基于ANSYS Workbench某型起落架疲勞壽命分析

李 靜，張顯余，張樂迪

(1.空軍航空大學 航空宇航科學與技術， 長春 130022； 2.空軍工程大學 航空航天工程學院， 西安 710038)

【機械制造與檢測技術】

基于ANSYSWorkbench某型起落架疲勞壽命分析

李 靜1，張顯余1，張樂迪2

(1.空軍航空大學 航空宇航科學與技術， 長春 130022； 2.空軍工程大學 航空航天工程學院， 西安 710038)

在絕大多數起落架疲勞壽命的分析中，沒有將減振支柱的緩沖作用考慮在內，而是將其視為剛體，這對計算結果精度將會產生一定的影響；為了更加準確地得到起落架應力分布規律，針對某型飛機主起落架因疲勞強度不足而引起的在輪架處多次出現裂紋現象，采用ANSYS Workbench+CFX多物理場耦合分析平臺進行減振支柱內的流固耦合分析，建立該型起落架幾何模型，求出在油液及氣體作用下的起落架應力應變分布，再將其與起落架載荷譜結合，在nCode疲勞分析軟件中求得起落架的疲勞壽命，并對其進行分析，計算結果與實際壽命值相近；為該型起落架的優化及設計提供了參考。

起落架；ANSYS Workbench；流固耦合；nCode；疲勞壽命分析

起落架研究設計正向著高科技、高可靠性的方向發展，現代高性能飛機起落架結構在保證靜強度和剛度的條件下，核心問題是如何實現長壽命、高可靠性、低維修成本以及良好的保障性[1]。本文根據某型飛機主起落架在外場使用情況和內場翻修資料的統計整理，該型飛機主起落架車架的輪叉根部等處多次出現過裂紋，現對該型飛機起落架進行疲勞壽命研究，分析計算其疲勞壽命并找出發生疲勞破壞的主要部件，為優化設計提供參考。

在起落架疲勞壽命分析中，多數沒有將減振支柱的緩沖作用考慮在內，計算結果精度不高。為了準確得到起落架的應力分布規律，利用CFX流體分析軟件對油液及氣體建模，將流體及氣體作用力通過建立的流固耦合面傳遞到起落架結構上，從而求出油液及氣體作用下的起落架應力應變分布，實現ANSYS Workbench+CFX多物理場耦合分析。最后采用nCode疲勞分析軟件結合分析得到的應力應變分布結果以及該型起落架的實測載荷譜，計算出起落架的疲勞壽命。

1 起落架有限元模型建立

該型飛機主起落架為小車式起落架，其中主要承力構架由減振支柱、斜支柱以及輪架等構成。本文采用ANSYS Workbench建立該型起落架幾何模型，結構幾何模型尺寸的正確與否，對最終分析結果是否接近結構實際受力有較大影響。

1.1 幾何模型建立

依據實物尺寸，首先采用CATIA對主要零部件進行建模，按起落架各部件之間的對應關系進行裝配，并對各部件的位置關系進行約束處理，保證零部件的位置關系準確。分析過程中不考慮機輪的影響，建模時將機輪簡化。

1.2 有限元網格劃分

有限元網格劃分是進行結構分析的基礎同時也是數值分析非常重要的一步。網格劃分質量的好壞直接影響著數值計算分析結果的準確性與可靠性，計算結果的精度與網格疏密程度有關。但是網格太密會耗費大量計算時間并對存儲空間要求比較高，所以確定網格劃分應從這兩方面因素綜合考慮[2]。

由于起落架結構較為復雜，如果對整體直接生成網格，只能應用自動劃分網格的方法，但是所得到的網格質量較差，大多數網格為四面體單元，且存在局部網格過密或過疏現象。鑒于這個情況，所以對起落架的幾個主要部件分離開對其網格劃分，如減振支柱外筒，內筒等采用多域法進行網格劃分，多域法主要用來劃分六面體網格，其方法具有自動分解幾何體的功能。在劃分的同時控制網格的尺寸，最終生成整體網格如圖1所示，共產生310 502個節點，159 080個單元。

2 流固耦合分析

起落架工作時主要受到地面作用力、重力與內部油氣對支柱外筒和內筒的軸向壓力[3]。為準確得到起落架的應力分布規律，利用ANSYS Workbench多物理場耦合分析平臺完成流固耦合分析。

圖1 網格劃分模型

2.1 油液及氣體作用力

主減振支柱原理圖如圖2，B腔和C腔內都充滿油液，A腔中下半部是油液，上半部是高壓氣體。為避免內部零件和油液在高溫下氧化，支柱內腔充氮氣，內部油液為航空液壓油，油液在支柱工作時起熱耗作用，支柱完全伸展時氮氣壓力為36×105Pa，飛機著陸接地前，支柱內部高壓的壓力，向上作用在外筒頂部，向下作用在油液上，經油液傳遞到內筒密封隔板、內筒壁頂部和外筒下部密封裝置上，分別形成向上和向下的氣體初始作用力。根據氣體的初始氣壓和支柱的有效工作面積，即內筒截面積(約313 cm2)可以求得減振支柱氣體初始作用力，約為11 300×105N。

圖2 主減振支柱原理圖

在有限元建模時對油液及氣體模型進行合理簡化，將流體與結構相交的面設置為流固耦合面。油液及氣體模型截面網格劃分模型如圖3所示，油液及氣體網格劃分好后，在CFX模塊下對油液及氣體的初始參數進行設置，結構的作用力通過流固耦合面傳遞到油液表面，油液將壓力傳到氣體，對氣體進行壓縮，最后將油液及氣體的壓力又通過流固耦合面傳遞給起落架結構。使用CFX仿真分析計算得到油液的流場分布以及油液對氣體壓力分布如圖4、圖5所示。

2.2 起落架結構靜強度計算

主起落架不僅受到來自內外筒上的油液及氣體的壓力，還受到來自輪軸的作用力。作用在前后雙輪和左右輪上的載荷可近似地分別按1∶1和0.4∶0.6分配[4]，本文取左輪為0.4，右輪為0.6，將載荷按照比例施加到輪軸上，同時對起落架吊架及斜支柱接耳處施加固定約束處理。

圖3 油氣有限元模型

圖4 油液流場分布

圖5 油液對氣體壓力分布

在進行靜力分析時可以按照實際承受載荷比例施加單位載荷以得到準確的應力分布圖，通過施加等比例載荷來得到起落架應力分布規律，進而分析結果壽命，不需要得到真實的應力值。起落架整體結構應力分析和應變分布如圖6、圖7所示。

在得到的應力分布云圖中，可以看出出現較大應力的部位有輪架根部、輪軸、前搖臂、外筒上連接穩定減振器的接耳、防扭臂接頭等處。

3 疲勞壽命分析

3.1 載荷施加

進行疲勞壽命分析時，必須將起落架主體結構件疲勞強度的三向載荷按飛機實際情況組合加載[5]。對實測載荷譜進行編排，得到x、y、z方向的載荷譜，通過nCode軟件中的GIyphWorks模塊對x、y、z三個方向分別建立載荷譜文件，如圖8所示。

圖7 應變分布

圖8 實測載荷程序模塊

3.2 材料的應變-壽命曲線

起落架材料選用30CrMnSiNi2A，其彈性模量為210 GPa，泊松比λ為0.3[6]。材料的應變與壽命之間的關系用應變-壽命曲線描述[7]，基于應變-壽命曲線控制參數的不同，可將曲線分為兩種：Δε-N曲線及εeq-N曲線。Δε-N曲線以Rε=-1時的應變幅為參數。當Rε≠-1時需要對Δε-N修正，找出能反映不同應變比Rε的參數εeq，然后應用εeq-N描述材料的疲勞壽命特性。

Manson-Coffin公式在所有的Δε-N曲線中使用最為廣泛，其表達式為

(1)

Manson-Coffin公式只適用于中短壽命區，而εeq-N曲線適用于各個壽命區，在繪制εeq-N曲線時首先要定義等效應變εeq，然后依據下式的反雙曲正切函數進行擬合：

(2)

(3)

其中:m為材料常數；A0、A1為回歸常數；εu為對應于1/4循環時的應變；εe表示對應于疲勞極限時的應變。

對30CrMnSiNi2A材料的εeq-N曲線常數的確定由試驗測定[8]。其中m為0.78，A0為3.287；A1為2.032；εu及εe分別為4.31、0.35。依據30CrMnSiNi2A材料特性在ANSYS Workbench繪制出應變-壽命曲線。

3.3 疲勞積累損傷準則

起落架結構承受不規則的交變應力，其最大和最小應力在經常變化，情況非常復雜。因此，為了估算起落架疲勞壽命，不僅要參考材料疲勞曲線，還必須考慮結構疲勞積累損傷理論的作用。在目前的工程應用中，大多數使用線性積累損傷理論進行分析，典型的是Miner理論，變幅載荷下，n個循環造成的損傷，表達式如下：

(4)

式(4)中Ni代表當前載荷水平Si下所對應的疲勞壽命。

臨界疲勞損傷DCR：線性疲勞積累損傷理論認為當臨界損傷DCR=1時試驗件破壞。因此，當起落架在工作過程中承受的變幅載荷達到n個循環造成的損傷累積到1時，則認為材料疲勞強度不足將造成破壞。

3.4 疲勞壽命計算結果

專業疲勞分析軟件nCode相比于ANSYS Workbench軟件本身自帶的Fatigue tool來說，其功能齊全且精度高。低周疲勞分析時選用名義應力法會產生較大誤差，而局部應力應變法在估算中會考慮塑性應變和載荷順序帶來的影響，故選用后者進行分析計算更加符合實際。利用nCode對起落架結構進行疲勞壽命分析時，需將有限元應力分析結果導入到nCode中。其次，對材料屬性及載荷譜施加，按照流程進行計算。當所有計算結束后，在nCode的后處理中得出疲勞損傷云圖(圖9)，從圖中可以看出在輪架、前后搖臂、內外筒、輪軸等處出現損傷較大。

圖9 疲勞損傷云圖

在nCode后處理中可以得出各部件的壽命分布，其中最小壽命出現在輪架的根部為3 846，由于載荷譜為100次起落，所以最小壽命值為3 846，大部分壽命達到1×108，這比機場調查得出的實際平均壽命及工廠給定的使用壽命稍大，這主要是由于疲勞壽命具有一定的分散性，以及工廠為了達到較高可靠性所給定的壽命值偏保守引起的，但計算結果在允許誤差范圍內。通過損傷云圖可以看出壽命值較小的部位主要分布在輪架根部、前搖臂、輪軸、外筒上連接穩定減振器的接耳、防扭臂接頭等處。因此，在外場維護以及內場修理時對這些容易出現危險的部位應加強檢查，以避免出現事故。

4 結論

1) 為準確得到起落架結構的應力分布，在CFX中完成了流體數值分析，通過流固耦合面將流體壓力值傳遞到固體結構上，再對結構施加外載荷及約束，得到的應力分布與將減振支柱視為剛體時相比，更能反映真實的受力情況，從而為后續疲勞壽命的準確計算提供了保證。

2) 在Workbench中進行疲勞壽命分析時，由于軟件本身的局限性不能滿足情況較復雜的疲勞壽命計算。因此，應用專業疲勞分析軟件nCode完成起落架疲勞壽命分析，得出起落架結構壽命值以及易出現危險的部位，其分析計算結果與實際使用情況相吻合。因此，可以為起落架結構的設計、分析及優化提供參考。

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TheFatigueLifeAnalysisofaLandingGearBasedonANSYSWorkbench

LI Jing1, ZHANG Xianyu1, ZHANG Ledi2

(1.Aviation University of Air Force Aerospace Science and Technology, Changchun 130022, China; 2.Engineering University of Air Force Aerospace Engineering Institute, Xi’an 710038, China)

In most fatigue life analysis of landing gear, the buffer action of the shock strut does not take into account, but regard it as a rigid body, this would have an impact on the accuracy of the result. In order to get an accurate landing gear stress distribution, this paper achieved fluid-structure interaction analysis within ANSYS Workbench+CFX platform, established the landing gear geometry, obtained the stress and strain distribution of the landing gear with the action of hydraulic oil and gas, then calculated and analysis fatigue life of the landing gear combine it with landing gear load spectrum according to the wheel carrier often occurs crackles as a result of the insufficient fatigue strength in landing gear. The result is closed to the real life value, and it provides a reference for the landing gear’s maintenance and optimization.

landing gear; ANSYS Workbench; fluid-structure interaction analysis;nCode; fatigue life analysis

2017-06-08；

2017-07-10

李靜(1992—)，男，碩士研究生，主要從事飛行器設計飛機結構強度及疲勞分析研究。

張顯余(1959—)，男，教授，碩士生導師，主要從事飛機發動機結構、液壓與氣壓傳動結構等研究。

10.11809/scbgxb2017.10.035

本文引用格式：李靜，張顯余，張樂迪.基于ANSYS Workbench某型起落架疲勞壽命分析[J].兵器裝備工程學報，2017(10):171-174，180.

formatLI Jing, ZHANG Xianyu, ZHANG Ledi.The Fatigue Life Analysis of a Landing Gear Based on ANSYS Workbench[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(10):171-174，180.

V226

A

2096-2304(2017)10-0171-04

(責任編輯唐定國)