基于动力学的某型飞机阻力伞...传动销碰撞过程应力仿真分析_田俊.pdf

39AVIATION MAINTENANCE&ENGINEERING航空维修与工程2023/2 5860 胶料相当。2）5860T 胶料的耐候性明显优于5860，能有效解决 5860 胶料管夹类零件早期开裂的问题。3）老旧牌号胶料在制造特定用途零件时，适当调整配方含量，可提升某方面性能，在不显著增加成本的条件下，可作为提升老旧机种橡胶零件可靠性的有效途径。参考文献1 侯安平，等.替代 NBR 的长寿命耐臭氧橡胶材料应用研究 J.特种橡胶制品，2019（6）：28-31.2中国航空材料手册编辑委员会.中国航空材料手册（第 8 卷）M.北京：中国标准出版社，2002：26-41.3 姬敏，等.航空用 5860 胶料与70 度氟硅胶料的对比分析 J.特种橡胶制品，2019（5）：32-36.撞工作特性，采用动力学和接触分析结合的有限元方法计算碰撞时传动销应力分布，从结构力学角度研究分析传动销断裂原因。0 引言阻力伞锁钩是连接飞机与阻力伞的重要装置，不仅将阻力伞载荷传递至机体，也是开伞抛伞动作的执行机构。阻力伞锁钩由电磁阀、活塞、滑块（含传动销）、拨叉摇臂组件、上下锁钩、滑轮和扭转弹簧等组成，如图 1 所示。上锁时气体进入电磁阀放伞腔，推动活塞和滑块右移，滑块的传动销与拨叉槽接触后带动拨叉摇臂顺向转动；开锁过程与之相反，活塞带动滑块左移，滑块的传动销与拨叉槽碰撞，带动拨叉摇臂逆向转动。目前，针对阻力伞伞衣载荷特性、开锁过程流场特性和开伞方法的研究较多，但对阻力伞锁钩的研究较少1。对某型飞机检查时，发现阻力伞锁钩滑块传动销发生断裂（见图 2），可能对阻力伞正常功能造成影响。本文根据排故线索指引，分析滑块与拨叉碰基于动力学的某型飞机阻力伞锁钩滑块传动销碰撞过程应力仿真分析Simulation Analysis on Stress of Parachute Lock Pin of a Certain Aircraft Based on Dynamics 田俊沈围徐文娟/凌云科技集团有限责任公司摘要：针对某型飞机阻力伞锁钩滑块传动销断裂故障，建立阻力伞锁系统三维模型，通过非线性方法定义滑块传动销与拨叉碰撞过程的相互作用，采用显示动力学数值方法计算开锁过程滑块传动销与拨叉碰撞时应力应变分布，从结构力学角度分析传动销断裂的主要原因，为故障分析和后续结构改进提供技术参考。关键词：阻力伞；有限元；碰撞Keywords：parachute；finite element；impact图1阻力伞锁钩结构和滑块传动销示意 图2滑块传动销断裂位置DOI:10.19302/ki.1672-0989.2023.02.02340航空维修与工程 AVIATION MAINTENANCE&ENGINEERING2023/2 1 故障原因排查传动销断裂时的主要载荷是其与拨叉碰撞过程中受到的冲击载荷。在执行开伞和抛伞的瞬间，阻力伞锁钩在电磁阀作用下带动滑块运动，滑块通过传动销带动拨叉和摇臂转动。这些过程中传动销都将与拨叉发生撞击，在接触区产生较大的冲击载荷，容易在传动销根部形成应力敏感区，从而导致传动销出现裂纹源。传动销断裂故障与拨叉结构改变存在一定关联性。此前该型阻力伞的左右侧拨叉曾多次出现断裂，与拨叉接触的滑块传动销却未出现裂纹。因拨叉断裂故障，对拨叉已进行了 2 次技术改进。第 1 次更改了双侧拨叉材料，将拨叉材料从 30CrMnSiA 更改为 AF1410；第 2次改进了双侧拨叉结构，将原拨叉 U 形槽上端封闭、底部填充，底部圆角增大，以降低局部应力集中（见图 3）。经过改进的拨叉从开口 U 形结构变为封闭腰形槽结构，拨叉的刚度和强度得到显著提高，但滑块却未同时进行协调改进设计，从而导致在抛伞冲击载荷作用下结构破坏危险区域从拨叉槽底转移至滑块传动销根部。2 仿真分析有限元方法作为一种经典的数值计算方法广泛应用于航空航天设计阶段。采用有限元仿真计算能够以较小的时间和经济代价发现产品结构的薄弱环节，从而进行针对性的改进设计。根据故障的原因排查分析，该型飞机阻力伞传动销断裂属于典型的强度破坏问题，为了进一步验证分析结论和确定改进方向，针对抛伞过程滑块传动销和拨叉组件的碰撞进行了基于有限元方法的计算分析，研究传动销的结构强度与断裂破坏之间的联系。为了验证排故分析的正确性，根据拨叉的技术状态分别对原始状态、材料改变但结构不变状态、材料和结构都改变状态进行仿真计算 分析。2.1 模型的建立采用三维建模软件建立左右侧拨叉原始结构、左右侧拨叉技术改进结构、滑块传动销结构的三维模型，根据产品工作状态进行装配，如图 4 所示。通过建模软件模型数据接口导入有限元软件。2.2 材料属性的定义根据航空材料手册得到滑块选用 的 30CrMnSiNi2A、拨 叉 原 始 材 料30CrMnSiA 和改进材料 AF1410 的基础材料性能参数2，如表 1 所示。在采用有限元显示动力学计算滑块定位销与拨叉碰撞的结构动态强度时，需要考虑材料的动态本构特性，本文采用 Johnson-Cook 模型计算以上 3 种材料的塑性，如图 5 所示3，4。Johnson-Cook 材料本构模型是基于材料冲击试验数据总结得到的塑性经验计算式，考虑了应变硬化、应变率效应和温度效应对材料塑性的影响。图3双侧拨叉结构改变对比0.00 200.00 400.00 600.00 800.00 1000.00 1200.00 1400.00 1600.00 1800.00 2000.00 00.050.10.150.20.250.30.350.40.450.5真实应力(MPa)塑性应变30CrMnSiNi2A30CrMnSiAAF1410图5基于Johnson-Cook模型的三种材料动态本构特性图4滑块传动销和双侧拨叉组件的模型表1材料基本性能参数产品滑块拨叉原始拨叉更改材料30CrMnSiNi2A 30CrMnSiAAF1410密度（t/mm3）7.710-97.7510-98.010-9E（MPa）2.071051.961051.99105泊松比0.30.30.29工 程 ENGINEERING 41AVIATION MAINTENANCE&ENGINEERING航空维修与工程2023/2 2.3 网格划分根据分析问题的需求和滑块传动销及拨插的机构结构特点，采取了计算经济型的网格划分方法。对滑块定位销和拨插的重要结构以及接触碰撞区域布置了更加细密的网格节点，对一般区域则布置稀疏的网格节点，在满足计算要求的基础上获得更快的计算效率，如图 6所示。3 计算分析3.1 基于初始设计状态的仿真计算初始设计状态锁钩机构碰撞瞬态响应结果如图 7 所示，滑块传动销与双侧拨叉从 t=0.2ms 开始接触。在 t=1.4ms之前，滑块传动销与拨叉撞击载荷产生的最大应力分布在左侧。在 t=1.4ms 之后，滑块传动销与拨叉撞击载荷产生的最大应力分布在右侧。撞击过程中左侧图7初始设计状态锁钩机构碰撞瞬态响应图8初始设计状态左侧拨叉碰撞过程应力分布图6结构改变前后的有限元网格模型42航空维修与工程 AVIATION MAINTENANCE&ENGINEERING2023/2 大拨叉和右侧小拨叉的应力分布如图8、图 9 所示，从图中可见小拨叉的应力比大拨叉更大，最大应力区域分布在接耳与主结构交接位置，与拨叉实际断裂位置相吻合。仿真结果显示最大等效应力发 生 在 1.8ms 瞬 间，达 到 1136MPa。撞击过程中滑块传动销的应力分布如图 10 所示，从图中可见在 t=1.4ms 前滑块传动销的最大应力分布在左侧根部，从 t=1.4ms 开始滑块传动销的最大应力分布在右侧根部，最大等效应力发生在0.2ms 瞬间，达到 1436MPa。3.2 基于拨叉设计更改状态的仿真计算基于拨叉仅更改材料和拨叉同时更改材料和结构的状态下进行 2 组仿真计算，对应的左侧拨叉、右侧拨叉和滑块传动销的最大应力结果如表 2 所示。在原始设计状态下滑块最大瞬间碰图9初始设计状态右侧拨叉碰撞过程应力分布图10初始设计状态滑块传动销碰撞过程应力分布表2基于拨叉更改状态的仿真最大瞬间碰撞应力（单位：MPa）时刻拨叉仅更改材料的状态拨叉更改材料和结构的状态滑块左拨叉右拨叉滑块左拨叉右拨叉0.2ms1015432.9497.2791663.9609.20.4ms1434147715261424152515250.6ms1421152515351471153915280.8ms1298157015771509157915401.0ms1373158815981529149815111.2ms1431159616081516147314851.4ms1414160116111352137914751.6ms1291154615531184128214041.8ms1182142914651227114914662.0ms109412271446147713651255工 程 ENGINEERING 43AVIATION MAINTENANCE&ENGINEERING航空维修与工程2023/2 撞应力为 1436MPa，在拨叉仅更改材料的状态下滑块最大瞬间碰撞应力为1434MPa，在拨叉同时更改材料和结构的状态下滑块最大瞬间碰撞应力增加到 1529MPa。3.3 结果分析与改进建议由于拨叉和滑块的材料和结构各不相同，综合考虑结构形式和材料力学，将各自最大等效应力与对应材料的 20%塑性应变的真实应力的比值进行比较5-7，各技术状态下碰撞过程中滑块传动销、左侧大拨叉和右侧小拨叉的应力变化趋势如图 11 所示。从图 11a）可见，拨叉的第 1 次改进和第 2 次改进都导致滑块的冲击载荷响应的增大，尤其是第 2 次更改导致滑块吸收了更多的冲击能量。从图 11b）和 c）可见，拨叉的第 1 次改进和第 2 次改进都改善了其冲击应力响应。因此，前两次改进虽然通过提高拨叉材料极限强度的方式改善了拨叉的结构力学性能，但同时造成滑块传动销冲击载荷响应大幅增加。本文根据仿真分析的结果提出针对性改进方案，建议在拨叉和滑块原始设计基础上保持材料不变，仅将拨叉结构改变为修改后的结构形式，该改进方案的仿真结果也标识在图 11 中，修改后的双侧拨叉结构力学性能得到提高，滑块的冲击载荷响应明显减少。4 总结针对某型飞机阻力伞锁钩滑块传动销断裂问题，开展了基于动力学的滑块传动销与拨叉组件碰撞有限元仿真计算，基于原始状态和两次设计更改状态的仿真结果说明：1）原始状态时，拨叉组件的碰撞瞬间等效应力较大，拨叉组件的结构力学性能不如滑块传动销的结构力学性能，拨叉组件更容易产生裂纹源诱发断裂，拨叉断裂位置与最大等效应力仿真结果相吻合。2）针对拨叉组件的两次改进未能有效提高锁钩机构的整体碰撞力学性能。虽然通过大幅提高拨叉的材料极限强度改善了拨叉局部的结构力学性能，但忽略了对滑块的协同分析，使滑块传动销承受的冲击载荷明显增加，导致了滑块传动销的断裂，滑块断裂位置与最大等效应力仿真结果也相 吻合。3）可按照本文提出仅改变拨叉结构的方案，进一步进行相关验证 分析。综合以上分析，本文采用的基于动力学的锁钩碰撞仿真分析的结果与实际故障现象基本吻合，从结构力学角度解释了传动销断裂的主要原因，为后续结构改进提供了参考方案。参考文献1 刘继军，等.阻力伞锁滚柱梁冲击失效分析 J.振动与冲击，2018（37）：202-206.2中国航空材料手册编辑委员.中国航空材料手册 第 1 卷 结构钢 不锈钢 M.北京：中国标准出版社，2013.3 苏静.超高强度钢 AF1410 塑性流动特性及其本构关系 J.固体力学学报，2012（33）：265-272.4 连红博.30CrMnSiA 钢动态力学性能的数值模拟研究 C.北京力学会第 26 届学术会议，2020-1-12.5 汪俊伟.基于 ABAQUS 的碰撞有限元分析J.内燃机与配件，2019（4）：39-40.6 朱跃峰.基于 ABAQUS 的显式动力学分析方法研究 J.机械设计与制造，2