【摘? 要】起落架作為組成飛機的關(guān)鍵承力結(jié)構(gòu)，主要承受飛機起飛降落和停放時的載荷，其強度直接關(guān)系到飛機的安全性能，因此，對起落架的強度進行研究具有十分重大的意義。本文以某型號飛機左側(cè)主起落架為研究對象，針對其靜力試驗相關(guān)要求，實施了起落架靜強度試驗，并基于MSC Patran/Nastran軟件對該起落架進行了有限元建模分析，將仿真數(shù)據(jù)與靜力試驗數(shù)據(jù)進行了對比，結(jié)果表明有限元仿真數(shù)據(jù)與試驗數(shù)據(jù)具有較好的一致性，可為后續(xù)主起落架靜強度分析提供經(jīng)驗和借鑒。

【關(guān)鍵詞】起落架;靜強度試驗;有限元仿真

引言

近年來研究人員從試驗及仿真兩個方向?qū)ζ鹇浼芙Y(jié)構(gòu)進行了廣泛的研究。劉冰等在2010年對海鷗300飛機起落架進行了靜強度試驗方面的研究[1]，劉明等在2013年對某型號直升機主起落架進行了疲勞試驗的研究[2]，梅榮在2019年對某無人機起落架著陸緩沖性能進行了試驗驗證及優(yōu)化的研究[3]。

本文的研究對象為某型號飛機左側(cè)主起落架，該起落架為金屬板簧結(jié)構(gòu)，布置在機身中段左右兩側(cè)為對稱結(jié)構(gòu)，主起落架基本結(jié)構(gòu)如圖1所示，從上往下依次是橫梁、主起落架、輪軸和機輪。主起落架下端通過螺接的方式連接輪軸后與機輪相連，上端插入橫梁且中間墊有緩沖橡膠墊。

1.主起落架靜強度試驗

主起落架靜強度試驗主要由液壓加載控制系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)和試驗夾具等組成，試驗夾具為該主起落架專用工裝，試驗件采用倒裝的方式約束，輪軸和機輪采用假件代替，載荷作用點在機輪假件上，X向和Z向液壓作動缸通過鋼絲繩與P1加載點和P2加載點相連。

試驗過程中在P1加載點施加X向載荷2905N，在P2加載點施加Z向載荷9650N。使用應(yīng)變片對主起落架指定位置進行應(yīng)力測量，考慮到在根部約束處應(yīng)力有最大值，因此在距離主起落架根部170mm的位置布置三個應(yīng)變片，其中單片B在正中間位置，應(yīng)變花A和C位于B的左右兩側(cè)30mm的位置。試驗測得數(shù)據(jù)見表1。

2.有限元仿真

在MSC Patran軟件中根據(jù)主起落架真實尺寸建立有限元模型。主起落架為帶有厚度的薄板結(jié)構(gòu)，采用殼單元進行模擬，材料為60Si2Mn，彈性模量206000Mpa，泊松比0.3。主起落架經(jīng)過熱處理淬火后，極限拉伸強度控制在1600Mpa左右（強度過大會造成結(jié)構(gòu)韌性差易脆斷）。在距離主起落架根部157mm的位置建立彈簧單元，僅放開Z向位移，模擬裝機狀態(tài)下主起落架與橫梁之間的橡膠墊。在輪軸中心與主起落架端部的螺栓孔之間建立MPC（Multi-point constraints）多點約束，并在MPC作用點施加X向載荷2905N和Y向載荷9650N。在主起落架根部的兩個螺栓孔處建立MPC，約束六個自由度。模型的拓撲結(jié)構(gòu)為Quad4，單元類型為2D Shell，單元數(shù)量為1985，采用SOL101求解器進行計算，應(yīng)力云圖見圖2。應(yīng)變片監(jiān)測部位的應(yīng)力及其與試驗數(shù)據(jù)誤差見表2。

3.結(jié)論

本文針對某型號飛機主起落架開展了靜強度試驗，測得了載荷峰值時應(yīng)變花和單片的最大應(yīng)力值。同時，采用有限元軟件對該主起落架進行了建模和仿真，并提取了應(yīng)變片監(jiān)測部位的應(yīng)力。結(jié)果表明有限元仿真數(shù)據(jù)與試驗測得數(shù)據(jù)誤差在5%以內(nèi)，證明了試驗方案的可行性及有限元模型的準確性，可為后續(xù)主起落架靜強度分析提供經(jīng)驗與借鑒。

參考文獻：

[1]劉冰.海鷗300飛機起落架強度分析與試驗[D].南京航空航天大學(xué)，2010.

[2]劉明，鄧文，李清蓉.直升機主起落架疲勞試驗技術(shù)研究[C].直升機技術(shù).2012.

[3]梅榮.某無人機起落架著陸緩沖性能優(yōu)化及試驗驗證[D].南京航空航天大學(xué)，2019.

作者簡介：

胡翔（1992-），男，碩士生，助理工程師。主要研究方向為典型結(jié)構(gòu)建模與分析技術(shù)研究。

（作者單位：中國特種飛行器研究所）