陳建平 劉木君

（中航通飛研究院，廣東 珠海 519040）

1 概述

1.1 主起結(jié)構(gòu)概述

某大型飛機(jī)著陸系統(tǒng)采用前三點(diǎn)式可收放起落架。起落架前輪布置在遠(yuǎn)離飛機(jī)重心的機(jī)身前部，主起落架布置在飛機(jī)重心之后翼身對接后加強(qiáng)框34框機(jī)身兩側(cè)。前起落架和主起落架均為單支柱雙輪并列式起落架。該型飛機(jī)主起落架為支柱外伸式方案。其主要結(jié)構(gòu)由主支柱、橫向桿、垂向桿、航向桿、下位鎖、上位鎖及收放機(jī)構(gòu)等構(gòu)成，主要結(jié)構(gòu)見圖1。

1.2 主起結(jié)構(gòu)受力分析

橫向桿接頭和垂向桿接頭位于34框平面內(nèi)，主要承受框平面內(nèi)載荷。其中橫向桿接頭主要載荷為側(cè)向載荷。主起航向桿和垂向桿設(shè)計為二力桿形式，承受桿件軸向載荷。垂向桿部位主要承受垂向載荷，航向桿主要用于承受從主支柱傳到上部的航向載荷。主起下位鎖通過前后兩個連接點(diǎn)分別于機(jī)身33框、35框連接，受載既有航向載荷，同時還有側(cè)向載荷，受載大且受力復(fù)雜。上位鎖用于起落架收起時固定起落架。收放機(jī)構(gòu)主要承受主起收放載荷，受載較小。

1.3 下位鎖撐桿方案問題的提出

該型飛機(jī)主起方案的設(shè)計，參考了國外US-1飛機(jī)結(jié)構(gòu)形式。由圖2對比可知，US-1飛機(jī)在下位鎖部位專門設(shè)計了撐桿結(jié)構(gòu)，用以傳遞下位鎖部位較大載荷。而某型飛機(jī)的主起結(jié)構(gòu)與US-1飛機(jī)有類似之處，同時下位鎖部位也是大受載點(diǎn)和復(fù)雜受力部位，目前設(shè)計方案下位鎖處的受力究竟如何，撐桿有多大的作用，下位鎖處是否需要設(shè)計撐桿？同時撐桿及連接點(diǎn)位置對載荷有何影響？……如何進(jìn)行下位鎖撐桿方案優(yōu)化選型成為當(dāng)務(wù)之急。

US-1飛機(jī)主起落架結(jié)構(gòu)形式某型飛機(jī)下位鎖連接方案

2 CATIA有限元建模及計算

2.1 各方案結(jié)構(gòu)建模

為解決上述問題，按照現(xiàn)有下位鎖方案，建立各種下位鎖撐桿連接方案模型。根據(jù)實(shí)際載荷方向、撐桿連接的前后位置及鎖殼處連接點(diǎn)內(nèi)外位置的不同，共建立無撐桿、前部內(nèi)撐桿、前后內(nèi)撐桿、前部外撐桿、前后外撐桿五種方案模型。根據(jù)不同方案模型建立下位鎖局部CATIA有限元模型進(jìn)行接頭支座支反力計算。以前部內(nèi)側(cè)撐桿方案為例，方案模型詳見圖3，其余各方案模型見后面圖6。

表1 有限元建模網(wǎng)格劃分表

表2 下位鎖撐桿各方案數(shù)據(jù)對比 單位：N

2.2 模擬各接頭部位螺栓連接

撐桿與撐桿座、撐桿與鎖殼、鎖殼與鎖殼支座、鎖殼與鎖臂之間建立螺栓孔圓柱面同軸通用分析連接，選取用戶自定義連接屬性命令，起始端、末端選取剛性形式，中間段采用BEAM元，半徑為連接件尺寸。

2.3 零件網(wǎng)格劃分

網(wǎng)格類型：各零件網(wǎng)格均采用四面體二維單元網(wǎng)格。

各零件網(wǎng)格大小劃分見表1，網(wǎng)格劃分三維模型見圖4。

2.4 建立支撐約束

在撐桿座、鎖殼支座與機(jī)身連接面上建立固支約束，后繼計算讀取這些部位的支反力數(shù)值。

2.5 載荷施加

在鎖臂外側(cè)，選取四個螺栓孔面建立虛擬剛性零件，作為載荷施加對象。

根據(jù)主起載荷計算報告，選取下位鎖受載嚴(yán)重的起轉(zhuǎn)載荷工況進(jìn)行計算，施加載荷為起轉(zhuǎn)工況時估算的下位鎖鎖臂載荷：

根據(jù)主起落架各接頭載荷初步計算結(jié)果及主起落架收放原理試驗(yàn)數(shù)據(jù)，收放機(jī)構(gòu)承載較小，對下位鎖部位受載影響不大，計算中按忽略簡化處理。

主起落架起轉(zhuǎn)載荷：Px=263542N，Pz=329427N。

主起轉(zhuǎn)軸離地面：3123mm，上下位鎖距：1263mm，支柱離機(jī)身側(cè)面接頭孔：560mm

下位鎖鎖臂載荷計算：Px=-Px×3123/1263=－263542×3123/1263=-651656（N）

Py= Pz×560/1263=329427×560/1263=146064（N）

計算得出的鎖臂載荷Px、Py的反向載荷即為本有限元方案計算中的外部施加載荷。

2.6 運(yùn)行計算

無撐桿方案計算模型及結(jié)果見圖5，各方案比較計算模型見圖6。

3 各方案數(shù)據(jù)對比分析

通過對上述各方案進(jìn)行CATIA有限元建模及計算，其結(jié)果數(shù)據(jù)對比見表2。

從以上計算數(shù)據(jù)可以看出：

支座2、3上Fy明顯大于Fx，F(xiàn)y約為Fx的2倍以上，同時支座2處載荷明顯大于支座3。

增加內(nèi)撐桿設(shè)計對降低支座2、3處X方向縱向力有效果，但降幅最大僅為22.7%，也即內(nèi)撐桿在分擔(dān)縱向力上的效率僅為22.7%。

外撐桿在降低縱向力方面作用不大，最大降幅為8.3%。

內(nèi)、外撐桿對支座2、3處Fy作用力降低作用不大，最大降幅5.1%。

增加撐桿設(shè)計后，其分擔(dān)縱向力的最大效率僅為22.7%，撐桿支座受載很小，支座2、3處仍舊剩余大部分縱向載荷需要縱向梁傳遞，同時對于降低支座2、3位置的Fy方向載荷不起作用。而在支座2、3位置處Fy約為Fx的2倍以上，應(yīng)重點(diǎn)考慮框上Y方向橫向力的承受傳遞，縱向力相對應(yīng)為次要因素。

綜上所述，在下位鎖位置為傳遞縱向力而增加撐桿及相應(yīng)接頭連接設(shè)計意義不大， 故選擇按無下?lián)螚U方案設(shè)計。

結(jié)語

通過上述CATIA有限元分析方法，成功解決了某型飛機(jī)主起下位鎖撐桿方案的選型問題。其方法簡便、實(shí)用、有效，計算結(jié)果數(shù)據(jù)直觀可用，與傳統(tǒng)強(qiáng)度有限元建模計算軟件相比較，工作量大幅減少，并實(shí)現(xiàn)與原始結(jié)構(gòu)數(shù)模的無縫對接，對類似結(jié)構(gòu)設(shè)計具有較好的實(shí)用參考意義。

[1]中航飛機(jī)起落架有限責(zé)任公司.某型飛機(jī)起落架系統(tǒng)技術(shù)方案[R].長沙：中航飛機(jī)起落架有限責(zé)任公公司，2013.

[2]湯沢豐.世界の傑作機(jī)[J]2010，No.140.東京：株式會社文林堂.

[3]邊寶龍.某型飛機(jī)起落架地面載荷計算[R].珠海：中航通飛研究院，2012.

[4]陳建平.某型飛機(jī)主起落架與機(jī)體結(jié)構(gòu)連接結(jié)構(gòu)方案報告[R].珠海：中航通飛研究院，2012.

[5]盛選禹.CATIA V5 R17有限元分析實(shí)例教程[M].北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2009.