基于ANSYS的飛機起落架用金屬關節軸承靜力學分析

趙 凱

(西安航空職業技術學院，陜西 西安 710089)

對于飛機而言，起落架是其起飛與著陸的主要載體，在飛行著陸與滑行中需承受較大沖擊載荷。飛機起飛與著陸時，輪胎與地面發生接觸，前起落架收放作動筒執行收放動作，而關節軸承受載荷狀態實時變化，其主要載荷包括徑向與軸向兩種。飛機起飛著陸時的側向力基于主支柱承擔，關節軸承運動模式為內外圈轉動，擺動角度非常小，關節軸承的軸向載荷并不顯著，變化主要體現于徑向載荷方面[1]。

段宏瑜，劉紅宇，朱琳琳[2]對徑向載荷在軸承受力中的影響進行了有限元分析；ZHAO X，FANG C，CHEN Y等人[3]研究分析了徑向軸承接頭處于不同的載荷條件下時出現的響應失效行為；林志塤[4]對關節軸承徑向受載的具體情況進行了有限元分析。目前多數研究都是針對正常位置的軸承加以探究與分析的，而且大部分面向徑向載荷，但實際上在具體工況下，相較于外圈，軸承內圈會存在一定程度上傾斜，并且載荷形式也十分繁雜[5]。針對這些既有研究的不完善，本文基于ANSYS進行了飛機起落架用金屬關節軸承靜力學分析。

1 飛機起落架用關節軸承分析

飛機起落架收放系統中的關節軸承主要形式為桿端關節軸承[6]，具體如圖1所示。

圖1 桿端關節軸承

飛機起落架收放作動筒具體如圖2所示。

圖2 前起落架收放作動筒

2 飛機起落架用金屬關節軸承結構

選擇某飛機起落架用金屬關節軸承結構作為實例進行分析，其包含內圈和外圈兩部分，而軸承的內外球面彼此相接觸，以組成可滑動摩擦副，所用材料為高強度不銹鋼。在外圈端面上附帶著圓環溝槽的金屬關節軸承示意圖[7],具體如圖3所示。

圖3 外圈端面附帶圓環溝槽的金屬關節軸承

外圈端面附帶圓環溝槽的金屬關節軸承結構參數[8],具體如表1所示，材料參數具體如表2所示。

表1 結構相關參數 mm

表2 材料相關參數

3 飛機起落架用金屬關節軸承靜力學分析

3.1 有限元分析模型構建

在靜力學分析時添加了碳素鋼制成的軸承座，其以掃掠網格進行劃分，內圈與外圈分別以六面體網格加以劃分，其中端面溝槽應力變化比較明顯，需進一步細化網格。金屬關節軸承與軸承座有限元模型[9]具體如圖4所示。

圖4 金屬關節軸承與軸承座有限元模型

3.2 載荷與邊界條件設定

載荷與邊界的條件具體設定為：軸承座的內表面與外圈外表面設定成彼此捆綁、相互接觸的狀態，以MPC接觸算法加以分析。軸承座的內圈外表面與外圈內表面設定成彼此摩擦、相互抵觸的形態，通過增強Lagrange算法作為接觸算法加以分析。軸承靜態極限徑向載荷則設定為159.2 kN，軸向載荷設定為29.1 kN，以極限載荷加以分析。以三種不同工況[10]進行詳細分析，具體如圖5所示。

圖5 金屬關節軸承載荷與邊界條件

工況a：正常位置承擔徑向載荷，內圈內表面則增加徑向載荷，軸承座底部進行固定約束；工況b：正常位置承擔雙向載荷，內圈內表面添加徑向載荷，內圈-圓環端面增加軸向載荷，同樣在軸承底座進行固定約束，以局限軸承座端面x向平移自由度；工況c：傾斜位置承擔雙向載荷，內圈傾斜角為15°，載荷添加與工況b相同，同樣于軸承底座進行固定約束，以局限軸承底端面x向平移度。

3.3 分析結果

3.3.1 工況a時靜力學分析結果

工況a時金屬關節軸承靜力學分析結果具體如圖6所示。

圖6 工況a時金屬關節軸承靜力學分析結果

由圖6可以看出，內圈的最大等效應力小于其材料屈服強度，體現于內表面，這主要是由于此表面為徑向力受力面；外圈的最大等效應力大于其材料屈服強度，體現于端面溝槽底部，此處應力值明顯大于其他處，表明端面溝槽內出現了應力集中的現象，從而引發了外圈的部分材料發生了一定程度上的塑性變形；而接觸應力則均勻分布于內圈外表面被擠壓處。

3.3.2 工況b時靜力學分析結果

工況b時金屬關節軸承靜力學分析結果具體如圖7所示。

圖7 工況b時金屬關節軸承靜力學分析結果

由圖7可以看出，內圈的最大等效應力相對于其材料屈服強度略大，微量材料會出現塑性變形；外圈的最大等效應力發生于距離軸向加載側端比較遠的端面溝槽底部；基于雙向載荷作用，金屬關節軸承最大等效應力與最大接觸應力相對于單純徑向載荷作用下的應力較大；接觸應力相對偏高的部分逐步遷移于距離軸向較遠的加載側端，最大應力明顯大于純徑向載荷作用時的接觸應力。

3.3.3 工況c時靜力學分析結果

工況c時金屬關節軸承靜力學分析結果具體如圖8所示。

圖8 工況c時金屬關節軸承靜力學分析結果

由圖8可以看出，內圈的最大等效應力明顯大于其材料屈服強度，只有少量材料會出現塑性變形現象，體現于內表面，接近軸向加載側端；外圈的最大等效應力發生于距離軸向加載側端比較接近的端面溝槽底部。

綜上所述，受極限載荷作用影響，端面溝槽底部發生了應力集中現象，而且相較于材料自身的屈服強度，外圈的最大等效應力更大，很容易引發塑性變形；受雙向載荷作用影響，相較于徑向載荷作用下的應力，金屬關節軸承的最大等效應力和最大接觸應力更大；應避免關節軸承長期處于雙向極限載荷作用下運轉，避免內圈與外圈發生塑性變形的范圍過大，以此引發軸承失效[11]。

4 飛機起落架用金屬關節軸承熱力耦合分析

受制于熱力耦合分析計算量過大，模型須進一步簡化，將內圈倒角、外圈端面溝槽、熱輻射、其他層面與環境形成的熱對流等的影響直接忽視，設定內外圈接觸面換熱系數為2×104W/m2·℃。

4.1 模型構建

基于ANSYS的瞬態動力學模態開展熱力耦合分析，因此在模型中需添加加載板零部件，設定為剛體[12]。

4.2 載荷與邊界條件設定

明確設定內圈與外圈的單元屬性，具體即熱結構耦合單元，以六面體網格劃分。以三種不同工況進行分析，工況a為加載板的頂層上添以159.2 kN徑向載荷，以約束其在y軸向平移之外的自由度，內圈內表面在x軸向的旋轉自由度；工況b則是基于工況a載荷和邊界條件，約束除了圍繞x軸向旋轉與沿著x軸向平移之外的全部自由度，內圈端面添加29.1 kN軸向載荷；工況c為內圈的傾斜角是15°，以工況a載荷與邊界條件為前提，約束除了圍繞x軸向旋轉與沿著x軸向平移之外的全部自由度，內圈端面添加29.1 kN軸向極限載荷。

以7 s為載荷總分析時間，以22 ℃為環境溫度。

4.3 結果分析

4.3.1 內圈熱力耦合分析結果

在1～7 s時，內圈溫度具體如表3所示。

表3 基于不同時間的內圈溫度 ℃

由表3可以看出，隨著時間變化，內圈溫度呈現為在波動狀態下逐步上升的趨勢，這主要是由于內圈與外圈的相對運動速度始終保持正弦函數關系，如此在速度相對偏小的時候，軸承摩擦生熱也會隨之減小，再加上摩擦生熱相對于軸承導熱速度偏慢，因此溫度會出現下降現象。

工況a時內外球面接觸中心位置的溫度最高，工況b時最高溫度的范圍開始逐步轉移到距離軸向加載側端較遠的方向，這主要是因為軸向力導致此范圍區域承載了過大的雙向載荷，在雙向載荷作用下內圈的溫升較快，工況c時內圈高溫范圍與內圈外圈接觸面邊界相靠近，表面內圈傾斜角為15°時，溫升明顯大于非傾斜位置時的金屬關節軸承。

4.3.2 外圈熱力耦合分析結果

在1～7 s時，外圈溫度具體如表4所示。

表4 基于不同時間的外圈溫度 ℃

由表4可以看出，隨著時間變化，外圈溫度呈現為在波動狀態下逐步上升的趨勢；三種不同工況下，外圈最高溫度都相對大于內圈最高溫度。

綜上所述，基于極限載荷作用時金屬關節軸承啟動時會摩擦生熱，但是在雙向載荷作用時摩擦溫升速度相較于單徑向載荷作用時的溫升速度更快，且保持于傾斜位置狀態時摩擦溫升更為顯著；應避免關節軸承長期處于極限載荷或者傾斜位置下運轉，避免過高溫升，以造成軸承性能弱化，導致膠合失效[10]。

5 結 論

綜上所述，本文基于ANSYS進行了飛機起落架用金屬關節軸承靜力學分析與熱力耦合分析，結果表明，受極限載荷作用影響，端面溝槽底部發生了應力集中現象，而且相較于材料自身的屈服強度，外圈的最大等效應力更大，很容易引發塑性變形；受雙向載荷作用影響，相較于徑向載荷作用下的應力，金屬關節軸承的最大等效應力和最大接觸應力更大；應避免關節軸承長期處于雙向極限載荷作用下運轉，避免內圈與外圈發生塑性變形的范圍過大，以此引發軸承失效；基于極限載荷作用時金屬關節軸承啟動時會摩擦生熱，但是在雙向載荷作用時摩擦溫升速度相較于單徑向載荷作用時的溫升速度更快，且保持于傾斜位置狀態時摩擦溫升更為顯著；應避免關節軸承長期處于極限載荷或者傾斜位置下運轉，避免過高溫升導致軸承的使用性能變差，進而造成膠合失效；可科學規劃潤滑結構，以改善潤滑性，縮小摩擦因數，減小軸承摩擦生熱。