某型无人直升机起落架优化设计分析

王 磊 游小亮

（南京模拟技术研究所，江苏 南京 210016）

0 引言

某型无人直升机结构分系统主要包含机体结构、尾管总成和起落架等，其中起落架是直升机用于起飞、着陆和停放的专门装置，其主要作用是吸收着陆时由于有垂直速度而带有的能量，减少着陆撞击引起的过载[1-2]。滑橇式起落架是无人直升机机身的固定结构，除吸收着陆时的能量外，还可以作为无人直升机的任务载荷（如侦察设备）的固定支架和保护装置。因此，无人直升机起落架的可靠性分析在无人直升机设计中起着十分重要的作用。起落架在装机前需要进行强度仿真计算及试验来检验起落架是否满足强度、行程、耗能效率等着陆设计要求[3-5]。

1 结构组成

某型无人直升机采用常规金属滑撬式起落架构型，由前后弓形梁、左右滑撬、推轮支架、转接座和橡胶连接组件组成，如图1所示，它具备重量轻、结构简单、便于维护、价格低等优点。

图1 起落架示意图

2 载荷分析

2.1 极限重心位置

根据该型机总体布局方案可知，前重心状态应为空机状态，而后重心状态为满油状态。该型机极限重心位置如下：

（1）前重心状态：重心距离前弓形梁146.25 mm，距离后弓形梁266.75 mm。

（2）后重心状态：重心距离前弓形梁173.25 mm，距离后弓形梁239.75 mm。

2.2 载荷工况

根据标准进行裁剪，起落架分系统需要校核的13个工况包括：垂直水平着陆（前重心）、垂直水平着陆（后重心）、前飞速度着陆（前重心）、前飞速度着陆（后重心）、侧移着陆（前重心侧向力向内）、侧移着陆（前重心侧向力向外）、侧移着陆（后重心侧向力向内）、侧移着陆（后重心侧向力向外）、单橇着陆（前重心）、单橇着陆（后重心）、撬前受载、撬中受载和转运轮推运。

2.3 落震仿真工况

落震模拟计算工况如下：机体105 kg，以2 m/s速度接触地面，带2/3G的升力，考虑地面摩擦，对动态过程进行仿真，输出过程中受力最严峻的时刻对应的变形情况及应力情况。分别计算前重心和后重心的情况，计算时考虑材料应力、应变关系的非线性。

2.4 载荷计算

以前飞速度着陆为例，起落架双橇均分载荷，双橇共承受垂向载荷为：

纵向载荷为：

前重心起落架前后弓形梁承受的载荷如图2所示。

图2 起落架受载示意图（前重心）

后重心起落架前后弓形梁承受的载荷如图3所示。

图3 起落架受载示意图（后重心）

起落架各工况下载荷计算值如表1所示。

表1 起落架各工况下载荷

3 强度分析

3.1 材料属性

起落架各部件的材料如表2所示。

表2 材料性能参数

3.2 单元选择

依据起落架结构特点和受力情况，选择壳单元模拟起落架梁结构及滑橇结构等。基于建模简化理论，进行起落架结构的网格离散，应用ANSYS软件进行机身框架结构的几何简化和有限元网格划分。

3.3 有限元模型及单元属性

根据建模简化方案建立有限元模型，选择壳单元（Shell181）进行网格划分，某型机起落架结构有限元网格模型如图4所示。

图4 起落架有限元模型

3.4 仿真结果

起落架结构强度计算应力应变云图如图5所示（以工况1为例），各个工况下弓形梁、滑撬和耳片处的最大应力如表3所示，落震仿真结果如表4所示。

表4 落震仿真结果

图5 工况1整体应力应变云图

表3 起落架静力计算结果

4 结语

起落架采用金属材料加工成型，整体重量小；在极限强度下起落架安全系数大于1.2，符合关键部件的极限强度安全系数要求。该起落架不仅满足着陆参数下的强度要求，而且满足限制落震和储备能量吸收落震试验要求。