飞机起落架撑杆强度的有限元分析

邢 颖

（辽宁工业大学机械工程与自动化学院，辽宁锦州121001）

0 引言

飞机起落架斜撑杆的作用是控制缓冲支柱的部分受力及约束支柱外筒相对机身的转动，提供扭矩作用，其性能的好坏直接影响着飞机的起飞着陆，对于起落架强度分析问题，陈玉振[1]等研究了飞机起落架车轴的静强度仿真分析，何雪浤[3]等对飞机起落架的四框架进行了有限元强度分析，王小峰[1-3]等对飞机起落架撑杆进行了静态的结构优化，但是关于飞机起落架的动态应力分析的还很少，本文提出对起落架进行动力学性能仿真，在仿真结论基础上利用动静法对起落架斜撑杆进行结构强度分析。

1 斜撑杆受力分析

主起落架受到作用于轮胎触地点的集中力作用。 力的传递过程为：地面载荷是通过轮胎触地点及机轮中心两个作用点将力传递给活塞杆，活塞杆通过与外筒之间密封的高压油气混合体的油液压力平衡地面载荷在筒轴线方向上的分力，地面载荷在垂直于筒轴线方向上的分力则通过活塞杆与外筒的接触面直接传递到外筒上，扭矩通过扭力臂传递给外筒。最终外筒通过斜撑杆和上接头与机身的连接处将载荷和转矩传递给机身。

飞机着陆是一个动态撞击过程，随着飞机轮胎接地起落架所受的力是不断变化，要想考虑起落架撑杆什么时候产生最大变形，产大变形的部位在哪里，我们只能采取流体动力学中的动静法，取起落架受撞击力最大时刻作为分析的基础。

图1 支柱式起落架部分简图

图2 斜撑杆结构模型

斜撑杆和支柱的相对位置如图1 所示，斜撑杆到支柱顶端转轴处的垂直距离为d， 撑杆与支柱间的夹角为θ， 撑杆对支柱的支撑力为F，轮轴中心到支柱中心的距离为a，轮轴中心垂直受力为Pv：即轮胎垂直反力Fu。

由对支柱顶端转轴处的力矩平衡方程得到撑杆受力为：

而斜撑杆下端受到的弯矩则为M=Pva，本文只对飞机垂直着陆进行了分析，并没有分析飞机着陆后的滑跑过程，因此，对斜撑杆与支柱所受到的由地面产生的航向摩擦力所造成的弯矩和扭矩进行了简化，在对斜撑杆受力和力矩分析时，只考虑了飞机着陆的垂直方向的受力状态。

2 有限元强度分析

2.1 建立斜撑杆有限元模型

为了减小问题的求解规模，增加求解的准确性，在建模时，可根据分析的侧重点有针对性的对模型进行简化，例如去掉了对斜撑杆应力影响不大的下位锁传感器、导管等附件。 并且为了使网格划分能够达到比较理想的效果，不考虑焊接处焊接应力及焊缝的影响，这样得出的结果是偏保守的，有利于问题的分析。 斜撑杆作为连接飞机机体和起落架的关键件，如图2 所示。

2.2 选择单元类型定义材料属性

本文针对起落架斜撑杆的结构特点， 选择10 节点的Solid92 单元，此单元是四面体单元，用于分析3D 实体结构，具有较高的精度。斜撑杆的材料为40CrNi2Si2MoVA。材料密度为7.82×103kg／m3，弹性模量为2.1×1011MPa，泊松比为0.3。

2.3 网格划分

本文所分析的撑杆结构相对复杂，采取自由网格划分的形式对撑杆进行划分比较合理，且结合工作中的实际情况对撑杆局部进行网格加密。例如斜撑杆两端受力较大，采用较大的网格密度。这样采用疏密不同的网格划分，即可保持相对的计算精度，又使网格数量和计算量减少。 生成14576 个节点，8798 个单元。 经网格划分后的撑杆模型如图3 所示。

图3 斜撑杆的网格划分模型

2.4 施加约束条件及载荷

由于本文是采取动静法对起落架斜撑杆进行静力分析，所以约束条件相对减少了很多，斜撑杆不紧可以减小支柱所承受的弯矩，主要是负责飞机起落架的收起与放下功能，因此，可以只对撑杆与机身连接处的两个端面施加X 方向的位移约束用于限制斜撑杆受力产生的绕Y 轴、Z 轴的转动和X 方向的位移就可以了。 而对于撑杆和起落架支柱连接的两个端面施加X 方向的位移约束，用于限制撑杆受力产生的绕Z 轴、Y 轴的转动和X 方向的位移。

因为起落架着陆的状态是属于动态的，而取某一时刻进行分析则是静态的，所以这里要用到多体动力学里面的动静法。 质点系的达朗贝尔原理：质点系运动的任意时刻，若在每一个质点上加上惯性力，系统在虚加的惯性力以及真实的主动力与理想约束力作用下处于静止平衡。只要物线弹性范围内，物体的应力与变形是服从胡克定律的。依据达朗贝尔原理我们可分析起落架撑杆受力的基础上为其加上惯性力使其成为静态分析。也就是要将起落架着陆时撑杆受力最大时刻取出来，对此时刻撑杆的受力变形进行分析。

图4 撑杆应力云图

根据上面分析得到的撑杆受力最大时刻的受力，可以得到最大受力时刻为0.18s，此刻的轮胎垂直力为2.06×105N，得到撑杆最大力为1.03×105N，此刻飞机着陆的加速度为6.83m／s2，由于使用动静法，施加的载荷是惯性力，其加载方向为实际加速度的反方向，其中加载惯性力需要材料密度，前面已经定义。

2.5 结果分析

图5 撑杆变形对比图

对模型进行求解，结果如图4 所示。 从图4 中可以看出整个撑杆的强度最大值为0.149E+7Pa，从应力分布图中可以看出，撑杆下端的应力集中是比较严重的，此处易于发生断裂。 说明虽然摇臂整体在强度方面是安全的，但经过长期的使用，在应力集中部位还是容易出现疲劳破坏，在飞机进场大修或在以后的摇臂维修中应当对应力集中部位进行改进，如撑杆下端处适当的加强撑杆的厚度。另外，在撑杆上部也出现了应力集中现象，维修时也应当主要检查。由图5 可知，此时撑杆受力过大，虽然没有断裂，但撑杆已经已经发生弯曲变形，随着飞机着陆，整撑杆应力还会做周期性的衰减变化。由上面的分析可以看出，在飞机整个着陆过程完成后，则需要更换新的斜撑杆，以保证飞机起落架的安全性。

3 结论

本文主要进行了主起落架撑杆的有限元分析工作，在建立了飞机缓冲系统模型并仿真出结果的基础上，根据达朗贝尔原理将动态系统的应力问题转换成静应力进行计算分析。并根据力矩平衡原理对斜撑杆的应受力情况进行分析，利用大型有限元分析软件得出了斜撑杆与缓冲器接耳处和斜撑杆与主机身连接处有应力集中现象的结论，为损伤预测、实际维修工作提供了理论依据。

［1］陈玉振，虞伟建.飞机主起落架车轴的仿真分析[J].计算机应用技术，2006，33（11）.

［2］何雪浤，张英杰，谢里阳，等.某型飞机前起落架危险部位的有限元数值分析[J].结构强度分析.

［3］王小峰，王永军.飞机起落架撑杆结构优化及有限元分析[J].科学技术与工程，2008，6，8（12）.