通用飞机前起落架强度仿真

陈新华

摘要：随着计数机技术和计算力学的发展，CAE技术在工程设计中的应用越来越普遍，在通用飞机前起落架支柱强度分析中引入FEA技术，应用MSC.Patran/Nastran对通用飞机前起落架支柱进行有限元分析，能大大提高工作效率，降低研发成本。

关键词：FEA；MSC.Patran/Nastran；强度分析

中图分类号：V211 文献标识码：A 文章编号：1009-2374（2013）20-0115-02

随着计数机技术和计算力学的发展，CAE技术在工程设计中的应用越来越普遍，其中FEA（Finite Element Analysis，有限元分析）更是工程人员进行强度分析的首选。目前应用比较广泛的大型有限元分析软件有MSC.Patran/Nastran、ANSYS等。本文主要介绍应用MSC.Patran/Nastran对通用飞机前起落架支柱进行强度分析。

1 问题描述

如图1所示，前起落架用橡皮绳及顶部橡胶件作为缓冲器，在机身防火墙下部用支座卡住前起落架支柱，顶端用套筒连接。前起落架只能沿支柱轴向运动和绕轴转动，支柱上安装的支撑轮又限制了其向下滑落。

飞机着陆过程中，起落架向上运动橡皮绳及顶部橡胶件提供阻尼，与机身纵向角材连接的支座提供侧向支反力，与防火墙连接的顶部套筒提供轴向支反力和部分侧向支反力。

由此可见，在着陆时，前轮触地瞬间支柱所受轴向力最大，支座往下的部分支柱受弯矩最大，故取这部分支柱进行有限元分析（见图1）。

图1 前起落架组件

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，模型简化成Shell（壳元）厚度2mm。为了方便施加载荷建立机轮和轮轴模型。由于分析目标是支柱，所以只是用刚度较大的beam（梁元）来模拟机轮和轮轴。beam（梁元）与Shell（壳元）的连接用了MPC（RBE2）（多点约束），保证了支柱低端八个节点载荷和位移更符合实际情况。

图2 显示了梁截面的完整有限元模型

2.2 材料属性

支柱材料为30CrMnSiA ，具体分析所用材料特性见

表1。为了方便仅仅作为模拟件的轮轴和机轮也使用同样的材料数据。

表1 材料性能

材料名称 弹性模量E（MPa） 泊松比υ 拉伸强度σb（MPa） 名义屈服强度σ0.2（MPa）

30CrMnSiA 196000 0.3 1080 835

2.3 边界条件

约束：模型只计算支柱下面部分，按严重情况固支处理，所以在对顶部8个节点的6个自由度（ X、Y、Z、RX、RY和RZ ）全约束。

载荷：依据中国民用航空总局《初级类航空器适航标准——超轻型飞机》的相关条例计算前起落架的载荷（见表2）。表中载荷为极限载荷，安全系数1.5。

3 有限元计算

有限元计算采用Nastran线性静力分析求解模块SOL 101。在子工况（Subcases）中同时递交上述5种载荷情况进行求解。

4 结果后处理

4.1 最大位移

载荷工况5位移最大，支柱底部最大位移为21mm 。

4.2 最大应力

图3 工况4 von Mises应力图

载荷工况4应力最大，如图3所示支柱顶部最大von Mises应力为675 MPa 。

5 强度校核

支柱管：Φ40×2 mm

材料：30CrMnSiA

名义屈服强度：σ0.2=835 MPa

支柱在载荷情况4中应力为极限情况：

σmax=675MPa

安全裕度：

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

结论：支柱管满足静强度设计要求。

6 结语

分析表明前起落架设计满足适航条例规定的静强度要求。

随着相关技术的发展，FEA技术的工业应用越来越普及。在整个飞机研发过程中，引入FEA技术进行方案论证、整机及零部件强度校核，能够大大提高工作效率、缩短产品研发周期、减少物理试验次数、节约研发成本。

参考文献

[1] 飞机设计手册（第9册）[M].

[2] 初级类航空器适航标准——超轻型飞机.

[3] MSC.Patran User's Manual.

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