飞机起落架设计

、

。

起落架设计

起落架形式的选择

前三点式起落架，采用前三点式起落架，与自行车式后三点式相比前三点式具有结构重量适中，前方视界、地面滑行稳定性、起飞抬前轮、起飞过程中的操作、着陆接地的操作性能好，着陆速度使用的发动机不限的特点。

飞机起落架安装位置的选择

：

飞机起落架形式的选择

特点：1.受力系统在放下位置借助承力锁来保证几何不变性，该锁将起落架的承力杆或梁直接固定在飞机结构上；2.收放作动筒不是受理系统承力杆；3.这种受力形式的下锁位承受很大的地面载荷，其变形等可能影响锁的可靠性，从而降低起落架收放的可靠性。故用此种形式时，对起落架收放的可靠性应予以充分注意，可靠性设计和试验均应考虑地面载荷。这一类起落架在机体内所占的空间较小。

各参数确定

前三点式起落架的主要几何参数包括：主轮距B 、前主轮距b 、停机角ψ、着地角φ、防后倒立角γ、起落架高度 h

(1)停机角ψ的确定: ψ = 0°~ 4

° 按起飞要求，其最佳值应能使飞机起飞距离最小。

（

根据经验取：ψ=2°

(2)着地角φ的确定 按着陆迎角确定

φ=16°

(3)防后倒立角γ的确定：应大于着地角

γ=φ+2°=18°

(4)前主轮距b 的确定：

f L =(m)

取b=*f L =

安装起滑ααψ-=安装着陆αψαφ--=

·

(5)起落架高度h

重心位置为B L=（m）

前轮所承受的载荷最佳值为起飞重量的8~15%的条件及γ=18°来确定

前轮载荷Q T，后轮载荷H T，飞机重量G

对主轮距取矩：Q T×b=G×e由此得出：

e=（8~15%）b

^

取e== (m)

则h’=e/tanγ=(m)

减震器参数

(1) 飞机下沉速度

减震器的行程取决于飞机下沉速度(接地时的垂直速度)、减震材料和接地时机翼升力。不同类型飞机的下沉速度(vV)不同：陆基飞机为3m/s，垂直起落飞机为4.5m/s，舰载飞机为6~7m/s。

~

(2) 起落架过载

飞机垂直速度的减速率称为起落架过载，其决定了由起落架传到机体上的载荷的大小，影响结构重量和乘员/旅客的舒适性。不同类型飞机，起落架过载(ng)不同：大型轰炸机为2~3，商用飞机为~3，通用航空飞机为3，空

军战斗机为3~4，海军战斗机为5~6。

(3) 减震器行程计算

减震器行程：

>

下沉速度：V v =7（m/s ） g n 为飞机着陆过载，取6

η和T η分别为减震器和轮胎的效率：η= ~ (定油孔) 或~ (变油孔) ，取T η= ，η=

在方案设计时，如无轮胎的资料时，可近似按下述方法计算

h k S St

t ≈ 式中St k 为按机轮直径t D 计算的压缩量系数，对低压胎≈St

k ；对高压胎≈St

k ~，这里取，T S 为轮胎的行程为（m ） 所以有S=(m)

：

S S h h T --='

h= (m)

主轮距B 的确定

μ——机轮侧向摩擦力，取

T T g V S n g v S ηηη-???=222222h a b h B μμ-???≥

a——前轮到重心距离 a=b-e=(m)

<

所以有

B （m）

考虑到起落架的配置及机身机翼形状尺寸我们取B=3米。

在选择纵向轮距b 和主轮距B 时，应确定飞机是否能在其使用的一定等级跑道上进行180°转弯。

从飞机完成转弯动作的几何示意图中得出，在一定跑道宽度下飞机完成180°转弯必须具备下列条件：跑道宽度≥B+RBH +RHOC +2Δ

其中： BH R －内侧主起落架圆周运动半径；

HOC R －前起落架圆周运动半径；

Δ－机轮离跑道边缘的距离，Δ＝～2.0 米。

飞机在跑道上转弯示意图

经过验算该起落架可以满足在15m宽的跑到上180度转弯，我们的起落架选择保证飞机的着陆角。

前三点式起落架的缺点是自由偏转的前支柱可能出现振幅越来越大的自激振荡现象。这种现象称为“摆振”，我们专门设计了液压减摆器加以消除。当飞机上设有前轮转弯操纵机构时，减摆器同时还起该机构液压传动装置的作用。向前轮提供转弯能量的液压系统补偿了减摆器可能的漏油，这样就大大提高了减摆器的工作可靠性。

飞机起落架结构优化设计及制造加工

2011 年春季学期研究生课程考核 起落架结构优化设计及制造加工 关键词：起落架设计改进制造技术 为满足某型飞机的研制需要，采用现代起落架的设计理念，在保持原起落架结构以及起落架与飞机的协调关系(连接形式、接口尺寸、电液和操作习惯)等方面基本不变的情况下，从设计、T艺方面进行改进，达到了增强承载能力、减轻重量和提高寿命的目的。试验验证和装机使用表明，改型后的飞机起落架性能优于原型机的性能，实现了减重、增寿,以及增强飞机使用安全性的目标。 1 设计改进 根据飞机起落架改进技术方案要求，在保证飞机安全性的前提下，尽量减轻起落架的重量，并达到增寿的目的。经设计分析和计算，对不满足强度要求的零部件进行加强改进，对强度较富裕的零部件进行减重改进。 1.1 缓冲支柱优化设计 飞机着陆蕈量的增加，相应引起起落架吸收动量增加，导致起落架着陆冲击载荷的增加。为了尽可能地降低着陆冲击过载，须对起落架的缓冲系统进行优化设计。为此，在充分利用原结构的前提下，进行缓冲器充填参数、阻尼油针的优化设计，选取多组缓冲结构并通过落震试验验证。通过一系列比较和验证，阻尼油针选用圆角方形截面结构，如图1所示。该油针的选用，使飞机起落架阻尼特性稳定、磨损小，同时提高了缓冲器系统承载能力。 1．2部分零(组)件结构重新设计 对起落架的部分零(组)件结构重新进行设计，改善了零件的受力状态，从而提高了起落架的承载能力。如将主起落架斜撑杆由刚性结构改为弹性结构，以改善起落架斜撑杆的协调承载能力，减少结构不 圈1圆角方形截面油针 Fig．1 Square section pin with round comer 协调引起的结构超载损伤，降低中部接头的应力水平，提高主起落架外筒中部接头的寿命。改进前后的结 构如图2、图3所示。 图2刚性斜撑杆(原结构) Fig．2 Rigid batter brace(original structure)

飞行器总体设计试题

一、填空题(25分，每空1分) 1. 飞机设计可分为3个阶段，分别是 (1) 、 (2) 、 (3) 。 2. 最重要的三个飞机总体设计参数是 (4) 、 (5) 、 (6) 。 3. 飞机空机重量可分为3部分，分别是 (7) 、 (8) 、 (9) ，飞机空机重量系数随起飞重量的增加而 (10) 。 4. 在飞机重心的第一次近似计算中，如果飞机重心不在规定的范围内，则须对飞机重心进行调整。调整飞机重心最常用的2种方法是 (11) 、 (12) 。 5. 超音速进气道的压缩方式有3种，分别是： (13) 、 (14) 和 (15) 。 6. 喷气式飞机在 (16) 状态下达到最远航程，此时其翼载荷为 (17) ；螺旋桨飞机在 (18) 状态下达到最远航程，此时其翼载荷为 (19) (假设飞机的极曲线为)。 7. 要缩短飞机起飞/着陆滑跑距离，可以采用 (20) 翼载荷 的方法。 8. 亚音速飞机的最大升阻比取决于 (21) 。 9. 进气道总压恢复系数是 (22) 与 (23) 之比。 10. 从飞机设计的角度来看，对发动机的主要设计要求可归结为2个方面，即要求发动机的 (24) 大和 (25) 大。 二、选择题(20分，每题1分，正确的选择“+”，错误的选择“-”) 1. 减小翼载荷对飞机的巡航性能有利。 2 0y x x C A C C ?+=

(+) (-) 2. 将喷气式发动机安装到飞机上，需要考虑装机修正和推进装置阻力。(+) (-) 3. 进气道的功用是将流入进气道的空气减速增压。(+) (-) 4. 机身结构重量大致与机身浸湿面积成正比。(+) (-) 5. 现代战斗机上常使用高涵道比的涡扇发动机。(+) (-) 6. 飞机起飞重量一定时，增加飞机的航程和航时会降低飞机的机动性。(+) (-) 7. 飞机的寿命周期成本包括研制成本和使用维护成本两部分。(+) (-) 8. 如技术水平一定，则飞机设计要求都要以一定的重量代价来实现。(+) (-) 9. 飞机的载油量是根据飞机所执行任务的任务剖面要求确定的。(+) (-) 10. 超音速飞行时，涡轮风扇发动机的耗油率小于涡轮喷气发动机。(+) (-) 11. 前三点式起落架几何参数选择时，应考虑的主要因素之一是防止飞机翻倒和防止飞机倒立。(+) (-) 12. 飞机起落架的重量一般占该机起飞重量的15%左右。(+) (-) 13. 雷达隐身飞机要求减小镜面反射和角反射器反射。(+) (-) 14. 按面积律设计的飞机能减小跨音速波阻。(+) (-) 15. 满足设计要求的起飞重量最小的飞机是设计先进的。(+) (-) 16. 设计要求不变时，结构重量增加1千克使飞机起飞重量也增加1千克。(+) (-)

飞机起落架设计(中英文对照)

Aircraft Landing Gear Layouts 飞机起落架设计（中英文对照图） 发布人：圣才学习网发布日期：2010-06-25 14:36 共292人浏览[大] [中] [小] Most aircraft today have three landing gear． 许多现代飞机使用三点式起落架。 Two main landing gear struts located near the middle of the aircraft usually support about 90% of the plane’s we ight while a smaller nose strut supports the rest． 重心附近的两个大的主轮，承担约90% 的重量，小轮子承担余下部分。 This layout is most often referred to as the "tricycle" landing gear arrangement．However，there are numerous other designs that have also been used over the years，and each has its own advantages and disadvantages．Let’s take a closer look at the various undercarriage options available to engineers． 目前的飞机以前三点起落架为主，让我们来回顾一下后三点起落架及其优缺点。（意译） Tail wheel or Tail dragger Gear 后三点尾轮式与后三点尾橇式起落架 Though the tricycle arrangement may be most popular today，that was not always the case．The tail wheel undercarriage dominated aircraft design for the first four decades of flight and is still widely used on many small piston－engine planes． 虽然前三点起落架比较普遍，但是在几十年前的飞机，及当今的许多小型飞机是使用后三点起落架的。 The taildragger arrangement consists of two main gear units located near the center of gravity （CG）that support the majority of the plane’s weight． 后三点起落架，由两个在重心靠前位置的主轮支持大部分的飞机重量。 A much smaller support is also located at the rear of the fuselage such that the plane appears to drag its tail，hence the name． 一个非常小的尾轮装置在机身，看上去这个小轮子是被拖着走，所以，英文Taildragger 也因此而得名。 This tail unit is usually a very small wheel but could even be a skid on a very simple design．它即可以是一个小尾轮，也可以是一个尾橇。

飞机起落架结构及其系统设计

本科毕业论文题目：飞机起落架结构及其故障分析 专业：航空机电工程 姓名： 指导教师：职称： 完成日期： 2013 年 3 月 5 日

飞机起落架结构及其故障分析 摘要：起落架作为飞机在地面停放、滑行、起降滑跑时用于支持飞机重量、吸收撞击能量的飞机部件。为适应飞机起飞、着陆滑跑和地面滑行的需要， 起落架的最下端装有带充气轮胎的机轮。为了缩短着陆滑跑距离，机 轮上装有刹车或自动刹车装置。同时起落架又具有空气动力学原理和 功能，因此人们便设计出了可收放的起落架，当飞机在空中飞行时就 将起落架收到机翼或机身之内，以获得良好的气动性能，飞机着陆时 再将起落架放下来。本文重点介绍了飞机的起落架结构及其系统。对起落 架进行了系统的概述，对起落架的组成、起落架的布置形式、起落架的收 放形式、起落架的收放系统、以及起落架的前轮转弯机构进行了系统的论 述。并且给出了可以借鉴的起落架结构及其相关结构的图片。 关键词：起落架工作系统凸轮机构前轮转弯收放形式

目录 1. 引言 (1) 2. 起落架简述 (1) 2.1 减震器 (1) 2.2 收放系统 (1) 2.3 机轮和刹车系统 (2) 2.4 前三点式起落架 (2) 2.5 后三点式起落架 (3) 2.6 自行车式起落架 (5) 2.7 多支柱式起落架 (5) 2.8 构架式起落架 (6) 2.9 支柱式起落架 (6) 2.10 摇臂式起落架 (7) 3 起落架系统 (7) 3.1 概述 (7) 3.2 主起落架及其舱门 (7) 3.2.1 结构 (8) 3.2.2 保险接头 (8) 3.2.3 维护 (8) 3.2.4 主起落架减震支柱 (8) 3.2.5 主起落架阻力杆 (9) 3.2.6 主起落架耳轴连杆 (10) 3.3 前起落架和舱门 (10) 3.4 起落架的收放系统 (10) 3.4.1起落架收放工作原理 (10) 3.4.2 起落架收放过程中的的液压系统 (11) 3.4.3 主起落架收起时的液压系统工作过程 (12) 3.4.4 主起落架放下时的液压系统工作原理 (13) 3.4.5 在液压系统发生故障时应急放起 (14) 3.4.6 起落架收放的工作电路 (15) 3.5 前轮转弯系统 (17) 3.5.1 功用 (17) 3.5.2 组成 (17) 3.5.3 工作原理 (17) 3.6 机轮和刹车系统 (17) 4 歼8飞机主起落架机轮半轴裂纹故障分析 (17) 4.1 主起落架机轮半轴故障概况 (17) 4.2 主起落架机轮半轴失效分析 (18) 4.3 机轮半轴裂纹检测及断口分析 (20) 4.3.1 外场机轮半轴断裂检查 (20) 4.3.2 大修厂机轮半轴裂纹检查 (21) 4.4 主起落架机轮半轴疲劳试验结果 (22) 4.4.1 机轮半轴疲劳试验破坏部位 (22)

飞机总体设计课程设计解析

南京航空航天大学 飞机总体设计报告——150座级客机概念设计 011110XXX XXX

设计要求 一、有效载荷 –二级布置，150座 –每人加行李总重，225 lbs 二、飞行性能指标 –巡航速度：M 0.78 –飞行高度：35000英尺 –航程：2800（nm） –备用油规则：5%任务飞行用油+ 1,500英尺待机30分钟用油+ 200海里备降用油。 –起飞场长：小于2100（m） –着陆场长：小于1650（m） –进场速度：小于250 （km/h）

飞机总体布局 一、尾翼的数目及其与机翼、机身的相对位置 （一）平尾前、后位置与数目的三种形式 1．正常式（Conventional) 优点：技术成熟，所积累的经验和资料丰富，设计容易成功。 缺点：机翼的下洗对尾翼的干扰往往不利，布置不当配平阻力比较大 采用情况：现代民航客机均采用此布局，大部分飞机采用的位移布局形式2．鸭式（Canard） 优点：1.全机升力系数较大；2.L/D可能较大；3.不易失速 缺点：1.为保证飞机纵向稳定性，前翼迎角一般大于机翼迎角； 2.前翼应先失速，否则飞机有可能无法控制 采用情况：轻型亚音速飞机及军机采用 3．无尾式( Tailless ) 优点：1.结构重量较轻：无水平尾翼的重量。 2.气动阻力较小——由于采用大后掠的三角翼，超音速的阻力更小 缺点：1. 具有稳定性的无尾飞机进行配平时，襟副翼的升力方向向下，引起升力损失 2. 起飞着陆性能不容易保证 采用情况：少量军机采用 综上所述，采用正常式尾翼布局 （二）水平尾翼高低位置选择 (a) 上平尾(b) 中平尾(c) 下平尾(d) 高置平尾(e) “T”平尾 选择平尾高低位置的原则 1.避开机翼尾涡的不利干扰：将平尾布置在机翼翼弦平面上下不超过5％平均气动力弦长的位置，有可能满足大迎角时纵向稳定性的要求。 2.避开发动机尾喷流的不利干扰 综合考虑后，选择上平尾 （三）垂尾的位置和数目 位置 - 机身尾部 - 机翼上部

针对IO的缓冲器版图设计

《集成电路版图设计》实验（二）： 针对IO的缓冲器版图设计 一．实验内容 参考课程教学中互连部分的有关讲解，根据下图所示，假设输出负载为5PF，单位宽长比的PMOS等效电阻为31KΩ，单位宽长比的NMOS等效电阻为13KΩ；假设栅极和漏极单位面积（um2）电容值均为1fF，假设输入信号IN、EN是理想阶跃信号。与非门、或非门可直接调用LEDIT标准单元库，在此基础上，设计完成输出缓冲部分，要求从输入IN到OUT的传播延迟时间尽量短，可满足30MHz时钟频率对信号传输速度的要求（T=2T p）。 二．实验要求 要求：实验报告要涵盖分析计算过程 图1.常用于IO的三态缓冲器

三、实验分析 为了满足时钟频率对信号传输速度的要求，通过计算与非门和或非门的最坏延时，再用全局的时钟周期减去最坏的延时，就得到了反相器的应该满足的延时要求，可以得到反相器N管和P管宽度应该满足什么要求。标准与非门和或非门的电容、电阻可以通过已知条件算出。由于与非门、或非门可直接调用LEDIT标准单元库，所以本设计的关键在于后级反相器的设计上（通过调整反相器版图的宽长比等），以满足题目对电路延时的要求。由于输入信号IN和是理想的阶跃信号，所以输入的延时影响不用考虑。所以计算的重点在与非门和或非门的延时，以及输出级的延时。对于与非门，或非门的延时，由于调用的是标准单元，所以它的延时通过提取标准单元的尺寸进行估算，输出级的尺寸则根据延时的要求进行设计。 四、分析计算 计算过程： （1）全局延时要求为： 30MHz的信号的周期为T=1/f=33ns； 全局延时对Tp的取值要求，Tp<1/2*T=16.7ns； （2）标准单元延时的计算：

(完整word版)飞机起落架基本结构

起落架 起落架就是飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时用于支撑飞机重力，承受相应载荷的装置。任何人造的飞行器都有离地升空的过程，而且除了一次性使用的火箭导弹和不需要回收的航天器之外，绝大部分飞行器都有着陆或回收阶段。对飞机而言，实现这一起飞着陆（飞机的起飞与着陆过程）功能的装置主要就是起落架。 基本介绍 起落架就是飞机在地面停放、滑行、起降滑跑时用于支持飞机重量、吸收撞击能量的飞机部件。简单地说，起落架有一点象汽车的车轮，但比汽车的车轮复杂的多，而且强度也大的多，它能够消耗和吸收飞机在着陆时的撞击能量。 概括起来，起落架的主要作用有以下四个：承受飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时的重力；承受、消耗和吸收飞机在着陆与地面运动时的撞击和颠簸能量；滑跑与滑行时的制动；滑跑 与滑行时操纵飞机。 2结构组成 为适应飞机起飞、着陆滑跑和地面滑行的需要，起落架的最下端装有带充气轮胎的机轮。为了缩短着陆滑跑距离，机轮上装有刹车或自动刹车装置。此外还包括承力支柱、减震器（常用承力支柱作为减震器外筒）、收放机构、前轮减摆器和转弯操纵机构等。承力支柱将机轮和减震器连接在机体上，并将着陆和滑行中的撞击载荷传递给机体。前轮减摆器用于消除高速滑行中前轮的摆振。前轮转弯操纵机构可以增加飞机地面转弯的灵活性。对于在雪地和冰上起落的飞机，起落架上的机轮用滑橇代替。 2.1减震器 飞机在着陆接地瞬间或在不平的跑道上高速滑跑时，与地面发生剧烈的撞击，除充气轮胎可起小部分缓冲作用外，大部分撞击能量要靠减震器吸收。现代飞机上应用最广的是油液空气减震器。当减震器受撞击压缩时，空气的作用相当于弹簧，贮存能量。而油液以极高的速度穿过小孔，吸收大量撞击能量，把它们转变为热能，使飞机撞击后很快平稳下来，不致颠簸不止。 2.2收放系统 收放系统一般以液压作为正常收放动力源，以冷气、电力作为备用动力源。一般前起落架向前收入前机身，而某些重型运输机的前起落架是侧向收起的。主起落架收放形式大致可分为沿翼展方向收放和翼弦方向收放两种。收放位置锁用来把起落架锁定在收上和放下位置，以防止起落架在飞行中自动放下和受到撞击时自动收起。对于收放系统，一般都有位置指示和警告系统。 2.3机轮和刹车系统 机轮的主要作用是在地面支持收飞机的重量，减少飞机地面运动的阻力，吸收飞机着陆和地面运动时的一部分撞击动能。主起落架上装有刹车装置，可用来缩短飞机着陆的滑跑距离，并使飞机在地

机翼分析

B－2隐形战略轰炸机 一、飞机简介： B－2隐形战略轰炸机是冷战时期的产物，由美国诺思罗普公司为美国空军研制。1979年，美国空军根据战略上的考虑，要求研制一种高空突防隐形战略轰炸机来对付苏联90年代可能部署的防空系统。1981年开始制造原型机，1989年原型机试飞。后来对计划作了修改，使B－2轰炸机兼有高低空突防能力，能执行核及常规轰炸的双重任务。 二、飞机整体结构： 飞机三视图和飞机内部结构剖析（图下）

三、飞机机翼结构分析： B－2轰炸机采用翼身融合、无尾翼的飞翼构形，其机体扁平，采用翼身融合的无尾（无垂直尾翼）的飞翼构型，机翼前缘为直线，交接于机头处，机翼后掠33度，飞机头部到翼尖成锐角，机翼后缘成双“W”形（锯齿形）有8个操纵面（6个升降副翼，2个阻流方向舵），巨大的锯齿状后缘由10条直的边缘组成，翼展尺寸为52.43米机翼前缘交接于机头处，机翼后缘呈锯齿形。机身机翼大量采用石墨/碳纤维复合材料、蜂窝状结构，表面有吸波涂层，发动机的喷口置于机翼上方。这种独特的外形设计和材料，能有效地躲避雷达的探 测，达到良好的隐形效果。 形尾翼原始设计 是专门为高空飞 行设计的，能够 满足高空阵风载 荷的需求，但不 适应于低空阵风 载荷的需求。飞 机主翼的设计进 行了重大改动， 因为空军不仅要 求飞机能从高空 突入，而且还要 能超低空突防， 从而带来了提高 飞机升力、增强

机械结构强度、进一步降低其雷达反射截面积等一系列问题，使飞机的设计历经数年才得以定型。B-2飞机的结构设计是基于满足阵风载荷(又称突风载荷)标准进行设计的，航空历史上仅有几种型号的飞机是按阵风载荷需求设计的，大部分军用飞机是根据机动载荷(又称惯性载荷)需求而设计。 机翼结构为单块式。从构造上看，单块式机翼的长桁较多且较强；蒙皮较厚；长桁、蒙皮组成可受轴向力的壁板。当有梁时，一般梁缘条的剖面面积与长桁的剖面面积接近或略大，有时就只布置纵墙。为了充分发挥单块式机翼的受力特点，左、右机翼一般连成整体贯穿机身。但有时为了使用、维护方便，在展向布置有设计分离面。分离面处采用沿翼箱周缘分散连接的形式将机翼连为一体。 单块式机翼的上、下壁板成为主要受力构件。这种机翼比梁式机翼的刚度特性好(这点对后掠机翼很重要)。同时由于结构分散受力，能更好地利用剖面结构高度，因而在某些情 况下(如飞机速度较大时)材料利用率较高，重量可能较轻。此外单块式机翼比梁式机翼生存力强。它的缺点是不便于开口 （Boeing）波音747 SP 一、飞机名称： 波音747 SP 波音747，又称为“珍宝客机”（Jumbo Jet），是一种双层客舱四发动机飞机，是世界上最易识别的客机之一，亦是全世界首款生产的宽体民航客机，由美国波音民用飞机集团制造。波音747原型大小是1960年代被广泛使用的波音707的两倍。1965年8月开始研制，自1970年投入服务后，一直是全球最大的民航机，垄断着民用大型运输机的市场，到A380投入服务之前，波音747保持全世界载客量最高飞机的纪录长达37年。 二、飞机整体结构：

飞机起落架的设计分析

[键入公司名称] [键入文档标题] [键入文档副标题] [键入作者姓名] 姓名：龙玉 起落架的结构，布置型式，疲劳强度研究，动力学研究，设计与分析

目录 一.引言……………………………………………………………………………………………………………………………..2二．起落架结构概述…………………………………………………………………………. .2 1.结构 (2) ①.承力支柱、减震器 (2) ②.收放系统 (2) { ③.机轮和刹车系统 (2) ④.转弯系统 (2) 2.布置型式 (3) ①.前三点式起落架 (3) ②.后三点式起落架 (3) ③.自行车式起落架 (3) ④.多支柱式起落架 (3) '

3.结构分类 (4) 三．起落架研究现状与发展趋势 (4) （一）. 疲劳破坏的相似规律…………………………………………………………………………………………. 5 1.疲劳强度的统计估算 法………………………………………………………………………………………………………… (5) 2.起落架结构材料疲劳破坏相似规律的研 究 (5) (二). 起落架动力学的分析方法 (6) & (三). 起落架设 计………………………………………………………………………………………… (6) 1.主起落架长度与防翻角的关 系 (6) 2.主起落架长度与尾座角的关 系 (6) 3.主起落架长度与侧翻角的关 系 (6) (四). 发展趋 势………………………………………………………………………………………… (8) ^ 四．总结 (8) 五．参考文

献 (8) / 飞机起落架的设计分析 一.引言 起落架是航空器下部用于起飞降落以及滑行时支撑航空器并用于移动的附件装置。起落架是唯一一种支撑整架飞机的部件，因此它是飞机不可分缺的一部份；随着飞行器设计和制造技术的发展，起落架也在不断的改进和创新之中。 在二战以前，由于飞机的飞行速度较低，所以当时的起落架在飞机飞行的时候也可以暴露在外面，这样对飞行性能的影响不太大，所用的技术要求不高。但二战后随着科技的井喷式的发展，飞机的飞行速度大幅度提高。速度的不断提升引起以致到超音速的阶段，由此伴随着的空气阻力也随之增大。为减小空气阻力，人们便设计出了可收放的起落架。尽管起可以收放的起落架加大了飞机的重量，但从整体来说这大大促进了飞机的飞行的进步。 二．起落架结构概述 1.结构 为了缩短着陆滑跑距离，机轮上装有刹车或自动刹车装置。此外还包括 ①.承力支柱、减震器（常用承力支柱作为减震器外筒）：减震器即为飞行器在着陆或在不平坦的跑到上运动时用来消减飞机摇摆震动的结构以防止飞机颠簸。当减震器受撞击压缩时，空气的作用相当于弹簧，贮存能量。 、

北航-飞行器总体设计期末整理

1.飞机设计的三个主要阶段是什么？各有些什么主要任务？ ?概念设计:飞机的布局与构型，主要参数，发动机、装载的布置，三面图，初步估算性能、方案评估、参数选择与权衡研究、方案优化 ?初步设计：冻结布局，完善飞机的几何外形设计，完整的三面图和理论外形（三维CAD模型），详细绘出飞机的总体布置图（机载设备、分系统、载荷和结构承力系统），较精确的计算（重量重心、气动、性能和操稳等），模型吹风试验 ?详细设计：飞机结构的设计和各系统的设计，绘出能够指导生产的图纸，详细的重量计算和强度计算报告，大量的实验，准备原型机的生产 2.飞机总体设计的重要性和特点主要体现在哪些方面？ ?重要性：①总体设计阶段所占时间相对较短，但需要作出大量的关键决策②设计前期的失误，将造成后期工作的巨大浪费③投入的人员和花费相对较少，但却决定了一架飞机大约80%的全寿命周期成本?特点（简要阐述） ①科学性与创造性：飞机设计要应用航空科学技术相关的众多领域（如空气动力学、材料学、自动控制、动力技术、隐身技术）的成果；为满足某一设计要求，可以由多种可行的设计方案。 ②反复循环迭代的过程 ③高度的综合性：需要综合考虑设计要求的各个方面，进行不同学科专业间的权衡与协调 3.B oeing的团队协作戒律 ①每个成员都为团队的进展与成功负责 ②参加所有的团队会议并且准时达到 ③按计划分配任务 ④倾听并尊重其他成员的观点 ⑤对想法进行批评，而不是对人⑥利用并且期待建设性的反馈意见 ⑦建设性地解决争端 ⑧永远致力于争取双赢的局面（win-win situations） ⑨集中注意力—避免导致分裂的行为 ⑩在你不明白的时候提问 4.高效的团队和低效的团队 1. 氛围－非正式、放松的和舒适的 2. 所有的成员都参加讨论 3. 团队的目标能被充分的理解／接受 4. 成员们能倾听彼此的意见 5. 存在不同意见，但团队允许它的存在 6. 绝大多数的决定能取得某种共识 7. 批评是经常、坦诚的和建设性的，不是针对个人的 8. 成员们能自由地表达感受和想法 9. 行动：分配明确，得到接受 10. 领导者并不独裁 11. 集团对行动进行评估并解决问题1. 氛围－互不关心／无聊或紧张／对抗 2. 少数团队成员居于支配地位 3. 旁观者难以理解团队的目标 4. 团队成员不互相倾听，讨论时各执一词 5. 分歧没有被有效地加以处理 6. 在真正需要关注的事情解决之前就贸然行动 7. 行动：不清晰－该做什么？谁来做？ 8. 领导者明显表现出太软弱或太强硬 9. 提出批评的时候令人尴尬，甚至导致对抗 10. 个人感受都隐藏起来了 11. 集团对团队的成绩和进展不进行检查 5.飞机的设计要求有哪些基本内容？ ①飞机的用途和任务 ②任务剖面 ③飞行性能 ④有效载荷⑤功能系统 ⑥隐身性能要求 ⑦使用维护要求 ⑦机体结构方面的要求 ⑦研制周期和费用 ⑦经济性指标 11环保性指标 6.飞机的主要总体设计参数有哪些？ ①设计起飞重量W0 (kg)②动力装置海平面静推力T (kg)③机翼面积S (m2) 组合参数④推重比T/W0⑤翼载荷W0 /S (kg/m2) 7.毯式图的 步骤 ①保持推重比不变，改变翼载（x轴变量），获得总重曲线（y轴变量） ②推重比更改为另一个值后确定不变，改变翼载（x轴变量），获得总重（y轴变量）。同时需将y轴向左移动一任意距离。

飞机前起落架驱动系统设计与性能分析

飞机前起落架驱动系统设计与性能分析 陈炎 南京航空航天大学，南京 210000 摘要：本文以大型民机起落架液压系统为研究对象，结合具体设计要求，采用电力传动技术，设计了一套起落架收放系统的新型驱动系统。本系统还利用一套双余度电控应急方案取代了传统的钢索滑轮应急放机构，并针对其蜗轮蜗杆传动机构进行了初步设计。最后在https://www.sodocs.net/doc/b218229325.html,b和https://www.sodocs.net/doc/b218229325.html,b软件平台上分别建立起落架收放机构及其控制系统的联合仿真模型，并分别对系统在正常收放和应急放模式下的性能进行仿真分析，初步实现了飞机收放系统的机电液一体化仿真。通过本文的研究工作，可以为飞机起落架液压系统的改进提供了一些有价值的经验和结论，为进一步的优化设计和试验工作奠定了的基础，对我国飞机起落架相关设计工作提供了技术支持。 关键词：民机起落架、系统设计、Virtual Lab Motion、Amesim、联合仿真 0前言 起落架系统在飞机滑跑起飞、着陆时支撑飞行器重量、承受着当飞机与地面接触时产生的静、动载荷、吸收和消耗飞机在着陆撞击、跑道滑行等地面运动时所产生的能量，在减缓飞机发生振动，降低飞机地面载荷，提高乘员舒适性，保证飞机飞行安全等方面发挥着极其重要的作用，是飞机设计过程中的重要环节。传统的飞机起落架设计中一般采用液压驱动装置。液压系统具有技术成熟、输出功率大、动态响应好、定位精度高的优点，但是由于液压系统采用了集中式液压源，飞机全身布满液压管路、造成其易泄露、易污染、易燃、结构复杂、重量大等问题，同时为了维持输出，液压系统需要工作在连续模式下，这使得其利用率很低，由此可见液压系统的可靠性问题成为了整个飞机系统中的薄弱环节之一，致使飞机不得不采用多余度作动系统，这又带来了重量、体积增加等新的问题。 近些年来，随着“功率电传”系统的不断发展，国外提出了“多电或者全电”驱动的设计思路。利用多电/全电技术，广泛采用电力作动器和功率电传技术，可以取代飞机上机械传动、气压、液压和润滑系统，从而大大减少飞机的重量和复杂性，可使飞机的可靠性、维修性、效率、生存能力和灵活性大为改善，同时由于燃油消耗量的减少、飞机出勤率的提高，可明显节省飞行成本。 目前，用于飞行控制、环境控制、刹车、燃油和发动机启动系统的电力作动系统已得到验证，国外也已经开始对飞机起落架驱动系统进行研究，他们预测用新型电力作动系统取代原来的液压系统将显着提高起落架系统的可靠性。可以说起落架驱动系统全电化的实现，无论对我国民用还是军用飞机性能的提高都具有重要的意义，是未来飞机起落架系统发展的新趋势。 本文以我国大型民机为设计背景，以多电/全电飞机为设计思想，针对飞机起落架驱动系统开展分析、设计和仿真工作，初步形成一套集机电一体化设计、仿真、分析流程。 1驱动系统方案设计 1.1起落架驱动系统设计要求 飞机前起落架驱动系统的主要作用是实现起落架的收放和转弯功能。传统的前起落架驱动系统是通过集中液压源进行驱动的，但随着目前飞机向全电/多电化方向发展的趋势，飞机内不再设有集中液压源，所以原有的液压系统就需要重新设计。以起落架收放系统为例，其设计要求如下： 飞机起落架收放系统的主要作用是在飞机起飞离地后，将起落架及起落架舱门收起并上锁，在飞机着陆前，打开舱门控制起落架放下并上锁，是飞机中的关键系统之一。同时，收放系统在起落架收起过程中，能控制起落架及相关部件（如舱门）按顺序开、关。 飞机前起落架收放系统的具体设计要求是：

飞机起落架结构及其系统设计_本科毕业论文

本科毕业论文题目：飞机起落架结构及其故障分析专业：航空机电工程 完成日期： 2013 年 3 月 5 日

飞机起落架结构及其故障分析 摘要：起落架作为飞机在地面停放、滑行、起降滑跑时用于支持飞机重量、吸收撞击能量的飞机部件。为适应飞机起飞、着陆滑跑和地面滑行的需要， 起落架的最下端装有带充气轮胎的机轮。为了缩短着陆滑跑距离，机 轮上装有刹车或自动刹车装置。同时起落架又具有空气动力学原理和 功能，因此人们便设计出了可收放的起落架，当飞机在空中飞行时就 将起落架收到机翼或机身之内，以获得良好的气动性能，飞机着陆时 再将起落架放下来。本文重点介绍了飞机的起落架结构及其系统。对起落 架进行了系统的概述，对起落架的组成、起落架的布置形式、起落架的收 放形式、起落架的收放系统、以及起落架的前轮转弯机构进行了系统的论 述。并且给出了可以借鉴的起落架结构及其相关结构的图片。 关键词：起落架工作系统凸轮机构前轮转弯收放形式 目录 1. 引言 (1)

2. 起落架简述 (1) 2.1 减震器 (1) 2.2 收放系统 (1) 2.3 机轮和刹车系统 (2) 2.4 前三点式起落架 (2) 2.5 后三点式起落架 (3) 2.6 自行车式起落架 (5) 2.7 多支柱式起落架 (5) 2.8 构架式起落架 (6) 2.9 支柱式起落架 (6) 2.10 摇臂式起落架 (7) 3 起落架系统 (7) 3.1 概述 (7) 3.2 主起落架及其舱门 (7) 3.2.1 结构 (8) 3.2.2 保险接头 (8) 3.2.3 维护 (8) 3.2.4 主起落架减震支柱 (8) 3.2.5 主起落架阻力杆 (9) 3.2.6 主起落架耳轴连杆 (10) 3.3 前起落架和舱门 (10) 3.4 起落架的收放系统 (10) 3.4.1起落架收放工作原理 (10) 3.4.2 起落架收放过程中的的液压系统 (11) 3.4.3 主起落架收起时的液压系统工作过程 (12) 3.4.4 主起落架放下时的液压系统工作原理 (13) 3.4.5 在液压系统发生故障时应急放起 (14) 3.4.6 起落架收放的工作电路 (15) 3.5 前轮转弯系统 (17) 3.5.1 功用 (17) 3.5.2 组成 (17) 3.5.3 工作原理 (17) 3.6 机轮和刹车系统 (17) 4 歼8飞机主起落架机轮半轴裂纹故障分析 (17) 4.1 主起落架机轮半轴故障概况 (17) 4.2 主起落架机轮半轴失效分析 (18) 4.3 机轮半轴裂纹检测及断口分析 (20) 4.3.1 外场机轮半轴断裂检查 (20) 4.3.2 大修厂机轮半轴裂纹检查 (21) 4.4 主起落架机轮半轴疲劳试验结果 (22) 4.4.1 机轮半轴疲劳试验破坏部位 (22) 4.4.2 试验结果与使用情况差异分析 (23) 4.5 主起落架机轮半轴失效分析结论 (24) 4.6 主起落架机轮半轴结构设计改进 (24)

飞机起落架机构设计及安全性分析开题报告

毕业设计（论文）开题报告 题目飞机起落架机构设计及安全性分析 一、毕业设计（论文）依据及研究意义： 飞机的起落架是飞机起飞和着陆的重要装置，它在工作过程中承受着极大的冲击载荷，所以采用高强度钢或超高强度钢制作。起落架在长期使用的过程中，受到外界各种因素的影响，它的坚固程度会变差，甚至产生裂纹。本文针对起落架的焊接进行了深入的分析与研究，并在此基础上研究了完善和加强飞机起落架的焊接工艺与材料的焊接性，从而大大的降低了飞机起落架焊接时出现的问题并提高了其焊接质量。起落架是飞机起飞、着陆系统，对飞机的性能和安全起着十分重要的作用 起落架是飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时用于支撑飞机重力，承受相应载荷的装置。简单地说，起落架有一点象汽车的车轮，但比汽车的车轮复杂的多，而且强度也大的多，它能够消耗和吸收飞机在着陆时的撞击能量。概括起来，起落架的主要作用有以下四个： ①承受飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时的重力。 ②承受、消耗和吸收飞机在着陆与地面运动时的撞击和颠簸能量。 ③滑跑与滑行时的制动。

④滑跑与滑行时操纵飞机。 二、国内外研究概况及发展趋势 起落架的收放机构运动复杂，起落架的收放，上、下位锁开锁和上锁，舱门的打开和关闭等均要正确匹配和协调，否则将会发生飞行事故。 我国开展了与起落架现代设计技术密切相关的专题研究，并取得了一大批研究成果，其中有些达到世界先进水平，如变油孔双腔缓冲器设计技术，飞机前轮防摆技术，飞机地面运动动力学分析技术，长寿命、高可靠性起落架设计及寿命评估技术，起落架结构优化设计技术，起落架收放系统仿真分析技术，起落架主动控制技术等，这些成果部分地应用于型号研制中，并取得了一定效果。许多学者与研究生在理论方面也开展了一系列研究工作。《起落架设计与评定技术指南》集中反应了我国近年来在起落架现代设计理论与方法方面的进展情况。但与国外相比，我国的大量研究成果是分散的，孤立的，没有作为模型、算法或程序模块集成于一套系统中，成为设计师的实用工具，更没有在高水平的硬件与软件平台上形成一套先进、实用、高效的起落架专业CAD/CAE软件系统，因而我国型号研制基本上仍是完全采用传统模式，费时、费力、耗资。 国内起落架的研究软件主要有南京航空航天大学和西北工业大学共同开发的起落架设计分析软件系统LCAE，功能比较强大，能进行结构布局设计、起落架机构运动分析或应力分析、有限元总体应力分析、变形及载荷分析、缓冲性能分析、损伤绒线分析、及破坏危险性分析。可以实现图形及文本的前处理功能、后处理功能、分析程序的过程处理功能。另外还有南京理工大学和沈阳飞机研究所的起落架设计专家系统ALGDES，它能进行结构布局设计和强度分析、系统空间位置造型仿真机干涉分析，它建立了起落架设计的知识表示形式和组织形式，即专家系统。北京航空航天大学和西北工业大学都做过起落架防滑刹车系统的机械装置和仿真软件。有人研究了飞机接地时所受到的加速度的计算方法[6]，介绍了最大过载对飞行、起落架和气动力参数的敏感性。从国外文献上来看，有的从动能的角度研究了起落架摆振，还有的对在各种条件下的起落架性能进行了仿真，主要是在载荷及变形方面给予仿真。 在起落架行业，国外在大力开展起落架理论与专题研究的基础上，发展和推广应用起落架现代设计技术。在与现代设计技术密切相关的起落架专业理论研究方面，国外从六十年代开始，己做了大量专题研究工作。如DAUTI等公司从六、

飞机总体设计课程设计报告

国内使用的喷气式公务机设计 班级： 0111107 学号： 011110728 姓名：于茂林

一、公务机设计要求 类型 国内使用的喷气式公务机。 有效载重 旅客6－12名，行李20kg/人。 飞行性能： 巡航速度： 0.6 - 0.8 M 最大航程： 3500－4500km 起飞场长：小于1400－1600m 着陆场长：小于1200－1500m 进场速度：小于230km/h 据世界知名的公务机杂志B&CA发布的《2011 Purchase Planning Handbook》，可以将公务机按照价格、航程、客舱容积等数据分为超轻型、轻型、中型、大型、超大型。 根据设计要求，可以确定我们设计的公务机属于轻型公务机：价格在700-1800万美元、航程在3148-5741公里、客舱容积在8.5-19.8立方米的公务机。与其他公务机相比，轻型公务机主要靠较低的价格、低廉的运营成本、在较短航程内的高效率来取得竞争优势。 由此，从中选出一些较主流机型作为参考 二、确定飞机总体布局 1、参考机型 庞巴迪航空：里尔45xr、里尔60xr 巴西航空：飞鸿300、 塞斯纳航空：奖状cj3 机型座位数巡航速度M 起飞场长m 着陆场长m 航程km 最大起飞重量kg 里尔45XR 9 0.79 1536 811 3647 9752 里尔60XR 9 0.79 1661 1042 4454 10659 飞鸿300 9 0.77 1100 890 3346 8207 奖状CJ3 9 0.72 969 741 3121 6300

2、可能的方案选择： 正常式 前三点起落架 T型平尾 / 高置平尾 + 单垂尾 尾吊双发涡轮喷气发动机 / 翼吊双发喷气发动机 / 尾吊双发喷气发动机 小后掠角梯形翼+下单翼 / 小后掠角T型翼+中单翼 / 直机翼+上单翼 3、最终定型及改进 1）正常式、T型平尾、单垂尾 ①避免机翼下洗气流和螺旋浆滑流的影响：1、减小尾翼振动；2、减小尾翼结构疲劳；3、避免发动机功率突然增加或减小引起的驾驶杆力变化 ②“失速”警告（安全因素） ③外形美观（市场因素） ④由于飞机较小，平尾不需要太大，对垂尾的结构重量影响不大 2）小后掠角梯形翼（带翼梢小翼）、下单翼 ①本次公务机设计续航速度0.6-0.8M，处于跨音速范围，故采用小展弦比后掠翼，后掠角大约30左右，能有效地提高临界M数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。 ②翼梢小翼的功能是抵御飞机高速巡航飞行时翼尖空气涡流对飞机形成的阻力作用，提高机翼的高速巡航效率，同时达到节油的效果。 ③采用下单翼，起落架短、易收放、结构重量轻；发动机和襟翼易于检查和维修；从安全考虑，强迫着陆时，机翼可起缓冲作用；更重要的是，因为公务机下部无货物仓，减轻机翼结构重量。 3）尾吊双发涡轮喷气发动机，稍微偏上 ①主要考虑对飞机的驾驶比较容易，座舱内噪音较小，符合易操纵性和舒适性的要求。 ②机翼升力系数大 ③单发停车时，由于发动机离机身近，配平操纵较容易； ④起落架较短，可以减轻起落架重量。 ⑤由于机翼与客舱地板平齐有点偏高，为了使发动机的进气不受影响，故将发动机安排的稍稍偏上。 4）前三点起落架，主起落架安装在机翼上 ①适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。 ②具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 ③飞行员座舱视界的要求较容易满足。 ④可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。

机翼原理

飞机机翼原理 机翼各翼面的位置图 图片说明：上图为机翼各翼面的位置图，民航飞机的机翼各翼面位置一般类似。 机翼上各操纵面是左右对称分布，部分由于图片受限未标出 机翼的基本概念 机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行；同时也起一定的稳定和操纵作用。是飞机必不可少的部件，在机翼上一般安装有飞机的主操作舵面：副翼，还有辅助操纵机构襟翼、缝翼等。另外，机翼上还可安装发动机、起落架等飞机设备，机翼的主要内部空间经密封后，作为存储燃油的油箱之用。 相关名词解释： 翼型：飞机机翼具有独特的剖面，其横断面（横向剖面）的形状称为翼型，称为翼型 前缘：翼型最前面的一点。 后缘：翼型最后面的一点。 翼弦：前缘与后缘的连线。 弦长：前后缘的距离称为弦长。如果机翼平面形状不是长方形，一般在参数计算时采用制造商指定位置的弦长或平均弦长 迎角(Angle of attack) ：机翼的前进方向(相当与气流的方向)和翼弦(与机身

轴线不同)的夹角叫迎角，也称为攻角，它是确定机翼在气流中姿态的基准。 翼展：飞机机翼左右翼尖间的直线距离。 展弦比：机翼的翼展与弦长之比值。用以表现机翼相对的展张程度。 上（下）反角：机翼装在机身上的角度，即机翼与水平面所成的角度。从机头沿飞机纵轴向后看，两侧机翼翼尖向上翘的角度。同理，向下垂时的角度就叫下反角。 上（中、下）单翼：目前大型民航飞机都是单翼机，根据机翼安装在机身上的部位把飞机分为上（中、下）单翼飞机也有称作高、中、低单翼。 机翼安装在机身上部（背部）为上单翼；机翼安装在机身中部的为中单翼，机翼安装在机身下部（腹部）为下单翼。 上单翼的飞机一般为运输机与水上飞机，由于高度问题，此时起落架等装置一般就不安装在机翼上，而改在机身上，使用上单翼的飞机一般采用下反角的安装。中单翼因翼梁与机身难以协调，几乎只存在理论上； 下单翼的飞机是目前民航飞机常见的类型，由于离地面近，便于安装起落架，进行维护工作，使用下单翼的飞机一般采用上反角的安装。 机翼在使飞机升空飞行中的重要作用 飞机在飞行过程中受到四种作用力： 升力----由机翼产生的向上作用力 重力----与升力相反的向下作用力，由飞机及其运载的人员、货物、设备的重量产生 推力----由发动机产生的向前作用力 阻力----由空气阻力产生的向后作用力，能使飞机减速。 由此可见，机翼的主要功用就是产生升力，以支持飞机在空中飞行。它为什么能产生升力呢？ 首先要从飞机机翼具有独特的剖面说起，前面名词解释已提到，机翼横断面（横向剖面）的形状称为翼型，机翼剖面的集合特性与机翼的空气动力有密切的关系。从侧面看，机翼顶部弯曲，而底部相对较平。机翼在空气中穿过将气流分隔开来。一部分空气从机翼上方流过，另一部分从下方流过。

歼七起落架故障分析

长沙航空职业技术学院毕业设计（论文） 歼七飞机起落架收放系统故障分析 系别航空装备维修工程系 专业飞机附件维修 姓名 班级 指导老师 及职称李向新 二〇一一年××月×××日 长沙航空职业技术学院

毕业设计（论文）任务书

毕业设计（论文）任务书 (2) 摘要................................. 错误！未定义书签。第1章歼七飞机前起落架自动收起的故障研究错误！未定义书签。 1.1起落架收放控制原理分析 ....................... 错误！未定义书签。 1.2起落架自动收起原因分析 ......................... 错误！未定义书签。 1.2.1电液换向阀性能不良 .............................. 错误！未定义书签。 1.2.2系统不完整，回油路堵死 ...................... 错误！未定义书签。 1.3 故障验证 .................................................... 错误！未定义书签。 1.4 维修对策 .................................................... 错误！未定义书签。第2章数据符合规定前起落架为何放不下错误！未定义书签。 2.1地面检查和模拟试验情况 ......................... 错误！未定义书签。 2.2原因分析 ..................................................... 错误！未定义书签。 2.3 结论............................................................. 错误！未定义书签。 第3章总结 (3) 参考文献............................... 错误！未定义书签。致谢错误！未定义书签。