0 引言
在现有的民航机场中,传统飞机离港系统是通过牵引车牵引推出后,再利用发动机驱动出港[1]。牵引滑行工况则是牵引车将飞机由航站楼直接牵引至跑道起飞端而不开启发动机的新模式,这种模式可以有效降低燃烧航空煤油导致的碳排放以及民航客机的运营成本,更加契合未来机场绿色创新化的建设理念[1-2]。但牵引滑行模式在为机场带来便利和经济效益的同时,也对起落架的疲劳特性提出了重大挑战。目前国内外机场普遍采用低速牵引滑行(10 km/h),而高速牵引滑行模式中,飞机由牵引车以最大起飞质量满载长时间高速(40 km/h)牵引,此时前起落架将会承受很大的牵引载荷、垂向载荷以及受牵引车的加速和制动特性产生的冲击载荷。减震支柱的设计可以使飞机起落架在起降和地面操作时承受较大的垂向载荷,但在牵引方向上产生的瞬时冲击载荷仍可能导致结构失效。2004年7月,某航空分公司在牵引车推出飞机过程中为避免飞机碰上障碍物,牵引车紧急刹车导致前起落架下阻力臂断裂,前起落架折叠,飞机机头触地[3]。根据损伤的累计效应,高速牵引滑行引入了更高的牵引速度和更大的牵引力,前起落架面临严峻的工作条件,可能导致一些零部件在高频率下发生疲劳损伤,使前起落架的疲劳寿命缩短。长期处于这种高强度工作状态下,前起落架可能出现疲劳裂纹和失效。因此,研究飞机前起落架在牵引滑行模式下的受载情况和结构强度,以及受牵引载荷作用下的疲劳寿命变化情况具有重要意义。为了验证高速牵引滑行对前起落架疲劳寿命的影响,对高速与低速2种不同牵引滑行速度工况下的疲劳寿命进行仿真对比。
国内外已经有许多关于起落架疲劳寿命的研究。李静[4]进行了起落架内减震支柱的流固耦合分析,并结合载荷谱求得起落架的疲劳寿命。Xue等[5]对起落架结构疲劳寿命元模型进行了系统研究。同时,也有研究采用多轴疲劳寿命预测的方法对起落架疲劳特性进行分析,确定多轴载荷引起的等效应力,用于计算结构总损伤值,从而计算得到飞机起落架疲劳寿命[6-7]。关于起落架机构和部件也有许多研究,Kabade等[8]通过有限元分析来计算并确定起落架凸耳应力集中系数,运用Miner 法则计算凸耳裂纹萌生疲劳寿命。Hou等[9]对起落架锁止机构进行了模态分析、随机振动分析和疲劳寿命计算,提出了优化方案并讨论了可行性。
关于飞机牵引过程不同工况下前起落架的动力学特性也有大量的研究。朱敏[10]研究了牵引过程中飞机前起落架随着地面凹坑宽度、高度和牵引速度变化的牵引载荷情况。刘冰[11]对飞机起落架在无杆牵引车牵引过程中的不同工况下的载荷变化进行了研究。Mu等[12]对前起落架主要部件在转向、制动和过坑道路工况下的载荷进行了仿真分析。张海[13]基于Adams仿真了牵引工况紧急刹车状态下前起落架下阻力臂的受载情况,并通过理论计算和有限元软件对下阻力臂进行屈曲分析。
以上研究都只独立分析了前起落架的疲劳特性或牵引系统在加速、刹车、转弯等工况下前起落架的动力学特性,并未联合考虑到牵引车-飞机系统在长时间高速重载荷牵引滑行下,产生较大的牵引和垂向载荷导致的前起落架疲劳特性变化。本文中通过建立牵引车-飞机系统模型,在Adams中进行多体动力学仿真。考虑了减震支柱的油液阻尼弹簧力以及真实情况下机场随机不平整路面的影响,设置不同牵引滑行速度进行对照,得到更加反映真实的牵引滑行工况下前起落架的受载情况,生成载荷谱。建立前起落架模型,通过Ansys Workbench在前起落架轮轴处施加三向单位载荷,得到应力应变分布结果。运用频域寿命分析法,在nCode DesignLife疲劳分析软件中结合有限元静力学分析结果以及载荷谱,计算不同牵引滑行速度下的前起落架疲劳寿命。
1 疲劳寿命分析方法
根据不同的加载历程,有多种疲劳寿命分析方法来评估材料或结构的疲劳性能。主要的分析方法有线性累积法的应力幅变形法、静力学分析法和频域寿命分析方法等。线性累积疲劳寿命分析法适用于简单的载荷谱,该方法假设疲劳损伤是线性累积的,并利用材料的疲劳性能曲线(S-N曲线)和载荷谱进行计算,它通常用于短寿命疲劳分析。一种常用的线性累计损伤理论模型是Miner法则,即变幅载荷下n个循环造成的损伤,表达式为
(1)
式(1)中:Ni表示当前载荷水平Si下所对应的疲劳寿命;D表示临界疲劳损伤,起落架在工作过程中,变幅载荷作用n个循环所造成的临界损伤疲劳达到1时,则会发生起落架结构疲劳失效。另一个常用的模型是Palmgren-Miner线性累积损伤规则。该模型指出,在循环加载下,材料中累积的损伤与应力范围和循环次数的乘积成正比。表达式为
ΔN=ΔσN
(2)
式(2)中:ΔN为累计的损伤;Δσ为应力范围;N为循环次数。
静力学分析法是一种用于评估材料或结构在静态加载下的疲劳寿命分析方法。与传统的疲劳寿命分析方法不同,静力学分析法考虑了静态应力对疲劳寿命的影响。即使载荷循环次数较少或未达到极限,静态应力的存在也可能会降低材料或结构的疲劳寿命。
本文中主要研究牵引车-飞机系统牵引滑行中产生的载荷对前起落架疲劳寿命的影响,需要考虑大时长和较多的载荷加载信息,因此选用频域分析法。频域寿命分析方法是将载荷谱进行频域分析,将其转换为频谱表示,并结合材料的频域疲劳性能曲线,来评估疲劳寿命。频域分析方法考虑了外部载荷激励和有限元静态分析。它利用有限元模型的静态分析结果作为输入,将多个载荷通道的加载输入与静态应力分析结果相乘并叠加。其中,外界载荷历程输入是通过多体动力学计算获得的,静态应力分析结果是单位载荷作用下的前起落架静态应力分布。通过将外界输入载荷历程与静态应力分析结果相乘并叠加求和。在考虑外部载荷激励的同时,结合有限元分析结果,对前起落架结构的疲劳寿命进行评估。公式为
(3)
式(3)中:pk(t)为载荷时间历程;pk,fea为静载荷情况下力的大小;σi, j,k为加载k作用下点ij的静态力。
牵引滑行工况下前起落架疲劳寿命分析流程步骤如图1所示。
图1 牵引滑行工况下前起落架疲劳寿命分析流程框图
Fig.1 The fatigue life analysis process flowchart of the nose landing gear under the towing taxiing condition
2 牵引滑行系统多体动力学仿真
2.1 牵引滑行系统模型建立
通过Adams/view平台进行多体动力学仿真。建立准确的多体动力学模型,可以有效的提高仿真精度。选用TBL-180型无杆牵引车和波音737-200飞机为基础,对波音737-200飞机前起落架的主要零部件进行一定的简化,并在Solidworks中建立牵引车-飞机1∶1简化模型,根据实际情况进行装配。飞机和牵引车模型的参数如表1、表2所示。
表1 波音737-200参数
Table 1 Boeing 737-200 specifications
参数名称参数意义数值重心位置距地面垂直距离/mm2 400距主起落架距离/ mm1 020满载质量飞机牵引滑出时最大满载质量/kg52 390轮距主起落架间的距离/mm5 230轴距主起和前起之间的距离/mm12 450飞机转动惯量x轴转动惯量/(kg·mm2)8.674 7×1011y轴转动惯量/(kg·mm2)2.897 5×1012z轴转动惯量/(kg·mm2)3.645 0×1012
表2 TBL-180无杆牵引车参数
Table 2 TBL-180 towbarless tractor specifications
参数名称参数意义数值重心位置距地面垂直距离/mm600距前轮水平距离/mm1 000质量牵引车质量/kg7 600车身长/宽牵引车车身长/宽/mm7 800/3 000轴距主起和前起之间的距离/mm12 450前/后轮距牵引车前/后轮距离/mm2 130/2 400牵引车转动惯量x轴转动惯量/(kg·mm2)1.275 8×1010y轴转动惯量/(kg·mm2)1.119 9×1010z轴转动惯量/(kg·mm2)1.633 4×109
将飞机-牵引车系统模型导入到Adams/view中,添加道路和轮胎模型,其中道路路面谱选用随机不平整路面谱,路面文件的不平整等级设置为C级,用以模拟GB/T7031—2005《机械振动-道路路面谱测量数据报告》中实际机场的A级路面数据要求。如表3、表4所示。
表3 Adams随机不平整路面谱数据
Table 3 Adams random rough road spectrum data
道路等级Gq(n0)/10-6 m6下限几何平均上限A-12B248C81632D3264128E128256512
表4 机场A级路面数据
Table 4 The A-grade pavement at the airport
道路等级Gq(n0)/10-6 m6下限几何平均上限A81632
在模型间设置正确的约束,定义各个构件间的运动关系,在前起落架和主起落架中添加空气弹簧力和油液阻尼力。假设飞机机身和无杆牵引车为刚体,质量都集中于重心,且不考虑空气阻力的影响,完成牵引滑行系统模型的建立。如图2所示。
图2 牵引滑行系统模型
Fig.2 Towing taxiing system model
2.2 牵引滑行系统前起落架载荷分析
设置飞机在满载的情况下进行牵引滑行,其中牵引滑行工况包含飞机短暂的加速、减速、转弯、停车,以及长时间的匀速运动,除转弯工况外其他工况均在跑道直道上完成。当牵引滑行系统在跑道上高速直线牵引滑行时,会产生较大的牵引载荷和垂向载荷,此时横向载荷基本为零且不发生变化。而牵引车-飞机系统转弯时间在整个牵引滑行工况中时间占比极少对仿真结果影响较小。因此,本文只对牵引车-飞机系统在随机不平整路面直线行驶进行仿真,不考虑转弯工况以及直线行驶下产生的横向载荷。
在Adams/view平台中,飞机前起落架轮轴和减震支柱上各添加一个弹簧力以测量牵引滑行过程中前起落架上的牵引载荷和垂向载荷。在牵引车轮胎上施加力矩,仿真牵引车牵引飞机由静止加速至一定速度,再保持长时间匀速,最后再减速直至静止的过程。本文通过仿真模拟牵引车-飞机系统在真实机场路面下的高速牵引滑行,同时进行一组低速牵引滑行进行对照,提取出飞机前起落架的垂向载荷和牵引载荷数据,生成牵引滑行工况前起落架载荷历程谱,结果如图3所示。
图3 牵引滑行系统前起落架载荷谱
Fig.3 Towing taxiing system nose landing gear load spectrum
2种不同牵引滑行速度下的前起落架受载参数如表5所示。根据波音737-200相关手册规定,前起落架结构能够承受的垂向载荷极限为飞机最大停机重量的15%(80 013.668 N)。而牵引车牵引飞机时前起落架的牵引载荷不能超过飞机限制的牵引载荷(77 013.3 N)的75%(57 759.98 N)。由仿真结果可知,低速牵引滑行产生的最大牵引载荷为31 246.2 N,最大垂向载荷为46 516.1 N。高速牵引滑行产生的最大牵引载荷为 54 010.5 N,最大垂向载荷为51 677.5 N。相比于低速牵引滑行,高速牵引滑行产生更大的牵引载荷和垂向载荷,牵引载荷已经接近飞机服务手册规定的极限值,如果载荷超过飞机服务手册规定的极限值,起落架的结构可能会受到过度应力而导致裂纹、扭曲或甚至结构失稳,且高速牵引滑行载荷谱振幅变化明显大于低速牵引滑行。因此,高速牵引滑行更容易导致前起落架结构失稳,对结构强度的要求更高。
表5 牵引车-飞机系统前起落架受载情况
Table 5 Load condition of the nose landing gear in the tow tractor-aircraft system
工况加/减速度/(m·s-2)匀速速度/(km·h-1)在前起落架产生的最大牵引载荷/N在前起落架产生的最大垂向载荷/N高速牵引滑行0.874054 010.551 677.5低速牵引滑行0.491031 246.246 516.1
3 前起落架疲劳寿命分析
3.1 前起落架静力学分析
将Solidworks中创建的前起落架模型导入Ansys Workbench中。飞机在地面操作时,起落架上阻力臂和下阻力臂由于锁连杆的作用保持相对静止,因此将它们之间设为固定约束;在上阻力臂和减震支柱三角板与机身接头处设置为固定约束,作为边界约束条件,以模拟前起落架在地面操作时与机身间的固定状态;上、下扭力臂之间和下阻力臂、减震支柱之间均采用销轴连接,设置正确的约束。在Workbench中将模型进行网格划分,使用自动划分网格的方法,设置为四面体单元法。网格质量评价是基于节点数、单元数、单元质量等参数展开的,网格的质量影响计算的精度。最终生成143 571个网格节点,70 830个网格单元,网格质量较好,材料特性定义为线性特性。起落架网格划分结果如图4所示。
图4 起落架模型网格单元划分
Fig.4 Landing gear model mesh element partitioning
前起落架结构均采用的是高强度合金结构钢300M钢(30CrMnSiNi2A),材料参数如表6所示。
表6 300M钢材料参数
Table 6 300M steel material properties
材料密度/(kg·m-3)杨氏模量/GPa泊松比极限抗拉强度/MPa300M钢7 8902080.291 600
在飞机牵引滑行过程中,对前起落架造成的载荷通过起落架轮毂传到轮轴上,因此将载荷的加载点选取在轮轴上。有限元模型分析时,分别在轮轴处添加横向、纵向和垂向单位载荷。计算三向单位载荷下前起落架的最大应力和等效应力,实现有限元静态分析。前起落架三向单位载荷静力分析结果如图5所示。
图5 单位载荷作用下前起落架应力云图
Fig.5 Stress contour plot of the nose landing gear under unit load
根据前起落架静力学分析结果,单位横向载荷作用下前起落架基本无应力,在单位牵引载荷作用下减震支柱凸耳和下阻力臂耳处将会产生应力集中。受起落架的结构影响,减震支柱凸耳和下阻力臂采用销轴连接,这种结构的不连续性使载荷和应力的传递方式在连接处发生改变,导致减震支柱凸耳和下阻力臂周围产生应力集中。同时,高速牵引滑行产生幅值更大的牵引载荷和垂向载荷,将会加剧该部位的应力集中,导致该区域的疲劳损伤增加。
3.2 疲劳寿命分析
Ansys Workbench软件中的Fatigue tool工具可以进行疲劳寿命仿真,但与专业的疲劳寿命软件nCode DsignLife相比功能较少且精度差,故选用后者进行仿真计算分析。使用频域寿命分析法,将前起落架单位垂向和纵向载荷静力学分析结果导入到nCode DesignLife时序载荷模块中,导入流程如图6所示。
图6 静力分析结果导入nCode 流程图
Fig.6 Flowchart for importing static analysis results into nCode
将仿真得到的载荷谱数据导入到时序载荷输入模块中,连接到中心求解器。在中心求解器中将载荷谱添加至对应静力通道中,并添加材料属性,设置求解器方法为多应力比曲线求解器。按照流程进行不同牵引滑行速度工况下前起落架的疲劳寿命分析计算,在nCode后处理器中得到前起落架疲劳寿命云图以及危险单元,如图7、表7所示。
表7 不同牵引滑行速度前起落架危险单元
Table 7 Dangerous elements of the nose landing gear at different towing taxiing speeds
牵引滑行工况节点损伤值寿命低速牵引滑行(10 km/h)87 2395.553×10-81.801×10787 2113.673×10-82.723×10786 8901.611×10-86.207×107高速牵引滑行(40 km/h)87 2391.083×10-59.237×10487 2119.072×10-61.102×10586 8906.260×10-61.597×105
图7 不同牵引滑行速度前起落架疲劳寿命云图
Fig.7 Fatigue life contour plot of the nose landing gear at different towing taxiing speed
从图7、表7中可以看出,低速牵引滑行工况下前起落架的最大损伤值为5.553×10-8,最短疲劳寿命为1.801×107个循环,危险单元出现在减震支柱凸耳处。当牵引滑行速度由低速转变为高速时,前起落架最大损伤值为1.083×10-5,最短疲劳寿命为9.237×104个循环,疲劳寿命缩短了3个数量级,且疲劳损伤的范围由减震支柱凸耳向下阻力臂扩大。这是由于高速牵引滑行产生的牵引载荷和冲击载荷作用于前起落架,引起下阻力臂的应力集中,这种周期性的应力集中和释放会加速起落架结构的疲劳损伤,从而导致疲劳寿命减短。
4 结论
本文针对牵引滑行模式长时间高速重载荷滑行的特点,对飞机在牵引滑行工况下前起落架的疲劳寿命进行分析,通过高速牵引滑行工况和低速牵引滑行工况下前起落架受载荷情况和疲劳寿命进行对比研究。分析结果表明:
1) 多体动力学分析中,高速牵引滑行工况下载荷谱振幅变化明显大于低速牵引滑行,前起落架上的牵引载荷最大为54 010.5 N,是低速牵引滑行工况的1.73倍,已经接近飞机服务手册规定牵引载荷的极限,高速牵引滑行更容易导致结构失稳,影响起落架的性能和可靠性。
2) 在静力学分析中,前起落架受到牵引滑行过程产生的牵引载荷作用时,其减震支柱凸耳和下阻力臂上会产生应力集中,导致该区域的疲劳损伤增加。
3) 疲劳寿命分析结果表明,前起落架受高速牵引滑行工况产生的大牵引载荷作用,其疲劳寿命比低速牵引滑行工况少3个数量级,疲劳损伤位置由减震支柱凸耳向下阻力臂扩展。
为保障飞机在牵引滑行过程中的安全运行,须高度关注前起落架在高速牵引滑行工况下的结构疲劳寿命问题。从安全性能方面考虑,需要对下减震支柱凸耳和阻力臂处的结构进行优化,以应对高速牵引滑行工况下前起落架疲劳寿命缩短的影响,满足牵引滑行工况对前起落架的使用需求,防止特殊情况(紧急刹车等)下的前起落架结构失效。
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