無人機前起落架結構設計與有限元分析*

李 浩，吳文志

(1. 中國電子科技集團公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088； 2. 國家級工業(yè)設計中心， 安徽 合肥 230088)

引 言

起落架是飛機重要承力并兼有操縱特性的部件，在嚴重影響飛機安全的起降過程中，擔負著極其重要的使命，用于消耗和吸收飛機著陸撞擊和在不平跑道上滑行時的能量[1]。常規(guī)固定翼中小型無人機受空間布局、重量及跑道等因素的限制通常不帶起落架，通過地面彈射或火箭助推方式實現(xiàn)起降；而部分通過自主滑跑固定翼無人機前起落架通常設計成“L型”腹板式+彈簧緩沖結構，與機體結構通過單軸連接，此結構形式的前起落架構造復雜、體積大、緩沖性能較差、輪叉左右分離，當承受撞擊載荷和側向載荷時易產生較大彎矩[2]，造成輪叉損傷。此外，傳統(tǒng)固定翼輪式起降無人機的前起落架多采用緩沖器與受力支柱一體化布局形式，雖可實現(xiàn)前輪便捷轉彎，但此類半搖臂支柱式起落架高度較高，總體結構布局集成較為復雜，難以實現(xiàn)輕量化設計。

為此，本文采用了一種前三點式起落架結構布局形式，結合前起落架單傳力路徑特點，設計了一種搖臂支柱式起落架結構。此前起落架緩沖器與受力支柱分開布局，有效減小起落架的緩沖行程和起落架高度，實現(xiàn)前起落架輕量化設計，起落架機輪輪叉采用一體式結構布局，緩沖器采用液壓阻尼器+彈簧緩沖減震方式，與機體安裝固定采用對稱支柱式限位連接結構，此結構簡單緊湊、傳力直接，當機輪承受垂直載荷和水平載荷時，均可使緩沖器拉伸而吸收能量，具有較好的抗壓、抗彎和抗扭綜合效能，提高了在不平跑道上的適應性。

1 載荷工況分析

前三點式布局的前起落架具有2項基本功能：1)消耗飛機著陸接地后由垂直下沉產生的能量；2)確保飛機在地面能操縱滑行。著陸過程中，起落架吸收能量的能力對飛機著陸過載具有決定性影響，著陸工況可分為：三點水平著陸、兩點水平著陸、機尾著陸、單輪著陸和偏航著陸，應根據(jù)每一種著陸工況確定作用在起落架上的支反力，作用在起落架上的外力與飛機平移和旋轉產生的慣性力相平衡[3]。

計算前起落架地面操縱載荷時，應假設飛機所受外載荷與飛機的線性運動慣性載荷和轉動慣性載荷相平衡，著陸時的阻力載荷作用在機輪輪軸上；地面操縱阻力和側向載荷作用在地平面方向；垂直載荷作用在機輪輪軸上。此外，前三點式起落架與地面機動相關的載荷有：兩主輪剎車的著陸滑跑載荷、非對稱剎車載荷、地面轉彎等載荷。

綜合無人機前起落架地面滑行、著陸撞擊、轉彎操縱、非對稱剎車及地面牽引等工況，前起落架的設計需滿足在起飛、著陸滑跑、機動和牽引時，無人機具有良好的操縱穩(wěn)定性；著陸滑行時對動載荷有良好的減震緩沖功能；滑行階段前輪具有一定轉向功能；前起落架具有足夠的剛強度，可承受無人機的著陸滑行和沖擊載荷；為使其結構最輕，同時確保飛機穩(wěn)定性，前起落架位置應盡量前移[3]，結構應盡可能采用輕質高強度材料。

2 前起落架結構設計

本文設計的前起落架是一種搖臂支柱式起落架結構，由安裝支座、液壓阻尼器、彈簧、轉彎機構、支柱、輪叉和機輪輪胎等組成，結構示意圖如圖1所示。此搖臂支柱式起落架緩沖器與受力支柱分開布局，對來自前方撞擊和垂直撞擊減震效果較好，作用在機輪上的力小于緩沖減震器的力，因此，起落架的行程小，起落架高度小，可有效降低主承力支柱高度。此外，搖臂支柱式起落架減震器承受彎矩較小，減震器密封性能好，支柱較短，可有效減小起落架高度。

圖1 前起落架結構示意圖

前起落架安裝支座為左右對稱支柱式限位連接結構，與機體縱梁通過底部和側向法蘭連接，確保前起落架航向和側向限位，有效提高起落架與機體連接強度；前起緩沖器采用液壓阻尼器和左右兩根彈簧組合連接緩沖減震方式，液壓阻尼器為單向阻尼，移動速度可調并在整個行程中保持恒定，此種緩沖減震結構主要承受軸向力，不受或受很小的彎矩作用，改善了前起落架縱向撞擊性能和受力狀態(tài)；機輪輪叉采用7050高強度鋁合金一體式結構形式，提高地面滑行時機輪側向剛度；前起轉彎機構則通過固定在前起安裝支座上的轉向舵機，帶動搖臂輸出軸，輸出軸通過鉸接方式與固定在支柱中心軸的支耳連接，用來實現(xiàn)無人機地面滑跑及起降過程中轉彎和糾偏等功能[4]。

3 有限元校核分析

依據(jù)前起落架結構形式和實際使用工況，建立有限元分析模型，對前起落架在極限載荷工況下的結構強度和剛度響應進行有限元仿真校核分析。

3.1 結構材料

起落架安裝支座、支柱、輪叉及支柱中心軸等結構均采用7050高強度鋁合金材料，材料力學性能參數(shù)如表1所示。

表1 前起落架結構材料力學性能參數(shù)

3.2 載荷分析

根據(jù)起落架站位布局，分別針對前起落架在三點著陸、地面轉彎、三點姿態(tài)剎車滑跑及非對稱剎車等工況，進行理論分析計算，選取三點著陸前輪順前后方向，飛機重心前限時，最大垂直載荷情況及阻力載荷最大和側向載荷最大時前起落架結構作為分析對象[5]，各載荷工況如表2所示。

表2 前起落架設計載荷工況

3.3 邊界條件

根據(jù)前起落架與機身縱梁連接形式，約束選擇將前起落架與機身連接的4 個安裝孔處固支。

3.4 有限元分析結果

借助ABAQUS有限元分析軟件對3 種載荷工況下的前起落架結構進行靜強度分析，計算結果表明：工況1條件下，前起落架最大變形位于輪叉根部與機輪輪軸連接處，最大位移為4.088 mm，最大應力值為202 MPa，位于前起落架根部固支處，滿足使用要求。其應力云圖及變形云圖分別如圖2和圖3所示。

圖2 工況1前起落架變形云圖

圖3 工況1前起落架應力云圖

工況2條件下，前起落架最大變形位于輪叉根部與機輪輪軸連接處，最大位移為7.592 mm，最大應力值為282.8 MPa，位于前起落架根部固支處，滿足使用要求，其應力云圖及變形云圖分別如圖4和圖5所示。

圖4 工況2前起落架變形云圖

圖5 工況2前起落架應力云圖

工況3條件下，前起落架最大變形位于輪叉根部與機輪輪軸連接處，最大位移為3.627 mm，最大應力值為149.6 MPa，位于前起落架根部固支處，滿足使用要求，其應力云圖及變形云圖分別如圖6和圖7所示。

圖6 工況3前起落架變形云圖

圖7 工況3前起落架應力云圖

綜上分析結果，前起落架在如上3 種載荷工況下的剛強度響應如表3所示。

表3 前起落架強度校核分析結果

強度校核結果表明：在設計載荷下，此無人機前起落架本體的最大應力為工況2，飛機重心前限時，最大起轉情況時的282.8 MPa，位于前起落架根部固支處，該應力水平未超過材料的強度極限；最大變形為工況2，飛機重心前限時，最大起轉情況最大變形為7.59 mm，該結構強度滿足設計要求。

4 試驗方案分析

若對前起落架進行試驗驗證，需先進行地面載荷標定試驗，以建立輸入載荷與應變電橋輸出碼之間的定量關系，進一步對起落架的載荷普進行實測，可采用電阻應變式電測法，測量力、扭矩、位移等參數(shù)[2]。前起落架由多種零件組成，受空間位置局限，應變計應布置在應力較高、應變輸出大而又無應力集中影響的位置，可采用不同截面上的應變片進行組橋，同時應有效消除非測量載荷產生的應變影響。

根據(jù)上述強度分析結果確定布片位置和組橋方式，根據(jù)搖臂支柱式前起落架結構特點和受力分析，適于貼片測量載荷的零件為：安裝支座、輪叉與機輪輪軸，應變計的相互位置應可能對稱，軸向應變計應保證與軸線平行，橫向應變計與軸向垂直。

5 結束語

本文構建了一種液壓阻尼器+彈簧緩沖的搖臂支柱式前起落架結構，采用緩沖器與受力支柱分開布局，通過傳力路徑及載荷工況分析，裁剪了3 種極限載荷工況，并運用ABAQUS軟件對其進行有限元校核分析，計算結果表明：前起落架最大變形位于輪叉根部與機輪輪軸連接處，最大應力位于前起落架根部固支處，滿足靜強度設計要求。結合起落架單傳力路徑特點，給出了起落架地面載荷標定試驗驗證方案，此搖臂支柱式起落架改善了縱向沖擊性能和受力狀態(tài)，有效提升抗彎和抗扭綜合性能。