杨兆军

（中国民航飞行学院飞机修理厂，四川 广汉618307）

基于Pro/E和ANSYS的PA44-180飞机主起落架故障分析

杨兆军

（中国民航飞行学院飞机修理厂，四川 广汉618307）

针对PA44-180飞机主起落架收放机构元件裂纹问题，利用Pro/E对起落架组件进行建模，并对起落架进行运动仿真，反求起落架系统各元件位置关系数据。根据Pro/E测得的数据，对收放机构在收上位的情况，进行再次建模，并将其导入ANSYS Workbench中建立有限元模型，对两种拉力工况下收放机构元件的应力情况进行有限元分析。根据分析结果，给出了起落架维护的建议，可有效预防裂纹的产生。

收放机构；Pro/E；仿真；ANSYS；有限元分析

PA44-180飞机是美国派珀公司生产的双发活塞式飞机，该机采用前三点式起落架系统。PA44-180飞机是中国民航飞行学院的主力机型，起落架采用的是油汽式可收放起落架系统。近年来，随着飞行小时数和起落次数的增加，主起落架系统出现了各关节部位间隙大，安装座安装孔处断裂、加强框裂纹等故障，如图1所示。为了对起落架进行更好的维护，保障起落架的工作性能，本文通过对右主起落架系统进行运动仿真，利用pro/E分析功能，反求主起落架各部的位置关系数据，从而分析其受力情况。将Pro/E三维图导入ANSYS软件中进行有限元分析［1］。通过对比分析结果，给出主起落架的维护意见。

图1　出现裂纹的零部件

1　工作原理

PA44-180飞机起落架收放是通过驾驶舱中的收放选择手柄来控制的，液压电机通过旋转控制液压油从一个方向或相反方向通过压力管路输送到各个动作筒中，推动活塞杆运动，带动起落架收上或放下。起落架收上锁好后，当液压系统的压力达到1 800±100 psi时，液压泵的压力电门将自动断开电机线圈的电路，只有当液压系统的压力下降至300 psi±100 psi时，并且手柄处于收上位时，液压泵将再次工作。而当液压系统压力达到3 000 psi±300 psi时，释压活门会自动工作，以减轻管路和液压泵的负荷［2］。起落架放下锁好后，放下电门断开放下电路，使电机停止工作。从起落架收放系统工作原理来看，起落架在正常放下情况下，收放机构安装座受力最小，起落架在收上位时，特别是液压泵压力达3 300 psi时，收放机构安装座受力最大。

2　起落架系统进行建模

起落架是飞机各系统中比较复杂的一个系统。起落架在飞机上装配完成后，特别是收入轮舱后，根本无法确定各零部件之间的位置和夹角的具体数据。本文为了获得起落架收上位后，各元件之间的位置关系，特对主起落架进行了运动仿真，模拟起落架收上情况，通过Pro/E分析功能，反求获得各元件之间位置关系。

为了准确获得起落架各元件数据和放下位位置数据，工作者将飞机顶起，使三个起落架处于完全离开地面位置，并将飞机调整水平，通过对起落架在放下位时（此时可利用角度仪、特殊量角器对元件与水平面及各元件之间的角度进行测量）各零件位置关系进行测量，确定了各元件的装配关系，然后对主起落架进行完全分解，对各零部件进行精确测量。通过Pro/E5.0软件对各元件进行三维建模，然后将各元件按起落架完全放下位的状态进行装配，通过Pro/E中的组装功能：组件-插入-元件-装配-放置-用户定义：刚性、销钉、滑动杆、圆柱、平面、球、焊缝、轴承、一般、6DOF、槽等操作，自动-配对-对齐，插入、坐标系、相切、直线上的点、曲面上的点、曲面上的边、固定、缺省的约束类型，偏移中偏移、重合、定向等功能，完成对各零部件的组装工作，如图2所示。点击Pro/E中的“应用程序”中“机构”功能项，利用“拖动元件”操作［3］，拖动起落架系统中的活塞杆，将起落架运动到完全收起位置，如图3所示。

图2　起落架放下位的装配图

图3　起落架收上运动仿真

3　有限元模型

利用Pro/E仿真的中的分析测量功能，对收放机构在起落架完全收起后的位置，各零部件之间的夹角进行反求，如图4所示。建立有限元模型的原则为：在能真实反映收放机构组件力学特征的前提下，尽量进行结构简化，以节约计算机资源，减小计算量及计算时间［4］。根据仿真分析和求得的数据及大量计算后，在Pro/E中建立收放机构模型如图5所示。

图4　收上位各元件角度测量

图5　收放机构三维图

将Pro/E中的CAD模型导入ANSYS Workbench中，建立有限元模型。在有限元模型中，收放机构各部件选择为材料库中的Aluminum Alloy或Structural Steel，铝合金的密度为2 770 g/cm3，杨氏模量7.1E+ 10 Pa，泊松比0.33，屈服强度280 MPa；结构钢的密度为2 850 g/cm3，杨氏模量2E+11 Pa，泊松比0.30，屈服强度250 MPa.网格采用自由网格划分，等级采用medium，如图6所示。

图6　收放机构网格划分

当几何体存在多个部件时，需要确定部件之间的相互关系，在ANSYS Workbench中通过Contacts（接触）与Spot Weld（点焊）来定义的，用来确定部件之间的接触区域是如何相互作用的［5］。收放机构及相连的元件一共有73对面接触，为了真实反映螺栓联接、铆钉联接及收放机构的转动特征，各元件之间采用了Bonded（绑定接触）或No Separation（不分离接触，转动部件之间采用）。

4　有限元分析

4.1约束和加载

收放机构安装座是透过5颗螺栓固定在飞机大梁的腹部和筋板上的，所以对安装座上的5颗螺栓接触面实施约束。通过对收放机构受力分析得出，当起落架处于完全收上位时，该机构共受4处力，分别是：收放动作筒活塞杆的拉力、起落架的重力、舱门与舱沿的反作用力、起落架轮臂与止挡的反作用力。后三种力全集中于收放机构接支柱件上，如图5所示。活塞杆上的拉力可以通过液压力和液压杆端面积计算获得。按最大液压力3 300 psi计算，活塞杆端面直径为14.2 mm，计算出该处拉力为3602.4 N.在起落架在完全收上位时，电机停止工作，整个收放机构处于平衡状态，不再转动。所以，活塞杆相对于安装轴的力矩和收放机构接支柱件相对于安装轴的力矩相等。而收放机构接支柱件上的拉力Fx未知，需利用Pro/E反求获得力臂长度。经Pro/E测量，获得两力臂长度分别是：84.502 mm和137.462 mm，如图7所示。

图7　各拉力杆与安装轴的距离测量

计算求得：

同理求得正常收起时的受力情况，即液压力大于300 psi，Fx=201.1 N.然后，对两元件实施加载，加载图如图8所示。

图8　加载

4.2计算结果和分析

从两种拉力工况分析的结果可知，第一种拉力工况的最大应力值为1.8192e8Pa，最大应力发生在安装座上部安装孔处，其次发生在与下部安装孔相连的加强片处，如图9所示。第二种拉力工况的最大应力值为1.7414e7Pa，同样最大应力发生在安装座上部安装孔处，如图10所示。其次发生在与下部安装孔相连的加强片处，从分析的情况看，与机构产生裂纹的元件部位相符。从两种拉力工况比较看，最大拉力工况下，产生的应力集中最大值远远大于最小拉力工况的应力值。

图9　最大拉力工况的应力云图

图10　最小拉力工况的应力云图

5　结束语

通过Pro/E和ANSYS对主起落架收放机构的分析结果可知：要降低收放机构元件产生裂纹的概率，需对起落架系统进行正确的维护，液压电机的液压力要调在规定范围内，舱门与起落架联接拉杆长度需正确调整，避免过长，过长会关闭不严，过短会增加收放机构的负荷，从而增加产生裂纹的概率。收上和放下断路器断电间隙要正确调整，断电间隙过长，会使收放机构运行过量，产生大的变形，增加产生裂纹概率；断电间隙过短，会使起落架未完全收上或放下。另外，需定期润滑安装轴，尽量减小其与安装座上衬套的摩擦力，避免增加不必要的收放机构转矩。

［1］曾 攀.有限元分析及应用［M］.北京：清华大学出版社，2004. ［2］任可，苟江，任毅.西门诺尔飞机起落架液压收放系统故障分析［J］.航空维修与工程，2010，（3）：40.

［3］夏元白，夏元鹤.机械运动仿真与动力分析从入门到精通—Pro/E Wildfire［M］.北京：电子工业出版社，2015.

［4］朱立鹏.重型自卸车K36车架有限元分析及改进设计［J］.机械设计，2011，28（2）:73-76.

［5］凌桂龙.ANSYS Workbench 15.0从入门到精通 ［M］.北京：清华大学出版社，2014.

Fault Analysis of Main Landing Gear of PA44-180 Aircraft based on Pro/E and ANSYS

YANG Zhao-jun
（Aircraft Maintenance Base，Civil Aviation Flight University of China，Guanghan Sichuan 618307，China）

For PA44-180 aircraft main landing gear retracting and extending mechanism component crack problem，using Pro/E modeling of gear assembly，and motion simulation of aircraft landing gear，reverse gear system components position data.According to the data measured by Pro/E，retraction mechanism in the upper，re modeling and ANSYS Workbench to create a finite element model，the two tension condition retracting mechanism components should stress finite element analysis.According to the analysis results，it is suggested that the maintenance of the landing gear can effectively prevent the generation of cracks.

retracting and extending mechanism；Pro/E；simulation；ANSYS；finite element analysis

V226

A

1672-545X（2016）07-0223-03

2016-04-16

中国民航飞行学院科学基金资助项目（编号：ZJ2012-04）

杨兆军（1975-），男，四川绵竹人，工程师，工程硕士，研究方向为航空器维修与适航。