某型直升机主起落架活塞杆疲劳寿命分析

No.22010

文章编号:1673-1220(2010)02-048-05

某型直升机主起落架活塞杆疲劳寿命分析

李

2.第二炮兵士官学校

玲,林乐旗,姜

12

伟

1

(1.海军航空工程学院青岛分院航空机械系,山东青岛266041;262500)

基础部机械基础教研室,山东青州

摘要起落架是直升机的关键部位,其缓冲装置中的缓冲支柱(主要指活塞杆)受力复杂,本文通过有限元

软件对活塞杆进行三维建模分析,针对直升机在垂直着陆和前飞着陆这两个最危险状态下的缓冲支柱活塞杆的应力应变进行了计算,并根据结果采用名义应力法估算了不同状况下活塞杆的疲劳寿命。关键词

活塞杆;垂直着陆;前飞着陆;疲劳寿命

V215.2+3

文献标识码:

A

中图分类号:

FatigueLifeAnalysisofPistonRodintheMain

LandingGearofaHelicopter

LILing,LINLeqi,JIANGWei

1

2

1

(1.FacultyofAviationMachineryRepairing,QingdaoBranch,NavalAeronauticalEngineeringInstitute,Qingdao266041,China;

2.MachineStaffRoom,Basic-subjectDepartment,TheSecondArtilleryPettyOfficeSchoo,lQingZhou262500,China)

AbstractThelandinggearisakeycomponentofthehelicopter.Loadsactedonthebufferpillarspistonrodinthemainlandinggearisofcomplexity.Stressandstraininthepistonrodunderverticallandingloadsandforwardflightlandingloadswasanalyzedbyfiniteelementsoftware.Thenthefa-tiguelifeofthepistonrodunderdifferentloadingwaspredictedbythenominalstressmethod.

Keywordspistonrod;verticallanding;forwardflightlanding;fatiguelife

杆,运用大型商用有限元软件,在对其几何模型及受

力分析简化的基础上,建立了活塞杆的三维有限元模型,分析计算了直升机在垂直着陆和带前飞着陆两个最危险状态下的应力、应变分布情况。对于垂直着陆,考虑了三种不同动载冲击系数下的加载情况;对于前飞着陆,考虑了轮胎和地面之间三种不同摩擦因数及机轮刹车时的加载情况,进行了分析计算。在对两种不同着陆状态加载求解时,考虑了两种不同的加载形式,得到直升机在垂直着陆时的最危险点在缓冲支柱活塞杆上端与活塞相连接部位内

1前言

起落架是直升机的关键部位,在直升机的着陆和滑行中要承受很大的冲击载荷,其缓冲支柱的主要承力构件就是活塞杆,在起飞、着陆过程中受交变载荷的作用,其应力集中部位容易出现疲劳裂纹,不仅影响起落装置的减振性能,还会严重影响直升机的飞行安全。因此,做好起落装置的维护工作十分重要。

本文针对某型直升机主起落架缓冲支柱的活塞

收稿日期:2010-01-12作者简介:李

玲(1970-),女,山东昌乐人,硕士,讲师,主要研究方向:飞机结构强度及修理。

2010年第2期李玲,林乐旗,姜伟:某型直升机主起落架活塞杆疲劳寿命分析

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侧;在前飞着陆过程中的最危险点也在活塞杆与活塞连接部位的内前侧。并根据应力、应变的计算结果,初步估算出两种着陆状态时活塞杆的疲劳寿命。

2主起落架缓冲支柱活塞杆的简化及受力

每个起落架包括一个油液缓冲支柱和一个液压控制的收放作动筒。油液缓冲支柱吸收直升机着陆时的能量,缓冲滑行时产生的垂直加速度和启动停车时旋翼产生的颤振;收放作动筒利用液压力控制起落架的收起和放下。

某型直升机主起落架减振装置由缓冲支柱和轮胎两部分组成。直升机接地着陆时,减振装置(轮胎和减振支柱)象弹簧那样产生变形,延长接地垂直速度减为零的时间,从而减小了撞击力。2.1主起落架缓冲支柱的工作原理

如图1所示,缓冲支柱由外筒、内筒、活塞、带小孔的隔板和密封装置等组成。外筒内腔下部装有油液,上部充有气体(氮气或冷气)。在起落架受到撞击载荷时,减振支柱受压缩。这时,由于活塞相对于外筒的运动,使外筒下腔的油液通过隔板上的小孔流入上腔,气体受到压缩。这样,直升机垂直运动的能量就被气体的压缩变形和油液流动的阻尼有所吸收。从原理上说,这种减振支柱相当于一个弹簧和一个阻尼器,二者并连成一体,弹簧就相当于气体,油气式减振器就是利用气体的压缩变形吸收撞击能量减小撞击力;利用油液高速流过小孔的摩擦消耗能量减弱颠簸。

图1主起落架缓冲支柱的结构简图

2.2缓冲支柱活塞杆的受力分析

缓冲支柱活塞杆的材料为TC4,其力学性能参数如下表1所示

[5]

。

表1

TC4力学性能参数表

性能

强度Rb密度Q弹性模量E

/MPa/kg#m

-3

/GPa比强度R/Q

参数1012

414@103

110

2315

主起落架缓冲支柱的受力由直升机所处状态来决定,简单分为停机、起飞、飞行和着陆四种情况。其中,停机缓冲支柱承受飞机机身重力;起飞缓冲支柱承受载荷小于机身重力;飞行缓冲支柱不受力;着

陆缓冲支柱承受冲击载荷。显然,缓冲支柱在着陆过程中承受的载荷最大,处于最危险状态。因此,本文主要分析缓冲支柱活塞杆在着陆过程中的受力情况。在直升机垂直和前飞着陆时,缓冲支柱活塞杆只在竖直方向上发生位移,当活塞缸内的油液压缩到极限位置时,活塞杆受力最危险,本文着重分析计算该危险状态的应力应变情况。2.2.1活塞杆在垂直着陆时的受力分析

直升机垂直着陆时,缓冲支柱活塞杆主要受竖直方向上由机身重量和着陆速度造成的冲击载荷,受力简图见图2。

图2活塞杆在垂直着陆时的受力简图

当直升机垂直着陆时,缓冲支柱活塞杆除了下端受到地面冲击载荷外,上表面和内表面还受平衡冲击载荷的均布载荷(即油压)。该型直升机停机时,每个主起落架承担的重量大约为1500kg,冲击

载荷系数取决于飞机的垂直着陆速度,根据资料

[1]

可知正常垂直降落时,重心处载荷因数为210,最大

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不超过410,因此本文根据不同情况将动荷系数分别取为115、215、315三种情况分析计算。

2.2.2活塞杆在前飞着陆中的受力分析

由于直升机在前飞着陆过程中轮胎受水平方向上的摩擦力,因此,根据力线平移,缓冲支柱活塞杆与垂直着陆相比在轮毂一侧有水平力和机轮竖直平面内的力偶矩作用。摩擦力的大小取决于轮胎和地面之间的摩擦因数以及轮胎在竖直方向上承受的最大冲击载荷确定。轮胎和地面之间不同的接触状况,摩擦因数取值也不同,本文主要计算地面冲击载荷系数为115时,机轮与地面摩擦因数分别取015、0155、016以及机轮刹车时四种情况。

3主起落架缓冲支柱活塞杆的有限元

分析计算

本文在对主起落架缓冲支柱活塞杆进行几何建模时,忽略了缓冲支柱活塞杆边缘处的倒角。采用大型商用有限元软件进行分析计算,采用三维六面体Solid45实体单元划分网格,其节点数为3432,单元数为10122,如图3(a)所示。

3.1缓冲支柱活塞杆在垂直着陆时的有限元计算直升机垂直着陆时,当活塞杆内油液压缩到最大值时,其受力最危险,因此通过计算该瞬时的应力应变值,来估算活塞杆的疲劳寿命。在对有限元模型施加约束时,考虑到该瞬时活塞杆上端边缘受油液压力作用基本不动,可以约束限制该处节点的z方向位移;本文主要计算冲击载荷因数为115、215、315三种载荷情况。其中图3(b)为冲击动荷系数为115时的应力云图,表2为不同冲击情况下的最大应力应变值。

表2垂直着陆时缓冲支柱活塞杆不同情况的应力应变值

Z方向

最大总应力计算类型

最大拉应力

(VonMISS)

最大总应变/MPa

/MPa(VonMISS)

Kd1=1151581762151720100196Kd2=2152641613591540100327Kd3=315

370145

503135

0100458

通过对垂直着陆活塞杆的有限元计算结果分析,可知Z方向上应力值最大,总应力的最大值出现在活塞杆与活塞相连接的安装部位的内侧,说明

弯矩和轴向力对缓冲支柱活塞杆应力分布影响较

大,且冲击动荷因数增加1,最大应力增加约140MPa,可见冲击载荷系数对活塞杆应力影响很大。

图3缓冲支柱活塞杆有限元简化模型和应力云图

3.2缓冲支柱活塞杆在前飞着陆时的有限元计算

直升机前飞着陆时,由于增加了机轮所受地面摩擦力的影响,活塞杆的受力变得较为复杂,主要计算冲击动荷为115时,三种不同摩擦因数下,以及机

轮刹车等四种情况下活塞杆的应力应变情况,约束与垂直着陆时相同。由参考文献[1]可知,未刹车机轮上的阻力载荷为垂直载荷的012倍,刹车时为垂直载荷的018倍,此时重心处的垂直载荷因数为110。本文综合考虑直升机前飞降落未刹车瞬间,有冲击载荷且水平阻力因数(即机轮与地面的摩擦系数)在0155附近时三种情况下的应力应变情况。其中图4为冲击动荷系数为115,摩擦因数为0155时的应力云图(a)与应变云图(b)。表3为动荷系数为115,摩擦因数分别为015、0155、016以及机轮刹车时的最大应力应变值。

表3前飞着陆时缓冲支柱活塞杆不同情况的应力应变值

Z方向最大总应力计算类型

最大拉应力

(VonMISS)

最大总应变/MPa

/MPa(VonMISS)L1=01506761746691230100648L1=01557451127281490100669L1=01608131127871760100724机轮刹车

724162

683123

0100628

2010年第2期李玲,林乐旗,姜伟:某型直升机主起落架活塞杆疲劳寿命分析

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对比各方向上的最大应力,可知Z方向上应力值最大。通过观察应力等值线图可知最大应力位置在活塞杆与活塞连接部位的内前侧,说明摩擦力和冲击载荷产生的弯矩对缓冲支柱影响较大。并且,在Kd=115的情况下,摩擦因数增加0105,最大总应力大约增加60MPa。

图4冲击动荷115,摩擦因数0155时活塞杆

的NovMiss应力应变云图

通过对比不同方向上的位移等值线图可知X方向上的位移等值线图与总位移等值线图分布相似,由此可知缓冲支柱上的位移主要发生在X方向上,说明直升机前飞着陆过程中由摩擦力产生的转矩对缓冲支柱变形影响较大。其次是由直升机自重产生冲击载荷的影响较大。在前飞着陆过程中,各节点在各方向上的位移明显增大,说明缓冲支柱活塞杆在前飞着陆过程中较为危险。

另外,直升机前飞着陆后,刹车时机轮上的水平阻力载荷(即摩擦系数)为垂直载荷的018倍,且打地转(直升机处于停机状态,一侧主起落架机轮用刹车刹死)时,轮胎与地面的摩擦因数也取018,重心处的载荷因数均为110(即着陆冲击载荷消失)

[1]

。本文对机轮刹车时缓冲支柱活塞杆的应力

应变情况进行了计算,结果见表3。

3.3不同加载方式对计算结果的影响

在前面有限元计算时,缓冲支柱活塞杆的受力均简化为集中力,而实际并不是作用在某一节点处的集中力,这种简化可能会对计算结果造成一定影响。因此本文也同时对作用在某一点较大的集中力均匀分布到多个点上,其作用效果不变,使模型受力更加贴近实际情况。

与改进加载方式前相对照,改进后各方向上的

应力等值线分布规律整体未变,说明力的作用效果相同,只是最大应力值减小,说明改进后的加载方式更加合理。

4缓冲支柱活塞杆的疲劳寿命预测

根据直升机在不同着陆过程中缓冲支柱活塞杆危险位置的最大应力值,采用名义应力法对支撑杆的疲劳寿命进行估算。用名义应力法估算零构件的

疲劳寿命通常有两种做法:一是直接按照构件的名义应力和相应的S-N曲线估计估算该零件的疲劳寿命;二是对材料的S-N曲线修改,得到零构件的S-N曲线,然后估算其疲劳寿命。第一种方法比较可靠,但是由于零构件的几何形状和边界条件复杂,需要大量试验数据,这是不经济也是不现实的。所以工程上通常采用第二种方法。

将材料的S-N曲线修改到零构件的S-N曲线,需要修改的因素较多,如何修改要依据实际情况进行。通常包括有效应力集中系数、尺寸系数、表面质量系数等因素。

Sa

a=

RK

EB式中Ra对应于材料在脉动循环(主起落架缓冲支柱活塞杆的交变应力为脉动循环)下的S-N曲线的应力值,K为活塞杆的有效应力集中系数,E为尺寸影响系数,B为表面质量系数。而Sa对应于构件的S-N曲线的应力值。如果外载荷的平均应力SmX0,还要作平均应力修正。本文根据Good-man方法作平均应力修正。Goodman直线模型为:

RRm

a=R-1

1-

Rb

式中:R-1为材料的对称循环疲劳强度值,Rm

为活塞杆的平均应力值,Rb为材料的强度极限。4.1垂直着陆时活塞杆的疲劳寿命估算

图5为垂直着陆时活塞杆材料及构件的应力寿命曲线,其中:曲线B为TC4钛合金材料的S-N曲线;曲线C为活塞杆构件的S-N曲线;曲线D、E、F分别为活塞杆在冲击动荷115、215、315时平均应力修正后的S-N曲线,根据应力计算结果通过数据插值求解得到活塞杆在不同冲击载荷时的疲劳寿命如表4,由表可知冲击载荷系数对活塞杆的疲劳寿命影响严重。

4.2前飞着陆时的疲劳寿命估算

图6为前飞着陆时时活塞杆材料及构件的应力

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直升机技术总第163期

寿命曲线,其中:曲线B为TC4钛合金材料的S-N曲线;曲线C为活塞杆构件的S-N曲线;曲线D、E、F分别为活塞杆在冲击动荷115,机轮与地面摩擦因数分别为015、0155、016时平均应力修正后的S-N曲线,曲线G为机轮刹车时的修正S-N曲线。

表4垂直着陆时活塞杆在不同冲击系数下疲劳寿命估算

Kd取值

115215315应力值Ra/MPa

107186179177215167名义应力法估算疲劳寿命(应力循环次数)

100000

5000

<5000

图5垂直着陆时活塞杆的材料及构件应力寿命曲线

5结论及维修策略

直升机垂直着陆时,不同冲击动载系数下活塞杆的寿命变化非常明显。所以在垂直着陆时,要尽量减小落地速度,延长活塞杆的寿命。而在直升机前飞着陆时,不同摩擦因数下缓冲支柱活塞杆的寿命变化也非常明显,当摩擦因数取值较大时,与垂直着陆相比,活塞杆寿命明显缩短。因此应尽量减小轮胎和地面之间的摩擦因数,在前飞着陆时既要控制好垂直方向上的着陆速度,又要找好着陆地点,以免摩擦因数过大,影响活塞杆的疲劳寿命。

在日常维护时,要对主起落架缓冲支柱的应力集中部位做好无损探伤,特别是活塞杆上端与活塞连接部位的内侧及前侧需要实时检测,并且在旧飞机进行非正常着陆(冲击较大,或者摩擦因数较大)

根据应力计算结果,通过差值计算,估算出不同摩擦因数下活塞杆的疲劳寿命如表5所示,四种情况下的疲劳寿命均小于5000次。计算结果表明,

有冲击的前飞降落,在摩擦系数取较大值时,对缓冲支柱活塞杆的寿命影响严重,着陆后的紧急刹车对活塞杆的疲劳寿命影响也较大。

表5前飞着陆时活塞杆在不同摩擦因数下疲劳寿命估算

摩擦因数取值0150155016机轮刹车应力值Ra/MPa334162

364125

393188

341162

名义应力法估算疲劳寿命(应力循环次数)

<5000<5000<5000<5000

图6前飞着陆时活塞杆的材料及构件应力寿命曲线

后,都要进行严格的探伤,将微裂纹在其扩展阶段及时发现,避免出现严重的着陆事故。参考文献:

[1]5飞机设计手册6总编委会,编.飞机设计手册19分册直升机设计[M].北京:航空工业出版社,2005[2]

张朝晖,主编.ANSYS1110结构分析工程应用实例解析(第二版)[M].北京:机械工业出版社[3]吴鸿庆,任侠.结构有限元分析[M].北京:中国铁

道出版社

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莱茵斯C,皮特尔斯M,编,陈振华,译.钛与钛合金[M].北京:化学工业出版社