復(fù)雜工況下航空輪胎胎體簾線力學(xué)性能研究

吳 健，陳 達(dá)，陳 龍，王友善，粟本龍，崔志博

[哈爾濱工業(yè)大學(xué)（威海） 橡膠復(fù)合材料與結(jié)構(gòu)研究所，山東 威海 264209]

航空輪胎是飛機與機場路面接觸的唯一部件，其特性影響著飛機的乘坐舒適性、油耗、操縱性和安全性。骨架材料是航空輪胎的重要組成部分，作業(yè)過程中其承受著大部分的負(fù)荷，而簾線的應(yīng)力分布狀況更直接決定著輪胎的使用性能。由于我國航空輪胎研制起步較晚，目前大飛機航空輪胎幾乎全部由米其林等少數(shù)國外輪胎巨頭提供，國內(nèi)對于簾線力學(xué)性能的研究也較少。

圖1為某型號航空輪胎的結(jié)構(gòu)示意[1]。由于材料的不均勻分布等會導(dǎo)致胎面脫離事故（見圖2），因此，M.Xie等[2-4]研究了航空輪胎裂紋的產(chǎn)生機理，發(fā)現(xiàn)簾線末端切斷處粘合強度顯著降低，且由于胎面花紋條結(jié)構(gòu)不合理導(dǎo)致磨損不均勻，使得簾線末端附近應(yīng)力較集中，并對輪胎的骨架材料等設(shè)計提出改進(jìn)意見。

圖1 某型號航空輪胎結(jié)構(gòu)示意

圖2 胎面脫離事故輪胎

航空輪胎是一種粘彈性的非線性復(fù)合材料結(jié)構(gòu)（簾線分布見圖3），滾動過程中的周期性大變形引起急劇升溫和輪胎滾動阻力增大。D.C.Prevorsek等[5]通過最小化輪胎高速滾動過程中的駐波來降低滾動阻力，從而減小簾線機械損耗。H.Guo等[6]用梁單元對簾線進(jìn)行建模（見圖4）。在M.Behroozi等[7]的建模方法中，簾線單元被認(rèn)為是嵌入表面，厚度與其頂部厚度相比可忽略不計。A.Kongo Kondé等[1]提出了正交各向異性彈性模型、各向同性超彈性模型和鋼筋模型等3種簾線的建模方式。結(jié)果表明，鋼筋模型是在靜態(tài)和準(zhǔn)靜態(tài)載荷條件下對輪胎行為進(jìn)行建模最準(zhǔn)確的方法。N.Korunovic等[8]發(fā)現(xiàn)簾線的線性模型在擬合與計算時更簡單、更快速，而Yeoh模型能夠生成光滑的擬合曲線，卻不能精確地逼近輪胎簾線應(yīng)力-應(yīng)變曲線的具體形狀，尤其在壓縮情況下。Marlow模型基于拉伸數(shù)據(jù)可以精確地擬合，但要求測試數(shù)據(jù)擬合曲線非常光滑，導(dǎo)致收斂速度相對較慢且需要更多計算資源。N.K.Jha等[9]提出了能夠很好地預(yù)測簾線-橡膠復(fù)合材料疲勞損傷與熱力學(xué)效應(yīng)的有限元模型。M.Shiraishi等[10]也建立了輪胎詳細(xì)模型。

圖3 航空輪胎簾線分布

圖4 航空輪胎二維有限元模型

由以上分析可見，現(xiàn)有研究多集中在輪胎整體力學(xué)性能，對簾線力學(xué)性能的關(guān)注則相對較少，而簾線的應(yīng)力分布不合理會導(dǎo)致爆胎等安全事故，因此有必要對其進(jìn)行深入分析。

1 有限元模型

采用TYABAS有限元軟件對航空輪胎材料分布圖進(jìn)行網(wǎng)格劃分，對單元節(jié)點的邊界條件進(jìn)行指定[11-13]，設(shè)定各材料參數(shù)，輸入輪輞數(shù)據(jù)曲線，得到航空輪胎有限元模型如圖5所示。其中簾線建模方式采用殼體截面特性，選擇表面截面并依次指定簾線的材料、截面積、間距與鋪設(shè)方向。對內(nèi)襯層施加均布負(fù)荷來實現(xiàn)充氣仿真。最終模型共有4 814個節(jié)點，4 730個CGAX4H單元。在Abaqus中，將二維模型旋轉(zhuǎn)，并建立剛體路面，生成三維有限元模型。加載過程通過對剛體路面綁定參考點并施加豎直向上的負(fù)荷來實現(xiàn)，三維模型共有356 164個節(jié)點，350 020個CGAX4H單元。

圖5 航空輪胎有限元模型

2 簾線的力學(xué)性能研究

2.1 二維充氣狀態(tài)分析

航空輪胎充氣過程的有限元仿真通過二維輪胎模型來實現(xiàn)。充氣后得到航空輪胎截面Mises應(yīng)力分布如圖6所示，其中簾線的Mises應(yīng)力分布如圖7所示。

圖6 1.4 MPa充氣壓力下輪胎截面Mises應(yīng)力分布

圖7 1.4 MPa充氣壓力下簾線Mises應(yīng)力分布

由圖6和7可見，應(yīng)力主要集中在簾線上，因此有必要對其應(yīng)力狀況做進(jìn)一步分析。

對比不同充氣壓力下胎體簾線的應(yīng)力變化情況，其應(yīng)力狀況采用S11應(yīng)力來表征（見圖8）。分析結(jié)果表明，隨著充氣壓力的增大，胎體簾線S11應(yīng)力整體增大。此外，最大應(yīng)力出現(xiàn)在胎圈外部靠近鋼絲圈處，這是由于該部位簾布層處于鋼絲圈與輪輞之間，在輪胎充氣與加載后受到兩者的擠壓而導(dǎo)致的。

圖8 不同充氣壓力下胎體簾線的S11應(yīng)力

2.2 三維加載分析

航空輪胎加載過程的有限元仿真利用三維輪胎模型來實現(xiàn)，加載變形如圖9所示。將航空輪胎有限元模型從中間剖開，觀察截面上簾線的應(yīng)力狀況，結(jié)果如圖10所示。

圖9 加載變形示意

圖10 截面簾線應(yīng)力

在充氣壓力為1.4 MPa的情況下，負(fù)荷分別為3 000，6 000和9 000 kg時，胎體簾線的S11應(yīng)力如圖11所示。

圖11 不同負(fù)荷下胎體簾線的S11應(yīng)力

結(jié)果表明，隨著負(fù)荷的增大，胎體簾線S11應(yīng)力隨之增大，最大應(yīng)力出現(xiàn)在輪胎中心高度上的胎肩附近。接地后，接地端胎體簾線的拉伸得到緩解。接地端內(nèi)腔被壓縮，導(dǎo)致輪胎內(nèi)部充氣壓力增大，使得離地端產(chǎn)生類似進(jìn)一步充氣的效果，胎體簾線被進(jìn)一步拉伸，應(yīng)力增大，胎肩和鋼絲圈外側(cè)附近尤為明顯，因而導(dǎo)致離地端應(yīng)力普遍比接地端大。

2.3 簾線受力變形

航空輪胎充氣后，胎體簾線在不同位置發(fā)生不同程度變形，如圖12所示。

圖12 胎體簾線受力變形情況示意

充氣后在中間位置產(chǎn)生的突起最大，胎側(cè)位置次之，其他位置變形較小，見圖12（a）；加載后輪胎離地端胎體簾線進(jìn)一步突起，其變形與充氣過程相似并較之增大，見圖12（b）；加載后接地端變形方式則完全不同，接地端簾線中間位置被壓平至幾乎與路面貼合，并向輪輞方向產(chǎn)生大量縮進(jìn)，在胎側(cè)部位產(chǎn)生很大幅度突起，簾線末端也隨之向外翹起，見圖12（c）。

3 結(jié)論

航空輪胎充氣壓力及負(fù)荷對胎體簾線應(yīng)力分布和變形產(chǎn)生很大影響，基于二維和三維有限元分析，對不同充氣壓力和負(fù)荷作用下的胎體簾線力學(xué)性能進(jìn)行了研究，得到如下結(jié)論。

（1）胎體簾線應(yīng)力隨充氣壓力增大而增大，最大應(yīng)力出現(xiàn)在鋼絲圈外側(cè)附近，該位置附近應(yīng)力較為集中，易成為失效隱患，因此應(yīng)增設(shè)簾線來改善應(yīng)力分布。

（2）加載后輪胎離地端應(yīng)力進(jìn)一步增大，而接地端應(yīng)力狀況得到改善。胎體簾線應(yīng)力隨負(fù)荷增大而增大，其最大應(yīng)力出現(xiàn)在輪胎中心高度上的胎肩附近，這與輪胎失效常在該位置發(fā)生的事實相符合。

（3）充氣后胎體簾線在中間產(chǎn)生突起，加載后離地端簾線變形類似進(jìn)一步充氣，而接地端簾線中間位置與路面貼合，胎側(cè)產(chǎn)生較大突起。應(yīng)通過輪胎的設(shè)計調(diào)整將變形控制在一定范圍內(nèi)。