著陸時，操縱比較困難。有前輪的前三點起落架，飛機縱軸線接近水平位置，駕駛員視界好，滑跑阻力小，起飛加速快。此外地面運動的方向穩(wěn)定性好，滑行中即使重剎車也不容易翻轉和倒立，著陸時兩主輪先接地也易于操縱，其主要缺點是容易發(fā)生前輪擺振。自行車式起落架主要依靠兩個主起落架承載和滑行，輔助用的護翼輪可以使飛機在停放時保持穩(wěn)定。此種形式的起落架是為了解決機翼厚弦比不斷減小，尺寸較大的主起落架難于收入機翼內這一困難而發(fā)展起來的，由于前面主輪承載較大，起飛離地比較困難。起落架是飛機的起飛著陸裝置，主要用于飛機的起飛、著陸、地面滑跑和地面停放。飛機在起飛滑跑、著陸接地和地面運動時會相對于地面產(chǎn)生不同程度的撞擊，起落架應能承受并減緩這種撞擊，從而減輕飛機受載。起落架還應使飛機在地面運動時具有良好的操縱性和穩(wěn)定性。為了降低飛機在飛行時的阻力，起落架通常是可折疊收放的。起落架的基本功能可歸納如下：（1)支撐飛機機體，使之便于停放和運動。（2)通過緩沖器吸收撞擊能量。（3)通過機輪剎車裝置吸收水平方向能量。（4)通過轉彎操縱機構或者差動剎車控制飛機轉彎和地面運動。（5)減緩飛機滑跑時由于跑道不平導致的振動。（6)為地面操縱(牽引、頂?shù)?提供附件。其它功能有：通過起落架測量飛機重量與重心，對飛機裝載量提供目測指示，通過折疊收放減低氣動阻力，在起落架支柱上安裝著陸燈，為駕駛員提供收放信號，為艙門機構提供連接凸耳等。南昌航空大學科技學院學士學位論文1總之，起落架的作用是在飛機著陸運動狀態(tài)時吸收著陸能量、減緩滑行振動以便使乘員不感到不適。起落架減震系統(tǒng)可減少飛機著陸時和在跑道上滑行時機輪所承受的沖擊載荷和顛簸載荷。這個系統(tǒng)包括起落架的緩沖器和機輪輪胎。緩沖器可以是油液的、氣體的、橡皮的或彈簧的?，F(xiàn)在廣泛采用的緩沖器是油氣式的，因為它能保證沖擊能充分的變換成熱能，而且還具有結構緊湊和使用可靠的特點。1.2 飛機起落架的布置形式起落架的布置形式是指飛機起落架支柱(支點)的數(shù)目和其相對于飛機重心的布置特點。目前，飛機上通常采用四種起落架形式：圖 1.1 后三點式起落架后三點式起落架：這種起落架有一個尾支柱和兩個主起落架。并且飛機的重心在主起落架之后。后三點式起落架多用于低速飛機上，因此在四十年代中葉以前曾得到廣泛的應用。目前這種形式的起落架主要應用于裝有活塞式發(fā)動機的輕型、超輕型低速飛機上。優(yōu)點： ①在飛機上易于裝置尾輪。與前輪相比，尾輪結構簡單，尺寸、質量都較小。②正常著陸時，三個機輪同時觸地，這就意味著飛機在飄落(著陸過程的第四階段)時的姿態(tài)與地面滑跑、停機時的姿態(tài)相同。也就是說，地面滑跑時具有較大的迎角，因此，可以利用較大的飛機阻力來進行減速，從而可以減小著陸時和滑跑距離。因此，早期的飛機大部分都是后三點式起落架布置形式。缺點：①大速度滑跑時，遇到前方撞擊或強烈制動，容易發(fā)生倒立現(xiàn)象(俗稱拿大頂)。因此為了防止倒立，后三點式起落架不允許強烈制動，因而使著陸后的滑跑距離有所增加。南昌航空大學科技學院學士學位論文2②如著陸時的實際速度大于規(guī)定值，則容易發(fā)生“跳躍”現(xiàn)象。因為在這種情況下，飛機接地時的實際迎角將小于規(guī)定值，使機尾抬起，只是主輪接地。接地瞬間，作用在主輪的撞擊力將產(chǎn)生抬頭力矩，使迎角增大，由于此時飛機的實際速度大于規(guī)定值，導致升力大于飛機重力而使飛機重新升起。以后由丁速度很快地減小而使飛機再次飄落。這種飛機不斷升起飄落的現(xiàn)象，就稱為“跳躍” 。如果飛機著陸時的實際速度遠大于規(guī)定值，則跳躍高度可能很高，飛機從該高度下落，就有可能使飛機損壞。③在起飛、降落滑跑時是不穩(wěn)定的。如過在滑跑過程中，某些干擾(側風或由于路面不平，使兩邊機輪的阻力不相等)使飛機相對其軸線轉過一定角度，這時在支柱上形成的摩擦力將產(chǎn)生相對于飛機質心的力矩，它使飛機轉向更大的角度。④在停機、起、落滑跑時，前機身仰起，因而向下的視界不佳。基于以上缺點，后三點式起落架的主導地位便逐漸被前三點式起落架所替代，目前只有一小部分小型和低速飛機仍然采用后三點式起落架。圖 1.2 前三點式起落架前三點式起落架：這種起落架有一個前支柱和兩個主起落架。并且飛機的重心在主起落架之前。前三點式起落架是目前大多數(shù)飛機所采用的起落架布置形式，與后三點式起落架相比較，前三點式起落架更加適合與高速飛機的起飛降落。優(yōu)點：①著陸簡單，安全可靠。若著陸時的實際速度大于規(guī)定值，則在主輪接地時，作用在主輪的撞擊力使迎角急劇減小，因而不可能產(chǎn)生象后前三點式起落架那樣的“跳躍”現(xiàn)象。②具有良好的方向穩(wěn)定性，側風著陸時較安全。地面滑行時，操縱轉彎較靈活。③無倒立危險，因而允許強烈制動，因此，可以減小著陸后的滑跑距離。④因在停機、起、落滑跑時，飛機機身處于水平或接近水平的狀態(tài)，因而向下的視南昌航空大學科技學院學士學位論文3界較好，同時噴氣式飛機上的發(fā)動機排出的燃氣不會直接噴向跑道，因而對跑道的影響較小。缺點：①前起落架的安排較困難，尤其是對單發(fā)動機的飛機，機身前部剩余的空間很小。②前起落架承受的載荷大、尺寸大、構造復雜，因而質量大。③著陸滑跑時處于小迎角狀態(tài)，因而不能充分利用空氣阻力進行制動。在不平坦的跑道上滑行時，超越障礙(溝渠、土堆等)的能力也比較差。④前輪會產(chǎn)生擺振現(xiàn)象，因此需要有防止擺震的設備和措施，這又增加了前輪的復雜程度和重量。盡管如此，由于現(xiàn)代飛機的著陸速度較大，并且保證著陸時的安全成為考慮確定起落架形式的首要決定因素，而前三點式在這方面與后三點式相比有著明顯的優(yōu)勢，因而得到最廣泛的應用。圖 1.3 自行車式起落架自行車式起落架：這種起落架除了在飛機重心前后各有一個主起落架外，還具有翼下支柱，即在飛機的左、右機翼下各有一個輔助輪。優(yōu)點：①解決了部分飛機主起落架的收放問題②無論是前三點式起落架還是后三點式起落架，其主輪都是布置在機翼下方，因此飛行時都將主輪收入機翼內。但有一些飛機的機翼非常薄，或者是布置了其它結構設備，因此難于將主起落架收入機翼內，這種飛機（特別是采用上單翼的轟炸機）往往采用自行車式起落架，如美國的“同溫層堡壘”B-52 等。由于自行車式起落架的兩個主輪都在機身軸線上，飛行時直接收入機身內，而只在左右機翼下各裝一個較小的輔助輪。缺點：①前起落架承受的載荷較大，而使尺寸、質量增大。②起飛滑跑時不易離地而使起飛滑跑距離增大。為使飛機達到起飛迎角，需要依靠南昌航空大學科技學院學士學位論文4專門措施，例如在起飛滑跑時伸長前起落架支柱長度或縮短后起落架支柱長度。③不能采用主輪剎車的方法，而必須采用轉向操縱機構實現(xiàn)地面轉彎等。由于以上的不利因素，除非是不得以，一般不采用自行車起落架。目前僅有少數(shù)飛機采用這種起落架布局形式，如美國的“海鷂”AV-8 垂直起降戰(zhàn)斗機等。多支柱式起落架圖 1.4 多支柱式起落架多支柱式起落架：這種起落架的布置形式與前三點式起落架類似，飛機的重心在主起落架之前，但其有多個主起落架支柱，一般用于大型飛機上。如波音 747 客機、C-5A(軍用運輸機（起飛質量均在 350 噸以上)以及蘇聯(lián)的伊爾 86 旅客機(起飛質量 206 噸)。顯然，采用多支柱、多機輪可以減小起落架對跑道的壓力，增加起飛著陸的安全性。在這四種布置形式中，前三種是最基本的起落架形式，多支柱式可以看作是前三點式的改進形式。目前，在現(xiàn)代飛機中應用最為廣泛的起落架布置形式就是前三點式。1.3 國內外研究現(xiàn)狀起落架的收放機構運動復雜，起落架的收放，上、下位鎖開鎖和上鎖，艙門的打開和關閉等均要正確匹配和協(xié)調，否則將會發(fā)生飛行事故。我國開展了與起落架現(xiàn)代設計技術密切相關的專題研究，并取得了一大批研究成果，其中有些達到世界先進水平，如變油孔雙腔緩沖器設計技術，飛機前輪防擺技術，飛機地面運動動力學分析技術，長壽命、高可靠性起落架設計及壽命評估技術，起落架結構優(yōu)化設計技術，起落架收放系統(tǒng)仿真分析技術，起落架主動控制技術等，這些成果部分地應用于型號研制中，并取得了一定效果。許多學者與研究生在理論方面也開展了一系列研究工作。 《起落架設計與評定技術指南》集中反應了我南昌航空大學科技學院學士學位論文5國近年來在起落架現(xiàn)代設計理論與方法方面的進展情況。但與國外相比，我國的大量研究成果是分散的，孤立的，沒有作為模型、算法或程序模塊集成于一套系統(tǒng)中，成為設計師的實用工具，更沒有在高水平的硬件與軟件平臺上形成一套先進、實用、高效的起落架專業(yè) CAD/CAE 軟件系統(tǒng)，因而我國型號研制基本上仍是完全采用傳統(tǒng)模式，費時、費力、耗資。國內起落架的研究軟件主要有南京航空航天大學和西北工業(yè)大學共同開發(fā)的起落架設計分析軟件系統(tǒng) LCAE，功能比較強大，能進行結構布局設計、起落架機構運動分析或應力分析、有限元總體應力分析、變形及載荷分析、緩沖性能分析、損傷絨線分析、及破壞危險性分析?？梢詫崿F(xiàn)圖形及文本的前處理功能、后處理功能、分析程序的過程處理功能。另外還有南京理工大學和沈陽飛機研究所的起落架設計專家系統(tǒng) ALGDES[5]，它能進行結構布局設計和強度分析、系統(tǒng)空間位置造型仿真機干涉分析，它建立了起落架設計的知識表示形式和組織形式，即專家系統(tǒng)。北京航空航天大學和西北工業(yè)大學都做過起落架防滑剎車系統(tǒng)的機械裝置和仿真軟件。有人研究了飛機接地時所受到的加速度的計算方法，介紹了最大過載對飛行、起落架和氣動力參數(shù)的敏感性。從國外文獻上來看，有的從動能的角度研究了起落架擺振，還有的對在各種條件下的起落架性能進行了仿真，主要是在載荷及變形方面給予仿真。在起落架行業(yè)，國外在大力開展起落架理論與專題研究的基礎上，發(fā)展和推廣應用起落架現(xiàn)代設計技術。在與現(xiàn)代設計技術密切相關的起落架專業(yè)理論研究方面，國外從六十年代開始，己做了大量專題研究工作。如 DAUTI 等公司從六、七十年代起對起落架結構進行了大量實驗與理論研究，在此基礎上形成了一套行之有效的規(guī)范和方法。美國國家研究委員會(NRC)、朗利(Langly)研究所在七、八十代就已把有限元、模態(tài)分析技術、多體動力學和主動控制技術引入起落架問題研制中，提出了一系列新理論與分析方法。在可靠性方面，美、英、德等國的主要起落架生產(chǎn)廠商已分別擁有了自己的起落架可靠性設計體系，并應用于產(chǎn)品研制、生產(chǎn)中。這些起落架專題研究提供的先進理論成果，為國外起落架現(xiàn)代設計技術的開發(fā)與應用提供了專業(yè)理論支撐。在綜合運用起落架先進理論研究成果與一般現(xiàn)代設計技術研究成果的基礎上，國外早己開發(fā)出了一整套成熟的起落架現(xiàn)代設計技術及相應的起落架專業(yè) CAD/CAE 一體化軟件工具，并已推廣應用于起落架產(chǎn)品研制中，取得巨大效益。德國航空宇航研究院在研制起落架中就開發(fā)與運用了起落架動態(tài)仿真與優(yōu)化CAD/CAE 集成軟件系統(tǒng) SIMPACK。在研制的初步階段，根據(jù)起落架的設計要求，由起南昌航空大學科技學院學士學位論文6落架的模型庫滑跑、剎車、牽引、轉彎等方面的動態(tài)力學數(shù)學模型，用計算機精確地模擬起落架的上述性能(以往都是大量的試驗來確定研制中的起落架的性能)，然后再對一些主要部件進行最優(yōu)設計。由于開發(fā)與應用了起落架現(xiàn)代設計技術，研制樣品的費用與周期大為降低。意大利 DAUTI 公司 70 年代就已建立了起落架 CAD/CAE系統(tǒng)，并應用于各種起落架產(chǎn)品研制中。從檢索到的文獻來看，在起落架仿真方面的研究主要都是集中在某一個機構或部件上的。比如緩沖器的緩沖性能分析、滑落擺振分析、防滑剎車的研究，但是在起落架一體化的運動特性仿真研究中，各個分布質量所受到的力、速度、加速度的大小等等動力學特性仿真研究卻涉及的很少，而這些也是起落架整體特性的關鍵。有的雖然在起落架一體化仿真方面做過研究，但都僅限于結構布局設計，機構運動分析。1.4 本文研究的主要內容本文的研究目的是通過現(xiàn)代 CAD/CAE 技術，建立一個適用于大型飛機起落架收放運動的運動學與動力學模型和虛擬樣機；并利用 LMS 仿真軟件對其進行動力學仿真分析。其主要內容有:1.總結了起落架的各種結構形式及收放方式，針對 A320 飛機起落架的收放機構進行了功能原理和收放運動分析。2.飛機前起落架的整體約束和受力分析及起落架的計算情況。3.以虛擬樣機技術的相關理論和功能虛擬樣機的實現(xiàn)過程為基礎，運用 LMS 軟件的 Motion 模塊對該飛機的起落架進行了動力學仿真。2.飛機起落架的分布及收放系統(tǒng)設計2.1 起落架的收放飛行速度大十 250km/h 時的飛機在飛行中起落架要收起，這樣可以大大降低飛機的迎風阻力，改善氣動性能以及飛行性能。可收放起落架盡管增加了重量，使飛機的結構設計和使用復雜化了，但提高了飛行時的總效率。起落架的收放運動方式和起落架本身及其收放結構越簡單，機翼、機身和起落架艙的承力型式也越簡單，起落架要求的收放空間就越小，收放起落架就能得到更多的效益。2.1.1 主起落架的收放方式當主起落架固定在機翼上時，它可以沿展向或弦向收放。南昌航空大學科技學院學士學位論文7沿展向收起有以下幾種方式：(1)機輪往機身方向運動，這種方式常用于機翼根部結構高度可以容納機輪的情況。(2)機輪遠離機身方向運動，這種方式適合小機輪起落架。當處于收上位置時，質量外移，使飛機的機動性能變壞。這種方式的收放機構也比其他方式要復雜，因此較少使用。(3)機輪往機身方向運動并將機輪收入機身中，這種方式多用于下單翼飛機，更適合于帶小車式的主起落架的收放。(4)機輪往機身方向運動，將機輪收入機身中并使機輪轉向，這種方式用在高速薄機翼飛機上，因為機輪放不進機翼中。由于帶了機輪轉向機構，其結構較為復雜。沿弦向方向收起方式有兩種:機輪向后運動和機輪向前運動。2.1.2 前后起落架的收放方式前、后起落架支柱通過機輪的向前和向后運動收入機身中，后支柱經(jīng)常向后運動收入機身尾部整流罩中。在選擇前起落架支柱收放方向時除了要考慮總體布局外，還必須考慮盡量減小飛機重心位置改變的要求。2.2 A320 飛機起落架分析2.2.1 A320 飛機起落架的概述空客 A320 起落架，該起落架為常規(guī)前三點可收放式，由一個前起落架和兩個主起落架組成。起落架可起降 60000 次。生命周期的耐久性設計參照于 FAR 和 JAR(不考慮損傷容限)，主起落架的檢修相隔時間是 20000 次著陸或者 10 年。起落架的操控由傳感器和兩套獨立的起落架控制單元電腦(LGCIU)電傳操縱。前起落架裝有油液氮氣式緩沖支柱和一對機輪。機輪為雙輪連鎖形式。為了改善飛機滑行時的靈活性，前起落架機輪是可操縱的。當起落架離開地面時，機輪在糾偏機構的作用下回到中立位置。每個主起落架裝有油液氮氣式緩沖支柱和一對機輪，其中每個機輪有一個液壓剎車裝置。前、主起落架的正常收放用液壓系統(tǒng)進行，在飛行中均收到機身內。如圖 2-1。南昌航空大學科技學院學士學位論文8圖 2-1 A320 飛機起落架總體布局外形空客 A320 飛機飛機起落架具有如下特點：（1）常規(guī)前三點式起落架，直接作用式油氣緩沖器。（2）主起落架側向收起，前起落架前向收起。（3）兩套起落架交互式控制單元（LGCIU）的電傳操縱。（4）具有自由放下／液壓驅動應急彈下兩種模式。（5）對起落架的回收釋放進行交互式使用。（6）一套 LGCIU 系統(tǒng)失靈，另一套系統(tǒng)可切換控制。（7）在速度高于 260 節(jié)時通過液壓來自動使起落架降壓以防止變速桿卡在中性位置。（8）利用新型探測器來代替微型開關來進行位置傳感。左右輪距：7.59m，如圖 2-2。圖 2-2 主起落架左右輪距前后輪距：11.04m，如圖 2-3。南昌航空大學科技學院學士學位論文9圖 2-3 A320 飛機前后輪距A320 飛機起落架系統(tǒng)包括：(1)兩個主起落架和它們相應的艙門。(2)一個前起落架和它相應的艙門。(3)兩個與起落架和它們的艙門相對應的收放系統(tǒng)。(4)起落架機輪和它們相應的剎車系統(tǒng)。(5)一個前起落架轉向系統(tǒng)。(6)一個指示和警告系統(tǒng)。飛機在地面上時由起落架支撐，由減震器吸收飛機的著陸和滑行相關載荷。在飛行過程中，起落架收入飛機腹部的起落架艙內。當起落架放下或者收入的時候其相關的艙門會關上以便使飛機保持較好的氣動外形。A.主起落架和艙門主起落架的主作動筒由高強度鋼(300M)鍛造而成，側撐桿和連桿鎖的材質是輕鋁(7010)，輪軸直接與拉桿相連，整體材料為 300M，作防腐蝕處理。由兩部分組成的側撐桿使主起落架保持在放下的位置。連桿鎖使側撐桿穩(wěn)定在下位鎖的位置。每個主起落架包含一個裝有減震器的主起落架支柱支柱內裝有油氣式減震器，采用雙缸獨立活塞，兩個動態(tài)密封器(一個備用)安裝在主作動筒下方,緩沖液用的是MIL-H5606-B(空氣 3520)。一個緩沖器安裝在扭矩桿中間，以減緩與吸收橫向振動。起落架收入起落架艙內的可用空間。三個艙門關閉各自的主起落架艙空間（圖 2-4） 。包括：(1)一個液壓操縱的主門。(2)一個機械操縱的鉸接門。(3)一個主起落架支柱上的整流罩。南昌航空大學科技學院學士學位論文10圖 2-4 主起落架及艙門B.前起落架和艙門前起落架主作動筒和側支柱上部的材質是輕鋁(7010)，側支柱下部和減震器使用的是高強度鋼(300M)。輪軸直接與拉桿相連，整體材料為 300M，防腐蝕處理。側支柱和一個鎖支柱將起落架支柱固定在放下的位置。支柱內裝有單腔油氣式減震器，沒有油氮分離活塞。減擺緩沖器由液壓單獨驅動，同時該液壓作動器提供前輪轉向時的驅動力，是起落架支柱內液壓轉向機構。前起落架向前收入機身的空間內。四個艙門和一個整流罩封閉前起落架艙空間（圖 2-5） 。包括：(1)兩個液壓操縱的前門。(2)兩個機械操縱的后門。(3)一個固定在前起落架上的整流罩。圖 2-5 前起落架及艙門C.轉向系統(tǒng)南昌航空大學科技學院學士學位論文11轉向系統(tǒng)由剎車/轉彎控制組件控制。當飛機在地面移動時，通過轉向系統(tǒng)改變移動方向。轉向系統(tǒng)使用液壓操縱改變前起落架機輪方向的轉向機構。此外，A320 飛機起落架系統(tǒng)還包括收放系統(tǒng)、剎車機輪系統(tǒng)以及指示和報警系統(tǒng)。2.2.2 A320 飛機起落架的收放分析A.主起落架收放運動：在起飛過程中主起落架上的載荷逐漸減少。飛機起飛過程中，減震器會逐漸伸長，使得支柱軸向的長度增加。這使飛機在起飛過程中以大迎角滑行。當起落架要向上收起的時候，液壓操縱門會打開，以便起落架收入起落架艙。下位鎖作動筒將鎖支柱解鎖，主起落架作動筒將主起落架收入起落架艙。在起落架收回過程中，剎車/轉向控制組件會自動地進行短時間的剎車,這樣可以阻止剎車機輪在收入起落架艙前的旋轉。在主起落架鎖入主起落架艙之后，液壓操縱門會關閉。當起落架要放下的的時候，液壓操縱門會先打開。收回的作動筒會伸展使起落架支柱放下伸出。側邊支柱和鎖支柱會移到正中位置上面使起落架在放下位置鎖住。在起落架放下之后門會關上。起落架放下之后減震器吸收著陸載荷。如圖 2-6 所示：圖 2-6 主起落架收放示意圖B.前起落架收放運動：當起飛時前起落架機輪離開地面，減震器會伸長。支柱內的凸輪會確保機輪在正中位置。當減震器完全伸長，剎車/轉向控制組件會防止轉向機構的轉向輸出。當起落架要向上收起時，液壓操縱門會先打開。前起落架下位鎖作動筒使鎖支柱解鎖。前起落架收回的時候阻力撐桿會折疊起來。當起落架支柱收回的時候，支柱上的軸聯(lián)器會切斷轉向系統(tǒng)的液壓源。當前起落架進入起落架艙的時候，反旋制南昌航空大學科技學院學士學位論文12動閥會阻止機輪的旋轉。在起落架在艙內鎖住后，液壓操縱門會關上。如圖 2-7 所示：如圖 2-7 前起落架收放示意圖2.3 小結本章首先總結了起落架的各種結構形式，分別概括了主起落架和前起落架的收放方式。然后具體介紹了 A320 飛機起落架的組成，并針對 A320 飛機起落架的收放機構進行了功能原理和運動分析。3.起落架零件組的強度計算3.1 飛機前起落架的材料屬性前起落架減震支柱結構為復雜的三維結構（材料為 300M） ，其安全工作許用力為 947~1050MPa。材料的彈性模量為 210e3MPa，泊松比為 0.28。3.2 飛機前起落架的整體約束和受力分析任何實際的結構都必須設置和支承于某一基礎或者其它結構上，才能承受外載荷，正常和可靠地工作。相應的有限元計算模型必須根據(jù)工程實際施加約束，才能保證計算順利進行，并能使計算結果與實際情況吻合。在傳力過程中，約束部分將承受反力，同時也阻止結構在約束方向的位移。南昌航空大學科技學院學士學位論文13根據(jù)圖 3.1 可以看出，前起落架結構復雜，在實際工作中，地面載荷通過機輪輪胎傳遞給輪軸，輪軸再傳給內筒，然后由內筒將地面載荷傳遞到外筒上，內、外筒之間的腔內充滿高壓油氣，用來吸收地面沖擊能量，外部還有扭力臂相連。整個前起落架的減震支柱外筒是通過圓柱形撐桿與飛機機身相連的。因此，如何才能真實模擬實際約束和受載情況就十分重要了。3.1 前起落架結構圖收放撐桿為二力桿，主要承受拉壓力的作用，不承受彎矩．由于收放撐桿不是我們要考慮的部位，只對其制作了簡單的模型，采用圓柱結構。但由于收放撐桿是與坐標軸不平行的斜支撐，不能簡單的用坐標軸方向的約束替代，同時還要實現(xiàn)它是二力桿的功能，我們采用了等效桿單元來模擬。等效桿單元法即所謂的“代替桿法” 。它是在斜支座作用點處用一根與斜南昌航空大學科技學院學士學位論文14支座軸線重合的桿件來代替實際約束（圖 3.2） ，代替桿的截面面積與實際桿件截面面積相當，代替桿的另一端用鉸支座約束。具有這樣橫截面面積的桿件，其軸向剛度與被代替的約束的軸向剛度相等，其產(chǎn)生的效果同斜支座是等效的。代替桿的軸力也就是斜支座的支反力，這樣處理的優(yōu)點是只需要增加幾個額外的桿件和節(jié)點，無需對程序等作任何的改變。3.3 起落架的計算情況圖 3.2 前起落架減震支柱受力簡圖 圖 3.3 緩沖器壓縮量△h 示意圖前起落架的設計載荷有三種較危險的工況。對于以懸掛點 O 為原點的機南昌航空大學科技學院學士學位論文15身加載坐標系 oxyz，載荷情況如表 1 所列。表 1 中， h 為緩沖器壓縮量（如圖 3.3 所示） ，δ 為輪胎壓縮量。坐標系的選擇為建立與建模坐標系不同的另一局部坐標系作為模型的加載坐標系，x 軸的正向沿順航向方向，y 軸垂直于地面，向上為正向。作用于機輪軸上的載荷與坐標軸正向一致時，取正值，反之取負值。在這三種工況下，沒有 Z 向力作用，故地面載荷表 1 前起落架著陸載荷工況項目Px.max（N） Px.max（N） △h Δ(m)最大回彈載荷 40787 49439 0.048 0.036最大垂直載荷 -15449.5 61798.5 0.120 0.046最大起轉載荷 -34298.5 46349 0.048 0.0363.4 計算結果的分析與驗證3.4.1 理論計算驗證1 內筒截面應力計算圖 3.4 計算簡圖 圖 3.5 內筒截面示意圖南昌航空大學科技學院學士學位論文16以工況 1 為例，取內筒筒身的若干個截面為觀察點，各截面中心在建模 坐標系下的坐標依次分別為：O1 （0，743.575，0） ，O2（0，812.717，0） ， O3 （0，828.252，0） ，O4（0，836.770，0） ，O5 （0，847.756，0） ，φ= 10 , O0（0，1215.5，62.02） 。 計算方程組：Py`=Pycos10?Pxsin10Px`=Pysin 10-Pxcos10M=60.02Py`-Px`△Y` (3.1.1)43max12dWDM????????????????其中，?Y 為加載點 Y 向坐標與各截面 Y 坐標的差值， d=70mm,D=82mm。 工況 1：Py=49439N，Px=40787N對比結果:表 3.1 工況 1 內筒應力對比 截面 1 2 3 4 5理論計算 m σ（MPa） 788.22 672.43 642.17 625.8 604.71仿真計算σ（MPa） 778.03 670.33 631.85 621.42 604.54 2 外筒筒身截面應力計算南昌航空大學科技學院學士學位論文17圖 3.6 外筒截面示意 圖 3.7 計算簡圖 2工況 1：Py=49439N，Px=40787N工況 1 中，在建模坐標系下，外筒截面 6、7 的圓心 O6（0，375，0）,O7（O，510，0） ，同樣地，φ = 10 。計算方程組：Py`=Pycos10?Pxsin10Px`=Pysin 10-Pxcos10M=60.02Py`-Px`△Y` (3.1.2)43max12dWDM????????????????結果對比：其中，△Y 為加載點 Y 向坐標與各截面 Y 坐標的差值，d=98mm,D=110mm 工況 1：Py=49439N，Px=40787N表 3.2 工況 1 外筒應力對比截面 6 7理論計算 794.15 658.03 南昌航空大學科技學院學士學位論文18max σ （MPa）仿真計算 σ （MPa） 790.26 651.89 3 斜撐桿的內力計算整個前起落架減震支柱受載情況為：左右支臂處的約束反力，斜撐桿內力和外載荷 Px，Py 其運動規(guī)律是繞加載坐標系中的 X 軸轉動，故對 Z 軸取矩，列出力矩平衡方程：1234YXYPLFLP????? (3.1.3)式中，F(xiàn)x、Fy 為斜撐桿內力 F 在 X、Y 方向的分力，L1,L2,L3,L4如圖 3.8，3.9 所示圖 3.8 Y-Z 面內受力圖 圖 3.9 桿內力 F 的分解南昌航空大學科技學院學士學位論文19圖 3.10 X-Y 面內受力圖 圖 3.11 Lo 計算簡圖在△0GH 中，a=cos10，b=shi10，L1=a×（L0-△h） (3.1.4)L0=L01+L02=505+758.5=1363.5mm (圖 3.8 所示) (3.1.5)△h 為緩沖器壓縮量，具體數(shù)值見表一在△OCF 和△CDE 中，c=shi7，CD=211.78mmL2=EF=CF-CE=L0×b-CD×c (3.1.6)L0=L01+556-△h=505+556-△h=1061-△h (3.1.7)在△OAB 中，A 為空間點，坐標為（-75，-440，105）所以 L3=440mm,L4=75mm.圖 3.11 所示為斜撐桿內力 F 在三維空間坐標系中的分量形式，立方體中m=505mm,n=504mm,p=542mm22210545748,XYqmpmtnnFFtqt??????(3.1.8)（1）第一種工況為：Px=40487N,Py=49439N,△h 為 48mmL1=(1263.5-48)×cos10L2=(1061-48)×shi10-211.78×shi7L3=440，L4=75 帶入方程（3.1.3） Px×L1+Py×L2=Fx×L3+Py×L4 可得：40787×1215.5×cos10+49439×97.64=F×369.35，F(xiàn)=145254.12(N)方向余弦為：南昌航空大學科技學院學士學位論文20542cos0.7681.54cos0.6738ptmnyt???5241.1052.98842.97.6521.0389.548XYZqpF Nntqm????結合圖 3.12 所示的應力分解圖可得：Fx=105250.98(N)Fy=102970(N)Fz=20389.95(N)計算機仿真得到的斜撐桿內力結果為：圖 3.12 工況 1 桿內力 F 分解圖計算機仿真得到的斜撐桿內力結果為： Fy=102970(N)Fz=-21579(N)合力大小: 南昌航空大學科技學院學士學位論文2122`1508.XYZFFN???方向余弦為: 222222cos .726131590.487cos .633XYZzYXZF??????誤差分析：`10%5F?????此時由有限元仿真分析所得的斜撐桿內力大小為 153008.8N，而根據(jù)受力分析進行理論計算所得內力結果為 145254.12N，兩者的誤差為 5%，三個分力的大小和方向也基本吻合，說明仿真分析和理論計算得出的結果在大小和方向上均符合，驗證了仿真分析結果的正確性。第二種工況為：Px=-15449.5N,Py=61798.5N,△h 為 120mmL1=(1263.5-120)×cos10，L2=(1061-120)×shi10-211.78×shi7，L3=440mm,L4=75mm，帶入方程（3.1.3） 1234XYXYPLFLP?????，可得：-15449.5×1143.5×cos10+61798.5×137.6=F×369.35,F=-24081.32(N)，因此 F 的分解圖如圖 3.13 所示圖 3.13 工況 2 桿內力 F 分解圖52424081.3179.37.6.52024081.338.47XYZqpF Ntntqm????南昌航空大學科技學院學士學位論文22計算機仿真得到斜撐桿內力結果為：Fx=-17761(N),SFy=-16570N,Fz=3431.8N合力大小 22`4531.XYZFFN???方向余弦為： 22222276cos=0.24318.45670cos=.XYZXYZF?????誤差分析：`1%.8F?????????(3)第三種工況為：Px=-34298.5N,Py=49349N,△h 為 48mm，L1=(1263.5-120)×cos10，L2=(1061-120)×shi10-211.78×shi7，L3=440mm,L4=75mm，帶入方程（3.1.3） 1234XYXYPLFLP?????，可得：-34298.5×1215.5×cos10+46349×97.64=F×369.35F=-98903.38（N） 549803.7165.28.0.7529803.138.54XYZqpF Ntnqmt????結合圖 3.14 所示的該工況下的內力 F 的示意圖可得：Fx=-71665.28(N)Fy=-66640.78(N)Fz=13883.5(N)計算機仿真得到斜撐桿內力結果為：Fx=-67518(N),南昌航空大學科技學院學士學位論文23Fy=-62990N,Fz=13045N合力大小:22`XYZFF??圖 3.14 工況 3 桿內力 F 的分解示意圖方向余弦： 2222227165.8cos 0.793.4960.78cos .1593XYZXYZFF?????????誤差分析：`1%???????三種工況下根據(jù)受力分析進行理論計算所得的斜撐桿內力和計算機仿真分析所得斜撐桿內力結果基本相同，誤差較小，說明模型所作的簡化和用等效桿單元法代替實際約束是可行的。4.運動模擬4.1 A320 起落架運動學仿真 4.1.1 LMS Virtual.lab 簡介LMS Virtual.Lab 是世界上第一個功能品質工程集成解決方案，用于振動、噪聲、平順性與操縱穩(wěn)定性、舒適性、安全性、碰撞、耐久性以及其它關鍵屬性的分析[17]。是 LMS 公司推出的全球第一個集結構完整性、振動噪聲、耐久性、多體動力學、優(yōu)化為一體的多功能品質仿真平臺，真正實現(xiàn)了多屬性仿真設計的流程化、一體化。包括所有關健過程步驟及所需的技術，可以早在實物樣機出現(xiàn)之前對每個關健屬性進行從始至終的評價。同時 LMS Virutal.Lab 作為一個開放的平臺，可以與 CAD 模型無縫連接，如 CATIA,I-DEAS、UniGraphics、 ProENGINEER，消除了南昌航空大學科技學院學士學位論文24CAD，CAE 和試驗數(shù)據(jù)的轉換瓶頸，為多學科設計分析團隊提供一切所需的工具，從而更快地為市場提供更好的產(chǎn)品，同時具備設計流程自動捕捉和管理功能，并完全實現(xiàn)參數(shù)驅動。它能成倍提高增值設計時間（Value-Added Time） ，并且將總體開發(fā)周期縮短 30－50％，大大提升了設計效率。本課題所用的 LMS virtual.lab，主要模塊如表 4.1 所示：表 4.1 LMS virtual.lab 功能模塊序號 模塊名稱 序號 模塊名稱1 Motion 多體動力學 2 Acoustics 聲學3 NVH 振動噪聲分析 4 Durability 耐久性分析5 Correlation 相關性分析 6 Structures 結構分析7 Optimization 優(yōu)化在本文中，起落架運動分析是在 LMS virtual.lab Motion 多體動力學模塊中實現(xiàn)的。下面簡單介紹 Motion 模塊:LMS Virtual.Lab Motion 基于 LMS Virtual.Lab 這一全球第一個多學科功能品質工程平臺，很好地解決了以上現(xiàn)今多體仿真中所遇到的疑難。其優(yōu)異的性能、廣泛深入的行業(yè)解決方案、開放的平臺，不斷對最新技術的拓展，使其成為新一代多體動力學軟件的代表。LMS Virtual.Lab Motion 是專門為模擬機械系統(tǒng)的真實運動和載荷而設計的。它提供了有效的方法可以快速創(chuàng)建和改進多體模型，有效地重復使用 CAD 和有限元模型，并能快速反復模擬評價多種設計選擇的性能。工程師可以在早期的開發(fā)階段利用靈活可調的模型進行概念上的運動學研究。并在后續(xù)階段中結合試驗數(shù)據(jù)進行更具體的評估。LMS Virtual.Lab Motion 多體動力學作為先進的 MBS 解決方案，結合了具有自動化程序的集成仿真環(huán)境和廣泛的應用領域，包括：·LMS Virtual.Lab Standard Motion 標準動力學南昌航空大學科技學院學士學位論文25·LMS Virtual.Lab Powertrain Motion 動力總成動力學·LMS Virtual.Lab Suspension Motion 懸架動力學·LMS Virtual.Lab Full Vehicle Motion 整車動力學·LMS Virtual.Lab Gear Motion 齒輪動力學·LMS Virtual.Lab Track Motion 履帶動力學LMS Virtual.Lab Motion 多體動力學能夠讓設計師和工程師真實地仿真整車設計中駕駛的平順性及操縱的穩(wěn)定性，新型挖掘機的運轉，或者機械開關的可靠性等。此外，仿真結果還可以用于后續(xù)的與耐久性或者噪聲振動分析相關的研究，例如高精度求解器預測的覆蓋整個頻率范圍的動態(tài)內部載荷。4.2 A320 起落架多體運動學仿真下面介紹如何運用 LMS 軟件的 Motion 模塊的來模擬起落架收放系統(tǒng)的運動。圖 4-1 為 LMS Motion 模塊啟動后界面圖。LMS 與 CATIA V5 R18 無縫集成，整個界面分兩部分，上面的 Links Manager 部分,連接著 CATIA 模塊部分，激活此模塊，可以進行 CATIA 里面的一切操作，如零件設計、草圖編輯，裝配等。下面的Analysis Model 是 LMS 的模塊部分，切換到此模塊可以進行運動學仿真的一切操作，如添加運動副，加載驅動，生成曲線等。南昌航空大學科技學院學士學位論文26圖 4-1 LMS Motion 模塊界面圖在 LMS 的 Motion 模塊中按照 導入模型/裝配體→定義體→添加運動副→添加驅動→求解→結果仿真的步驟來模擬起落架收放系統(tǒng)的運動。4.2.1.A320 前起落架運動仿真首先導入已經(jīng)建好的起落架零部件模型。不要一次性全部導入，否則可能由于零部件過多造成整個界面的混亂。將插入的零部件再定義成 Motion 里面的體。定義體的時候最好最好按由上自下的方法插入部件，部件最好是跟前面插入的部件存在裝配關系，這樣可以邊插入邊裝配，避免所有部件插入之后再裝配造成的混亂。這里并不在 CATIA 模塊進行裝配，因為在 CATIA 模塊裝配的話可能造成約束關系重復，收放運動時應具備的自由度可能就被約束住了。這些約束在裝配時可以隨意調整各個零件在裝配件中的位置，使裝配圖能夠充分反映各個零件的位置和作用。但在運動模擬時，這些“多余”的約束則會影響起落架收放系統(tǒng)運動過程的模擬，使得模擬過程出錯。由于裝配過程中的約束凌亂而繁多，所以這里選擇在創(chuàng)建運動副時再重新生成約束，而不進行單獨的裝配。根據(jù) A320 前起落架收放系統(tǒng)的運動形式和各零件的之間的關系，定義合適的運動副，其中有旋轉副、圓柱副、固定副、平移副等 21 個運動副。所有的運動副都加好后，其自由度應等于 2（DOF＝2） ，裝配過程中的各零件之間的約束也同時生成。約束加載完成后的界面如圖 4-2 所示。南昌航空大學科技學院學士學位論文27圖 4-2 前起體全部定義完成及約束加載完成后的界面由于添加運動副形成的約束關系不能完全反映各個零件的位置和約束約束。比如活塞桿和支柱之間是平移副的關系，但是僅添加平移副不能確定活塞桿頂端在支柱內的位置，這時可以使用 CATIA 里面的操作按鈕 進行平移、旋轉等操作來調整各個構件的位置，為了精確控制某些構件的精確的位置關系，還可以使用 CATIA 裝配約束里面的偏移、角度等約束進行控制。完成了運動副的創(chuàng)建和起落架各構件位置確定工作后，定義驅動使前起落架完成收放運動。由于前起在收起過程中，減震器會伸長，所以定義兩個驅動：一是使起落架收放的液壓作動筒的驅動。因為起落架的收放是一個加速-恒速-減速的過程，為了真實地模擬起落架的收起的過程，這里選擇給液壓作動筒施加一個作動筒活塞桿沿軸向方向的 One-body Velocity Drive，F(xiàn)uction 選擇 New Spline Curve，Spline Curve 參數(shù)選擇如圖 4-3，采用線性（linear）插值，這樣使作動筒活塞桿的運動同樣為一個加速-恒速-減速的過程，顯然要比添加作動筒的平移副的恒速驅動要合理。作動筒活塞桿沿軸向方向速度曲線圖如圖 4-4，經(jīng)過線性插值后，0s 和 9.5s 時刻速度均為 0，達到設計要求。南昌航空大學科技學院學士學位論文28圖 4-3 前起作動筒 Spline Curve Curve Data 設置圖 4-4 前起作動筒活塞桿沿軸向方向速度曲線圖二是使減震器伸長的驅動，前起減震器的整個行程為 0.43 米，起落架收起時伸展行程取為 0.14 米，驅動添加類型取為 Two-Body Position Drive，可以對減震器的伸展行程進行精確地控制，F(xiàn)uction 選擇 New Spline Curve，Spline Curve 參數(shù)選擇如圖 4-5。采用 CIBIC 三次插值，這樣減震器初始運動速度為 0，完全伸展后速度也為 0，較為合理。減震器活塞桿沿軸向位移曲線圖如圖 4-6，經(jīng)過線性插值后，0s 和 9 s 時刻速度均為 0，達到設計要求。圖 4-5 前起減震器 Spline Curve Curve Data 設置南昌航空大學科技學院學士學位論文29圖 4-6 前起作動筒活塞桿沿軸向位移曲線圖驅動定義好后，進行求解，設置仿真時間（Ending Time）為 10s，Print Interval 為 0.05s，點擊 Compute Solution 按鈕進行求解。沒有彈出 Error 錯誤對話框則求解完畢，可以進行結果仿真了。點擊Animate 按鈕，彈出仿真對話框。點擊 Parameters 按鈕，在采樣步長Sampling Step 填 0.05s，關閉 player parameters 設置對話框，點擊 Play Forward 按鈕。通過仿真我們可以看到前起向前收起，同時活塞桿沿主支柱軸向伸展運動。前起落架系統(tǒng)完全收上界面如圖 4-7 所示。圖 4-7 前起落架系統(tǒng)完全收上界面圖最后進行仿真結果分析。LMS 里面可以顯示任何一個部件相對于笛卡爾坐標系或者歐拉坐標系的加速度、速度、角度、角速度、角加速度等各種運動學參數(shù)。圖4-8 為作動筒活塞桿相對于全球坐標系中相對于各坐標軸和原點的速度。南昌航空大學科技學院學士學位論文30圖 4-8 前起作動筒活塞桿相對于全球坐標系的速度顯然，Y 軸方向是沒有速度的?；钊麠U在作動筒軸向運動的時候還要繞著作動筒與機身連接的軸做旋轉運動，所以 X 軸方向是有速度的，如圖中長虛線所示。由于活塞桿繞軸旋轉地速度并不大，對 Z 軸方向的速度影響不大，所以 Z 軸方向的速度曲線與之前給出的活塞桿沿軸向的速度曲線差別不大。從相對于原點的速度曲線可以看出，活塞桿 0-2.5 秒有一個速度從 0 到一個速度峰值的過程，運動結束前 7-9.5 秒有一個從一個速度峰值到速度降為 0 的過程，中間一段曲線較為平緩，速度變化很小。這是與我們設置的仿真參數(shù)是符合的，因為加在作動筒活塞桿上的速度驅動是沿作動筒軸向方向，且速度設置為 0- 加速-恒速-減速-0，故得到作動筒活塞桿相對于全球坐標的的速度曲線。還可以得到作動筒活塞桿的加速度曲線，如圖 4-9，這與上面得到的速度曲線是相符合的。圖 4-9 前起作動筒活塞桿的加速度曲線南昌航空大學科技學院學士學位論文314.2.2 A320 主起落架運動仿真導入模型、創(chuàng)建運動體步驟同前起落架。由于主起落架機構和空間關系比較復雜，這里做運動學仿真的時候略去鎖撐桿和鎖作動筒的機構。共有 21 個運動副，所有運動副都加好后約束也同時生成，約束加載完成后的界面如圖 4-10 所示。圖 4-10 主起體全部體定義完成及約束加載完成后的界面完成了運動副的創(chuàng)建和起落架各構件位置確定工作后，定義驅動使前主落架完成收放運動。由于主起在收起過程中，減震器同樣會伸長，所以同樣定義兩個驅動：一是使起落架收放的液壓作動筒的驅動。添加驅動類型選擇 Two-Body Position Drive，F(xiàn)uction 選擇 New Spline Curve，Spline Curve 參數(shù)選擇如圖 4-11。采用 CIBIC 三次插值。圖 4-11 主起作動筒 Spline Curve Curve Data 參數(shù)設置南昌航空大學科技學院學士學位論文32二是使減震器伸長的驅動，主起減震器的整個行程為 0.47 米，起落架收起時伸展行程取為 0.12 米。所以驅動添加類型同樣取為 Two-Body Position Drive，F(xiàn)uction 選擇 New Spline Curve，Spline Curve 參數(shù)選擇如圖 4-12。同樣采用 CIBIC 三次插值。圖 4-12 主起減震器 Spline Curve Curve Data 參數(shù)設置圖 4-13 為作動筒和減震器沿軸向的位移曲線。實線代表作動筒，虛線代表減震器?？梢钥吹?，初始和終了時刻切線斜率均為 0，即初始終了時刻速度均為 0，符合我們的設計要求。圖 4-13 主起作動筒和減震器沿軸向的位移曲線主起落架的求解及結果仿真過程同前起落架。設置 Ending Time 為 10s，Print Interval 為 0.05s，主起落架系統(tǒng)完全收上界面如圖 4-14 所示。南昌航空大學科技學院學士學位論文33圖 4-14 主起落架系統(tǒng)完全收上界面圖最后針對主起落架的仿真結果進行分析。主起落架作動筒的分析方法與前起一樣，速度曲線圖如圖 4-15：圖 4-15 主起落架作動筒活塞桿速度曲線顯然 X 軸方向速度為 0，由于活塞在沿軸向運動時要繞著作動筒與機身的轉軸旋轉，故 Y 軸和 Z 州方向均有旋轉。由仿真動畫可以看到，活塞桿先向斜上運動，再向斜下方向運動，所以 Z 軸方向速度曲線有一個有正到負的過程（圖 4-15 中虛線所示） 。圖 4-16 主起支柱角速度曲線南昌航空大學科技學院學士學位論文34圖 4-16 為主起支柱角速度曲線， ，顯然，僅有繞 X 軸方向（即轉軸方向）的角速度，速度變化由作動筒速度決定。圖 4-17 主起支柱速度曲線圖 4-17 顯示了主起支柱繞 X 軸旋轉，在 Y 軸方向和 Z 軸方向的速度變化趨勢。4.3 小結本章結合多體動力學基本理論，應用 LMS 軟件，導入第三章建好的 A320 飛機起落架的數(shù)字樣機模型，分別對該飛機前起落架和主起落架進行了運動學仿真，并針對仿真結果進行了分析。參考文獻[1]、孫桓等主編。機械原理。高等教育出版社，2001[2]、孫靖民主編.機械優(yōu)化設計.第三版.北京：機械工業(yè)出版社，2005[3]、方世杰，綦耀光主編.機械優(yōu)化設計.北京：機械工業(yè)出版社，1997.2[4]、王昆等主編. 機械設計課程設計手冊.北京：機械工業(yè)出版社，2004[5]、曹維慶等主編。機構設計。機械工業(yè)出版社，2000南昌航空大學科技學院學士學位論文35[6]、馮遠生主編。飛機結構設計。國防工業(yè)出版社，1985[7]、麗正能主編。飛機部件與系統(tǒng)設計。北京航空大學出版社，2003[8]、王志瑾主編。飛機結構設計。國防工業(yè)出版社，2007[9]、Shigley JE,Uicher JJ.Theory of machines and mechanisms.NewYork:McGaw-Hill Book Comepany,1980 致謝首先要感謝我的導師---許瑛，在她的關懷和熱心指導下，我順利的完成了畢業(yè)設計。她認真負責的工作態(tài)度、嚴謹?shù)慕虒W作風深深的感染了我，同時在設計的過程中給我提出了設計的不足和改進辦法，使我認識到了自己需要提高的地方，也是自己在從事專業(yè)方面有個更好的定位。南昌航空大學科技學院學士學位論文36其次，在設計的過程中，通過與同學的互相討論和鼓勵，使我對大學里所學的一些專業(yè)課程有了更進一步的了解和鞏固，本次設計中，在老師和同學的身上學到了很多可貴的東西，讓我認識到了交流的重要性。在這四年的大生學習生涯中，還得到了其它許多老師、同學和朋友支持和幫助，在這里我深表謝意，我將永遠銘記于心。 最后，再次感謝曾經(jīng)給予我?guī)椭母魑焕蠋?、同學和朋友們！謝謝你們！