邢 穎

（遼寧工業(yè)大學(xué)機械工程與自動化學(xué)院，遼寧錦州121001）

0 引言

飛機起落架斜撐桿的作用是控制緩沖支柱的部分受力及約束支柱外筒相對機身的轉(zhuǎn)動，提供扭矩作用，其性能的好壞直接影響著飛機的起飛著陸，對于起落架強度分析問題，陳玉振[1]等研究了飛機起落架車軸的靜強度仿真分析，何雪浤[3]等對飛機起落架的四框架進行了有限元強度分析，王小峰[1-3]等對飛機起落架撐桿進行了靜態(tài)的結(jié)構(gòu)優(yōu)化，但是關(guān)于飛機起落架的動態(tài)應(yīng)力分析的還很少，本文提出對起落架進行動力學(xué)性能仿真，在仿真結(jié)論基礎(chǔ)上利用動靜法對起落架斜撐桿進行結(jié)構(gòu)強度分析。

1 斜撐桿受力分析

主起落架受到作用于輪胎觸地點的集中力作用。 力的傳遞過程為：地面載荷是通過輪胎觸地點及機輪中心兩個作用點將力傳遞給活塞桿，活塞桿通過與外筒之間密封的高壓油氣混合體的油液壓力平衡地面載荷在筒軸線方向上的分力，地面載荷在垂直于筒軸線方向上的分力則通過活塞桿與外筒的接觸面直接傳遞到外筒上，扭矩通過扭力臂傳遞給外筒。最終外筒通過斜撐桿和上接頭與機身的連接處將載荷和轉(zhuǎn)矩傳遞給機身。

飛機著陸是一個動態(tài)撞擊過程，隨著飛機輪胎接地起落架所受的力是不斷變化，要想考慮起落架撐桿什么時候產(chǎn)生最大變形，產(chǎn)大變形的部位在哪里，我們只能采取流體動力學(xué)中的動靜法，取起落架受撞擊力最大時刻作為分析的基礎(chǔ)。

圖1 支柱式起落架部分簡圖

圖2 斜撐桿結(jié)構(gòu)模型

斜撐桿和支柱的相對位置如圖1 所示，斜撐桿到支柱頂端轉(zhuǎn)軸處的垂直距離為d， 撐桿與支柱間的夾角為θ， 撐桿對支柱的支撐力為F，輪軸中心到支柱中心的距離為a，輪軸中心垂直受力為Pv：即輪胎垂直反力Fu。

由對支柱頂端轉(zhuǎn)軸處的力矩平衡方程得到撐桿受力為：

而斜撐桿下端受到的彎矩則為M=Pva，本文只對飛機垂直著陸進行了分析，并沒有分析飛機著陸后的滑跑過程，因此，對斜撐桿與支柱所受到的由地面產(chǎn)生的航向摩擦力所造成的彎矩和扭矩進行了簡化，在對斜撐桿受力和力矩分析時，只考慮了飛機著陸的垂直方向的受力狀態(tài)。

2 有限元強度分析

2.1 建立斜撐桿有限元模型

為了減小問題的求解規(guī)模，增加求解的準(zhǔn)確性，在建模時，可根據(jù)分析的側(cè)重點有針對性的對模型進行簡化，例如去掉了對斜撐桿應(yīng)力影響不大的下位鎖傳感器、導(dǎo)管等附件。 并且為了使網(wǎng)格劃分能夠達到比較理想的效果，不考慮焊接處焊接應(yīng)力及焊縫的影響，這樣得出的結(jié)果是偏保守的，有利于問題的分析。 斜撐桿作為連接飛機機體和起落架的關(guān)鍵件，如圖2 所示。

2.2 選擇單元類型定義材料屬性

本文針對起落架斜撐桿的結(jié)構(gòu)特點， 選擇10 節(jié)點的Solid92 單元，此單元是四面體單元，用于分析3D 實體結(jié)構(gòu)，具有較高的精度。斜撐桿的材料為40CrNi2Si2MoVA。材料密度為7.82×103kg／m3，彈性模量為2.1×1011MPa，泊松比為0.3。

2.3 網(wǎng)格劃分

本文所分析的撐桿結(jié)構(gòu)相對復(fù)雜，采取自由網(wǎng)格劃分的形式對撐桿進行劃分比較合理，且結(jié)合工作中的實際情況對撐桿局部進行網(wǎng)格加密。例如斜撐桿兩端受力較大，采用較大的網(wǎng)格密度。這樣采用疏密不同的網(wǎng)格劃分，即可保持相對的計算精度，又使網(wǎng)格數(shù)量和計算量減少。 生成14576 個節(jié)點，8798 個單元。 經(jīng)網(wǎng)格劃分后的撐桿模型如圖3 所示。

圖3 斜撐桿的網(wǎng)格劃分模型

2.4 施加約束條件及載荷

由于本文是采取動靜法對起落架斜撐桿進行靜力分析，所以約束條件相對減少了很多，斜撐桿不緊可以減小支柱所承受的彎矩，主要是負(fù)責(zé)飛機起落架的收起與放下功能，因此，可以只對撐桿與機身連接處的兩個端面施加X 方向的位移約束用于限制斜撐桿受力產(chǎn)生的繞Y 軸、Z 軸的轉(zhuǎn)動和X 方向的位移就可以了。 而對于撐桿和起落架支柱連接的兩個端面施加X 方向的位移約束，用于限制撐桿受力產(chǎn)生的繞Z 軸、Y 軸的轉(zhuǎn)動和X 方向的位移。

因為起落架著陸的狀態(tài)是屬于動態(tài)的，而取某一時刻進行分析則是靜態(tài)的，所以這里要用到多體動力學(xué)里面的動靜法。 質(zhì)點系的達朗貝爾原理：質(zhì)點系運動的任意時刻，若在每一個質(zhì)點上加上慣性力，系統(tǒng)在虛加的慣性力以及真實的主動力與理想約束力作用下處于靜止平衡。只要物線彈性范圍內(nèi)，物體的應(yīng)力與變形是服從胡克定律的。依據(jù)達朗貝爾原理我們可分析起落架撐桿受力的基礎(chǔ)上為其加上慣性力使其成為靜態(tài)分析。也就是要將起落架著陸時撐桿受力最大時刻取出來，對此時刻撐桿的受力變形進行分析。

圖4 撐桿應(yīng)力云圖

根據(jù)上面分析得到的撐桿受力最大時刻的受力，可以得到最大受力時刻為0.18s，此刻的輪胎垂直力為2.06×105N，得到撐桿最大力為1.03×105N，此刻飛機著陸的加速度為6.83m／s2，由于使用動靜法，施加的載荷是慣性力，其加載方向為實際加速度的反方向，其中加載慣性力需要材料密度，前面已經(jīng)定義。

2.5 結(jié)果分析

圖5 撐桿變形對比圖

對模型進行求解，結(jié)果如圖4 所示。 從圖4 中可以看出整個撐桿的強度最大值為0.149E+7Pa，從應(yīng)力分布圖中可以看出，撐桿下端的應(yīng)力集中是比較嚴(yán)重的，此處易于發(fā)生斷裂。 說明雖然搖臂整體在強度方面是安全的，但經(jīng)過長期的使用，在應(yīng)力集中部位還是容易出現(xiàn)疲勞破壞，在飛機進場大修或在以后的搖臂維修中應(yīng)當(dāng)對應(yīng)力集中部位進行改進，如撐桿下端處適當(dāng)?shù)募訌姄螚U的厚度。另外，在撐桿上部也出現(xiàn)了應(yīng)力集中現(xiàn)象，維修時也應(yīng)當(dāng)主要檢查。由圖5 可知，此時撐桿受力過大，雖然沒有斷裂，但撐桿已經(jīng)已經(jīng)發(fā)生彎曲變形，隨著飛機著陸，整撐桿應(yīng)力還會做周期性的衰減變化。由上面的分析可以看出，在飛機整個著陸過程完成后，則需要更換新的斜撐桿，以保證飛機起落架的安全性。

3 結(jié)論

本文主要進行了主起落架撐桿的有限元分析工作，在建立了飛機緩沖系統(tǒng)模型并仿真出結(jié)果的基礎(chǔ)上，根據(jù)達朗貝爾原理將動態(tài)系統(tǒng)的應(yīng)力問題轉(zhuǎn)換成靜應(yīng)力進行計算分析。并根據(jù)力矩平衡原理對斜撐桿的應(yīng)受力情況進行分析，利用大型有限元分析軟件得出了斜撐桿與緩沖器接耳處和斜撐桿與主機身連接處有應(yīng)力集中現(xiàn)象的結(jié)論，為損傷預(yù)測、實際維修工作提供了理論依據(jù)。

［1］陳玉振，虞偉建.飛機主起落架車軸的仿真分析[J].計算機應(yīng)用技術(shù)，2006，33（11）.

［2］何雪浤，張英杰，謝里陽，等.某型飛機前起落架危險部位的有限元數(shù)值分析[J].結(jié)構(gòu)強度分析.

［3］王小峰，王永軍.飛機起落架撐桿結(jié)構(gòu)優(yōu)化及有限元分析[J].科學(xué)技術(shù)與工程，2008，6，8（12）.