（机械设计及理论专业论文）前起落架四框架结构的强度分析及优化.pdf

东北大学硕士学位论文 摘要 前起落架四框架结构的强度分析及优化 摘要 当今，国际航空科学技术正以前所未有的速度向前发展：一方面，飞机结 构不断向大型化、复杂化、轻巧化及精密化发展，其工作载荷越来越大，工作 环境越来越严酷；另一方面，飞机结构因疲劳破坏而可能造成的损失也越来越 大，且由于经济性要求，飞机结构设计必须能够最大限度地发挥其结构潜力。 起落架是飞机的重要组成部分，要用于保证飞机起飞、羞陆、滑行和停放， 吸收飞机在着陆及地面运动时产生的撞击、跳动以及摆振能量，改善飞机的起 飞和着陆性能。本论文以a 型飞机前起落架的四框架b 型材为研究对象，利 用a n s y s 有限元分析软件对型材进行了有限元分析，主要内容如下： 1 ) 对所研究的a 型飞机前起落架的结构特点和载荷问题进行了详细的分 析：a 型飞机起落架的布置形式a 型飞机前起落架的工作原理a 型飞机 前起落架在着陆、滑跑和地面操作时所承受的最大垂直载荷。 2 ) 钉孔载荷的分配在型材结构强度分析中至关重要，本文利用a n s y s 有限元分析软件，对型材不同的钉孔载荷分配方式进行分析比较，确定了较为 合理的钉孔载荷分配方式。 3 ) 前起落架疲劳载荷谱在没有飞行实测数据的情况下，以军用飞机起 落架标准载荷谱g j b 3 0 9 9 - 9 7 为依据，结合军用飞机强度和刚度规范 g j b 6 7 6 8 5 中的有关规定，编制了a 型飞机各典型任务段的疲劳载荷谱。对 四框架b 型材的工作情况进行了详细的分析，初步认定四框架b 型材的裂纹 为疲劳裂纹。利用a n s y s 的疲劳分析模块对型材进行疲劳计算，得到b 型材 可以承受的疲劳循环次数，该循环次数与b 型材的实际使用情况较为一致。 4 ) 利用a n s y s 的优化模块对四框架b 型材进行了结构优化，降低了四 框架b 型材的重量和应力水平。 关键词：有限元法前起落架结构强度动力学疲劳优化设计 a n s y s i i 东北大学硕士学位论文h b s t r a c t h es t r u c t u r a li n t e n s i t ya n a l y s i sa n do p t i m a ld e s i g no fn o s e u n d e r c a r r i a g ef o u r f l a m e a b s t r a c t n o w , t h et e c h n i q u e so fi n t e r n a t i o n a la v i a t i o ns c i e n c ea r ed e v e l o p p i n gw i t ha u n p r e c e d e n t e ds p e e d ：o nt h eo n eh a n d ，t h ec o n s t r u c t i o no fa i r p l a n ea r cl a r g e ， c o m p l i c a t e da n de x a c tc o n t i n u o u s l y , i t sl o a db e c o m em o r ea n dm o r eb i g ，t h e e n v i r o n m e n to fw o r ki sm o r ea n d m o r eb a d l y ；o nt h eo t h e rh a n d ，t h el o s sa r e d i s a s t r o u sb e c a u s eo ft h ec o n s t r u c t i o n sf a t i g u eo fa i r p l a n e ，a n dd u et ot h e e c o n o m i cr e q u e s t s ，i t ss t r u c t u r a lp o t e n t i a lm u s tc a nb ee x e r tf u r t h e s t a sa ni m p o r t a n c ep a r t ，u n d e r c a r r i a g eu s e df o rt ot a k e o f f , l a n d i n ga n dp a r k i n g o fa i r c r a f t ，a n dl i g h t e nt h ee n e r g yo fi m p a c t i n g ，i m p r o v et h ea i r c r a f t sc a p a b i l i t y i nt a k e o f fa n dl a n d i t n g t h i sd i s c o u r s ec h o o s eb p a r ta sr e s e a r c h f u lo b j e c t ，m a d e u s eo ft h ea n s y st op r o c e e dt h ef i n i t ee l e m e n ta n a l y s i sa n do p t i m u md e s i g n ， t h em a i nc o n t e n t si sa sf o l l o w s ： 1 ) t h es t r u c t u r ec h a r a c t e r sa n dl o a dp r o b l e m so fa i r c r a f tn o s eu n d e r c a r r i a g e w e r ea n a l y z e di nd e t a i l ：a r r a n g e ds t y l eo ft h eu n d e r c a r r i a g ；w o r k i n ge l e m e n t s o ft h eu n d e r c a r r i a g ；a l lk i n d so fm a x i m a ll o a d i n go ft h eu n d e r c a r r i a g e 2 、t h el o a d sd i s t r i b u t eo fb o r ea r ev e r yi m p o r t a n tt obp a r t s t r u c t u r e a n a l y s e ，m a k i n g eu s eo ft h ea n s y st oc o n f i r m e dak i n d o fr e a s o n a b l el o a d s d i s t r i b u t em e t h o d 3 ) b e c a u s et h e r ei sn om e a s u r e dl o a ds p e c t r u m ，t h ea r t i c l eu s et h et y p i c a lt a s k f a t i g u el o a ds p e c t r u mo fn o s eu n d e r c a r r i a g eb a s e do n o j b 6 7 6 8 5 i ti sl o g i c a l ，a n dc l o s e rt ot h ep r a c t i c a l i t y t h a nt h em e t h o do fp u r e l yd e s i g n i n gs p e c t r u m t h ew o r kc i r c u m s t a n c e so fa i r c r a f t n o s eu n d e r c a r r i a g ew e r ea n a l y z e di nd e t a i l ，a n dt h ec r a c k so fbp a r tw e r ef a t i g u e c r a c k a f t e rf a t i g u ea n a l y s i st ob p a r t ，w ec a ng a i nt h ef a t i g u ec i r c l ep a r a m e t e ra n d t h eu s a g e i fw ec o m p a r e df a t i g u ea c c o u tr e s u l tw i t ht h ea c t u a l ，w ec a nf i n d e dt h e f a t i g u ec r a c k sh a so c c u r e da c t u a l l y 4 ) a f t e rt h eo p t i m u md e s i g ，t h ew e i g h ta n ds t r e s so fbp a r t sh a sr e d u c e d k e yw o r d s ：f i n i t ee l e m e n tm e t h o d ，u n d e r c a r r i a g e ，s t r u c t u r a li n t e n s i t y ，d y n a m i c s i i i - 东北大学硕士学位论文a b s t r a c f a t i g u e ，o p t i m i z a t i o nd e s i g n ，a n s y s i v 独创- l 生声明 本人声明所呈交的学位论文是在导师的指导下完成的。论文中 取得的研究成果除加以标注和致谢的地方外，不包含其他人己经发 表或撰写过的研究成果，也不包括本人为获得其他学位而使用过的 材料。与我一同工作的同志对本研究所做的任何贡献均己在论文中 作了明确的说明并表示谢意。 学位论文作者签名：撩戆， 曰期：2 0 0 簿2 日妓日 学位论文版权使用授权书 本学位论文作者和指导教师完全了解东北大学有关保留、使用 学位论文的规定：即学校有权保留并向国家有关部门或机构送交论 文的复印件和磁盘，允许论文被查阅和借阅。本人同意东北大学可 以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索、交流。 ( 如作者和导师同意网上交流，请在下方签名；否则视为不同意。) 学位论文作者签名： 签字日期： 东北大学硕士学位论文 第一章绪论 1 1 研究背景 第一章绪论 自从飞机投入实际应用以来，飞行安全问题一直引起人们的重视。在飞机 近百年的发展历史中，随着飞机设计和制造技术的发展，以及飞机维修经验的 不断积累，飞行的安全得到了大幅度的改善。当今，国际航空科学技术正以前 所未有的速度向前发展：一方面，飞机结构不断向大型化、复杂化、轻巧化及 精密化发展，其工作载荷越来越大，工作环境越来越严酷；另一方面，飞机结 构因疲劳破坏而可能造成的损失也越来越大，且由于经济性要求，飞机结构设 计必须能够最大限度地发挥其结构潜力。 起落架作为飞机的重要组成部分，其重量占飞机结构重量的1 5 2 0 。主 要用于保证飞机起飞、着陆、滑行和停放，吸收飞机在着陆及地面运动时产生 的撞击、跳动以及摆振能量，改善飞机的起飞和着陆性能。尽管起落架对飞机 的性能和安全起着十分重要的作用，仍然会出现飞机因起落架失效而无法降落 的事故，被迫着陆的瞬间会因为刚性接触造成机毁人亡的事故发生。虽然这类 事故的概率很小，但还是会造成巨大的经济损失。 特别是老式教练机，由于飞机落地次数的增加，起落架收放频繁，新飞行 员训练时着陆速度和动作均较大，再加上飞机在着陆时，机轮的触地受力过程 是一个复杂的动态过程，机轮转速瞬间从零加速到飞机的水平着陆速度，机轮 在空间三个方向上受到冲击载荷的作用，而且飞机起落架的着陆冲击过程发生 在很短的瞬间，强烈的撞击会引起起落架整体的剧烈振动及变形，并在空间三 个方向上产生几十毫米甚至几百毫米大范围的弹性冲击位移，频繁的冲击很容 易产生疲劳裂纹。这使得起落架的故障率更是明显增加。 在现代飞机制造中，预防飞机机体、起落架构件及其它重要组合件在使用 中发生疲劳破坏是保证飞机在给定使用期限内安全飞行的重要问题。其中，起 落架是供飞机起飞、降落、在陆地( 或水上) 滑跑、滑行和停放等使用的一个主 要受力部件。飞机使用经验表明，起落架的使用可靠性低于飞机结构其它部件， 是飞机中最容易出故障的主要系统之一。俄罗斯某年的统计数据是，每1 3 5 0 飞行小时中起落架系统出现一次故障，而飞机操纵系统每2 2 0 0 0 飞行小时出现 一次故障。 东北大学硕士学位论文 第一章绪论 起落架的四框架是主要的承载构件之一，它承受来自起落架的载荷产生剪 切变形，并且承受飞机起飞和着陆过程中的振动和冲击。因此，起落架系统工 作的好坏，直接影响着飞行安全。 2 】 3 1 1 2 飞机结构设计思想发展历程 飞机结构设计思想的发展大致经历了5 个阶段，如图1 - 1 所示。在2 0 世纪 5 0 年代以前，基本按静强度设计；2 0 世纪5 0 至6 0 午代，逐步采用“安全寿 命”思想设计；2 0 世纪7 0 年代又提出“破损一安全”设计思想，即“损伤容 限”设计；随后，可靠性设计也有了一定的发展。【4 】【5 1 图1 - 1 飞机结构设计思想的发展 f i g ，1 1t h ed e v e l o p m e n to f a i r p l a n es t r u c t u r ed e s i g n s t h o u g h t 1 2 1 静强度设计 早在三十年代或更早，在飞机设计中首先着眼于静强度，即在载荷计算和 强度计算中引入一个安全系数。这种方法一直沿用到现在，其设计准则是： 弓。0 ，( 1 - 1 ) = 戍纠 “ 式( 1 一1 ) 中，巳为设计载荷；只，为使用载荷；安全系数厂由强度规范规定。 飞机的结构设计必须通过地面静强度试验进行验证。 1 2 2 气动弹性设计 大约自1 9 3 2 年开始，在英国空海军飞机设计要求a p - 9 7 0 中已有防颤 东北大学硕士学位论文 第一章绪论 起落架的四框架是主要的承载构件之一，它承受来自起落架的载荷产生剪 切变形，并且承受飞机起飞和着陆过程中的振动和冲击。因此，起落架系统工 作的好坏，直接影响着飞行安全。1 1 】f 2 】f 珂 1 2 飞机结构设计思想发展历程 飞机结构设计思想的发展大致经历了5 个阶段，如图1 1 所示。在2 0 世纪 5 0 年代以前，基本按静强度设计；2 0 世纪5 0 至6 0 午代，逐步采用“安全寿 命”思想设计；2 0 世纪7 0 年代又提出“破损一安全”设计思想，即“损伤容 限”设计i 随后，可靠性设计也有了一定的发展。( 4 1 【5 】 图l i 飞机结构设计思想的发展 f i g1 - 1t h ed e v e l o p m e n to f a i r p l a n es t r u c t u r ed e s i s t s t h o u g h t 1 2 1 静强度设计 早在三十年代或更早，在飞机设计中首先着眼于静强度，即在载荷计算和 强度计算中引入一个安全系数。这种方法一直沿用到现在，其设计准则是： 弓2 局， ( 1 1 ) 口。= 归。纠 、 式( 1 一1 ) 中，b 为设计载荷；5 为使用载荷；安全系数f 由强度规范规定a 飞机的结构设计必须通过地面静强度试验进行验证。 1 2 2 气动弹性设计 大约自1 9 3 2 年开始，在英国空海军飞机设计要求a p 9 7 0 ) 中已有防颤 大约自1 9 3 2 年开始，在英国空海军飞机设计要求a p - 9 7 0 ) 中已有防颤 东北大学硕士学位论文第一章绪论 振要求。在第一次世界大战期间出现过f o k k e pdv m 飞机的机翼发散问题。 此后，随着飞机朝着低空大速度和翼型变薄的方向发展，气动弹性问题变得突 出起来。此时，要求结构不但要有足够的强度，还要有足够的刚度，以确保设 计颤振速度，设计准则是： = f , z o ( 1 - 2 ) 式( 1 2 ) 中，v , j 为设计颤振速度，为临界颤振速度，z 为颧振安全系数， k 为颤振设计点的飞行速度。飞机设计必须通过模型风洞试验和飞行颤振试 验进行验证。这一准则至今仍在沿用。自1 9 7 5 年起又开始引进了颤振主动控 制技术( a c t ) 。 1 2 3 疲劳安全寿命设计 在第二次世界大战以后的十年中，世界各国的军用机和民用机中出现了多 起疲劳破坏事故。其中，以1 9 5 4 年彗星号飞机的灾难性事故为高峰。此后， 飞机设计除静强度和气动弹性要求外，又特别强调了安全寿命问题，设计准则 是： n 。= n w = n 。h y 抽r q - 3 1 式( 1 3 ) 中，。为安全寿命，为使用寿命，心一，为试验寿命，分散系 数”，一般取4 。设计按式( 1 3 ) 控制疲劳强度和寿命，结构通过全尺寸疲劳试 验进行验证。这一准则，美国空军飞机沿用到七十年代初期；英、法、德国、 荷兰等国仍在不同程度地沿用着：我国现在仍基本采用。 从五十年代起的三十余年，对飞机寿命的要求显著提高了。其中，战斗机 由1 5 0 0 小时提高到5 0 0 0 8 0 0 0 小时；运输机由2 0 0 0 0 小时提高到3 0 0 0 0 6 0 0 0 0 小时。这样，保证飞机寿命期内的安全问题就更为重要了。 1 2 4 破损一安全设计 从六十年代末期的几年当中，原来按照疲劳安全寿命设计的多种美国空军 飞机出现了断裂事故。1 9 6 9 年，f - 的机翼枢轴接头板断裂，其疲劳试验验 证寿命为4 0 0 0 0 小时，实际破坏寿命为1 0 0 小时：1 9 7 0 年，f - 5 a 机翼中部切 面断裂，其疲劳试验验证寿命为1 6 0 0 0 小时，实际破坏寿命为1 0 0 0 小时 1 9 7 2 东北大学硕士学位论文 第一章绪论 年，k c - 1 3 5 机翼蒙皮壁板断裂；1 9 7 3 年，f 4 机翼一机身接合处机翼下耳片 断裂，其疲劳试验验证寿命大于1 1 8 0 0 小时，实际破坏寿命为1 2 0 0 小时。 上述事故说明，按安全寿命概念设计并不能确保飞机的安全，基于上述经 验教训，美国空军对1 9 7 1 年的军用规范，在安全寿命概念的基础上，作为过 渡性措施增加了损伤容限( 含破损一安全和安全裂纹扩展) 设计和试验的新要 求，设计准则是： ( 1 ) 安全寿命要求 册= = 一，h ，b ，= 4 ) ( 1 4 ) ( 2 ) 破损一安全结构( 主结构零件破坏后) 要求 叩r 2 2 邓。， ( ，：1 5 ) ( 1 - 5 ) n s h y 4 h ”。7 式( 1 5 ) 中，叩，一。为破损一安全剩余强度系数，f l y 使用剩余强度系数， 设计剩余强度系数，日为检查间隔。 ( 3 ) 安全裂纹扩展要求 + ( 1 6 ) 式( 1 - 6 ) 中，0 。为裂纹扩展寿命a 此时，按上述准则控制安全寿命、剩余强度和安全裂纹扩展寿命。结构通 过全尺寸疲劳试验和损伤容限试验进行验证。这一方法曾在欧美民用机设计普 遍采用。 1 2 5 损伤容限耐久性设计 1 9 7 4 年，美国空军首次颁布了全新的飞机断裂设计的第一部规范美国空 军飞机损伤容限要求m i l a 。8 3 4 4 4 ) ) 。事实上，在此规范颁布之前，美国多种 军用飞机已经采用了损伤容限的原则和概念：采用损伤容限设计新机，如 a 一1 0 、f 1 5 、b 1 和f 1 6 ，完全按照m i l a 一8 3 4 4 4 和m i l s t d 1 5 3 0 的要求； 对己使用的“老机”进行损伤容限和耐久性评定，如f 一4 c d 、f 4 e 、a 7 、c 5 a 、 c 一1 4 1 a 、f 1 1 1 、b - 5 2 d 、c - 1 4 1 b 、1 ：3 3 、e - 3 a 、f 5 e f 、k c 一1 3 5 、s r - 7 1 、1 ：3 9 、 f 5 a ，b 、c 1 3 0 等。 1 9 7 5 年以后，美国空军放弃了安全寿命的设计概念，而由经济寿命的新概 念所取代，同时对m i l 规范进行修改，颁布新的版本，其设计准则是：经济 一4 一 东北大学硕士学位论文 第一章绪论 寿命n 。= m ，= ：一，加( 一般取甩= 2 ) ；损伤剩余强度；损伤增长限制。此时 的结构需要通过耐久性试验和损伤容限试验进行验证。 对于这一设计准则和概念，美国的军用新、老飞机已经普遍采用，而且空 军比海军的应用更多；英、法、德等国则比较谨慎，力求在疲劳安全寿命的基 础上进行损伤容限设计，在研究工作方面，七十年代后期北大西洋公约组织的 航空研究与发展咨询小组( a g a r d ) 出版了多部断裂力学设计方法的研究报告 集，在型号设计中，英、德、意大利等国合作研制德狂风号战斗机和a 一3 0 0 b 旅客机都已引进损伤容限设计技术。1 9 8 3 年，在第十二届国际飞机疲劳会议 ( i c a f ) 上，发表了按照疲劳和损伤容限统一要求修改英国军用规范德报告。 1 2 6 可靠性设计 目前，世界先进大型运输机安全使用寿命已达到6 0 ，o o o 9 0 ，0 0 0 飞行小时， 而我国仅为2 5 0 0 0 飞行小时。究其原因，除了材料、工艺和制造水平等与国外 存在差距外，主要是在结构设计时未考虑到疲劳寿命可靠性要求。 美国等一些国家在2 0 世纪7 0 年代初期，先后制订了耐久性、可靠性设计 规范，要求在产品设计时就能做到长寿命、高可靠性、低成本，这些先进国家 目前已进入指定寿命下高可靠性主动设计阶段，借助于材料疲劳断裂性能、 载荷环境数据库，利用结构可靠性设计理论和计算机仿真技术，按照用户要 求，对指定寿命产品直接进行结构可靠性设计。近年来，世界各国仍十分重视 这一领域的研究，美国国家航空航天局( n a s a ) 、海军研究署( o n r ) 、陆军研究 署( a r 0 ) 、空军料学研究署( a f r o ) 、国防高级研究项目局( d a r p a ) ，国家科学基 金会( n s f ) 等政府部门为结构寿命可靠性设计理论和试验研究提供了大量的资 金。美国的研究工作集中于军事，日本着重于民用，西欧则军民结合。美国、 日本、西欧在这方而的软件开发也发展得非常迅速，并在工程设计中得到了广 泛应用，如美国m s c 公司推出的耐久性疲劳寿命仿真系统等就深受用户欢迎。 我国和国外先进国家相比区别在于，国外产品寿命在设计时就得到充分考 虑，而我国过去通常是根据成品试验确定。对于有限寿命和可靠性要求的一些 重要产品( 如飞机) ，其寿命和可靠性是在产品定型后经过试验验证给出，根据 试验所发现的问题，再改进原设计，甚至更新结构形式或更换材料。此种做法 必然导致产品研制周期过长，研制费用过高。我国航空部门经过3 0 多年的长 期实践和探索，充分地认识到结构破坏的发展过程和规律，对飞机结构的疲劳 问题，进行了大量的理论和试验研究工作，逐渐掌握了有关飞机疲劳问题的规 东北大学硕士学位论文第一章绪论 律，从而主动将产品使用寿命作为预定设计指标，在计划方案可行性论证时， 进行疲劳细节分析，强化疲劳薄弱部位。【2 4 】 1 3 起落架国内外研究现状 1 3 1 起落架国外研究现状 1 9 5 8 年，著名的英国航空工程师h g c o n w a y 撰写了起落架设计的第一本 著作的l a n d i n gg e a rd e s i g n ) ) ，它首次全面、系统的阐述了起落架的设计理 论，代表了当时起落架的设计水平。此后，直到1 9 8 2 年才由美国洛克希德航 空系统公司的飞机起落架设计师n o r m a ns c u r r e y 撰写了当时唯一的一部现代 起落架设计技术专著起落架设计手册，并于1 9 8 8 年对此手册进行整理，编 写成a i r e r a f tl a n d i n gg c a rd e s i g n ：p r i n c i p l e sa n dp r a c t i c e s ) ) 一书，该书全面 介绍了飞机起落架的设计理论，从设计起落架的搜集资料开始，对设计过程、 设计步骤、总体设计、详细设计、部件设计、重量计算等作了详细的介绍。 国外起落架的设计和研究普遍采用现代设计和分析方法。目前国外已经把 像a n s y s 、n a s t r a n 这样的功能齐全，使用方便的商用有限元软件包广泛应用 于工程分析，在结构设计方面用精确计算代替经验计算。不但可以大大缩短飞 机起落架的设计和改型周期，而且减少了起落架的故障率。c a t i a 、i d e a s 、 u g - i i 、p r o e 这些大型集成c a d 支撑系统已经实现了三维造型、有限元分析、 优化设计、绘图、数控加工编程一体化，使设计、分析、试验和制造的全部工 作同时完成。在起落架行业，国外不但大力开展起落架理论与专题的研究，还 积极发展和推广起落架的现代设计技术。意大利d a u t i 等公司从上世纪六、七 十年代就对起落架结构进行了大量实验和理论研究，在此基础上形成了一套行 之有效的规范和方法，并建立了起落架c a d c a e 系统，应用于起落架产品的 研制。美国国家研究委员会( n r c ) 、朗利( l a n g l y ) 研究所在上世纪七、八十年 代就把有限元、模态分柝技术、多体动力学和主动控制技术引入起落架问题研 究中，提出了一系列新的理论和分析方法。美、英、德等国的主要起落架厂商 已分别拥有了自己的起落架可靠性设计系统，并应用于产品的研制和生产中。 由于起落架为单传力结构，而且大都采用高强度合金，很多发达国家对高 强度合金的熔炼、加工成型和无损检测技术都有较高的水平，再加上严格按照 结构细节的耐久性设计，所以，至今国外很多飞机的起落架仍然采用安全寿命 ，损伤容限的设计方法。 6 东北大学硕士学位论文 第一章绪论 1 3 2 起落架国内研究现状 国内在起落架设计方西的论著主要有1 9 8 8 年由航空航天工业部科学技术 委员会编著的飞机起落架强度设计指南以及最近出版的飞机设计手册 。前者详细介绍了起落架动、静强度分析与试验、疲 劳设计、损伤容限设计及耐久性设计等涉及到起落架强度方面的基本问题；后 者除罗列了国内外目前使用的传统设计方法和设计资料外。还提供了大量设计 数据和设计范例，对起落架设计人员在新型号设计方面有重要作用。 在我国，高强度台金的真空熔炼、加工成型和无损检测水平还不能确保制 造的产品没有初始缺陷，或初始缺陷的概率非常小，这造成很多起落架结构的 裂纹形成寿命很短。如果只采用安全寿命设计，则起落架的使用寿命较短，不 能满足要求，因此要对疲劳损伤容限的设计方法进行修订，使结构总寿命= 初始裂纹形成寿命+ ( 次或几次排除使用过程中产生的宏观可检裂纹修理安 装好后的使用寿命) ，用损伤容限设计确定检修周期，并在整个寿命周期内都 按检修周期的规定进行检查，保证使用安全。 目前我国大部分研究仍限制在对老式飞枫的杌体结构作损伤容限评定，确 定飞机是否具有破损安全或安全裂纹扩展能力，确定裂纹扩展寿命。而通过优 化设计获褥较好的起落杂结构构型，以增强起落架结构抗破损能力方蔼的文献 还较少。 但是，我国在起落架的设计方面也取得了大批研究成果，有些甚至达到了 世界先进水平，如飞机前轮防摆技术，飞机地面运动动力学分析技术，长寿命、 高可靠性起落架设计及说明评估技术，起落架结构优化设计技术，起落架收放 系统仿真分析技术，起落架主动控制技术等。这些成果部分地应用于起落架的 研制中，并取得了一定效果。 国内主要的研究单位有军工6 0 1 所、6 2 3 所、6 3 0 所和3 2 0 厂以及南京航 空航天大学、西工大、南理工、沈阳飞机研究所等。 1 4 研究内容和方法 起落架是飞机的重要组成部分，未来的起落架将朝向长寿命，高可靠性、 结构轻量化和高性能他的方向发展。飞机起落架主要用于保证飞杌起飞、着陆、 滑行和停放，吸收飞机在着陆及地面运动时产生的撞击、跳动以及摆振能量， 改善飞机的起飞和着陆性能。起落架对飞机的性能和安全起着十分重要的作 用。 东北大学硕士学位论文 第一章绪论 本课题借助有限元分析软件a n s y s ，对飞机前起落架四框架经常出现疲劳 裂纹和断裂的四框架b 型材( 以b 代替型材的编号) 进行了有限元分析，并在保 证安全的前提下对其结构进行优化，以进一步减少四框架b 型材的质量。 综上所述，本课题的主要研究内容如下： ( 1 ) 分析起落架的结构特点和工作原理，建立四框架b 型材的力学模型。 ( 2 ) 对四框架b 型材进行有限元分析，得到型材的应力分布和位移情况， 从而找出四框架b 型材危险部位。 ( 3 ) 利用a n s y s 的疲劳分析模块对四框架b 型材进行疲劳分析计算。通过 疲劳分析，可以得到四框架b 型材的疲劳循环次数，并与四框架b 型材实际的 使用情况加以比较分析。 ( 4 ) 利用a n s y s 对四框架b 型材进行结构优化，降低四框架b 型材的应力 水平，并与理论分析进行比较，验证结果的可行性。 8 东北大学硕士学位论文第二章四框架b 型材的力学简介 第二章四框架b 型材的力学简介 起落架用于飞机的起降滑跑、机场滑行，在着陆和地面运动时减缓撞击。 具体地讲，起落架的功用是： ( 1 ) 承受飞机与地面接触时产牛的静、动载荷，防止飞机结构发生破坏； ( 2 ) 消耗飞机着陆撞击和在不平跑道上滑行时所吸收的能量，防止飞机发 生振动； ( 3 ) 当飞机着陆后，为了缩短滑行距离，吸收和消耗飞机前进运动的大部 分动能。 起落架的重量与飞机重量之比约为1 5 2 0 。 2 1 飞机起落架的布置形式 起落架的布置形式是指飞机起落架支柱( 支点) 的数目和其相对于飞机重 心的布置特点。 2 1 1 起落架的布置形式 目前，飞机上通常采用四种起落架布置形式：【5 】 ( 1 ) 后三点式( 如图2 1 ) 图2 1 后三点式 f i g 2 - 1b a c kt h r e es t y l e 这种起落架布置形式有一个尾支柱和两个主起落架。并且飞机的重心在主 起落架之后。后三点式布置形式多用于低速飞机上。 ( 2 ) 前三点式( 如图2 2 ) 这种起落架布置形式有一个前支柱和两个主起落架。并且飞机的重心在主 起落架之前。前三点式布置形式目前广泛应用于高速飞机上。 9 东北大学硕士学位论文 第二章四框架b 型材的力学简介 ( 3 ) 自行车式( 如图2 - 3 ) 图2 - 2 前三点式 f i g 2 - 2f r o n tt h r e es t y l e 图2 - 3 自行车式 f i g2 3b i c y c l es t y l e 这种起落架布鬣形式除了在飞机重心前后各有一个主起落架外，还具有翼 下支柱，即在飞机的左、右机翼下各有一个辅助轮。 ( 4 ) 多支柱式( 如图2 - 4 ) 图2 - 4 多支柱式 f i g 2 4s t a n c h i o n ss t y l e 多支柱式起落架的布置形式与前三点式起落架的布置形式类似，飞机的重 心在主起落架之前，但由于该布置形式有多个主起落架支柱，一般用于大型飞 机之上。如美国的波音7 4 7 旅客机、c 5 a 军用运输机( 起飞质量均在3 5 0 吨 以上) ，以及苏联的伊尔8 6 旅客机( 起飞质萱2 0 6 吨) 。因此，采用多支柱、多 机轮的起落架布置形式可以减小起落架对跑道的压力，增加飞机起飞着陆的安 全性。 在上述四种起落架布置形式中，前三种是飞机最基本的起落架布置形式， 1 0 东北大学硕士学位论文 第二章四框架b 型材的力学简介 而多支柱式起落架布置形式可以看作是前三点式布置形式的改进。目前，在现 代飞机中应用最为广泛的起落架布置形式就是前三点式。 2 1 2a 型飞机起落架的布置形式 本论文所研究的四框架b 型材为a 型( 以a 代替该飞机的型号) 飞机前起 落架的连接件，该型飞机的起落架采用了液压收放前三点式的布置形式。这种 布置形式的起落架有一个前支柱和两个主起落架，并且飞机的重心在主起落架 之前。 前三点式起落架的主要优点有： ( 1 ) 着陆简单，安全可靠。若着陆时的实际速度大于规定值，则在主轮接 地时，作用在主轮的撞击力使迎角急剧减小，因而不可能产生象后前三点式起 落架那样的“跳跃”现象。 ( 2 ) 具有良好的方向稳定性，侧风着陆时较安全。地面滑行时，操纵转弯 较灵活。 ( 3 ) 前三点式布置形式没有倒立的危险，允许强烈制动，因此，可以减小 着陆后的滑跑距离。 ( 4 ) 因在飞机在停机、起飞、降落和滑跑时，机身处于水平或接近水平的 状态，因而向下的视界较好，同时喷气式飞机上的发动机排出的燃气不会直接 喷向跑道，因而对跑道的影响较小。 然而，前三点式起落架依然存在许多缺点： ( 1 ) 前起落架的安排较困难，尤其是对单发动机的飞机，机身前部剩余的 空间很小。 ( 2 ) 前三点式布置形式的前起落架承受较大的载荷，因此尺寸大、构造复 杂，因而质量大。 ( 3 ) 着陆滑跑时处于小迎角状态，因而不能充分利用空气阻力进行制动。 因此，飞机在不平坦的跑道上滑行时，超越障碍( 沟渠、土堆等) 的能力也比较 差。 ( 4 ) 前轮会产生摆振现象，因此需要有防止摆震的设备和措施，这又增加 了前轮的复杂程度和重量。 尽管如此，由于现代飞机的着陆速度较大，并且保证着陆时的安全成为考 虑确定起落架形式的首要决定因素，而前三点式在这方面与后三点式相比有着 明显的优势，因而得到最广泛的应用。 东北大学硕士学位论文 第二章四框架b 型材的力学简介 2 2 飞机起落架的结构和工作原理 2 2 1 起落架结构分类 起落架的结构形式一般有以下几种： ( 1 ) 构架式起落架( 如图2 5 ) 构架式起落架通过承力构架将机轮与机翼 或机身相连。承力构架中的杆件及减震支柱都 是相互铰接的，它们只承受轴向力( 沿各自的轴 线方向) ，而不承受弯矩。因此，这种结构的起 落架构造简单，质量较小，在过去的轻型低速 飞机上广泛采用。但由于难以收放，在现代高 速飞机基本上不采用。 ( 2 ) 支柱式起落架( 如图2 - 6 ) 支柱式起落架由减震支柱、收放作动筒， 轮轴、扭力臂、刹车装置及机轮等部分组成。 减震器与承力支柱合而为一机轮直接固定在 减震器的活塞杆上。减震支柱上端与机翼的 连接形式取决于收放要求。对收放式起落架， 撑杆可兼作收放作动筒。扭矩通过扭力臂传 递，也可通过活塞杆与减震支柱的圆筒内壁 采用花键连接来传递。这种形式的起落架构 造简单紧凑，易于放收，而且质量较小，是 现代飞机上广泛采用的形式之一。 ( 3 ) 摇臂式起落架( 如图2 7 ) 摇臂式起落架的机轮通过可转动的摇臂与 减震器的活塞杆相连，减震器亦可以兼作承力 支柱。这种形式的活塞只承受轴向力，不承受 弯矩，因而密封性能好，可增大减震器的初压 力以减小减震器的尺寸，克服了支柱式的缺点， 在现代飞机上得到了广泛的应用。摇臂式起落 架的缺点是构造较复杂，接头受力较大，因此 它在使用过程中的磨损亦较大。 一1 2 图2 5 构架式起落架结构 f i g 2 - 5t r u s ss t y l eu n d e r c a r r i a g e 撑竿 扭力臂 撑竿 减震 变 耋 活塞杆 图2 - 6 支柱式起落架结构 f i g 2 6s t a n c h i o n ss t y l eu n d e r c a r r i a g e 图2 7 摇臂式起落架结构 f i g 2 7r o c k e rs t y l eu n d e r c a r r i a g e 东北大学硕士学位论文 第二章四框架b 型材的力学简介 2 2 2a 型飞机前起落架的工作原理和结构特点 由于a 型飞机采用前三点式起落架布置形式，这就使得前起落架的载荷较 大，因此，a 型飞机前起落架采用了承载能力较大的摇臂式起落架，如图2 7 所示。 摇臂式起落架的工作原理： 摇臂式起落架的支柱和减震器是单独的两个整体，支柱的下端与摇臂相铰 接，摇臂的下部有轮轴，用以安装机轮和刹车装置。飞机在着陆或滑行中产生 的冲击带动摇臂绕a 点转动，从而压缩减震器( 上端与支柱连接，下端与摇臂 相连) ，起到减震作用。 摇臂式起落架与构架式起落架和支柱式起落架相比，可以改善起落架的前 方冲击性能，提高飞机在不平跑道上的适应性，并降低起落架的高度，改善减 震器的受力状态。摇臂式起落架的基本受力构件比构架式和支柱式起落架多了 一个摇臂，少了一个扭力臂。摇臂前连支柱，中连减震器，后连轮轴、机轮。 外载荷( 包括垂直撞击、前方撞击、刹车等) 不但传给起落架的支柱，也传给了 减震器。 摇臂式起落架的结构特点如下： ( 1 ) 这种形式对前方撞击( 如在不平的跑道上颠跑) 和刹车等均有减震能 力，机轮可随摇臂上、下移动，提高了在不平道面上的适应性，减轻过载，改 善了起落架的受力性能。 ( 2 ) 由于减震器连接在摇臂中间部位，通过摇臂传给它的力比地面作用在 机轮上的力大，因而吸收同样的撞击能量时减震器所需的压缩行程比简单支柱 式小，减震器的尺寸也较小。 ( 3 ) 当减震器与支柱分开时可只受轴向力。若合在一起时，因减震器下端 为十字铰，因此力也基本上是沿着轴向。正因为这样，减震器不受弯矩，密封 装置的工作条件好，密封性能高，可以提高减震器内部的充气压力，一般，初 压力可达到1 0 m p a ( 1 0 0 个大气压) ，最大许可压力可达5 0 m p a ( 5 0 0 个大气压) 左右。因而，减震器吸收同样能量时，其行程小，减震器尺寸也可做得比较小。 与简单支柱式相比，摇臂式起落架的整个高度可以降低，这有利于改善起落架 的受力性能。 ( 4 ) 机轮外载荷引起的扭矩由摇臂传给支柱，这种形式的起落架由于增加 了一个受力很大且复杂的摇臂，它的结构也比较复杂，交点多、协调关系多， 一般比较重。起落架前后方向的尺寸也将有所增大，起落架总重不一定小。 这种形式适用于起落架高度较低，着陆速度较大，或跑道较差的飞机上， 在一些歼击机上，尤其是在前起落架上用得较多。 ，1 3 东北大学硕士学位论文第二章四框架b 型材的力学简介 2 3 飞机起落架的外载荷 各类强度规范和设计手册中对起落架的外载荷有具体的规定，大致有以下 几种；【5 】 ( 1 ) 着陆撞击载荷 鬻7 科毕 f o l ( a ) 三点着陆 ( a ) t h r e e - p o i n tl a n d i n g ( ( b ) 两点侧滑着陆 ( b ) t w o - p o i n tl a n d i n g 图2 - 8 着陆撞击情况 f i g 2 - 8t h ei m p a c tc i r c u m s t a n c e so fl a n d i n g ( c ( c ) 一点侧滑着陆 ( c ) o n e - p o i n tl a n d i n g 飞机降落时可能有三点着陆、两点着陆，甚至一点着陆、侧滑着陆等情况， 如图2 8 所示。我国军机设计规范中规定，下沉速度为3 6 6 m s 时起落架不应 损坏。当飞机以一定的下沉速度着陆时会受到撞击载荷，其方向有垂直撞击、 前方撞击、侧向撞击。 按照一般性指南规定，起落架过载系数，垂直方向过载，战斗机为3 5 、 小型多用途飞机为2 3 ，运轮机为0 7 1 5 。在不光滑的跑道上粗暴着陆时， 水平方向过载约为1 2 。带侧滑接地或在地面急转弯时，侧向过载约为0 3 1 0 。 ( 2 ) 滑跑冲击载荷 一 图2 - 9 滑跑冲击载荷 f i g 2 - 9t h ei m p a c tl o a do fc o a s t 飞机在起飞和着陆的滑跑过程中，由于道面不平或道面上有杂物会引起对 起落架的冲击载荷，如图2 - 9 所示。在着陆滑跑中还会有末被减震装置消散掉 1 4 东北大学硕士学位论文 第二章四框架b 型材的力学简介 的着陆能量引起的振动载荷。一般情况下，这些载荷值比着陆撞击的载荷小， 但由于滑跑距离很长，滑跑冲击载荷的反复作用次数较多，因而对结构的损伤 也比较大。 ( 3 ) 刹车载荷 图2 1 0 刹车载荷 f i g 2 ；1 0t h eb r a k e i n gl o a d 为了缩短着陆滑跑距离，在滑跑过程中须要刹车。这时机轮上除了受有刹 车力矩引起的y 向载荷外，还有较大的x 向载荷只( 轮胎与地面的摩擦力) ，如 图2 1 0 所示。 ( 4 ) 静态操纵载荷和地面停放载荷 飞机在地面牵引、地面进入定位时，常 “卜。 用牵引架对起落架系统进行各个方向的推、 n ：! t ， 拉、扭、摆等操作，这些动作常常会引起起 ；。fl j - - - t 落架的静态操纵载荷，如图2 - 1 1 所示。另 0 、o l j o 0 外，飞机停放并固定在地面上时，可能受到 、 1 ：- 大风而引起的载荷，这在沿海地区更应加以 0 0 ，滴_ ；| 考虑。 i _ ；| j 托_ ；| | 除了以上各种载荷，起落架还受有其他 = = = l 师j i 的一些载荷，如起落架收放过程中作用于收 l i i ：蕾 放机构上的载荷，以及多轮式起落架由于受：，o 姑奠一 载不均而产生的偏心载荷等。 图2 - 1 1 静态操纵载荷 起落架的载荷是多种多样的，但必须注 f i g 2 - 1 lt h es t a t i 。s t a t e m a n i p u l a t e l o a d 意的是起落架所受的力大多是动载荷，伴随 着起落架机轮的旋转、刹车以及减震器的伸缩可能出现的各种振动，再加上飞 机的多次起落引起机身重复受载，因此对起落架因疲劳载荷引起的损伤和破坏 应着重加以考虑。 ，1 5 东北大学硕士学位论文 第二章四框架b 型材的力学简介 2 4 四框架b 型材的计算模型 2 4 1 四框架b 型材