楊兆軍

（中國民航飛行學(xué)院飛機(jī)修理廠，四川 廣漢618307）

基于Pro/E和ANSYS的PA44-180飛機(jī)主起落架故障分析

楊兆軍

（中國民航飛行學(xué)院飛機(jī)修理廠，四川 廣漢618307）

針對(duì)PA44-180飛機(jī)主起落架收放機(jī)構(gòu)元件裂紋問題，利用Pro/E對(duì)起落架組件進(jìn)行建模，并對(duì)起落架進(jìn)行運(yùn)動(dòng)仿真，反求起落架系統(tǒng)各元件位置關(guān)系數(shù)據(jù)。根據(jù)Pro/E測得的數(shù)據(jù)，對(duì)收放機(jī)構(gòu)在收上位的情況，進(jìn)行再次建模，并將其導(dǎo)入ANSYS Workbench中建立有限元模型，對(duì)兩種拉力工況下收放機(jī)構(gòu)元件的應(yīng)力情況進(jìn)行有限元分析。根據(jù)分析結(jié)果，給出了起落架維護(hù)的建議，可有效預(yù)防裂紋的產(chǎn)生。

收放機(jī)構(gòu)；Pro/E；仿真；ANSYS；有限元分析

PA44-180飛機(jī)是美國派珀公司生產(chǎn)的雙發(fā)活塞式飛機(jī)，該機(jī)采用前三點(diǎn)式起落架系統(tǒng)。PA44-180飛機(jī)是中國民航飛行學(xué)院的主力機(jī)型，起落架采用的是油汽式可收放起落架系統(tǒng)。近年來，隨著飛行小時(shí)數(shù)和起落次數(shù)的增加，主起落架系統(tǒng)出現(xiàn)了各關(guān)節(jié)部位間隙大，安裝座安裝孔處斷裂、加強(qiáng)框裂紋等故障，如圖1所示。為了對(duì)起落架進(jìn)行更好的維護(hù)，保障起落架的工作性能，本文通過對(duì)右主起落架系統(tǒng)進(jìn)行運(yùn)動(dòng)仿真，利用pro/E分析功能，反求主起落架各部的位置關(guān)系數(shù)據(jù)，從而分析其受力情況。將Pro/E三維圖導(dǎo)入ANSYS軟件中進(jìn)行有限元分析［1］。通過對(duì)比分析結(jié)果，給出主起落架的維護(hù)意見。

圖1　出現(xiàn)裂紋的零部件

1　工作原理

PA44-180飛機(jī)起落架收放是通過駕駛艙中的收放選擇手柄來控制的，液壓電機(jī)通過旋轉(zhuǎn)控制液壓油從一個(gè)方向或相反方向通過壓力管路輸送到各個(gè)動(dòng)作筒中，推動(dòng)活塞桿運(yùn)動(dòng)，帶動(dòng)起落架收上或放下。起落架收上鎖好后，當(dāng)液壓系統(tǒng)的壓力達(dá)到1 800±100 psi時(shí)，液壓泵的壓力電門將自動(dòng)斷開電機(jī)線圈的電路，只有當(dāng)液壓系統(tǒng)的壓力下降至300 psi±100 psi時(shí)，并且手柄處于收上位時(shí)，液壓泵將再次工作。而當(dāng)液壓系統(tǒng)壓力達(dá)到3 000 psi±300 psi時(shí)，釋壓活門會(huì)自動(dòng)工作，以減輕管路和液壓泵的負(fù)荷［2］。起落架放下鎖好后，放下電門斷開放下電路，使電機(jī)停止工作。從起落架收放系統(tǒng)工作原理來看，起落架在正常放下情況下，收放機(jī)構(gòu)安裝座受力最小，起落架在收上位時(shí)，特別是液壓泵壓力達(dá)3 300 psi時(shí)，收放機(jī)構(gòu)安裝座受力最大。

2　起落架系統(tǒng)進(jìn)行建模

起落架是飛機(jī)各系統(tǒng)中比較復(fù)雜的一個(gè)系統(tǒng)。起落架在飛機(jī)上裝配完成后，特別是收入輪艙后，根本無法確定各零部件之間的位置和夾角的具體數(shù)據(jù)。本文為了獲得起落架收上位后，各元件之間的位置關(guān)系，特對(duì)主起落架進(jìn)行了運(yùn)動(dòng)仿真，模擬起落架收上情況，通過Pro/E分析功能，反求獲得各元件之間位置關(guān)系。

為了準(zhǔn)確獲得起落架各元件數(shù)據(jù)和放下位位置數(shù)據(jù)，工作者將飛機(jī)頂起，使三個(gè)起落架處于完全離開地面位置，并將飛機(jī)調(diào)整水平，通過對(duì)起落架在放下位時(shí)（此時(shí)可利用角度儀、特殊量角器對(duì)元件與水平面及各元件之間的角度進(jìn)行測量）各零件位置關(guān)系進(jìn)行測量，確定了各元件的裝配關(guān)系，然后對(duì)主起落架進(jìn)行完全分解，對(duì)各零部件進(jìn)行精確測量。通過Pro/E5.0軟件對(duì)各元件進(jìn)行三維建模，然后將各元件按起落架完全放下位的狀態(tài)進(jìn)行裝配，通過Pro/E中的組裝功能：組件-插入-元件-裝配-放置-用戶定義：剛性、銷釘、滑動(dòng)桿、圓柱、平面、球、焊縫、軸承、一般、6DOF、槽等操作，自動(dòng)-配對(duì)-對(duì)齊，插入、坐標(biāo)系、相切、直線上的點(diǎn)、曲面上的點(diǎn)、曲面上的邊、固定、缺省的約束類型，偏移中偏移、重合、定向等功能，完成對(duì)各零部件的組裝工作，如圖2所示。點(diǎn)擊Pro/E中的“應(yīng)用程序”中“機(jī)構(gòu)”功能項(xiàng)，利用“拖動(dòng)元件”操作［3］，拖動(dòng)起落架系統(tǒng)中的活塞桿，將起落架運(yùn)動(dòng)到完全收起位置，如圖3所示。

圖2　起落架放下位的裝配圖

圖3　起落架收上運(yùn)動(dòng)仿真

3　有限元模型

利用Pro/E仿真的中的分析測量功能，對(duì)收放機(jī)構(gòu)在起落架完全收起后的位置，各零部件之間的夾角進(jìn)行反求，如圖4所示。建立有限元模型的原則為：在能真實(shí)反映收放機(jī)構(gòu)組件力學(xué)特征的前提下，盡量進(jìn)行結(jié)構(gòu)簡化，以節(jié)約計(jì)算機(jī)資源，減小計(jì)算量及計(jì)算時(shí)間［4］。根據(jù)仿真分析和求得的數(shù)據(jù)及大量計(jì)算后，在Pro/E中建立收放機(jī)構(gòu)模型如圖5所示。

圖4　收上位各元件角度測量

圖5　收放機(jī)構(gòu)三維圖

將Pro/E中的CAD模型導(dǎo)入ANSYS Workbench中，建立有限元模型。在有限元模型中，收放機(jī)構(gòu)各部件選擇為材料庫中的Aluminum Alloy或Structural Steel，鋁合金的密度為2 770 g/cm3，楊氏模量7.1E+ 10 Pa，泊松比0.33，屈服強(qiáng)度280 MPa；結(jié)構(gòu)鋼的密度為2 850 g/cm3，楊氏模量2E+11 Pa，泊松比0.30，屈服強(qiáng)度250 MPa.網(wǎng)格采用自由網(wǎng)格劃分，等級(jí)采用medium，如圖6所示。

圖6　收放機(jī)構(gòu)網(wǎng)格劃分

當(dāng)幾何體存在多個(gè)部件時(shí)，需要確定部件之間的相互關(guān)系，在ANSYS Workbench中通過Contacts（接觸）與Spot Weld（點(diǎn)焊）來定義的，用來確定部件之間的接觸區(qū)域是如何相互作用的［5］。收放機(jī)構(gòu)及相連的元件一共有73對(duì)面接觸，為了真實(shí)反映螺栓聯(lián)接、鉚釘聯(lián)接及收放機(jī)構(gòu)的轉(zhuǎn)動(dòng)特征，各元件之間采用了Bonded（綁定接觸）或No Separation（不分離接觸，轉(zhuǎn)動(dòng)部件之間采用）。

4　有限元分析

4.1約束和加載

收放機(jī)構(gòu)安裝座是透過5顆螺栓固定在飛機(jī)大梁的腹部和筋板上的，所以對(duì)安裝座上的5顆螺栓接觸面實(shí)施約束。通過對(duì)收放機(jī)構(gòu)受力分析得出，當(dāng)起落架處于完全收上位時(shí)，該機(jī)構(gòu)共受4處力，分別是：收放動(dòng)作筒活塞桿的拉力、起落架的重力、艙門與艙沿的反作用力、起落架輪臂與止擋的反作用力。后三種力全集中于收放機(jī)構(gòu)接支柱件上，如圖5所示?；钊麠U上的拉力可以通過液壓力和液壓桿端面積計(jì)算獲得。按最大液壓力3 300 psi計(jì)算，活塞桿端面直徑為14.2 mm，計(jì)算出該處拉力為3602.4 N.在起落架在完全收上位時(shí)，電機(jī)停止工作，整個(gè)收放機(jī)構(gòu)處于平衡狀態(tài)，不再轉(zhuǎn)動(dòng)。所以，活塞桿相對(duì)于安裝軸的力矩和收放機(jī)構(gòu)接支柱件相對(duì)于安裝軸的力矩相等。而收放機(jī)構(gòu)接支柱件上的拉力Fx未知，需利用Pro/E反求獲得力臂長度。經(jīng)Pro/E測量，獲得兩力臂長度分別是：84.502 mm和137.462 mm，如圖7所示。

圖7　各拉力桿與安裝軸的距離測量

計(jì)算求得：

同理求得正常收起時(shí)的受力情況，即液壓力大于300 psi，F(xiàn)x=201.1 N.然后，對(duì)兩元件實(shí)施加載，加載圖如圖8所示。

圖8　加載

4.2計(jì)算結(jié)果和分析

從兩種拉力工況分析的結(jié)果可知，第一種拉力工況的最大應(yīng)力值為1.8192e8Pa，最大應(yīng)力發(fā)生在安裝座上部安裝孔處，其次發(fā)生在與下部安裝孔相連的加強(qiáng)片處，如圖9所示。第二種拉力工況的最大應(yīng)力值為1.7414e7Pa，同樣最大應(yīng)力發(fā)生在安裝座上部安裝孔處，如圖10所示。其次發(fā)生在與下部安裝孔相連的加強(qiáng)片處，從分析的情況看，與機(jī)構(gòu)產(chǎn)生裂紋的元件部位相符。從兩種拉力工況比較看，最大拉力工況下，產(chǎn)生的應(yīng)力集中最大值遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于最小拉力工況的應(yīng)力值。

圖9　最大拉力工況的應(yīng)力云圖

圖10　最小拉力工況的應(yīng)力云圖

5　結(jié)束語

通過Pro/E和ANSYS對(duì)主起落架收放機(jī)構(gòu)的分析結(jié)果可知：要降低收放機(jī)構(gòu)元件產(chǎn)生裂紋的概率，需對(duì)起落架系統(tǒng)進(jìn)行正確的維護(hù)，液壓電機(jī)的液壓力要調(diào)在規(guī)定范圍內(nèi)，艙門與起落架聯(lián)接拉桿長度需正確調(diào)整，避免過長，過長會(huì)關(guān)閉不嚴(yán)，過短會(huì)增加收放機(jī)構(gòu)的負(fù)荷，從而增加產(chǎn)生裂紋的概率。收上和放下斷路器斷電間隙要正確調(diào)整，斷電間隙過長，會(huì)使收放機(jī)構(gòu)運(yùn)行過量，產(chǎn)生大的變形，增加產(chǎn)生裂紋概率；斷電間隙過短，會(huì)使起落架未完全收上或放下。另外，需定期潤滑安裝軸，盡量減小其與安裝座上襯套的摩擦力，避免增加不必要的收放機(jī)構(gòu)轉(zhuǎn)矩。

［1］曾 攀.有限元分析及應(yīng)用［M］.北京：清華大學(xué)出版社，2004. ［2］任可，茍江，任毅.西門諾爾飛機(jī)起落架液壓收放系統(tǒng)故障分析［J］.航空維修與工程，2010，（3）：40.

［3］夏元白，夏元鶴.機(jī)械運(yùn)動(dòng)仿真與動(dòng)力分析從入門到精通—Pro/E Wildfire［M］.北京：電子工業(yè)出版社，2015.

［4］朱立鵬.重型自卸車K36車架有限元分析及改進(jìn)設(shè)計(jì)［J］.機(jī)械設(shè)計(jì)，2011，28（2）:73-76.

［5］凌桂龍.ANSYS Workbench 15.0從入門到精通 ［M］.北京：清華大學(xué)出版社，2014.

Fault Analysis of Main Landing Gear of PA44-180 Aircraft based on Pro/E and ANSYS

YANG Zhao-jun
（Aircraft Maintenance Base，Civil Aviation Flight University of China，Guanghan Sichuan 618307，China）

For PA44-180 aircraft main landing gear retracting and extending mechanism component crack problem，using Pro/E modeling of gear assembly，and motion simulation of aircraft landing gear，reverse gear system components position data.According to the data measured by Pro/E，retraction mechanism in the upper，re modeling and ANSYS Workbench to create a finite element model，the two tension condition retracting mechanism components should stress finite element analysis.According to the analysis results，it is suggested that the maintenance of the landing gear can effectively prevent the generation of cracks.

retracting and extending mechanism；Pro/E；simulation；ANSYS；finite element analysis

V226

A

1672-545X（2016）07-0223-03

2016-04-16

中國民航飛行學(xué)院科學(xué)基金資助項(xiàng)目（編號(hào)：ZJ2012-04）

楊兆軍（1975-），男，四川綿竹人，工程師，工程碩士，研究方向?yàn)楹娇掌骶S修與適航。