通用飛機前起落架強度仿真

陳新華

摘要：隨著計數機技術和計算力學的發展，CAE技術在工程設計中的應用越來越普遍，在通用飛機前起落架支柱強度分析中引入FEA技術，應用MSC.Patran/Nastran對通用飛機前起落架支柱進行有限元分析，能大大提高工作效率，降低研發成本。

關鍵詞：FEA；MSC.Patran/Nastran；強度分析

中圖分類號：V211 文獻標識碼：A 文章編號：1009-2374（2013）20-0115-02

隨著計數機技術和計算力學的發展，CAE技術在工程設計中的應用越來越普遍，其中FEA（Finite Element Analysis，有限元分析）更是工程人員進行強度分析的首選。目前應用比較廣泛的大型有限元分析軟件有MSC.Patran/Nastran、ANSYS等。本文主要介紹應用MSC.Patran/Nastran對通用飛機前起落架支柱進行強度分析。

1 問題描述

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動和繞軸轉動，支柱上安裝的支撐輪又限制了其向下滑落。

飛機著陸過程中，起落架向上運動橡皮繩及頂部橡膠件提供阻尼，與機身縱向角材連接的支座提供側向支反力，與防火墻連接的頂部套筒提供軸向支反力和部分側向支反力。

由此可見，在著陸時，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，故取這部分支柱進行有限元分析（見圖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，模型簡化成Shell（殼元）厚度2mm。為了方便施加載荷建立機輪和輪軸模型。由于分析目標是支柱，所以只是用剛度較大的beam（梁元）來模擬機輪和輪軸。beam（梁元）與Shell（殼元）的連接用了MPC（RBE2）（多點約束），保證了支柱低端八個節點載荷和位移更符合實際情況。

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

表1。為了方便僅僅作為模擬件的輪軸和機輪也使用同樣的材料數據。

表1 材料性能

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

30CrMnSiA 196000 0.3 1080 835

2.3 邊界條件

約束：模型只計算支柱下面部分，按嚴重情況固支處理，所以在對頂部8個節點的6個自由度（ X、Y、Z、RX、RY和RZ ）全約束。

載荷：依據中國民用航空總局《初級類航空器適航標準——超輕型飛機》的相關條例計算前起落架的載荷（見表2）。表中載荷為極限載荷，安全系數1.5。

3 有限元計算

有限元計算采用Nastran線性靜力分析求解模塊SOL 101。在子工況（Subcases）中同時遞交上述5種載荷情況進行求解。

4 結果后處理

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 最大應力

圖3 工況4 von Mises應力圖

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

5 強度校核

支柱管：Φ40×2 mm

材料：30CrMnSiA

名義屈服強度：σ0.2=835 MPa

支柱在載荷情況4中應力為極限情況：

σmax=675MPa

安全裕度：

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

結論：支柱管滿足靜強度設計要求。

6 結語

分析表明前起落架設計滿足適航條例規定的靜強度要求。

隨著相關技術的發展，FEA技術的工業應用越來越普及。在整個飛機研發過程中，引入FEA技術進行方案論證、整機及零部件強度校核，能夠大大提高工作效率、縮短產品研發周期、減少物理試驗次數、節約研發成本。

參考文獻

[1] 飛機設計手冊（第9冊）[M].

[2] 初級類航空器適航標準——超輕型飛機.

[3] MSC.Patran User's Manual.

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