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【摘 要】起落架作为组成飞机的关键承力结构，主要承受飞机起飞降落和停放时的载荷，其强度直接关系到飞机的安全性能，因此，对起落架的强度进行研究具有十分重大的意义。本文以某型号飞机左侧主起落架为研究对象，针对其静力试验相关要求，实施了起落架静强度试验，并基于MSC Patran/Nastran软件对该起落架进行了有限元建模分析，将仿真数据与静力试验数据进行了对比，结果表明有限元仿真数据与试验数据具有较好的一致性，可为后续主起落架静强度分析提供经验和借鉴。
【关键词】起落架;静强度试验;有限元仿真
引言
近年来研究人员从试验及仿真两个方向对起落架结构进行了广泛的研究。刘冰等在2010年对海鸥300飞机起落架进行了静强度试验方面的研究[1]，刘明等在2013年对某型号直升机主起落架进行了疲劳试验的研究[2]，梅荣在2019年对某无人机起落架着陆缓冲性能进行了试验验证及优化的研究[3]。
本文的研究对象为某型号飞机左侧主起落架，该起落架为金属板簧结构，布置在机身中段左右两侧为对称结构，主起落架基本结构如图1所示，从上往下依次是横梁、主起落架、轮轴和机轮。主起落架下端通过螺接的方式连接轮轴后与机轮相连，上端插入横梁且中间垫有缓冲橡胶垫。
1.主起落架静强度试验
主起落架静强度试验主要由液压加载控制系统、数据采集系统和试验夹具等组成，试验夹具为该主起落架专用工装，试验件采用倒装的方式约束，轮轴和机轮采用假件代替，载荷作用点在机轮假件上，X向和Z向液压作动缸通过钢丝绳与P1加载点和P2加载点相连。
试验过程中在P1加载点施加X向载荷2905N，在P2加载点施加Z向载荷9650N。使用应变片对主起落架指定位置进行应力测量，考虑到在根部约束处应力有最大值，因此在距离主起落架根部170mm的位置布置三个应变片，其中单片B在正中间位置，应变花A和C位于B的左右两侧30mm的位置。试验测得数据见表1。
2.有限元仿真
在MSC Patran软件中根据主起落架真实尺寸建立有限元模型。主起落架为带有厚度的薄板结构，采用壳单元进行模拟，材料为60Si2Mn，弹性模量206000Mpa，泊松比0.3。主起落架经过热处理淬火后，极限拉伸强度控制在1600Mpa左右（强度过大会造成结构韧性差易脆断）。在距离主起落架根部157mm的位置建立弹簧单元，仅放开Z向位移，模拟装机状态下主起落架与横梁之间的橡胶垫。在轮轴中心与主起落架端部的螺栓孔之间建立MPC（Multi-point constraints）多点约束，并在MPC作用点施加X向载荷2905N和Y向载荷9650N。在主起落架根部的两个螺栓孔处建立MPC，约束六个自由度。模型的拓扑结构为Quad4，单元类型为2D Shell，单元数量为1985，采用SOL101求解器進行计算，应力云图见图2。应变片监测部位的应力及其与试验数据误差见表2。
3.结论
本文针对某型号飞机主起落架开展了静强度试验，测得了载荷峰值时应变花和单片的最大应力值。同时，采用有限元软件对该主起落架进行了建模和仿真，并提取了应变片监测部位的应力。结果表明有限元仿真数据与试验测得数据误差在5%以内，证明了试验方案的可行性及有限元模型的准确性，可为后续主起落架静强度分析提供经验与借鉴。
参考文献：
[1]刘冰.海鸥300飞机起落架强度分析与试验[D].南京航空航天大学，2010.
[2]刘明，邓文，李清蓉.直升机主起落架疲劳试验技术研究[C].直升机技术.2012.
[3]梅荣.某无人机起落架着陆缓冲性能优化及试验验证[D].南京航空航天大学，2019.
作者简介：
胡翔（1992-），男，硕士生，助理工程师。主要研究方向为典型结构建模与分析技术研究。
（作者单位：中国特种飞行器研究所）
【关键词】起落架;静强度试验;有限元仿真
引言
近年来研究人员从试验及仿真两个方向对起落架结构进行了广泛的研究。刘冰等在2010年对海鸥300飞机起落架进行了静强度试验方面的研究[1]，刘明等在2013年对某型号直升机主起落架进行了疲劳试验的研究[2]，梅荣在2019年对某无人机起落架着陆缓冲性能进行了试验验证及优化的研究[3]。
本文的研究对象为某型号飞机左侧主起落架，该起落架为金属板簧结构，布置在机身中段左右两侧为对称结构，主起落架基本结构如图1所示，从上往下依次是横梁、主起落架、轮轴和机轮。主起落架下端通过螺接的方式连接轮轴后与机轮相连，上端插入横梁且中间垫有缓冲橡胶垫。
1.主起落架静强度试验
主起落架静强度试验主要由液压加载控制系统、数据采集系统和试验夹具等组成，试验夹具为该主起落架专用工装，试验件采用倒装的方式约束，轮轴和机轮采用假件代替，载荷作用点在机轮假件上，X向和Z向液压作动缸通过钢丝绳与P1加载点和P2加载点相连。
试验过程中在P1加载点施加X向载荷2905N，在P2加载点施加Z向载荷9650N。使用应变片对主起落架指定位置进行应力测量，考虑到在根部约束处应力有最大值，因此在距离主起落架根部170mm的位置布置三个应变片，其中单片B在正中间位置，应变花A和C位于B的左右两侧30mm的位置。试验测得数据见表1。
2.有限元仿真
在MSC Patran软件中根据主起落架真实尺寸建立有限元模型。主起落架为带有厚度的薄板结构，采用壳单元进行模拟，材料为60Si2Mn，弹性模量206000Mpa，泊松比0.3。主起落架经过热处理淬火后，极限拉伸强度控制在1600Mpa左右（强度过大会造成结构韧性差易脆断）。在距离主起落架根部157mm的位置建立弹簧单元，仅放开Z向位移，模拟装机状态下主起落架与横梁之间的橡胶垫。在轮轴中心与主起落架端部的螺栓孔之间建立MPC（Multi-point constraints）多点约束，并在MPC作用点施加X向载荷2905N和Y向载荷9650N。在主起落架根部的两个螺栓孔处建立MPC，约束六个自由度。模型的拓扑结构为Quad4，单元类型为2D Shell，单元数量为1985，采用SOL101求解器進行计算，应力云图见图2。应变片监测部位的应力及其与试验数据误差见表2。
3.结论
本文针对某型号飞机主起落架开展了静强度试验，测得了载荷峰值时应变花和单片的最大应力值。同时，采用有限元软件对该主起落架进行了建模和仿真，并提取了应变片监测部位的应力。结果表明有限元仿真数据与试验测得数据误差在5%以内，证明了试验方案的可行性及有限元模型的准确性，可为后续主起落架静强度分析提供经验与借鉴。
参考文献：
[1]刘冰.海鸥300飞机起落架强度分析与试验[D].南京航空航天大学，2010.
[2]刘明，邓文，李清蓉.直升机主起落架疲劳试验技术研究[C].直升机技术.2012.
[3]梅荣.某无人机起落架着陆缓冲性能优化及试验验证[D].南京航空航天大学，2019.
作者简介：
胡翔（1992-），男，硕士生，助理工程师。主要研究方向为典型结构建模与分析技术研究。
（作者单位：中国特种飞行器研究所）