引言

某型無人直升機(jī)結(jié)構(gòu)分系統(tǒng)主要包含機(jī)體結(jié)構(gòu)、尾管總成和起落架等,其中起落架是直升機(jī)用于起飛、著陸和停放的專門裝置,其主要作用是吸收著陸時由于有垂直速度而帶有的能量,減少著陸撞擊引起的過載?；潦狡鹇浼苁菬o人直升機(jī)機(jī)身的固定結(jié)構(gòu),除吸收著陸時的能量外,還可以作為無人直升機(jī)的任務(wù)載荷(如偵察設(shè)備)的固定支架和保護(hù)裝置。因此,無人直升機(jī)起落架的可靠性分析在無人直升機(jī)設(shè)計中起著十分重要的作用。起落架在裝機(jī)前需要進(jìn)行強(qiáng)度仿真計算及試驗(yàn)來檢驗(yàn)起落架是否滿足強(qiáng)度、行程、耗能效率等著陸設(shè)計要求。

1結(jié)構(gòu)組成

某型無人直升機(jī)采用常規(guī)金屬滑撬式起落架構(gòu)型,由前后弓形梁、左右滑撬、推輪支架、轉(zhuǎn)接座和橡膠連接組件組成,如圖1所示,它具備重量輕、結(jié)構(gòu)簡單、便于維護(hù)、價格低等優(yōu)點(diǎn)。

圖1起落架示意圖

2載荷分析

2.1極限重心位置

根據(jù)該型機(jī)總體布局方案可知,前重心狀態(tài)應(yīng)為空機(jī)狀態(tài),而后重心狀態(tài)為滿油狀態(tài)。該型機(jī)極限重心位置如下:

(1)前重心狀態(tài):重心距離前弓形梁146.25mm,距離后弓形梁266.75mm。

(2)后重心狀態(tài):重心距離前弓形梁173.25mm,距離后弓形梁239.75mm。

2.2載荷工況

根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行裁剪,起落架分系統(tǒng)需要校核的13個工況包括:垂直水平著陸(前重心)、垂直水平著陸(后重心)、前飛速度著陸(前重心)、前飛速度著陸(后重心)、側(cè)移著陸(前重心側(cè)向力向內(nèi))、側(cè)移著陸(前重心側(cè)向力向外)、側(cè)移著陸(后重心側(cè)向力向內(nèi))、側(cè)移著陸(后重心側(cè)向力向外)、單橇著陸(前重心)、單橇著陸(后重心)、撬前受載、撬中受載和轉(zhuǎn)運(yùn)輪推運(yùn)。

2.3落震仿真工況

落震模擬計算工況如下:機(jī)體105kg,以2m/s速度接觸地面,帶2/3G的升力,考慮地面摩擦,對動態(tài)過程進(jìn)行仿真,輸出過程中受力最嚴(yán)峻的時刻對應(yīng)的變形情況及應(yīng)力情況。分別計算前重心和后重心的情況,計算時考慮材料應(yīng)力、應(yīng)變關(guān)系的非線性。

2.4載荷計算

以前飛速度著陸為例,起落架雙橇均分載荷,雙橇共承受垂向載荷為:

縱向載荷為:

前重心起落架前后弓形梁承受的載荷如圖2所示。后重心起落架前后弓形梁承受的載荷如圖3所示。起落架各工況下載荷計算值如表1所示。

圖2起落架受載示意圖(前重心)

圖3起落架受載示意圖(后重心)

3強(qiáng)度分析

3.1材料屬性

起落架各部件的材料如表2所示。

3.2單元選擇

依據(jù)起落架結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和受力情況,選擇殼單元模擬起落架梁結(jié)構(gòu)及滑橇結(jié)構(gòu)等。基于建模簡化理論,進(jìn)行起落架結(jié)構(gòu)的網(wǎng)格離散,應(yīng)用ANSYS軟件進(jìn)行機(jī)身框架結(jié)構(gòu)的幾何簡化和有限元網(wǎng)格劃分。

3.3有限元模型及單元屬性

根據(jù)建模簡化方案建立有限元模型,選擇殼單元(She11181)進(jìn)行網(wǎng)格劃分,某型機(jī)起落架結(jié)構(gòu)有限元網(wǎng)格模型如圖4所示。

圖4起落架有限元模型

3.4仿真結(jié)果

起落架結(jié)構(gòu)強(qiáng)度計算應(yīng)力應(yīng)變云圖如圖5所示(以工況1為例),各個工況下弓形梁、滑撬和耳片處的最大應(yīng)力如表3所示,落震仿真結(jié)果如表4所示。

4結(jié)語

起落架采用金屬材料加工成型,整體重量小:在極限強(qiáng)度下起落架安全系數(shù)大于1.2,符合關(guān)鍵部件的極限強(qiáng)度安全系數(shù)要求。該起落架不僅滿足著陸參數(shù)下的強(qiáng)度要求,而且滿足限制落震和儲備能量吸收落震試驗(yàn)要求。