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通用飞机前起落架强度仿真

2013-08-13陈新华

中国高新技术企业·综合版 2013年7期

陈新华

摘要:随着计数机技术和计算力学的发展,CAE技术在工程设计中的应用越来越普遍,在通用飞机前起落架支柱强度分析中引入FEA技术,应用MSC.Patran/Nastran对通用飞机前起落架支柱进行有限元分析,能大大提高工作效率,降低研发成本。

关键词:FEA;MSC.Patran/Nastran;强度分析

中图分类号:V211 文献标识码:A 文章编号:1009-2374(2013)20-0115-02

随着计数机技术和计算力学的发展,CAE技术在工程设计中的应用越来越普遍,其中FEA(Finite Element Analysis,有限元分析)更是工程人员进行强度分析的首选。目前应用比较广泛的大型有限元分析软件有MSC.Patran/Nastran、ANSYS等。本文主要介绍应用MSC.Patran/Nastran对通用飞机前起落架支柱进行强度分析。

1 问题描述

如图1所示,前起落架用橡皮绳及顶部橡胶件作为缓冲器,在机身防火墙下部用支座卡住前起落架支柱,顶端用套筒连接。前起落架只能沿支柱轴向运动和绕轴转动,支柱上安装的支撑轮又限制了其向下滑落。

飞机着陆过程中,起落架向上运动橡皮绳及顶部橡胶件提供阻尼,与机身纵向角材连接的支座提供侧向支反力,与防火墙连接的顶部套筒提供轴向支反力和部分侧向支反力。

由此可见,在着陆时,前轮触地瞬间支柱所受轴向力最大,支座往下的部分支柱受弯矩最大,故取这部分支柱进行有限元分析(见图1)。

图1 前起落架组件

2 有限元建模

2.1 有限元模型

支柱由Φ40×2的30CrMnSiA冷拉管制成,模型简化成Shell(壳元)厚度2mm。为了方便施加载荷建立机轮和轮轴模型。由于分析目标是支柱,所以只是用刚度较大的beam(梁元)来模拟机轮和轮轴。beam(梁元)与Shell(壳元)的连接用了MPC(RBE2)(多点约束),保证了支柱低端八个节点载荷和位移更符合实际情况。

图2 显示了梁截面的完整有限元模型

2.2 材料属性

支柱材料为30CrMnSiA ,具体分析所用材料特性见

表1。为了方便仅仅作为模拟件的轮轴和机轮也使用同样的材料数据。

表1 材料性能

材料名称 弹性模量E(MPa) 泊松比υ 拉伸强度σb(MPa) 名义屈服强度σ0.2(MPa)

30CrMnSiA 196000 0.3 1080 835

2.3 边界条件

约束:模型只计算支柱下面部分,按严重情况固支处理,所以在对顶部8个节点的6个自由度( X、Y、Z、RX、RY和RZ )全约束。

载荷:依据中国民用航空总局《初级类航空器适航标准——超轻型飞机》的相关条例计算前起落架的载荷(见表2)。表中载荷为极限载荷,安全系数1.5。

3 有限元计算

有限元计算采用Nastran线性静力分析求解模块SOL 101。在子工况(Subcases)中同时递交上述5种载荷情况进行求解。

4 结果后处理

4.1 最大位移

载荷工况5位移最大,支柱底部最大位移为21mm 。

4.2 最大应力

图3 工况4 von Mises应力图

载荷工况4应力最大,如图3所示支柱顶部最大von Mises应力为675 MPa 。

5 强度校核

支柱管:Φ40×2 mm

材料:30CrMnSiA

名义屈服强度:σ0.2=835 MPa

支柱在载荷情况4中应力为极限情况:

σmax=675MPa

安全裕度:

M.S.=σ0.2/σmax -1=835 / 675 -1 =0.24 > 0

结论:支柱管满足静强度设计要求。

6 结语

分析表明前起落架设计满足适航条例规定的静强度要求。

随着相关技术的发展,FEA技术的工业应用越来越普及。在整个飞机研发过程中,引入FEA技术进行方案论证、整机及零部件强度校核,能够大大提高工作效率、缩短产品研发周期、减少物理试验次数、节约研发成本。

参考文献

[1] 飞机设计手册(第9册)[M].

[2] 初级类航空器适航标准——超轻型飞机.

[3] MSC.Patran User's Manual.

[4] Niu. C. Y..Airframe Stress Analysis and Sizing.