摘要：本文采用显式非线性方法分析了某飞机轮挡的强度，并建立了线性静态等效模型。基于线性静态等效模型，采用拓扑优化找出结构局部区域在材料分布，重新设计后结构减重0.53kg。在优化模型的基础上进行尺寸形状联合优化，优化后减重5.79kg。最后用显式非线性方法对优化后的结构进行强度校核，优化后结构满足强度性能。采用该方法飞机轮挡共计减重6.32kg，减重百分比45.3%，减重效果显著。该方法可为同类结构设计借鉴。

关键字：飞机轮挡；拓扑优化；形状优化；尺寸优化

0引言

飞机轮挡是常用的地面安全设备，当飞机正常停放时，通常是利用轮挡阻挡飞机意外移动，以避免引发航空地面事故。

飞机轮挡传统的结构优化设计主要依靠设计人员以往的设计经验对若干种设计方案进行比较，然后从中选出最好的设计方案，选出的这种设计方案只是若干种设计方案中的最优者或较优者，因此传统的结构选优设计方法实际是经验优化设计方法。经验优化设计方法缺乏对设计对象的全面理论分析和严谨的优化理论，具有很大的局限性。

为了满足用户的使用需求，飞机轮挡目前正在朝着轻巧﹑轻便化的方向发展，即在提高有效载荷，满足结构刚度、强度等性能要求的前提下，追求飞机轮挡结构设计的轻量化。鉴于基于OptiStruct技术的结构优化设计方法在国内外飞行器结构设计上的成功应用，本文以HyerWorks软件为平台，采用拓扑、尺寸和形状优化的联合优化方法对某型飞机轮挡进行优化。

1轮挡有限元分析

1.1轮挡有限元模型

将轮挡CATIA模型导入HyperMesh，轮挡结构采用实体单元，厚度方向保证至少三层网格单元，轮挡下部锥钉采用弹簧单元，轮胎采用壳单元，地面用刚性单元模拟。有限元模型如图1所示。

1.2边界条件

按照轮挡实际工作情况对轮挡进行约束和加载。约束地面6个方向自由度，弹簧单元一端与地面连接，另一端连接轮挡来限制前后轮挡滑动，轮挡和地面接触来限制轮挡上下运动。轮胎内圈与轮毂连接，充气后内圈刚度相对轮胎外圈和侧面很大，本文用刚性单元连接进行简化，在轮心处施加载荷。轮胎与地面、轮胎与轮挡建立接触，通过轮胎与轮挡接触将载荷传递到轮挡。

轮胎加载分为以下几个阶段：0-5ms轮胎充气，5-10ms第二阶段轮胎向下压，10-25ms第三阶段向挡轮压，载荷为4T，25-30ms采用动态松弛法得到挡轮受压时的稳态应力。

1.3轮挡分析结果

挡轮应力结果如图2所示，最大应力为224MPa，小于材料的强度极限275MPa。挡轮设计有一定的强度富裕，具有减重的潜力。

2挡轮结构优化

考虑到计算效率，本文将RADIOSS显式模型等效为线性静态分析模型，对等效线性静态模型进行优化，优化流程图如图3所示。

2.1RADIOSS模型等效

提取轮胎与挡轮的接触力作为线性静态分析的载荷，用rbe3单元来模拟轮胎，rbe3主点的权重根据轮胎与挡轮的接触力的分布进行调整，约束底部Z方向自由度，约束弹簧一端XYZ移动和转动自由度，如图4所示。

线性静态等效模型最大应力为208MPa，应力分布与显式分析一致，能够作为后续优化的基准模型，结果如图5所示。

2.2拓扑优化

挡轮所受载荷在XOZ平面内，现有设计结构中间肋和侧面均平行于XOZ平面，结构的传力路径正确。本次拓扑优化主要对挡轮局部区域进行优化，挡轮圆弧型接触面、底部、侧面开口均很大，基本上没有多余的材料可以去除。后面的开口较小，对其进行拓扑优化研究其开孔大小对结构强度性能的影响。

优化设计变量如图6所示：

优化约束条件为设计区域体积比小于0.2，优化目标为应变能最小。

优化后设计区域材料分布如图7所示。

根据拓扑优化结果对现在设计进行重新设计，如图8所示。改进设计相比于初始设计减少0.53kg。

2.3尺寸、形状联合优化

将挡块分为6块区域作为尺寸设计变量，选择中间肋应力大的区域（中间肋圆角、肋的宽度）作为形状优化形状变量。10个设计变量详细如图9所示。

优化约束条件为最大应力小于275MPa，优化目标为重量最小。

优化后重量减少5.79kg，优化后结构厚度分布云图和中间肋形状分别如图10、11所示。

3优化后校核

对优化后的结构采用显式非线性分析进行校核，载荷、边界条件与初始分析一致。优化后的结构的应力满足优化约束条件，应力云图如图12所示。

4结论

在满足飞机轮挡结构刚度、强度等性能要求的前提下，通过结构优化，飞机轮挡结构减重效果明显。拓扑优化飞机轮挡减重0.53kg，尺寸形状优化减重5.79kg，共计6.32kg，减重45.3%。

表1 优化前后重量对比表

初始设计kg	优化设计:kg	减重:kg	减少百分比
13.95	7.63	6.32	45.3%

飞机轮挡结构优化相比传统结构优化设计，提高了产品研发效率，缩短产品研发的周期，这种优化方法可为应用于类似产品设计。

5参考文献

[1] 张胜兰等编著.基于HyperWorks的结构优化设计技术.北京：机械工业出版社， 2007

[2] HyperWorks Reference Guide

[3]飞机设计手册总编委员会.《飞机设计手册（第9册》载荷、强度和刚度.北京：航空工业出版社,2002.

Structure Optimization Design of Aircraft Chocks

Tong Lifei Zhang Sen

Abstract: In this paper, explicit non-linear method is used to analyze structure strength of aircraft chock and establish the linear static equivalent model. Based on this model, topology optimization is to find the material distribution , the revised design leads 0.53kg structure weight reduction. Then a size optimization gives a 5.79kg weight loss. Finally an explicit non-linear method is used to evaluate the strength and manifest that the strength meets the requirements. The aircraft chock finally gets 6.32kg weight loss , weight loss percentage is 45.3%. This method can be used in similar structure design.

Keywords: Aircraft Chock Topology optimization Shape Optimization Size Optimization

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