基于疲劳寿命的飞机起落架结构优化技术国内外研究现状

地保证预期疲劳寿命的问题。该方法已经成为目前新产品设计的一个有效手段，是航空、车辆等重要装备结构设计的发展方向。因此，研究疲劳寿命优化方法在起落架结构设计中的应用具有重大的工程意义。

1.2 国内外研究现状

1.2.1 起落架结构疲劳研究现状

飞机起落架疲劳破坏机理和疲劳寿命分析一直是国内外的研究热点，理论研究成果被有效地应用到起落架设计、制造、维护等各个环节。从1956年Gentric开始研究起落架结构应力分布规律和细节设计策略开始，国内外逐步形成了完整的起落架疲劳寿命研究。

国内学者近年来从不同的侧面对起落架的疲劳寿命问题进行了广泛研究。在细节设计方面，绍永起系统化阐述了起落架结构典型耐久性分析方法[9]，马康民研究了起落架半轮叉疲劳寿命分析方法[10]。理论方面，左富纯等对某型机起落架全尺寸疲劳试验件断口进行分析，得到了局部应力导致改型起落架发生疲劳失效的结论[11]，李乐新等研究了通过起落架全尺寸疲劳试验件的断口分析确定起落架翻修期的方法[12]，陈大明等研究了飞机起落架用钢贝氏体组织的屈强比与裂纹形成的关系[13]。制造工艺方面，周兰钦研究了起落架制造过程中抗结构疲劳的一些措施[14]，江治俊等研究了解决疲劳问题所采取的设计与工艺改进措施[15]。疲劳实验方面，龙凤鸣等研究了扭力臂变行程疲劳试验技术[16]，戈阿丽对运七飞机起落架外筒收放作动筒连接摇臂的断裂损伤进行了分析[17]，冯培礼研究了飞机起落架连续变行程疲劳试验技术[18]。

1.2.2 结构疲劳寿命优化研究现状

疲劳寿命的结构优化是上世纪70年代兴起的一种长寿命、高可靠性结构设计方法，它克服了传统结构设计固有的缺点。1973年，Latos开始研究基于疲劳寿命的结构优化方法[19]，此后国外学者从不同侧面提出了一些切实有效的适用方法。

1997年，Gerhard提出了用响应面方法来代替具有复杂几何外形和复杂加载条件下结构的疲劳寿命，讨论了设计过程中响应面的构造程序，将结构的耐久性引入到以疲劳寿命为约束，以最小重量为优化目标的结构优化中[20]。2003年，Haiba提出了不同应力状态下结构寿命的评估方法，通过多体动力学分析确定疲劳载荷，实现了车辆悬架系统关键部件的疲劳寿命优化问题[21]。2005年，Hauber通过有限元分析和多体动力学分析等手段探讨了基于耐久性的结构形状优化设计问题[22]；同年，Haiba从优化算法的角度研究了结构疲劳优化的进化算法，提出采用基于分析寿命进行有限元单元删减的策略[23]；Jones把结构损伤作为约束条件研究了具有初始缺陷的结构疲劳寿命优化问题，并提出利用集群计算提高计算效率[24]；A.J.Arrieta提出了考虑损伤容限分析（DTA）的飞行器机翼全局结构的优化设计，把残余应力和疲劳寿命要求设为新的设计约束[25]。2007年，Mrzyglod提出基于参数化有限元分析的结构疲劳寿命优化方法，

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并研究了疲劳寿命评定策略，初步实现了高频载荷条件下汽车转向架的疲劳寿命优化[26]；同年，Roberto研究了遗传算法在裂纹板疲劳寿命优化中的应用[27]；Hee-Jin Shim应用有限元法得出皮带轮在强拉、强扭作用下的应力分布，并以此为依据，用耐久性分析估算了皮带轮的疲劳寿命，进而应用响应面法对皮带轮进行了形状优化[28]。2008年，Yu-Cheng Tang提出了基于神经网络响应面模型的形状优化和再设计技术[29]。

国内也有一些关于基于疲劳寿命优化的相关研究报道。刘克格等研究了把结构疲劳寿命作为约束、重量作为目标的结构优化技术[30]。叶少波等提出了考虑疲劳断裂因素的影响,建立了以结构重量、疲劳寿命和断裂寿命为多个目标的结构多目标模糊优化设计模型，对一双梁式平直机翼进行了优化设计[31]。何卫锋等针对某型飞机在使用过程外翼下壁板产生的裂纹，建立以该部位疲劳寿命和结构增加重量为优化目标的数学模型；使该部位结构的改进设计在重量增加较少的条件下，疲劳寿命较长[32]。刘耀乙翻译的文章将经典强度分析方法与现代计算力学方法相结合，利用有限元方法（FEM）确定危险部位的应力，利用形状优化方法提供的可能性使最大应力得以降低，并由此实现零件的预期寿命[33]。杨新乐等对梯齿形连接环进行理论分析后，利用ANSYS优化模块对接链环齿形结构进行了优化，并对优化前后接链环的齿形进行了疲劳寿命计算[34]。潘孝勇等对悬置支架建立了动力学模型，并进行动力学仿真获得载荷数据，进而应用有限元方法进行分析，根据结果，使用连续体结构拓扑优化技术对支架模型进行优化设计，并进行疲劳寿命预测[35]。司明理等应用MSC.Fatigue疲劳分析软件，对捡膜弹齿进行强度和疲劳寿命分析，得到捡膜弹齿的应力云图和疲劳寿命云图，通过仿真分析，找出捡膜弹齿折断的原因，并进行优化[36]。张成成和姚卫星以某型飞机起落架扭力臂为例，借助于实验设计和响应面近似技术，提出了一个基于响应面的结构细节抗疲劳优化设计的策略[37-38]。

1.2.3 存在的问题

在所查到的文献中，目前国内只是单纯的对飞机起落架的疲劳破坏特性和疲劳寿命评估有较多的研究；在结构优化方面多是考虑强度和重量之间的优化关系；在MDO方面，结合气动和结构强度的研究较多。基于疲劳寿命的结构优化方法国内和国外虽有一些研究，但是结合飞行器部件的研究比较少，而飞行器本身却对长寿命和高可靠性有非常高的要求。结构寿命优化的研究需要解决几个关键问题：

如何建立比较符合实际情况的起落架有限元模型以及模拟起落架各部件之间的约束；如何应用准确的疲劳寿命分析方法对起落架进行疲劳寿命评估；如何提取起落架易破坏结构的边界条件和载荷谱，进行疲劳寿命分析和结构优化，提出改进方案；如何建立响应面模型，应用响应面方法来解决优化时间过长，优化效率低的问题。

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1.3 本文研究内容及方法

本文以运八某型飞机前起落架为例，研究了基于疲劳寿命的结构优化方法。主要研究内容及方法概括如下：

1.3.1 研究内容

（1）应用计算精度较高的六面体单元建立起落架的有限元模型，应用MPC多点约束来模拟起落架各部件之间的约束情况，并且根据起落架在实验载荷谱中所受的外载荷进行有限元应力分析。

（2）结合起落架实验载荷谱，应用全寿命分析方法预测起落架的疲劳寿命，并且对建模过程中的参数变化对起落架疲劳寿命的影响做了研究，得出了他们之间的相应关系；应用裂纹扩展寿命分析方法，对起落架的初始裂纹进行分析，得到了起落架的首翻期与检修期，并且找到起落架的易破坏结构。

（3）在给定外载荷的情况下，对起落架模型进行动力学仿真，提取起落架易破坏结构的边界条件和载荷谱，并且进行有限元分析进行检验；应用软件集成技术，建立起落架易破坏结构的参数化模型，选取参数变量，在软件集成优化框架下以疲劳寿命最长为优化目标，结构重量为约束对参数化模型进行优化。

（4）建立结构疲劳寿命和结构重量的二次响应面近似模型，代替原来真实模型进行结构优化，这种方法避免了结构优化过程中出现的数值噪声和应用软件集成优化框架是优化时间过长的问题，提高了优化效率和优化质量。

1.3.2 研究方法

本文的研究方法遵从从整体到局部，从分析到优化的研究思想。通过运用MSC和Isignt 软件，实现了起落架基于疲劳寿命的结构优化，如图1.1所示。该方法以结构有限元分析和疲劳寿命分析为基础，应用软件集成技术对起落架结构进行基于疲劳寿命的结构优化，同时应用响应面近似技术提高优化效率。

以运八某型飞机前起落架为例，首先应用有限元软件Patran建立起落架有限单元模型，应用Nastran进行应力分析；应用Fatigue软件，通过施加载荷谱，预测起落架结构的疲劳寿命，找出起落架的易破坏结构；然后对起落架进行动力学仿真分析，提取易破坏结构的边界条件和载荷谱；建立起落架易破坏结构的参数化模型，应用多学科设计优化软件Isight集成Patran,Nastran和Fatigue，以疲劳寿命最长为目标，结构重量为约束，对易破坏结构的薄弱部位进行优化；应用响应面方法，建立起落架易破坏结构疲劳寿命和结构重量的二次响应面模型进行优化，解决结构优化过程中出现的数值噪声和计算效率问题；最后对两种优化结果进行研究对比。

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