蔡高存

（中國民航大學(xué)航空工程學(xué)院，天津 300300）

0 引言

飛機(jī)起落架是飛機(jī)的重要承力部件，在飛機(jī)的起降、滑跑過程中起落架對飛機(jī)的安全性擔(dān)負(fù)著重要的使命[1]。起落架設(shè)計在我國目前還是一個薄弱環(huán)節(jié)，國外先進(jìn)的起落架一般與飛機(jī)壽命基本相同，而我國大部分現(xiàn)役飛機(jī)的起落架壽命要比飛機(jī)壽命低得多[2]。在飛機(jī)的著陸與滑跑過程中，起落架和飛機(jī)機(jī)身都將承受很大的沖擊載荷，起落架會來回振動，這種沖擊載荷被認(rèn)為是影響飛機(jī)起落架結(jié)構(gòu)疲勞損傷的最重要的因素之一[3]，而沖擊載荷的沖擊能量需要靠緩沖器吸收，使振動衰減。本文介紹了支柱套筒式，并研究其振動與模態(tài)響應(yīng)，為設(shè)計出壽命長、可靠性高的飛機(jī)起落架提出建議。

1 飛機(jī)起落架

1.1 飛機(jī)支柱式主起落架結(jié)構(gòu)

飛機(jī)起落架一般為前三點式，采用油氣式減震支柱進(jìn)行減震，通過操縱液壓系統(tǒng)進(jìn)行起落架正常收放。起落架在飛機(jī)著陸時承受巨大沖擊載荷，其振動與沖擊載荷主要靠油氣式減震支柱（如圖1所示）來吸收，并消耗著陸和滑行時的撞擊能量。圖1介紹了油-氣式緩沖支柱，工作原理主要是在主活塞與次活塞之間形成的空腔形成緩沖支柱，其內(nèi)部充滿液壓油與干燥空氣或高壓氮氣，當(dāng)減震支柱壓縮時，氣體與油液受到壓縮，吸收能量，起到緩沖減震作用[4]。

1.2 支柱式起落架

圖2介紹了支柱式起落架基本結(jié)構(gòu)，主要由內(nèi)、外筒，防扭臂和機(jī)輪組成。其中，在內(nèi)、外筒之間形成緩沖支柱，承受起落架落震沖擊；防扭臂工作時，可以防止起落架內(nèi)、外筒發(fā)生相對轉(zhuǎn)動[5]。

圖1 油-氣式緩沖支柱

圖2 支柱式起落架簡圖

2 支柱套筒式主起落架CATIA建模

2．1 支柱套筒式起落架三維建模

利用仿真技術(shù)可以方便地實現(xiàn)起落架系統(tǒng)的運動分析，能夠較好地替代實物實驗裝置，投資少，可大大提高起落架設(shè)計的質(zhì)量，縮短設(shè)計周期[6]。本文論述的支柱式起落架基本結(jié)構(gòu)是：在主活塞5與次活塞6之間形成的空腔構(gòu)成緩沖器，其主要是緩沖裝置以及油壓液組成（如圖3）。飛機(jī)著陸時，緩沖器承受沖擊載荷，油液在外力作用下流經(jīng)一個或多個小孔產(chǎn)生阻尼消散起落架的沖擊能量。搖臂1和搖臂2組成起落架防扭臂，防止飛機(jī)著陸或滑跑主活塞與次活塞出現(xiàn)相對轉(zhuǎn)動。整個裝置通過零件8與機(jī)身固接。

圖3 支柱套筒式主起落架三維模型

2.2 基于CATIA DMU模塊運動仿真

計算機(jī)仿真可以節(jié)省設(shè)計者大量時間，同時節(jié)約資金[7]。由圖1與圖2分析，建立CATIA[8]模型（如圖3所示）后，基于DMU模塊進(jìn)行運動仿真,其初始狀態(tài)如圖4所示。對建立的模型添加驅(qū)動，運動狀態(tài)如圖5所示?；贒MU模塊的仿真發(fā)現(xiàn)，本次設(shè)計的支柱式起落架各機(jī)構(gòu)配合良好，仿真時無運動干涉，因此設(shè)計合理。

圖4 起落架支柱受載初始狀態(tài)三維模型

圖5 基于CATIA DMU模塊運動干涉分析

3 基于ANSYS起落架模型落震狀態(tài)仿真分析

3.1 起落架模型導(dǎo)入ANSYS及參數(shù)設(shè)置

將所建模型導(dǎo)入ANSYS軟件[9]，以B-737 800為例，其著陸重量大約為66 t。設(shè)置參數(shù)：1）建立一個新的項目。2）選中Engineering Data模塊,修改選擇材料為Iron。3)網(wǎng)格劃分，選中Mesh模塊Details of mesh選項網(wǎng)格參數(shù)。其中sizing中的Relevance Center選項設(shè)置為Medium,其余采用默認(rèn)設(shè)置。網(wǎng)格劃分圖像如圖6所示。4）施加載荷，選定Fixed support選項，選擇需要施加固定約束的面。5）選擇Pressure選項，同時在Magnitude選項設(shè)置壓力為6 MPa。6）選擇固定部件為地面與輪胎。7）模型仿真。

3.2 ANSYS仿真

對所建模型仿真，其中等效力云圖、等效彈性變形云圖與等效總變形云圖結(jié)果如圖7～圖9所示。

3.3 仿真結(jié)果分析

1）由圖7可知，在落震狀態(tài)時，起落架受力的主要部分是主活塞，且其變形量最大，如圖8所示。2）由圖9可知，扭力臂除承受防止主活塞與次活塞相對轉(zhuǎn)動的載荷外，還承受沖擊載荷引起的變形。

綜上所述，由以上仿真結(jié)果，在飛機(jī)起落架設(shè)計時除根據(jù)飛機(jī)降落時的沖擊載荷合理設(shè)計主活塞、次活塞與防扭臂結(jié)構(gòu)外，還要充分考慮由于載荷作用下各結(jié)構(gòu)出現(xiàn)的變形，防止飛機(jī)降落或滑跑過程中出現(xiàn)機(jī)構(gòu)運動干涉[10]。

圖6 起落架模型網(wǎng)格劃分

圖7 等效力云圖

圖8 等效彈性形變云圖

圖9 總變形云圖

4 支柱式起落架落震受力分析

4.1 起落架力學(xué)模型

假設(shè)：1）不考慮起落架的擺振與扭轉(zhuǎn)以及防扭臂的質(zhì)量，彈性輪胎簡化為剛度為K的等效彈簧，緩沖支柱簡化為阻尼為C的阻尼器;2）所有的力作用在同一個平面內(nèi);3）除緩沖器結(jié)構(gòu)的水平撓度變形外,忽略緩沖器結(jié)構(gòu)的其它變形[11]。則起落架系統(tǒng)可簡化為二自由度系統(tǒng)的強(qiáng)迫振動。以緩沖器為研究對象，建立起落架力學(xué)模型如圖10所示。

4.2 起落架受力分析

起落架受力如圖11所示。

由以上假設(shè)條件，則主起落架受力模型為二自由度受迫振動。根據(jù)牛頓第二定律，緩沖器在沖擊載荷F（主起落架作用的整個階段，假設(shè)沖擊載荷為簡諧沖擊載荷，即在F=fsin（ωx+ψ））作用下的運動微分方程為：

式中:x1、x2分 別 代表沖擊載荷作用下，緩沖支柱和起落架機(jī)輪輪胎的位移;c為緩沖支柱等效阻尼;k為輪胎等效剛度。輪胎與緩沖支柱質(zhì)量分別為m1、m2。

整理成矩陣形式為

圖10 起落架力學(xué)模型

圖11 支柱套筒式起落架受力分析圖

式中：M、C、K別為系統(tǒng)的質(zhì)量矩陣、阻尼矩陣、剛度矩陣；x和F分別為位移向量和力振幅向量。

設(shè)系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)響應(yīng)為

4.3 結(jié)果分析

1）在假設(shè)條件、力學(xué)模型與受力分析的基礎(chǔ)上以簡諧形式的沖擊載荷建立了二自由度受迫振動的微分方程，對方程解耦、求解；2）通過計算，求出系統(tǒng)固有頻率，在起落架設(shè)計時應(yīng)避免系統(tǒng)固有頻率與載荷作用下系統(tǒng)頻率相等,以防止發(fā)生共振；3）根據(jù)計算結(jié)果以及的值作出振動的幅頻特性曲線與相頻特性曲線，依據(jù)圖線的變化規(guī)律，將振動控制在合理的區(qū)域內(nèi)[12-15]。

5 結(jié)論

好的起落架設(shè)計必須建立在正確的動力學(xué)分析的基礎(chǔ)上，無論是在設(shè)計之初，通過動力學(xué)分析尋找符合要求的設(shè)計方案，還是通過動力學(xué)分析校核起落架系統(tǒng)是否滿足設(shè)計要求，動力學(xué)分析方法都至關(guān)重要。

本文基于CATIA建模，由DMU模塊進(jìn)行運動仿真，檢查起落架各機(jī)構(gòu)運動干涉。由ANSYS分析起落架受力與變形，對關(guān)鍵部位的設(shè)計提出建議。以簡諧形式的沖擊載荷建立了二自由度受迫振動的微分方程，對方程解耦、求解。求系統(tǒng)固有頻率,以防止發(fā)生系統(tǒng)共振。作出振動的幅頻特性曲線與相頻特性曲線，依據(jù)圖線的變化規(guī)律，將振動控制在合理的區(qū)域。以上分析結(jié)果，對起落架減震、設(shè)計具有重要參考價值。依據(jù)以上分析與求解的參數(shù)，作出主要參數(shù)變化的曲線，合理選擇振動控制區(qū)域，將振動控制在合理的范圍內(nèi)。

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