引言

某型無人直升機結構分系統主要包含機體結構、尾管總成和起落架等,其中起落架是直升機用于起飛、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人直升機機身的固定結構,除吸收著陸時的能量外,還可以作為無人直升機的任務載荷(如偵察設備)的固定支架和保護裝置。因此,無人直升機起落架的可靠性分析在無人直升機設計中起著十分重要的作用。起落架在裝機前需要進行強度仿真計算及試驗來檢驗起落架是否滿足強度、行程、耗能效率等著陸設計要求。

1結構組成

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

圖1起落架示意圖

2載荷分析

2.1極限重心位置

根據該型機總體布局方案可知,前重心狀態(tài)應為空機狀態(tài),而后重心狀態(tài)為滿油狀態(tài)。該型機極限重心位置如下:

(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

根據標準進行裁剪,起落架分系統需要校核的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)、側移著陸(前重心側向力向內)、側移著陸(前重心側向力向外)、側移著陸(后重心側向力向內)、側移著陸(后重心側向力向外)、單橇著陸(前重心)、單橇著陸(后重心)、撬前受載、撬中受載和轉運輪推運。

2.3落震仿真工況

落震模擬計算工況如下:機體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)過程進行仿真,輸出過程中受力最嚴峻的時刻對應的變形情況及應力情況。分別計算前重心和后重心的情況,計算時考慮材料應力、應變關系的非線性。

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

依據起落架結構特點和受力情況,選擇殼單元模擬起落架梁結構及滑橇結構等。基于建模簡化理論,進行起落架結構的網格離散,應用ANSYS軟件進行機身框架結構的幾何簡化和有限元網格劃分。

3.3有限元模型及單元屬性

根據建模簡化方案建立有限元模型,選擇殼單元(She11181)進行網格劃分,某型機起落架結構有限元網格模型如圖4所示。

圖4起落架有限元模型

3.4仿真結果

起落架結構強度計算應力應變云圖如圖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力如表3所示,落震仿真結果如表4所示。

4結語

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