某民用飛機主起落架艙門強度校核與結構優化

陳凱帆

【摘 要】起落架是民用飛機的一個重要部件，而起落架艙門可以在起落架收起時保證起落架免于暴露在空氣中，并且保持飛機的氣動外形，也是不可缺少的部件。本文針對某民用飛機主起落架艙門，在最嚴重氣動載荷工況下對其進行有限元分析，并且根據分析結果對艙門進行進一步優化，結果表明優化后的艙門結構強度性能得到了提高。

【關鍵詞】起落架；艙門；復合材料；靜強度

0 引言

隨著我國經濟水平的提高，國內航空市場對于民用飛機的需求也越來越大，同時也對于飛機的設計提出了更高的要求。其中飛機的起落架是民用飛機實現起飛和降落功能的重要部件，而在飛機飛行過程中，飛機需要保證一個特殊的氣動外形，所以起落架需要收起在機身或者機翼內，此時就需要起落架艙門來保證起落架免于暴露在外，并且還可以維持飛機的氣動外形。所以起落架艙門不僅需要能夠正常開啟和關閉，以滿足起落架正常收放與調試要求，而且還需要承受飛行載荷并維持飛機結構的完整性。本文通過有限元軟件，對起落架艙門進行強度校核，并且根據分析結果對其進行結構優化。

1 艙門結構方案

在機身左右兩側都布置有主起落架艙門。單側主起落架艙門是由3扇艙門組成，主要為內艙門、中艙門、外艙門。內艙門位于機身翼身整流罩底部，使機輪免于暴露于機身外，維持氣動外形。內艙門主要由門體，前、后接頭，上位鎖，輪胎摩擦帶，密封件組成。中艙門與起落架立柱相連接，其關閉后，維持機翼下壁板的氣動外形。中艙門主要由門體、桿端件、密封件、調節板組成。主起艙門中艙門處與起落架相連的連接部分是利用桿端件與起落架立柱接頭相連。

外艙門位于機翼下壁板，其主要作用是封閉起落架耳軸，使其免于暴露與機翼下壁板影響氣動外形。外艙門主要由門體，前、后接頭、拉桿接頭，密封件組成。

材料方面，起落架艙門將使用復合材料[1]來代替金屬材料。先進復合材料具有比強度高、比模量大、材料的剛度和強度可設計，抗疲勞、抗腐蝕性好及優良的減振特性等優點，以及優越的整體固化成形工藝性，將其用于飛機結構上，可比常規的金屬結構減重 25%～30%，并可明顯改善飛機氣動彈性特性，提高飛行性能，這是其他材料無法或難以實現的。先進復合材料的應用，對飛機結構輕質化、小型化和高性能化起著至關重要的作用。

對于主起落架艙門，其主要由蜂窩夾層、織物面板和5個金屬接頭耳片組成，金屬接頭主要通過連桿完成與起落架的連接功能。為了保證艙門在承受氣動載荷時不受破壞，需要對其進行強度校核。

2 艙門的有限元分析

本文首先采用HYPERMESH軟件建立艙門的三維幾何模型，然后再采用NASTRAN軟件對結構進行有限元分析。為了確保計算結果的可靠性，需要選擇艙門最嚴重工況進行計算，計算對象包括織物面板、蜂窩夾層，并提取相對應的支反力對金屬接頭耳片和金屬拉桿進行工程算法計算。

2.1 有限元模型的建立

根據艙門的受力特點，對實際結構進行簡化，對艙門蜂窩夾芯使用實體六面體四面體混合單元，上下織物面板簡化為偏置殼元，5個金屬接頭使用六面體單元劃分，接頭與面板連接的螺栓單元簡化為CBEAM單元，接頭連桿也建立為1D單元，所有連接皆使用RBE2單元來模擬真實的連接情況。

根據結構實際受載情況，在有限元模型中定義位移和載荷邊界條件如下：艙門的5個拉桿約束點均限制x、y和z向三個平動位移，轉動位移均不約束。載荷采用PLOAD4將氣動載荷加載到艙門內外面板單元上，單元的壓強取距離最近的測壓點數值，載荷方向垂直于面板與實際情況一致。最后根據每一個部件的材料，在軟件中對其附上材料屬性值，即可進行有限元分析。

2.2 有限元分析結果

在nastran中采用101線性求解器進行求解，得出艙門的強度計算結果。結果表明艙門織物面板的拉伸應變、壓縮應變、剪切應變都滿足強度要求，蜂窩夾層的壓縮應力滿足強度要求，但是蜂窩夾層兩個方向的剪切應力不滿足強度要求，如表1所示。

同時在有限元結果中提取出艙門上5個金屬接頭的支反力，如圖1所示，其中1、3、5號連桿為CROD單元，2、4號連桿為CBEAM單元，然后對金屬接頭和接頭連桿用工程算法進行強度校核，結果表明2號接頭連桿的強度裕度只有-0.2，其他部件都滿足強度要求。

3 艙門結構優化

根據上一章節的強度評估結果可得，主起落架艙門在最嚴重氣動載荷工況下，強度不滿足要求，故需要對其進行結構優化。

針對2號接頭連桿強度不足問題，通過圖1中的支反力結果，可以發現2號連桿上出現了很大的側向載荷（x，y方向），而2號連桿的半徑只有5.5mm，所以2號連桿不能承受住如此大的彎力，而且由于空間問題，無法加粗加強2號接頭連桿，所以無法從該角度進行結構優化。接著從載荷的角度分析，艙門所受的氣動載荷都是垂直于艙門表面（z向），那么接頭上是不應該出現如此大的側向載荷，所以需要尋找此側向載荷的源頭。通過研究分析，1號、3號接頭連桿方向不垂直于艙門表面，有一個較大的傾角，雖然表面上這兩根連桿所產生的側向載荷可以互相抵消，但是通過NASTRAN產生的f06文件中可以算出艙門的壓心位置，其并不位于1號與3號連桿接頭的位置之間，所以這兩根連桿所產生的側向載荷并不會相互抵消，而是會相互疊加，所以為了受力平衡直接導致了2號接頭承受了很大的側向載荷，同時間接導致了蜂窩的剪切裕度為負數。所以最后的優化方案為：由于艙門與起落架所連位置不可改變，故移動1號、3號金屬接頭位置，使得這兩根連桿垂直于艙門表面。

將優化后的新模型重新進行有限元計算，結果表明該艙門結構滿足強度要求。針對之前的艙門結構的有限元分析結果，蜂窩夾層的兩個方向剪切應力都滿足強度要求，如圖2、表2所示。

同時在結果中提取出5個金屬接頭的支反力，如圖3所示，可以發現2號接頭上的側向載荷很小，經計算其強度裕度為0.7，滿足強度要求。

故主起落架艙門滿足強度要求。

4 結論

本文建立了主起落架艙門的有限元模型，計算得出艙門部分部件的安全裕度為負值，不滿足強度要求。然后根據有限元分析結果對艙門進行結構優化，并重新進行有限元計算，計算結果表明艙門滿足強度要求。

【參考文獻】

[1]中國航空研究院.復合材料結構設計手冊，航空工業出版社，2001.11.

[責任編輯：朱麗娜]