飛機(jī)起落架扭力臂拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)和分析

孫雪東，韓夢(mèng)威

（沈陽(yáng)航空航天大學(xué)，遼寧 沈陽(yáng) 110136）

0 引言

飛機(jī)在服役過(guò)程中自身重量對(duì)于飛行時(shí)間與耗油量有很大影響，減少飛機(jī)重量，即可降低飛行成本，也能減少二氧化碳排放[1]。飛機(jī)起落架扭力臂的自重已成為目前飛機(jī)領(lǐng)域中的研究熱點(diǎn)[2]。通過(guò)采用拓?fù)鋬?yōu)化與尺寸優(yōu)化設(shè)計(jì)，可以提高材料利用效率。例如，陳淑芳[3]在CATIA軟件中建立起落架扭力臂模型，然后通過(guò)仿真分析對(duì)扭力臂進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化。王琨等利用有限元方法建立了緩沖支柱與上下扭力臂的三維模型，對(duì)扭力臂進(jìn)行了尺寸優(yōu)化。LIUJie[4]等使用拓?fù)鋬?yōu)化技術(shù)，對(duì)傳統(tǒng)的飛機(jī)擾流器進(jìn)行了優(yōu)化。李亮[5]通過(guò)ANSYS軟件的參數(shù)化設(shè)計(jì)語(yǔ)言APDL進(jìn)行混合建模，采用有限元模型對(duì)扭力臂進(jìn)行理論分析。本文采用拓?fù)鋬?yōu)化的方法對(duì)扭力臂結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。在滿足強(qiáng)度與剛度的條件下，對(duì)扭力臂進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，得出優(yōu)化模型并與原模型進(jìn)行對(duì)比分析。

1 扭力臂結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

在活塞桿和外簡(jiǎn)之間增加了防扭轉(zhuǎn)部件，即扭力臂部件。地面沖擊載荷一部分通過(guò)緩沖系統(tǒng)傳遞給機(jī)身，扭矩則通過(guò)上下扭力臂消耗一部分，所以扭力臂能起到減震效果。本設(shè)計(jì)中的扭力臂結(jié)構(gòu)尺寸主要來(lái)自相關(guān)的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)[6]。

2 拓?fù)鋬?yōu)化有限元模型

2.1 有限元模型和網(wǎng)格劃分

根據(jù)零件尺寸及與周邊部件的配合要求，建立一個(gè)優(yōu)化設(shè)計(jì)區(qū)域的模型。采用Solidworks進(jìn)行網(wǎng)格劃分，應(yīng)用四面體網(wǎng)格，網(wǎng)格大小為5mm。在優(yōu)化過(guò)程中手柄鎖銷以及鏈接銷連接部位均為不可改變的非設(shè)計(jì)區(qū)域，中間部分為設(shè)計(jì)區(qū)域。

2.2 邊界和加載工況

鏈接銷傳遞的力通過(guò)鏈接銷表面與扭力臂配合表面和接觸面進(jìn)行加載，手柄鎖銷表面與下扭力臂配合表面建立約束，模擬相應(yīng)載荷。在典型工況中，鏈接銷承受X向載荷較大，Y向載荷較小，將各工況中的各向載荷作用于該模型中，見(jiàn)圖1。

圖1 扭力臂受力分析示意圖

2.3 材料屬性和相關(guān)參數(shù)

國(guó)內(nèi)外已有研究者對(duì)飛機(jī)起落架的材料進(jìn)行分析，飛機(jī)起落架采用40CrNi2Si2MoVA，相關(guān)分析顯示，40CrNi2Si2Mo VA材料具有強(qiáng)度高，韌性良好，疲勞強(qiáng)度高，橫向塑性高，斷裂韌性高，疲勞性優(yōu)良和抗應(yīng)力腐蝕性好等特點(diǎn)。用其制造飛機(jī)起落架，不但結(jié)構(gòu)尺寸小，而且與飛機(jī)機(jī)體的壽命相仿，其相關(guān)參數(shù)見(jiàn)表1。

表1 材料相關(guān)參數(shù)

2.4 拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)設(shè)置

采用Solidworks中simulation模塊對(duì)已經(jīng)優(yōu)化設(shè)計(jì)完成的模型進(jìn)行拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)置，建立拓?fù)鋬?yōu)化模型。具體設(shè)置有①創(chuàng)建拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)任務(wù)；②添加材料，夾具，載荷；③設(shè)置拓?fù)鋬?yōu)化目標(biāo)約束為減少質(zhì)量40%；④設(shè)置控制：保留區(qū)域，拔模方向及對(duì)稱。⑤創(chuàng)建網(wǎng)格，開(kāi)始運(yùn)行。

3 結(jié)果和討論

3.1 原始模型應(yīng)力分析

將有限元模型導(dǎo)入Solidworks中進(jìn)行強(qiáng)度分析。如圖2所示。圖2（a）為應(yīng)力圖，整體來(lái)說(shuō)都是在低應(yīng)力的狀態(tài)，可以大量去除材料，要注意的是，在優(yōu)化厚度時(shí)要保證扭力臂肩部的應(yīng)力不能過(guò)大，避免出現(xiàn)疲勞斷裂。圖2（b）為位移圖，最大位移為0.3mm，最大應(yīng)力為75.5MPa，最小應(yīng)力為221.6KPa，遠(yuǎn)小于航空用鋼40CrNi2Si2MoVA的最大屈服強(qiáng)度1615MPa，所以零件存在一定的應(yīng)力富余區(qū)域。

圖2 原始模型：（a）應(yīng)力圖；（b）位移圖

3.2 原始模型厚度分析

通過(guò)應(yīng)力分析可知，在拓?fù)鋬?yōu)化前，可以先對(duì)中間設(shè)計(jì)部分優(yōu)化厚度，考慮到連接部分可能發(fā)生疲勞斷裂，優(yōu)化設(shè)計(jì)以防止疲勞斷裂為準(zhǔn)，最大應(yīng)力為189.8MPa。

3.3 拓?fù)鋬?yōu)化分析

經(jīng)過(guò)31次迭代優(yōu)化后，設(shè)計(jì)區(qū)域達(dá)到質(zhì)量要求后即停止計(jì)算，模型原重量為13.177kg，減重40%，拓?fù)鋬?yōu)化后重量為7.938kg。第31次迭代優(yōu)化后的設(shè)計(jì)區(qū)域網(wǎng)格情況如圖3（a）所示，通過(guò)從扭力臂上部不斷去除設(shè)計(jì)區(qū)域材料，滿足約束目標(biāo)條件。圖3（b）和（c）為迭代計(jì)算后的應(yīng)力、位移分布圖。最大應(yīng)力為206.5MPa，最大位移為0.4mm。但是實(shí)際加工中掏空加工較困難。

圖3 拓?fù)鋬?yōu)化圖：（a）拓?fù)渚W(wǎng)格圖；（b）應(yīng)力圖；（c）位移圖

對(duì)拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)過(guò)程中質(zhì)量變化函數(shù)進(jìn)行整理分析，再不斷進(jìn)行迭代計(jì)算，向減重40%接近，達(dá)到目標(biāo)后，即停止運(yùn)算，模型原重量為13.0kg，減重40%，拓?fù)鋬?yōu)化后重量為7.8kg。

3.4 扭力臂拓?fù)鋬?yōu)化模型

將上一步得到的拓?fù)鋬?yōu)化后的結(jié)果轉(zhuǎn)變成光順網(wǎng)格模型，作為后續(xù)建立最終模型的參考，對(duì)設(shè)計(jì)部分即扭力臂腹部不用統(tǒng)一厚度。在滿足使用要求前提下，將設(shè)計(jì)部分分成三個(gè)區(qū)域。如圖4，第一區(qū)域厚度為15mm，第二區(qū)域厚度為10mm，第三區(qū)域厚度為7mm，圓通孔半徑為30mm，最終質(zhì)量為7.932kg。

圖4 扭力臂優(yōu)化模型視圖：（a）主視圖；（b）等軸側(cè)視圖

3.5 扭力臂最終優(yōu)化結(jié)果分析

由表2可知，優(yōu)化前扭力臂所受最大mises應(yīng)力為189.8MPa，優(yōu)化后為484.4MPa，優(yōu)化后應(yīng)力值仍符合強(qiáng)度要求。從圖5（a）可以看到最大應(yīng)力，優(yōu)化前扭力臂最大位移為17.4mm，如圖5（b），優(yōu)化后最大位移為1.7mm。由表2可知優(yōu)化前扭力臂的質(zhì)量為13.177kg，優(yōu)化后扭力臂質(zhì)量為7.932，減少了39.80%，這說(shuō)明材料的輕量化效果明顯且材料得到了充分的利用。

表2 原始模型和優(yōu)化模型結(jié)果對(duì)比

圖5 扭力臂最終優(yōu)化模型：（a）應(yīng)力圖；（b）位移圖

4 結(jié)語(yǔ)

本文通過(guò)對(duì)梁架式起落架扭力臂進(jìn)行拓?fù)鋬?yōu)化的輕量化設(shè)計(jì)，分析和介紹了飛機(jī)扭力臂結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化模型的設(shè)計(jì)方法。在滿足剛度和強(qiáng)度要求下，扭力臂厚度分為三個(gè)區(qū)域，分別為15mm、10mm和7mm，并且有一個(gè)半徑為30mm的圓通孔，使扭力臂質(zhì)量共減少5.245kg，減重比為39.8%。本文的分析對(duì)飛機(jī)其它部件的優(yōu)化提供了一定參考價(jià)值。