飞机在着陆撞击和不平坦的跑道上高速滑跑时会产生较大载荷。为了有效避免载荷过大,现代飞机的起落架都装有缓冲系统。起落架缓冲系统性能的优劣将直接影响到起落架结构强度、飞机安全和乘坐舒适性。与被动控制方法相比,半主动控制系统可以根据外界激励适时改变系统参数,可以满足高效减震的需要;同全主动控制相比,控制性能接近且不需要外界动力源,因而结构更简单,性能更稳定、安全。本文采用试验和仿真相结合的方法,进行起落架缓冲系统特性及其半主动控制技术研究。设计并建造了一座可应用小型飞机起落架的研究性落震试验台,与一般验证性的落震试验台不同,部分结构采用了特殊设计,能有效减少落震过程的摩擦力及间隙振动;建立了更为完备的起落架落震试验数据采集与控制系统,编制了相关软件程序,进行落震试验研究。针对起落架落震试验工况,建立了起落架缓冲系统数学模型,设计相关试验装置,对模型中的气体多变指数、缓冲器轴向摩擦力、油孔流量系数及轮胎力进行了试验研究,以期获得进一步的认识。基于所建模型,进行了落震试验仿真,通过试验对仿真结果进行验证,结果表明所建模型具有较高的准确性和可信性。起落架半主动控制的核心问题之一是对其控制执行元件的研究。本文选择高速开关阀作为起落架半主动控制的执行元件,建立了高速开关阀非线性数学模型,并设计相关试验对仿真结果进行校验。设计并建立了基于并联组合高速开关阀的起落架半主动控制试验装置,设计了基于加速度信号反馈的PD控制算法,进行了半主动控制落震试验,结果表明:基于并联组合高速开关阀的半主动控制方案具有可行性,可以适用于小飞机的前起落架,但其流量调控范围仍然偏小,对于像主起落架那样在缓冲过程中流量较大的应用场合有一定局限性。通过仿真对半主动控制律进行研究,分别采用了参数模糊整定PD控制器、基于模型的PD控制器以及基于模型的神经网络自适应控制器。结果表明:基于模型的神经网络自适应控制器的控制效果更好。