飛機起落架支撐桿穩定性及強度分析

摘 要：【目的】飛機起落架是飛機非常重要的組成部分之一，由于起落架支撐桿強度盈余量較大，可考慮對其結構進行相關研究以達到減重目的。【方法】使用ABAQUS軟件對圓筒結構的飛機起落架支撐桿進行線性屈曲分析和靜強度分析，根據結果云圖可知材料強度盈余量較大，從充分發揮材料的性能和降低起落架整體重量考慮，使用三種方式對支撐桿進行結構改進。【結果】根據仿真分析結果可知，腹板填充式支撐桿結構不能實現起落架支撐桿減重設計，波紋填充式支撐桿結構以及蜂窩填充式結構在減少起落架支撐桿重量的基礎上仍具有較好的力學性能。【結論】波紋填充式支撐桿結構和鋁蜂窩填充式結構在滿足支撐桿穩定性條件和強度條件的基礎上可以達到減重目的，也為后續起落架輕量化設計等相關研究及工程應用提供一定的思路。

關鍵詞：飛機起落架支撐桿；ABAQUS；靜強度分析；線性屈曲分析；輕量化設計

中圖分類號：V226" " "文獻標志碼：A" " "文章編號：1003-5168（2024）10-0044-06

DOI：10.19968/j.cnki.hnkj.1003-5168.2024.10.009

Stability and Strength Analysis of Aircraft Landing Gear Support Rods

LI Shuaiwei

（School of Aeronautics and Astronautics， Shenyang Aerospace University， Shenyang 110000， China）

Abstract： [Purposes] The landing gear of an aircraft is one of the most important components. Due to the large strength surplus of the landing gear support rods， it is necessary to conduct relevant research on its structure to achieve weight reduction.[Methods] This article uses ABAQUS software to perform linear buckling analysis and static strength analysis on the cylindrical structure of aircraft landing gear support rods. According to the result cloud map， it can be seen that the material strength surplus is large. Considering fully utilizing the material's performance and reducing the overall weight of the landing gear， three methods are used to improve the structure of the support rods. [Findings] According to the simulation analysis results， it can be seen that the belly plate filled support rod structure cannot achieve weight reduction design for landing gear support rods. The corrugated filled support rod structure and honeycomb filled structure still have good mechanical properties on the basis of reducing the weight of landing gear support rods. [Conclusions] The corrugated filled support rod structure and honeycomb filled structure can achieve weight reduction on the basis of meeting the stability and strength conditions of the support rod， and provide certain ideas for subsequent research and engineering applications such as lightweight design of landing gear.

Keywords：aircraft landing gear strut; ABAQUS; static strength analysis; linear buckling analysis; lightweight design

0 引言

起落架是飛機的五大組成部分之一，也是飛機起飛和降落的關鍵受力部件。在飛機起飛向前滑跑的過程中，起落架承載了飛機的全部重量，而在飛機降落接觸地面的瞬間，起落架不僅要承載飛機的重量，還要吸收地面傳來的沖擊載荷。而起落架的撐桿是連接起落架和機身的關鍵承力部件，其主要承受軸向載荷［1］。國內很多學者對起落架的強度進行了深入研究。王小鋒等［2］采用MATLAB軟件對起落架支撐桿截面尺寸進行優化分析，在給定起落架撐桿截面面積的條件下，得到穩定性最好的支撐桿截面尺寸。錢麗麗［3］對起落架支撐桿強度進行分析，為飛機起落架支撐桿的強度、損傷預測及維護提供了有效的指導。尚永鋒等［4］對起落架扭力臂進行了靜力學分析與結構優化，得出扭力臂夾角變化對受力情況的大致影響規律。姚光生［5］利用Ansys Workbench軟件對起落架撐桿進行了強度分析及結構優化，從而達到起落架減重的目的。趙通來等［6］提出一種借用起落架桿系線框模型、基于ABAQUS Beam模型的起落架接頭載荷快速計算方法，提高了起落架的設計效率，縮短了設計周期。朱賀等［7］利用Ansys Workbench軟件對B737飛機主起落架側撐桿進行有限元分析，得出B737飛機主起落架側撐桿結構在降落時的極限工況下能保證結構的安全性。馬利娜［8］針對前起落架鎖撐桿的結構特點，采用試驗方法獲得試驗數據，通過對比試驗數據，對鎖撐桿結構的承載特性進行研究，為前起落架結構設計及優化提供參考。Wu等［9］建立了以疲勞壽命和應力為約束的起落架優化模型，減輕了起落架重量，并拓展了疲勞壽命約束優化方法在復雜機構中的應用領域。結果表明，基于疲勞壽命約束的優化方法在實際工程中具有較好的適用性和應用價值。 Liu等［10］采用四自由度雙質量系統的數學模型以優化的方式進行了起落架跌落測試。結果表明，垂直荷載和較少研究的縱向荷載以及輪軸和地面接觸荷載均與分析結果吻合較好。 Mikhailov等［11］提出了一種輕型飛機起落架支柱設計的數值模擬方法，考慮起落架的伸縮性和壓縮性問題，以及起落過程中的強度問題，分析了拓撲優化方法在確定最優起落架支撐形狀中的應用。 Wong等［12］將多學科設計優化技術應用于商業起落架組件，實現了整體重量減輕36% 、峰值應力增加6%和估計60%的成本節約。Li等［13］利用ANSYS Workbench的形狀優化模塊對力矩臂進行力分析及結構優化，優化后的結構能夠滿足實際要求，且扭矩臂的減重幅度高達16.7%。馮廣等［14］采用改變緩沖器初始氣體壓力的方式，分析緩沖器行程對系統剛度的影響規律，研究系統剛度對支柱式前起落架擺振的初始扭轉角、收斂時間、收斂比例和穩定區域的影響。李文博等［15］對飛機主起落架支柱結構中主承力零件進行靜強度校核，分別獲取了各主承力零件所受的外載，結果均滿足靜強度要求。王盼等［16］針對一種特定輕型無人機進行起落架的設計和分析，提出一種輕型無人機起落架結構和電氣系統的設計方案。孫雪東等［17］基于Solidworks建立飛機扭力臂的有限元模型，在滿足強度和剛度要求下，根據實際工程要求對模型進行優化，優化后的模型相較于原先模型減重39.80％。南波等［18］通過有限元法，對CFRP短管和長管的受力性能進行了分析，得出CFRP短管和細長管極限承載力公式與試驗結果吻合較好。王海嬌等［19］使用有限元模擬法探討蜂窩鋁輕質夾芯結構的面外壓縮性能，得出孔壁厚度越厚，其抗壓能力越好。本研究通過ABAQUS仿真軟件分別對腹板填充式起落架支撐桿、波紋填充式起落架支撐桿以及鋁蜂窩填充式起落架支撐桿進行線性屈曲分析和靜強度分析，并對分析結果進行橫向和縱向對比，在滿足支撐桿穩定性和強度條件的基礎上，對其進行減重設計。

1 飛機起落架支撐桿受力分析

飛機起落架主要受到地面作用于輪胎的集中力，集中力通過支柱傳遞給支撐桿，對飛機起落架結構進行簡化，可得到一個雙搖桿結構，如圖1所示。此結構主要利用構造死點的方式來承受地面帶來的較大沖擊載荷，因此，起落架支撐桿可等效為一個簡單的二力構件，在飛機降落時僅受到一對沿軸線方向的作用力。本研究為了簡化計算，僅考慮受到的約束反力作用，忽略當飛機在地面或者在飛行過程中氣流對起落架支撐桿產生的側向風荷載。

2 起落架支撐桿屈曲分析和強度分析

2.1 支撐桿三維模型

為了保證計算結果的真實可靠性，本研究采用的起落架支撐桿三維模型直接在ABAQUS仿真軟件內部完成建模。起落架支撐桿初始三維模型如圖2所示，初始尺寸大小分別為外徑D=80 mm、內徑d=64 mm、長度L=600 mm，由此可得支撐桿體積為1 085 734 mm3。

2.2 有限元模型建立

起落架支撐桿采用7050鋁合金，其主要參數見表1。

該模擬先對起落架支撐桿一端形心位置處施加1 N的集中載荷，另一端固定約束進行線性屈曲分析，位移如圖3所示。再對其一端形心位置施加500 kN的集中載荷，另一端固定約束進行靜力學分析，應力分布如圖4所示。

由圖3、圖4可知，起落架支撐桿屈曲時的臨界載荷約為572 kN，在500 kN的集中載荷作用下最大應力僅為293.5 MPa，最大應力遠小于7050鋁合金的屈服強度。綜合分析得出，飛機起落架支撐桿材料強度及穩定性盈余量較大，安全裕度較大。從充分發揮材料的性能和降低起落架整體重量考慮，對支撐桿進行結構改進，若改進后支撐桿重量降低，并且在同樣的工作載荷下，能夠滿足穩定性及強度要求，說明此次改進方案可行。

3 三種起落架支撐桿結構分析

本研究使用ABAQUS軟件分別建立腹板填充式起落架支撐桿、波紋填充式起落架支撐桿及蜂窩填充式起落架支撐桿的有限元模型，其截面形狀如圖5至圖7所示，載荷與邊界條件同上一節所述。

本研究對上述三種起落架支撐桿結構的支撐桿截面厚度、填充物芯板壁厚及支撐桿面板壁厚等3個基本參數進行逐一改變，設置3組不同數據進行對比分析，分別進行橫向與縱向對比，研究結構參數對起落架支撐桿穩定性及強度的影響。

3.1 支撐桿截面厚度對其力學性能的影響

首先從支撐桿初始截面厚度8 mm開始，三種填充物芯板壁厚均為1 mm，支撐桿面板壁厚均為2 mm。在不改變起落架支撐桿外徑的情況下逐步增加其截面厚度，每次增加量為2 mm，增加截面厚度至20 mm，對總計21個模型分別進行線性屈曲分析及靜強度分析，具體數據見表2、表3，分析結果如圖8、圖9所示，通過Abaqus軟件計算各模型體積，見表4。

根據以上計算結果可知，腹板填充式起落架支撐桿隨截面厚度的增加，其屈曲臨界載荷明顯降低，而最大應力有明顯升高；波紋填充式起落架撐桿隨截面厚度的增加，其屈曲臨界載荷略微降低，最大應力明顯降低。這兩種改進方案中支撐桿屈曲時的臨界載荷均達不到500 kN，故穩定性均達不到要求。并且隨著截面厚度的增加，這兩種支撐桿的穩定性降低。

鋁蜂窩填充式起落架撐桿在截面厚度為8 mm時，其屈曲臨界載荷已經達到535 kN，最大應力為396 MPa，小于材料屈服強度。此時起落架支撐桿體積為1 007 842 mm3，與初始空心圓筒結構相比，可減重約7.2%。隨著支撐桿截面厚度的增加，其屈曲臨界載荷明顯增加，最大應力明顯降低，但支撐桿體積也逐漸增加，在截面厚度為10 mm時已經不能達到減重目的。

3.2 芯板壁厚對起落架支撐桿力學性能的影響

從初始起落架支撐桿截面厚度8 mm開始，三種填充物芯板壁厚增加為2 mm，面板壁厚均為2 mm。在不改變起落架撐桿外徑的情況下逐步增加起落架支撐桿的截面厚度，每次增加量為2 mm，增加至20 mm，分析結果如圖10至11所示。

由圖10、圖11可知，隨著芯板壁厚度的增加，3種結構起落架支撐桿屈曲時的臨界載荷均明顯增加，增大芯板厚度可以增加支撐桿的穩定性。

波紋填充式起落架撐桿在截面厚度為8 mm、芯板壁厚和面板壁厚均為2 mm時屈曲臨界載荷為533 kN，最大應力為331 MPa，滿足強度和剛度要求。此時起落架撐桿體積為1 006 596 mm3，與初始空心圓筒結構相比可減重約7.3%。但對于波紋填充式起落架撐桿和鋁蜂窩填充式起落架撐桿，隨著芯板厚度的增加其體積也增加，其結構雖然能滿足強度和剛度要求，但是不能達到減重目的。

3.3 面板壁厚對起落架支撐桿力學性能的影響

從初始起落架支撐桿截面厚度8 mm開始，三種填充物芯板壁厚均為1mm，面板壁厚減少為1 mm。在不改變起落架支撐桿外徑的情況下逐步增加起落架支撐桿的截面厚度，每次增加量為2 mm，增加截面厚度至20 mm，分析結果如圖12、圖13所示。

由圖12、圖13可知，將面板壁厚減少為1 mm后，腹板填充式、波紋填充式及鋁蜂窩填充式起落架撐桿屈曲時的臨界載荷均大幅度降低，在靜載荷下的最大應力明顯升高。可見面板厚度對起落架支撐桿的穩定性和靜強度有較大影響，增加面板厚度可以有效提升起落架支撐桿的穩定性及靜強度，尤其對腹板填充式支撐桿的靜強度影響最大。芯板壁厚和面板壁厚均為1 mm時，僅有截面寬度為20 mm的鋁蜂窩填充式起落架撐桿能同時滿足強度和剛度要求，但其體積為1 216 522 mm3，不能達到減重目的。

4 結論

本研究首先對飛機起落架支撐桿進行受力分析，并將其模型簡化。然后使用ABAQUS軟件對圓筒形起落架支撐桿進行仿真分析，根據分析結果可知，材料強度值盈余量較大，安全裕度較大，從充分發揮材料性能和降低起落架整體重量考慮，通過三種方式對支撐桿進行結構改進。根據仿真分析結果可知，腹板填充式結構在穩定性上自始至終達不到要求，故該結構不能實現起落架撐桿的減重設計。當支撐桿截面厚度為8 mm、芯板厚度和面板厚度均為2 mm時，波紋填充式起落架撐桿屈曲時的臨界載荷超過500 kN，靜載荷下的最大應力小于7050鋁合金的屈服強度，在滿足支撐桿穩定性和強度條件的基礎上，該結構可實現起落架支撐桿減重約7.3%。蜂窩填充式支撐桿的力學性能最優，但在同等條件下重量也最大，在支撐桿截面厚度為8 mm、芯板厚度為1 mm和面板厚度為2 mm時，其屈曲時的臨界載荷已達到535 MPa，最大應力不足400 MPa，可以滿足支撐桿的穩定性和強度條件，并實現起落架支撐桿減重約7.2%。研究成果可為后續起落架輕量化設計等相關研究及工程應用提供一定的思路。

參考文獻：

［1］邢穎.飛機起落架撐桿強度的有限元分析［J］.科技視界，2013（1）：55-56.

［2］王小鋒，王永軍.飛機起落架撐桿結構優化及有限元分析［J］.科學技術與工程，2008（12）：3243-3245，3250.

［3］錢麗麗.飛機起落架支撐桿強度有限元分析［J］.科技視界，2016（18）：102-103.

［4］尚永鋒，袁潤東，孫愷.起落架扭力臂靜力學分析與結構優化［J］.中國科技信息，2023（16）：46-50.

［5］姚光生.飛機起落架關鍵零件強度分析及結構優化［D］.太原：中北大學，2014.

［6］趙通來，賀偉，張鳴影.基于ABAQUS Beam模型的起落架接頭載荷計算方法［J］.今日制造與升級，2023（6）：50-52.

［7］朱賀，李希揚，強勛.B737飛機主起落架側撐桿的有限元分析［J］.科技風，2018（14）：147.

［8］馬利娜.前起落架鎖撐桿結構承載特性研究［J］.工程與試驗，2023，63（2）：57-58，117.

［9］WU B，SHI Y，YIN Y. Optimization design of landing gar structure based on fatigue; ife constraint［J］.Journal of Physics： Conference Series，2022，2403（1）：012027.

［10］LIU W，WANG Y，JI Y .Landing impact load analysis and validation of a civil aircraft nose landing gear［J］.Aerospace，2023，10（11）：953.

［11］MIKHAILOV A A，KERESTEN’ A I，NIKITIN A M， et al.About the landing gear design experience for a light aircraft based on multidisciplinary modeling［J］.Russian Aeronautics，2020，63（4）：586-593.

［12］WONG J，RYAN L，KIM Y I .Design optimization of aircraft landing gear assembly under dynamic loading［J］.Structural and Multidisciplinary Optimization，2018，57（3）：1357-1375.

［13］ LI J K，DUAN F F，LIN R G.Topology optimization to torque arm in landing gear system based on ANSYS Workbench［C］//International Conference on Mechanical Engineering and Control Automation. DEStech Publications，2017.

［14］馮廣，向宗威，姜義堯，等.支柱式前起落架系統剛度與擺振穩定性研究［J］.航空工程進展，2023，14（1）：65-72.

［15］李文博，黃華陽，徐焱.飛機主起落架支柱結構靜強度校核［J］.成都航空職業技術學院學報，2023，39（2）：41-43，85.

［16］王盼，吳昊，梁宇，等.輕型無人機起落架設計與強度分析［J］.兵工學報，2022，43（S1）：140-145.

［17］孫雪東，韓夢威.飛機起落架扭力臂拓撲優化設計和分析［J］.新型工業化，2021，11（6）：17-19.

［18］南波，武岳，孫浩田.纏繞型CFRP圓管軸壓力學性能［J］.工程力學，2017，34（1）：92-100.

［19］王海嬌，譚雪友，吳懷榮，等.蜂窩鋁輕質夾芯結構的面外壓縮性能研究［J］.河南科技，2023，42（12）：43-47.

（欄目編輯：孫艷梅）