趙 凱

(西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院，陜西 西安 710089)

對于飛機(jī)而言，起落架是其起飛與著陸的主要載體，在飛行著陸與滑行中需承受較大沖擊載荷。飛機(jī)起飛與著陸時(shí)，輪胎與地面發(fā)生接觸，前起落架收放作動筒執(zhí)行收放動作，而關(guān)節(jié)軸承受載荷狀態(tài)實(shí)時(shí)變化，其主要載荷包括徑向與軸向兩種。飛機(jī)起飛著陸時(shí)的側(cè)向力基于主支柱承擔(dān)，關(guān)節(jié)軸承運(yùn)動模式為內(nèi)外圈轉(zhuǎn)動，擺動角度非常小，關(guān)節(jié)軸承的軸向載荷并不顯著，變化主要體現(xiàn)于徑向載荷方面[1]。

段宏瑜，劉紅宇，朱琳琳[2]對徑向載荷在軸承受力中的影響進(jìn)行了有限元分析；ZHAO X，F(xiàn)ANG C，CHEN Y等人[3]研究分析了徑向軸承接頭處于不同的載荷條件下時(shí)出現(xiàn)的響應(yīng)失效行為；林志塤[4]對關(guān)節(jié)軸承徑向受載的具體情況進(jìn)行了有限元分析。目前多數(shù)研究都是針對正常位置的軸承加以探究與分析的，而且大部分面向徑向載荷，但實(shí)際上在具體工況下，相較于外圈，軸承內(nèi)圈會存在一定程度上傾斜，并且載荷形式也十分繁雜[5]。針對這些既有研究的不完善，本文基于ANSYS進(jìn)行了飛機(jī)起落架用金屬關(guān)節(jié)軸承靜力學(xué)分析。

1 飛機(jī)起落架用關(guān)節(jié)軸承分析

飛機(jī)起落架收放系統(tǒng)中的關(guān)節(jié)軸承主要形式為桿端關(guān)節(jié)軸承[6]，具體如圖1所示。

圖1 桿端關(guān)節(jié)軸承

飛機(jī)起落架收放作動筒具體如圖2所示。

圖2 前起落架收放作動筒

2 飛機(jī)起落架用金屬關(guān)節(jié)軸承結(jié)構(gòu)

選擇某飛機(jī)起落架用金屬關(guān)節(jié)軸承結(jié)構(gòu)作為實(shí)例進(jìn)行分析，其包含內(nèi)圈和外圈兩部分，而軸承的內(nèi)外球面彼此相接觸，以組成可滑動摩擦副，所用材料為高強(qiáng)度不銹鋼。在外圈端面上附帶著圓環(huán)溝槽的金屬關(guān)節(jié)軸承示意圖[7],具體如圖3所示。

圖3 外圈端面附帶圓環(huán)溝槽的金屬關(guān)節(jié)軸承

外圈端面附帶圓環(huán)溝槽的金屬關(guān)節(jié)軸承結(jié)構(gòu)參數(shù)[8],具體如表1所示，材料參數(shù)具體如表2所示。

表1 結(jié)構(gòu)相關(guān)參數(shù) mm

表2 材料相關(guān)參數(shù)

3 飛機(jī)起落架用金屬關(guān)節(jié)軸承靜力學(xué)分析

3.1 有限元分析模型構(gòu)建

在靜力學(xué)分析時(shí)添加了碳素鋼制成的軸承座，其以掃掠網(wǎng)格進(jìn)行劃分，內(nèi)圈與外圈分別以六面體網(wǎng)格加以劃分，其中端面溝槽應(yīng)力變化比較明顯，需進(jìn)一步細(xì)化網(wǎng)格。金屬關(guān)節(jié)軸承與軸承座有限元模型[9]具體如圖4所示。

圖4 金屬關(guān)節(jié)軸承與軸承座有限元模型

3.2 載荷與邊界條件設(shè)定

載荷與邊界的條件具體設(shè)定為：軸承座的內(nèi)表面與外圈外表面設(shè)定成彼此捆綁、相互接觸的狀態(tài)，以MPC接觸算法加以分析。軸承座的內(nèi)圈外表面與外圈內(nèi)表面設(shè)定成彼此摩擦、相互抵觸的形態(tài)，通過增強(qiáng)Lagrange算法作為接觸算法加以分析。軸承靜態(tài)極限徑向載荷則設(shè)定為159.2 kN，軸向載荷設(shè)定為29.1 kN，以極限載荷加以分析。以三種不同工況[10]進(jìn)行詳細(xì)分析，具體如圖5所示。

圖5 金屬關(guān)節(jié)軸承載荷與邊界條件

工況a：正常位置承擔(dān)徑向載荷，內(nèi)圈內(nèi)表面則增加徑向載荷，軸承座底部進(jìn)行固定約束；工況b：正常位置承擔(dān)雙向載荷，內(nèi)圈內(nèi)表面添加徑向載荷，內(nèi)圈-圓環(huán)端面增加軸向載荷，同樣在軸承底座進(jìn)行固定約束，以局限軸承座端面x向平移自由度；工況c：傾斜位置承擔(dān)雙向載荷，內(nèi)圈傾斜角為15°，載荷添加與工況b相同，同樣于軸承底座進(jìn)行固定約束，以局限軸承底端面x向平移度。

3.3 分析結(jié)果

3.3.1 工況a時(shí)靜力學(xué)分析結(jié)果

工況a時(shí)金屬關(guān)節(jié)軸承靜力學(xué)分析結(jié)果具體如圖6所示。

圖6 工況a時(shí)金屬關(guān)節(jié)軸承靜力學(xué)分析結(jié)果

由圖6可以看出，內(nèi)圈的最大等效應(yīng)力小于其材料屈服強(qiáng)度，體現(xiàn)于內(nèi)表面，這主要是由于此表面為徑向力受力面；外圈的最大等效應(yīng)力大于其材料屈服強(qiáng)度，體現(xiàn)于端面溝槽底部，此處應(yīng)力值明顯大于其他處，表明端面溝槽內(nèi)出現(xiàn)了應(yīng)力集中的現(xiàn)象，從而引發(fā)了外圈的部分材料發(fā)生了一定程度上的塑性變形；而接觸應(yīng)力則均勻分布于內(nèi)圈外表面被擠壓處。

3.3.2 工況b時(shí)靜力學(xué)分析結(jié)果

工況b時(shí)金屬關(guān)節(jié)軸承靜力學(xué)分析結(jié)果具體如圖7所示。

圖7 工況b時(shí)金屬關(guān)節(jié)軸承靜力學(xué)分析結(jié)果

由圖7可以看出，內(nèi)圈的最大等效應(yīng)力相對于其材料屈服強(qiáng)度略大，微量材料會出現(xiàn)塑性變形；外圈的最大等效應(yīng)力發(fā)生于距離軸向加載側(cè)端比較遠(yuǎn)的端面溝槽底部；基于雙向載荷作用，金屬關(guān)節(jié)軸承最大等效應(yīng)力與最大接觸應(yīng)力相對于單純徑向載荷作用下的應(yīng)力較大；接觸應(yīng)力相對偏高的部分逐步遷移于距離軸向較遠(yuǎn)的加載側(cè)端，最大應(yīng)力明顯大于純徑向載荷作用時(shí)的接觸應(yīng)力。

3.3.3 工況c時(shí)靜力學(xué)分析結(jié)果

工況c時(shí)金屬關(guān)節(jié)軸承靜力學(xué)分析結(jié)果具體如圖8所示。

圖8 工況c時(shí)金屬關(guān)節(jié)軸承靜力學(xué)分析結(jié)果

由圖8可以看出，內(nèi)圈的最大等效應(yīng)力明顯大于其材料屈服強(qiáng)度，只有少量材料會出現(xiàn)塑性變形現(xiàn)象，體現(xiàn)于內(nèi)表面，接近軸向加載側(cè)端；外圈的最大等效應(yīng)力發(fā)生于距離軸向加載側(cè)端比較接近的端面溝槽底部。

綜上所述，受極限載荷作用影響，端面溝槽底部發(fā)生了應(yīng)力集中現(xiàn)象，而且相較于材料自身的屈服強(qiáng)度，外圈的最大等效應(yīng)力更大，很容易引發(fā)塑性變形；受雙向載荷作用影響，相較于徑向載荷作用下的應(yīng)力，金屬關(guān)節(jié)軸承的最大等效應(yīng)力和最大接觸應(yīng)力更大；應(yīng)避免關(guān)節(jié)軸承長期處于雙向極限載荷作用下運(yùn)轉(zhuǎn)，避免內(nèi)圈與外圈發(fā)生塑性變形的范圍過大，以此引發(fā)軸承失效[11]。

4 飛機(jī)起落架用金屬關(guān)節(jié)軸承熱力耦合分析

受制于熱力耦合分析計(jì)算量過大，模型須進(jìn)一步簡化，將內(nèi)圈倒角、外圈端面溝槽、熱輻射、其他層面與環(huán)境形成的熱對流等的影響直接忽視，設(shè)定內(nèi)外圈接觸面換熱系數(shù)為2×104W/m2·℃。

4.1 模型構(gòu)建

基于ANSYS的瞬態(tài)動力學(xué)模態(tài)開展熱力耦合分析，因此在模型中需添加加載板零部件，設(shè)定為剛體[12]。

4.2 載荷與邊界條件設(shè)定

明確設(shè)定內(nèi)圈與外圈的單元屬性，具體即熱結(jié)構(gòu)耦合單元，以六面體網(wǎng)格劃分。以三種不同工況進(jìn)行分析，工況a為加載板的頂層上添以159.2 kN徑向載荷，以約束其在y軸向平移之外的自由度，內(nèi)圈內(nèi)表面在x軸向的旋轉(zhuǎn)自由度；工況b則是基于工況a載荷和邊界條件，約束除了圍繞x軸向旋轉(zhuǎn)與沿著x軸向平移之外的全部自由度，內(nèi)圈端面添加29.1 kN軸向載荷；工況c為內(nèi)圈的傾斜角是15°，以工況a載荷與邊界條件為前提，約束除了圍繞x軸向旋轉(zhuǎn)與沿著x軸向平移之外的全部自由度，內(nèi)圈端面添加29.1 kN軸向極限載荷。

以7 s為載荷總分析時(shí)間，以22 ℃為環(huán)境溫度。

4.3 結(jié)果分析

4.3.1 內(nèi)圈熱力耦合分析結(jié)果

在1～7 s時(shí)，內(nèi)圈溫度具體如表3所示。

表3 基于不同時(shí)間的內(nèi)圈溫度 ℃

由表3可以看出，隨著時(shí)間變化，內(nèi)圈溫度呈現(xiàn)為在波動狀態(tài)下逐步上升的趨勢，這主要是由于內(nèi)圈與外圈的相對運(yùn)動速度始終保持正弦函數(shù)關(guān)系，如此在速度相對偏小的時(shí)候，軸承摩擦生熱也會隨之減小，再加上摩擦生熱相對于軸承導(dǎo)熱速度偏慢，因此溫度會出現(xiàn)下降現(xiàn)象。

工況a時(shí)內(nèi)外球面接觸中心位置的溫度最高，工況b時(shí)最高溫度的范圍開始逐步轉(zhuǎn)移到距離軸向加載側(cè)端較遠(yuǎn)的方向，這主要是因?yàn)檩S向力導(dǎo)致此范圍區(qū)域承載了過大的雙向載荷，在雙向載荷作用下內(nèi)圈的溫升較快，工況c時(shí)內(nèi)圈高溫范圍與內(nèi)圈外圈接觸面邊界相靠近，表面內(nèi)圈傾斜角為15°時(shí)，溫升明顯大于非傾斜位置時(shí)的金屬關(guān)節(jié)軸承。

4.3.2 外圈熱力耦合分析結(jié)果

在1～7 s時(shí)，外圈溫度具體如表4所示。

表4 基于不同時(shí)間的外圈溫度 ℃

由表4可以看出，隨著時(shí)間變化，外圈溫度呈現(xiàn)為在波動狀態(tài)下逐步上升的趨勢；三種不同工況下，外圈最高溫度都相對大于內(nèi)圈最高溫度。

綜上所述，基于極限載荷作用時(shí)金屬關(guān)節(jié)軸承啟動時(shí)會摩擦生熱，但是在雙向載荷作用時(shí)摩擦溫升速度相較于單徑向載荷作用時(shí)的溫升速度更快，且保持于傾斜位置狀態(tài)時(shí)摩擦溫升更為顯著；應(yīng)避免關(guān)節(jié)軸承長期處于極限載荷或者傾斜位置下運(yùn)轉(zhuǎn)，避免過高溫升，以造成軸承性能弱化，導(dǎo)致膠合失效[10]。

5 結(jié) 論

綜上所述，本文基于ANSYS進(jìn)行了飛機(jī)起落架用金屬關(guān)節(jié)軸承靜力學(xué)分析與熱力耦合分析，結(jié)果表明，受極限載荷作用影響，端面溝槽底部發(fā)生了應(yīng)力集中現(xiàn)象，而且相較于材料自身的屈服強(qiáng)度，外圈的最大等效應(yīng)力更大，很容易引發(fā)塑性變形；受雙向載荷作用影響，相較于徑向載荷作用下的應(yīng)力，金屬關(guān)節(jié)軸承的最大等效應(yīng)力和最大接觸應(yīng)力更大；應(yīng)避免關(guān)節(jié)軸承長期處于雙向極限載荷作用下運(yùn)轉(zhuǎn)，避免內(nèi)圈與外圈發(fā)生塑性變形的范圍過大，以此引發(fā)軸承失效；基于極限載荷作用時(shí)金屬關(guān)節(jié)軸承啟動時(shí)會摩擦生熱，但是在雙向載荷作用時(shí)摩擦溫升速度相較于單徑向載荷作用時(shí)的溫升速度更快，且保持于傾斜位置狀態(tài)時(shí)摩擦溫升更為顯著；應(yīng)避免關(guān)節(jié)軸承長期處于極限載荷或者傾斜位置下運(yùn)轉(zhuǎn)，避免過高溫升導(dǎo)致軸承的使用性能變差，進(jìn)而造成膠合失效；可科學(xué)規(guī)劃潤滑結(jié)構(gòu)，以改善潤滑性，縮小摩擦因數(shù)，減小軸承摩擦生熱。