通用飛機(jī)前起落架強(qiáng)度仿真

陳新華

摘要：隨著計(jì)數(shù)機(jī)技術(shù)和計(jì)算力學(xué)的發(fā)展，CAE技術(shù)在工程設(shè)計(jì)中的應(yīng)用越來(lái)越普遍，在通用飛機(jī)前起落架支柱強(qiáng)度分析中引入FEA技術(shù)，應(yīng)用MSC.Patran/Nastran對(duì)通用飛機(jī)前起落架支柱進(jìn)行有限元分析，能大大提高工作效率，降低研發(fā)成本。

關(guān)鍵詞：FEA；MSC.Patran/Nastran；強(qiáng)度分析

中圖分類(lèi)號(hào)：V211 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1009-2374（2013）20-0115-02

隨著計(jì)數(shù)機(jī)技術(shù)和計(jì)算力學(xué)的發(fā)展，CAE技術(shù)在工程設(shè)計(jì)中的應(yīng)用越來(lái)越普遍，其中FEA（Finite Element Analysis，有限元分析）更是工程人員進(jìn)行強(qiáng)度分析的首選。目前應(yīng)用比較廣泛的大型有限元分析軟件有MSC.Patran/Nastran、ANSYS等。本文主要介紹應(yīng)用MSC.Patran/Nastran對(duì)通用飛機(jī)前起落架支柱進(jìn)行強(qiáng)度分析。

1 問(wèn)題描述

如圖1所示，前起落架用橡皮繩及頂部橡膠件作為緩沖器，在機(jī)身防火墻下部用支座卡住前起落架支柱，頂端用套筒連接。前起落架只能沿支柱軸向運(yùn)動(dòng)和繞軸轉(zhuǎn)動(dòng)，支柱上安裝的支撐輪又限制了其向下滑落。

飛機(jī)著陸過(guò)程中，起落架向上運(yùn)動(dòng)橡皮繩及頂部橡膠件提供阻尼，與機(jī)身縱向角材連接的支座提供側(cè)向支反力，與防火墻連接的頂部套筒提供軸向支反力和部分側(cè)向支反力。

由此可見(jiàn)，在著陸時(shí)，前輪觸地瞬間支柱所受軸向力最大，支座往下的部分支柱受彎矩最大，故取這部分支柱進(jìn)行有限元分析（見(jiàn)圖1）。

圖1 前起落架組件

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，模型簡(jiǎn)化成Shell（殼元）厚度2mm。為了方便施加載荷建立機(jī)輪和輪軸模型。由于分析目標(biāo)是支柱，所以只是用剛度較大的beam（梁元）來(lái)模擬機(jī)輪和輪軸。beam（梁元）與Shell（殼元）的連接用了MPC（RBE2）（多點(diǎn)約束），保證了支柱低端八個(gè)節(jié)點(diǎn)載荷和位移更符合實(shí)際情況。

圖2 顯示了梁截面的完整有限元模型

2.2 材料屬性

支柱材料為30CrMnSiA ，具體分析所用材料特性見(jiàn)

表1。為了方便僅僅作為模擬件的輪軸和機(jī)輪也使用同樣的材料數(shù)據(jù)。

表1 材料性能

材料名稱(chēng) 彈性模量E（MPa） 泊松比υ 拉伸強(qiáng)度σb（MPa） 名義屈服強(qiáng)度σ0.2（MPa）

30CrMnSiA 196000 0.3 1080 835

2.3 邊界條件

約束：模型只計(jì)算支柱下面部分，按嚴(yán)重情況固支處理，所以在對(duì)頂部8個(gè)節(jié)點(diǎn)的6個(gè)自由度（ X、Y、Z、RX、RY和RZ ）全約束。

載荷：依據(jù)中國(guó)民用航空總局《初級(jí)類(lèi)航空器適航標(biāo)準(zhǔn)——超輕型飛機(jī)》的相關(guān)條例計(jì)算前起落架的載荷（見(jiàn)表2）。表中載荷為極限載荷，安全系數(shù)1.5。

3 有限元計(jì)算

有限元計(jì)算采用Nastran線(xiàn)性靜力分析求解模塊SOL 101。在子工況（Subcases）中同時(shí)遞交上述5種載荷情況進(jìn)行求解。

4 結(jié)果后處理

4.1 最大位移

載荷工況5位移最大，支柱底部最大位移為21mm 。

4.2 最大應(yīng)力

圖3 工況4 von Mises應(yīng)力圖

載荷工況4應(yīng)力最大，如圖3所示支柱頂部最大von Mises應(yīng)力為675 MPa 。

5 強(qiáng)度校核

支柱管：Φ40×2 mm

材料：30CrMnSiA

名義屈服強(qiáng)度：σ0.2=835 MPa

支柱在載荷情況4中應(yīng)力為極限情況：

σmax=675MPa

安全裕度：

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

結(jié)論：支柱管滿(mǎn)足靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求。

6 結(jié)語(yǔ)

分析表明前起落架設(shè)計(jì)滿(mǎn)足適航條例規(guī)定的靜強(qiáng)度要求。

隨著相關(guān)技術(shù)的發(fā)展，F(xiàn)EA技術(shù)的工業(yè)應(yīng)用越來(lái)越普及。在整個(gè)飛機(jī)研發(fā)過(guò)程中，引入FEA技術(shù)進(jìn)行方案論證、整機(jī)及零部件強(qiáng)度校核，能夠大大提高工作效率、縮短產(chǎn)品研發(fā)周期、減少物理試驗(yàn)次數(shù)、節(jié)約研發(fā)成本。

參考文獻(xiàn)

[1] 飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)（第9冊(cè)）[M].

[2] 初級(jí)類(lèi)航空器適航標(biāo)準(zhǔn)——超輕型飛機(jī).

[3] MSC.Patran User's Manual.

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