復雜工況下航空輪胎胎體簾線力學性能研究

吳 健，陳 達，陳 龍，王友善，粟本龍，崔志博

[哈爾濱工業大學（威海） 橡膠復合材料與結構研究所，山東 威海 264209]

航空輪胎是飛機與機場路面接觸的唯一部件，其特性影響著飛機的乘坐舒適性、油耗、操縱性和安全性。骨架材料是航空輪胎的重要組成部分，作業過程中其承受著大部分的負荷，而簾線的應力分布狀況更直接決定著輪胎的使用性能。由于我國航空輪胎研制起步較晚，目前大飛機航空輪胎幾乎全部由米其林等少數國外輪胎巨頭提供，國內對于簾線力學性能的研究也較少。

圖1為某型號航空輪胎的結構示意[1]。由于材料的不均勻分布等會導致胎面脫離事故（見圖2），因此，M.Xie等[2-4]研究了航空輪胎裂紋的產生機理，發現簾線末端切斷處粘合強度顯著降低，且由于胎面花紋條結構不合理導致磨損不均勻，使得簾線末端附近應力較集中，并對輪胎的骨架材料等設計提出改進意見。

圖1 某型號航空輪胎結構示意

圖2 胎面脫離事故輪胎

航空輪胎是一種粘彈性的非線性復合材料結構（簾線分布見圖3），滾動過程中的周期性大變形引起急劇升溫和輪胎滾動阻力增大。D.C.Prevorsek等[5]通過最小化輪胎高速滾動過程中的駐波來降低滾動阻力，從而減小簾線機械損耗。H.Guo等[6]用梁單元對簾線進行建模（見圖4）。在M.Behroozi等[7]的建模方法中，簾線單元被認為是嵌入表面，厚度與其頂部厚度相比可忽略不計。A.Kongo Kondé等[1]提出了正交各向異性彈性模型、各向同性超彈性模型和鋼筋模型等3種簾線的建模方式。結果表明，鋼筋模型是在靜態和準靜態載荷條件下對輪胎行為進行建模最準確的方法。N.Korunovic等[8]發現簾線的線性模型在擬合與計算時更簡單、更快速，而Yeoh模型能夠生成光滑的擬合曲線，卻不能精確地逼近輪胎簾線應力-應變曲線的具體形狀，尤其在壓縮情況下。Marlow模型基于拉伸數據可以精確地擬合，但要求測試數據擬合曲線非常光滑，導致收斂速度相對較慢且需要更多計算資源。N.K.Jha等[9]提出了能夠很好地預測簾線-橡膠復合材料疲勞損傷與熱力學效應的有限元模型。M.Shiraishi等[10]也建立了輪胎詳細模型。

圖3 航空輪胎簾線分布

圖4 航空輪胎二維有限元模型

由以上分析可見，現有研究多集中在輪胎整體力學性能，對簾線力學性能的關注則相對較少，而簾線的應力分布不合理會導致爆胎等安全事故，因此有必要對其進行深入分析。

1 有限元模型

采用TYABAS有限元軟件對航空輪胎材料分布圖進行網格劃分，對單元節點的邊界條件進行指定[11-13]，設定各材料參數，輸入輪輞數據曲線，得到航空輪胎有限元模型如圖5所示。其中簾線建模方式采用殼體截面特性，選擇表面截面并依次指定簾線的材料、截面積、間距與鋪設方向。對內襯層施加均布負荷來實現充氣仿真。最終模型共有4 814個節點，4 730個CGAX4H單元。在Abaqus中，將二維模型旋轉，并建立剛體路面，生成三維有限元模型。加載過程通過對剛體路面綁定參考點并施加豎直向上的負荷來實現，三維模型共有356 164個節點，350 020個CGAX4H單元。

圖5 航空輪胎有限元模型

2 簾線的力學性能研究

2.1 二維充氣狀態分析

航空輪胎充氣過程的有限元仿真通過二維輪胎模型來實現。充氣后得到航空輪胎截面Mises應力分布如圖6所示，其中簾線的Mises應力分布如圖7所示。

圖6 1.4 MPa充氣壓力下輪胎截面Mises應力分布

圖7 1.4 MPa充氣壓力下簾線Mises應力分布

由圖6和7可見，應力主要集中在簾線上，因此有必要對其應力狀況做進一步分析。

對比不同充氣壓力下胎體簾線的應力變化情況，其應力狀況采用S11應力來表征（見圖8）。分析結果表明，隨著充氣壓力的增大，胎體簾線S11應力整體增大。此外，最大應力出現在胎圈外部靠近鋼絲圈處，這是由于該部位簾布層處于鋼絲圈與輪輞之間，在輪胎充氣與加載后受到兩者的擠壓而導致的。

圖8 不同充氣壓力下胎體簾線的S11應力

2.2 三維加載分析

航空輪胎加載過程的有限元仿真利用三維輪胎模型來實現，加載變形如圖9所示。將航空輪胎有限元模型從中間剖開，觀察截面上簾線的應力狀況，結果如圖10所示。

圖9 加載變形示意

圖10 截面簾線應力

在充氣壓力為1.4 MPa的情況下，負荷分別為3 000，6 000和9 000 kg時，胎體簾線的S11應力如圖11所示。

圖11 不同負荷下胎體簾線的S11應力

結果表明，隨著負荷的增大，胎體簾線S11應力隨之增大，最大應力出現在輪胎中心高度上的胎肩附近。接地后，接地端胎體簾線的拉伸得到緩解。接地端內腔被壓縮，導致輪胎內部充氣壓力增大，使得離地端產生類似進一步充氣的效果，胎體簾線被進一步拉伸，應力增大，胎肩和鋼絲圈外側附近尤為明顯，因而導致離地端應力普遍比接地端大。

2.3 簾線受力變形

航空輪胎充氣后，胎體簾線在不同位置發生不同程度變形，如圖12所示。

圖12 胎體簾線受力變形情況示意

充氣后在中間位置產生的突起最大，胎側位置次之，其他位置變形較小，見圖12（a）；加載后輪胎離地端胎體簾線進一步突起，其變形與充氣過程相似并較之增大，見圖12（b）；加載后接地端變形方式則完全不同，接地端簾線中間位置被壓平至幾乎與路面貼合，并向輪輞方向產生大量縮進，在胎側部位產生很大幅度突起，簾線末端也隨之向外翹起，見圖12（c）。

3 結論

航空輪胎充氣壓力及負荷對胎體簾線應力分布和變形產生很大影響，基于二維和三維有限元分析，對不同充氣壓力和負荷作用下的胎體簾線力學性能進行了研究，得到如下結論。

（1）胎體簾線應力隨充氣壓力增大而增大，最大應力出現在鋼絲圈外側附近，該位置附近應力較為集中，易成為失效隱患，因此應增設簾線來改善應力分布。

（2）加載后輪胎離地端應力進一步增大，而接地端應力狀況得到改善。胎體簾線應力隨負荷增大而增大，其最大應力出現在輪胎中心高度上的胎肩附近，這與輪胎失效常在該位置發生的事實相符合。

（3）充氣后胎體簾線在中間產生突起，加載后離地端簾線變形類似進一步充氣，而接地端簾線中間位置與路面貼合，胎側產生較大突起。應通過輪胎的設計調整將變形控制在一定范圍內。