通用飞机前起落架强度仿真.docx

通用飞机前起落架强度仿真摘要：随着计数机技术和计算力学的发展CAE技术在工程设计中的应用越来越普遍在通用飞机前起落架支柱强度分析中引入FEA技术应用MSC.Patran/Nastran对通用飞机前起落架支柱进行有限元分析能大大提高工作效率降低研发成本。关键词：FEA；MSC.Patran/Nastran；强度分析中图分类号：V211文献标识码：A文章编号：1009-2374（2013）20-0115-02随着计数机技术和计算力学的发展CAE技术在工程设计中的应用越来越普遍其中FEA（FiniteElementAnalysis有限元分析）更是工程人员进行强度分析的首选。目前应用比较广泛的大型有限元分析软件有MSC.Patran/Nastran、ANSYS等。本文主要介绍应用MSC.Patran/Nastran对通用飞机前起落架支柱进行强度分析。1问题描述如图1所示前起落架用橡皮绳及顶部橡胶件作为缓冲器在机身防火墙下部用支座卡住前起落架支柱顶端用套筒连接。前起落架只能沿支柱轴向运动和绕轴转动支柱上安装的支撑轮又限制了其向下滑落。飞机着陆过程中起落架向上运动橡皮绳及顶部橡胶件提供阻尼与机身纵向角材连接的支座提供侧向支反力与防火墙连接的顶部套筒提供轴向支反力和部分侧向支反力。由此可见在着陆时前轮触地瞬间支柱所受轴向力最大支座往下的部分支柱受弯矩最大故取这部分支柱进行有限元分析（见图1）。图1前起落架组件2有限元建模2.1有限元模型支柱由Φ40×2的30CrMnSiA冷拉管制成模型简化成Shell（壳元）厚度2mm。为了方便施加载荷建立机轮和轮轴模型。由于分析目标是支柱所以只是用刚度较大的beam（梁元）来模拟机轮和轮轴。beam（梁元）与Shell（壳元）的连接用了MPC（RBE2）（多点约束）保证了支柱低端八个节点载荷和位移更符合实际情况。图2显示了梁截面的完整有限元模型2.2材料属性支柱材料为30CrMnSiA具体分析所用材料特性见表1。为了方便仅仅作为模拟件的轮轴和机轮也使用同样的材料数据。表1材料性能材料名称弹性模量E（MPa）泊松比υ拉伸强度σb（MPa）名义屈服强度σ0.2（MPa）30CrMnSiA1960000.310808352.3边界条件约束：模型只计算支柱下面部分按严重情况固支处理所以在对顶部8个节点的6个自由度（X、Y、Z、RX、RY和RZ）全约束。载荷：依据中国民用航空总局《初级类航空器适航标准――超轻型飞机》的相关条例计算前起落架的载荷（见表2）。表中载荷为极限载荷安全系数1.5。3有限元计算有限元计算采用Nastran线性静力分析求解模块SOL101。在子工况（Subcases）中同时递交上述5种载荷情况进行求解。4结果后处理4.1最大位移载荷工况5位移最大支柱底部最大位移为21mm。4.2最大应力图3工况4vonMises应力图载荷工况4应力最大如图3所示支柱顶部最大vonMises应力为675MPa。5强度校核支柱管：Φ40×2mm材料：30CrMnSiA名义屈服强度：σ0.2=835MPa支柱在载荷情况4中应力为极限情况：σmax=675MPa安全裕度：M.S.=σ0.2/σmax-1=835/675-1=0.24>0结论：支柱管满足静强度设计要求。6结语分析表明前起落架设计满足适航条例规定的静强度要求。随着相关技术的发展FEA技术的工业应用越来越普及。在整个飞机研发过程中引入FEA技术进行方案论证、整机及零部件强度校核能够大大提高工作效率、缩短产品研发周期、减少物理试验次数、节约研发成本。参考文献[1]飞机设计手册（第9册）[M].[2]初级类航空器适航标准――超轻型飞机.[3]MSC.PatranUser'sManual.[4]Niu.C.Y..AirframeStressAnalysisandSizing.