1、馬魁江，等：某型起落架結構的軟件細節優化11第29卷第2期四川兵工學報2(X)8年4月【兵器與設備】馬魁江，等：某型起落架結構的軟件細節優化11馬魁江，等：某型起落架結構的軟件細節優化11某型起落架結構的軟件細節優化'馬魁江I,楊文瀟2,聶 宏I(1.南京航空航犬大學航空宇航學院南京21(X)16： 2.電子科技大學軟件學院成都6KXXX)摘要：在MSC.P*ian中建立某型起落架的模型,并進行靜力試驗，得出應力分布;通過VC+編程對MS(：. Patran 進行二次開發，實現與Isight的無縫連接.然后對某型起落架進行優化設計通過對比優化詢后結構細節、模型應 力分布的差異情況，可知

2、優化設計達到了提高結構細節耐久性的U的.關鍵詞:起落架；應力分布;優化；二次開發中圖分類號:TP39I文獻標識碼：A文章編號：1(X)6 - 0707( 2()08)()2- (X)IO- 03馬魁江，等：某型起落架結構的軟件細節優化11馬魁江，等：某型起落架結構的軟件細節優化11*收稿日期:200802-門基金項目：國家自然科學壟金資助項目(1(X)72025).作者簡介：馬魁江(1982-),男四川南充人，碩士研究生，主翌從事E機起落架裝趕設置研究.© 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House. Al

3、l rights reserved, 起落架是飛機安全飛行的關鍵部件，受力嚴重、工作 環境惡劣、故障率高.現代鬲性能E機起落架結構的核，b 問題，是如何實現長壽命、高可靠性與低維修成本.W此. 開展E機起落架耐久性的研究具有重耍意義.虛擬試驗技 術是用數值仿真的力法，按照真實物理試驗人綱的耍求. 模擬其實試驗進彳j的整個過程，即到物理試驗的數值仿其 結果.虛擬試驗既可以在產品設計的初級階段分析梵疲勞 性能.優化產品壽命.乂可以在定壽階段預測物理試驗的 結果，與物理試驗共同形成一個交互式的試驗流程運用 該技術可以減縮產陽開發和測試成本、縮短投放市場的時 間、提高產品壽命產生較大的經濟效益.1將C

4、AD技術運用在多學科優化設計中E機設計涉及多門學科，而各學科之間相互作用、相 互形響，是一項復雜的系統工程.近來E機匸業界研究人 員認識到:當將多學科優化® Multidisciplinary Desii O|r tinizalion.簡稱MDO)理論應用于工程實踐時,必須與CAD 技術相結合.1) 基于CAD的參數化能為各學科提供一個統一的高 梢度兒何模型從而避免各學科兒何模型不統一帶來的誤 差，同時也解決了各學科垂復建模的問題.2) 參數化的CAD模型不僅僅包含了兒何尺寸信息. 更貢孌的足它可以將設計規范和專家經驗溶入設計中，更 好的反映設計者的意圖，提高產品質帛.3) 總行器M

5、IX)的過程和結果能用CAI)兒何模型直接 顯樂出來，從而在總體設計階段能直觀地觀察設計方案的 合理性,而IL這個CA1)兒何模型還可被下游設計(詳細設 計)直接利用，從而實現總體設計與詳細設計的無縫連接, 縮短設計周期.雖然MDO和(A1)都是E行器設計中重要的設計技 術.但十兒年來MIX)領域和CAI)領域的發展兒乎是相互 獨立的它們各D的演變過程都受到用八群體的需求影響 和技術可行性的限制，盡管實際上兩者足密切相關的，但 對于它們之間的交融研究卻不多.WJt,展開多學科優化設計和CAI)軟件的結合很有必 要因為這樣不但可以縮短設計周期,而且可以減少不必 要的人工干預.2建立代理模型要對模

6、型進行優化,必須運用匸程軟件，本研究中選 用的優化軟件為fcigk,由于要計算結構應力分布，所以需 要與軟件Patran相結合，因此需要對P/ran進行：次開發, 二次開發選用VC+依據耐久性設計原則減小應力集中系數需要減小相 對寬度和相對厚度小.相對寬度對相対厚度的形響系數可 用式(1)農達：_P.。呵二(爐一 D)T其中.W為耳片寬度;D為耳片孔的直徑;T為耳片厚度.相對厚度對相對寬度的影響系數可用式(2)衣達：Pr= (WL- D)Tl其中:Wl為耳片寬度;D為耳片孔直徑,7i為連桿厚度図.結構代理模型建立的H的是建立So- / |二和°HH»=(叭f)丿T之間的相互

7、關系'大應力為93 Pa.如圖3所不.3細節結構優化原耳片寬度為56 mm.厚度為13 mm.耳片形狀接近斜 削耳片如圖1所示.圖1耳片原模型依據式(1)和式(2),對耳片的相對寬度和相對厚度進 行調整修改后的耳片寬度為51 nin,厚度為11.5 innu使衍 修改厲的耳片更接近料削耳片修改后的耳片如圖2所示.圖2修改后妁耳片模型在Patran中對耳片進行詢處理包括劃分網格、定義邊 界條件、施加載荷、定義材料和單元屬性.垠后再用NaUran 進行計算.在劃分網格時，可選擇質量較高的六面體網格，并IL 在施加棧荷時，應該注意施加的方式和位咒，可通過MPC 把載荷施加在孔心處.這樣和實際

8、的載荷情況比較接 近叫因為耍得到的是耳片應力分布的比較，因此施加載荷 的大小并不重耍選取3種工況，分別為：工況 1:= 500 N, P嚴 0, Px= 0.工況 2: P= 0. PY= 500N,PZ= 0.工況 3: Pv= U Pr= 0. P7= 500 N.修改訥的應力分布11M0I-.:-X '4修改后的應力分布圖3 工況1應力分布比較第2工況時耳片最大應力為106 I如修改后的耳片最 大應力為96 Pa,如圖4所示.修孜林的應力分布修孜后的應力分布馬魁江，等：某型起落架結構的軟件細節優化11馬魁江，等：某型起落架結構的軟件細節優化11聲妬跚0裁紂劇盤皆翻籍輔卩H犢戸吐祐

9、盤橋如圖'所小、erved4修改耳片與原耳片模型的應力分布比較圖4 工況2應力分布t匕較第3況時.耳片報大應力為106 Pa,修改后的耳片最12四川兵工學報松改林的應力分布松理后的皿力分布圖5 工況3應力分布1匕較由圖3 5可以看出修改后的耳片最大應力減少了 1/10左右，并且應力分布明顯比原耳片更均勻，減小了應 力集中，延長了耳片的壽命,為提高整個前起落架的壽命 提供了重耍的一環.5耳片改進設計中需要注意的問題在耳片的改進設計中.需耍注意3個問題.1)優化、改進是一個不斷迭代的過程，代理模型一定耍準確建立.Rdran的二次開發需耍與Ishl實現無縫連接.2) 修改減小了應力集中具體對

10、疲勞壽命的提高程 度可以通過下一步的疲勞試驗來進行驗證.3) 細節的1«久性設計在很大程度上是針對整個結構 的一個細節，在設計、改進的過程中，需要考慮改進對整個 結構的影響.6結束語從應力云圖可以看出模些優化結果符合要求因此 將CAD技術運用到多學科優化中切實可行.用VC+對 MSC. Praii進行二次開發和建立代理模熨是整個結構優化 中重耍的一環.同時經驗公式也對結構細節的優化起到了 重要作用.參考文獻：| 1|航空航天工業部科學技術研究院.近代飛機耐久性設 計技術叫.成都：航空航天工業Mafyd»系統工程 出版社.1989.|2|陳水根.主超落架外筒疲勞耐久性及損傷容

11、限評估 D,西安:西北工業大學，2004.|3|李自勝，朱瑩，向中凡.基于CATIA軟件的二次開發 技術J.四川工業學院學報,2(X)3,22( 1): 16- 18.|4|萬俊麟.基于虛擬試驗技術的飛機足落架疲勞性能研 究I).南京:南京航空航天大學，2(X)6.| 5| Nie Hong, wu Funiin.of fatigue* crack initiationlife 1 tast'd on a ikv local stress/ strain analysis ap>r<ii(?hJ. Ada Aermautica et Astrmautica Sinica,

12、1988, 9(9): 424- 429.12四川兵工學報12四川兵工學報/:f P|W Psi/c/=(PfT P時 P時 Ps2(hP/3* Pl)J Psi©幾4/治 /W Pd(23)PublishiAll rights reserved.(上接第3頁)利用相關方法和模熨就可以計算激光武器各項能力數 值/<然后建左能力列向就垠后可以給出效能評估的齊項 品質因數.(T得注總的足如何計算武器系統的能力是效能 評估問題中的一個難點，這項匸作需要深入開展5結束語為了探討高能激光武器系統效能評估方法.本研究從一 般原理入丁，酋先介紹了武器系統效能的概念和般分析過 程對于系統效能評

13、估ADC模型物理概念清晰，以該模些 為基木框架討論了將其應用于高能激光武器系統效能評估 的可行性.問題的關鍵是根據評佔U的選定介適的評佔要 素.激光武器系統的總體效能評估涉及的子系統復雜，扌R標 和元素數帚眾多因此要做好全面的效能評估是閑難的.木© 1994-2010 China Academic Journal Electronic研究從咒器系統發展考慮，忽略r部分評估耍素.主耍側幣: 于作戰效能模型的建也.建也了基本模熨，耍解決的關鍵技 術就足計算各種狀態條件下武器的作戰能力.參考文獻：(I康崇祿.國防系統分析方法M北京：國防工業出版 社.2()03.| 2|抵濤.王平均，張新民.地地導彈式器作戰效能評估方 法M.北京：國防工業出版社,2005.|3|高尚婁壽春.武器系統效能評定方法綜述| J|系