基于Pro/E和ANSYS的PA44-180飛機主起落架故障分析

楊兆軍

（中國民航飛行學院飛機修理廠，四川 廣漢618307）

基于Pro/E和ANSYS的PA44-180飛機主起落架故障分析

楊兆軍

（中國民航飛行學院飛機修理廠，四川 廣漢618307）

針對PA44-180飛機主起落架收放機構元件裂紋問題，利用Pro/E對起落架組件進行建模，并對起落架進行運動仿真，反求起落架系統各元件位置關系數據。根據Pro/E測得的數據，對收放機構在收上位的情況，進行再次建模，并將其導入ANSYS Workbench中建立有限元模型，對兩種拉力工況下收放機構元件的應力情況進行有限元分析。根據分析結果，給出了起落架維護的建議，可有效預防裂紋的產生。

收放機構；Pro/E；仿真；ANSYS；有限元分析

PA44-180飛機是美國派珀公司生產的雙發活塞式飛機，該機采用前三點式起落架系統。PA44-180飛機是中國民航飛行學院的主力機型，起落架采用的是油汽式可收放起落架系統。近年來，隨著飛行小時數和起落次數的增加，主起落架系統出現了各關節部位間隙大，安裝座安裝孔處斷裂、加強框裂紋等故障，如圖1所示。為了對起落架進行更好的維護，保障起落架的工作性能，本文通過對右主起落架系統進行運動仿真，利用pro/E分析功能，反求主起落架各部的位置關系數據，從而分析其受力情況。將Pro/E三維圖導入ANSYS軟件中進行有限元分析［1］。通過對比分析結果，給出主起落架的維護意見。

圖1　出現裂紋的零部件

1　工作原理

PA44-180飛機起落架收放是通過駕駛艙中的收放選擇手柄來控制的，液壓電機通過旋轉控制液壓油從一個方向或相反方向通過壓力管路輸送到各個動作筒中，推動活塞桿運動，帶動起落架收上或放下。起落架收上鎖好后，當液壓系統的壓力達到1 800±100 psi時，液壓泵的壓力電門將自動斷開電機線圈的電路，只有當液壓系統的壓力下降至300 psi±100 psi時，并且手柄處于收上位時，液壓泵將再次工作。而當液壓系統壓力達到3 000 psi±300 psi時，釋壓活門會自動工作，以減輕管路和液壓泵的負荷［2］。起落架放下鎖好后，放下電門斷開放下電路，使電機停止工作。從起落架收放系統工作原理來看，起落架在正常放下情況下，收放機構安裝座受力最小，起落架在收上位時，特別是液壓泵壓力達3 300 psi時，收放機構安裝座受力最大。

2　起落架系統進行建模

起落架是飛機各系統中比較復雜的一個系統。起落架在飛機上裝配完成后，特別是收入輪艙后，根本無法確定各零部件之間的位置和夾角的具體數據。本文為了獲得起落架收上位后，各元件之間的位置關系，特對主起落架進行了運動仿真，模擬起落架收上情況，通過Pro/E分析功能，反求獲得各元件之間位置關系。

為了準確獲得起落架各元件數據和放下位位置數據，工作者將飛機頂起，使三個起落架處于完全離開地面位置，并將飛機調整水平，通過對起落架在放下位時（此時可利用角度儀、特殊量角器對元件與水平面及各元件之間的角度進行測量）各零件位置關系進行測量，確定了各元件的裝配關系，然后對主起落架進行完全分解，對各零部件進行精確測量。通過Pro/E5.0軟件對各元件進行三維建模，然后將各元件按起落架完全放下位的狀態進行裝配，通過Pro/E中的組裝功能：組件-插入-元件-裝配-放置-用戶定義：剛性、銷釘、滑動桿、圓柱、平面、球、焊縫、軸承、一般、6DOF、槽等操作，自動-配對-對齊，插入、坐標系、相切、直線上的點、曲面上的點、曲面上的邊、固定、缺省的約束類型，偏移中偏移、重合、定向等功能，完成對各零部件的組裝工作，如圖2所示。點擊Pro/E中的“應用程序”中“機構”功能項，利用“拖動元件”操作［3］，拖動起落架系統中的活塞桿，將起落架運動到完全收起位置，如圖3所示。

圖2　起落架放下位的裝配圖

圖3　起落架收上運動仿真

3　有限元模型

利用Pro/E仿真的中的分析測量功能，對收放機構在起落架完全收起后的位置，各零部件之間的夾角進行反求，如圖4所示。建立有限元模型的原則為：在能真實反映收放機構組件力學特征的前提下，盡量進行結構簡化，以節約計算機資源，減小計算量及計算時間［4］。根據仿真分析和求得的數據及大量計算后，在Pro/E中建立收放機構模型如圖5所示。

圖4　收上位各元件角度測量

圖5　收放機構三維圖

將Pro/E中的CAD模型導入ANSYS Workbench中，建立有限元模型。在有限元模型中，收放機構各部件選擇為材料庫中的Aluminum Alloy或Structural Steel，鋁合金的密度為2 770 g/cm3，楊氏模量7.1E+ 10 Pa，泊松比0.33，屈服強度280 MPa；結構鋼的密度為2 850 g/cm3，楊氏模量2E+11 Pa，泊松比0.30，屈服強度250 MPa.網格采用自由網格劃分，等級采用medium，如圖6所示。

圖6　收放機構網格劃分

當幾何體存在多個部件時，需要確定部件之間的相互關系，在ANSYS Workbench中通過Contacts（接觸）與Spot Weld（點焊）來定義的，用來確定部件之間的接觸區域是如何相互作用的［5］。收放機構及相連的元件一共有73對面接觸，為了真實反映螺栓聯接、鉚釘聯接及收放機構的轉動特征，各元件之間采用了Bonded（綁定接觸）或No Separation（不分離接觸，轉動部件之間采用）。

4　有限元分析

4.1約束和加載

收放機構安裝座是透過5顆螺栓固定在飛機大梁的腹部和筋板上的，所以對安裝座上的5顆螺栓接觸面實施約束。通過對收放機構受力分析得出，當起落架處于完全收上位時，該機構共受4處力，分別是：收放動作筒活塞桿的拉力、起落架的重力、艙門與艙沿的反作用力、起落架輪臂與止擋的反作用力。后三種力全集中于收放機構接支柱件上，如圖5所示?；钊麠U上的拉力可以通過液壓力和液壓桿端面積計算獲得。按最大液壓力3 300 psi計算，活塞桿端面直徑為14.2 mm，計算出該處拉力為3602.4 N.在起落架在完全收上位時，電機停止工作，整個收放機構處于平衡狀態，不再轉動。所以，活塞桿相對于安裝軸的力矩和收放機構接支柱件相對于安裝軸的力矩相等。而收放機構接支柱件上的拉力Fx未知，需利用Pro/E反求獲得力臂長度。經Pro/E測量，獲得兩力臂長度分別是：84.502 mm和137.462 mm，如圖7所示。

圖7　各拉力桿與安裝軸的距離測量

計算求得：

同理求得正常收起時的受力情況，即液壓力大于300 psi，Fx=201.1 N.然后，對兩元件實施加載，加載圖如圖8所示。

圖8　加載

4.2計算結果和分析

從兩種拉力工況分析的結果可知，第一種拉力工況的最大應力值為1.8192e8Pa，最大應力發生在安裝座上部安裝孔處，其次發生在與下部安裝孔相連的加強片處，如圖9所示。第二種拉力工況的最大應力值為1.7414e7Pa，同樣最大應力發生在安裝座上部安裝孔處，如圖10所示。其次發生在與下部安裝孔相連的加強片處，從分析的情況看，與機構產生裂紋的元件部位相符。從兩種拉力工況比較看，最大拉力工況下，產生的應力集中最大值遠遠大于最小拉力工況的應力值。

圖9　最大拉力工況的應力云圖

圖10　最小拉力工況的應力云圖

5　結束語

通過Pro/E和ANSYS對主起落架收放機構的分析結果可知：要降低收放機構元件產生裂紋的概率，需對起落架系統進行正確的維護，液壓電機的液壓力要調在規定范圍內，艙門與起落架聯接拉桿長度需正確調整，避免過長，過長會關閉不嚴，過短會增加收放機構的負荷，從而增加產生裂紋的概率。收上和放下斷路器斷電間隙要正確調整，斷電間隙過長，會使收放機構運行過量，產生大的變形，增加產生裂紋概率；斷電間隙過短，會使起落架未完全收上或放下。另外，需定期潤滑安裝軸，盡量減小其與安裝座上襯套的摩擦力，避免增加不必要的收放機構轉矩。

［1］曾 攀.有限元分析及應用［M］.北京：清華大學出版社，2004. ［2］任可，茍江，任毅.西門諾爾飛機起落架液壓收放系統故障分析［J］.航空維修與工程，2010，（3）：40.

［3］夏元白，夏元鶴.機械運動仿真與動力分析從入門到精通—Pro/E Wildfire［M］.北京：電子工業出版社，2015.

［4］朱立鵬.重型自卸車K36車架有限元分析及改進設計［J］.機械設計，2011，28（2）:73-76.

［5］凌桂龍.ANSYS Workbench 15.0從入門到精通 ［M］.北京：清華大學出版社，2014.

Fault Analysis of Main Landing Gear of PA44-180 Aircraft based on Pro/E and ANSYS

YANG Zhao-jun
（Aircraft Maintenance Base，Civil Aviation Flight University of China，Guanghan Sichuan 618307，China）

For PA44-180 aircraft main landing gear retracting and extending mechanism component crack problem，using Pro/E modeling of gear assembly，and motion simulation of aircraft landing gear，reverse gear system components position data.According to the data measured by Pro/E，retraction mechanism in the upper，re modeling and ANSYS Workbench to create a finite element model，the two tension condition retracting mechanism components should stress finite element analysis.According to the analysis results，it is suggested that the maintenance of the landing gear can effectively prevent the generation of cracks.

retracting and extending mechanism；Pro/E；simulation；ANSYS；finite element analysis

V226

A

1672-545X（2016）07-0223-03

2016-04-16

中國民航飛行學院科學基金資助項目（編號：ZJ2012-04）

楊兆軍（1975-），男，四川綿竹人，工程師，工程碩士，研究方向為航空器維修與適航。