论文部分内容阅读
摘要：航空液压管道断裂问题偶有发生，管路系统振动是造成管路疲劳裂纹的重要影响因素。本文采用有限元分析与振动应力测试相结合的方法，通过分析导管的固有频率和振动应力值，确定导管振动异常与外界激励影响有关，并提出了解决方案，为导管故障的改进提供了一种解决思路。
关键词：液压管路；振动；疲劳；应力测试
Keywords：hydraulic pipeline；vibration；fatigue；stress test
0 引言
液压系统是飞机重要的组成部分，通过操纵各舵面的运动实现飞机姿态控制。液压系统中使用的导管直接用于传递飞机操作动力，其工作可靠性直接影响着飞机整机的工作可靠性。
某型飞机液压导管（919号）喇叭口根部出现裂纹漏油故障，导管裂纹断口具有明显的疲劳断裂特征（见图1），宏观可见疲劳弧线及放射棱线特征，微观可见细密的疲劳条带特征，失效原因为导管衬套根部振动疲劳断裂。这起故障严重影响了该型飞机外场的安全使用。
1 振动应力测试
管路系统振动是造成管路疲劳裂纹的重要影响因素，利用振动应力测试技术对液压管路的振动进行测试分析，可以有效监测飞机液压管路振动应力值是否异常，查找液压管路振动异常点，提升液压管路工作的可靠性。
导管应力测试采用应变电测法，通过贴在导管被测点处的电阻应变片，将被测点的应变值转换为应变片的电阻变化，再利用电阻应变仪测出应变片的电阻变量并直接转换输出应变值，然后依据虎克定律计算出构件被测点的应力值。
其中，ε为应变仪输出峰峰值的半幅值，E为弹性模量。当导管材料为1Cr18Ni10Ti时，E=2.1× 105MPa。
目前修理机型中，1Cr18Ni10Ti材料制造的液压导管的应力判斷标准为总应
力值σ总≤40MPa。
选取20架飞机，对该型导管持续开展振动应力测试工作，结果半数以上不符合标准，最大应力值均出现在左发工作状态下导管的裂纹一端，测试结果如表1所示。
2 故障原因分析
2.1 系统原理
该型飞机的956号导管为液压Ⅰ系统增压导管，规格为Ф16mm×1.5mm；911号导管为液压Ⅱ系统回油导管，规格为Ф8mm×0.8mm；919号导管为液压Ⅱ系统增压导管，规格为Ф6mm×0.6mm。这三根导管及相关固定件组成919管系，如图2、图3所示。
造成管路振动异常的原因主要有装配异常、结构振动冲击、液压脉动冲击导致耦合共振、外界激励等。
956号导管为飞机液压柱塞泵高压出口所连接的第一根导管，管体承受高达28MPa的压力，液压泵柱塞的往复运动产生流量脉动，引起压力脉动冲击，冲击沿管路传播，使管路产生高振动，致使固定该导管的结构裂纹问题频繁出现。
956号、911号、919号三根导管之间通过刚性固定进行相互约束，由振动应力测试的结果分析，初步推测919号导管振动应力值超标是由于956号导管剧烈振动所传递导致。
2.2 导管装配的影响
对外场飞行的11架飞机的919号导管进行安装检查，该导管在裂纹端（下端）衬套根部均存在不同程度的磨损（见图4），检查导管的安装应力、根部直线段等均未见异常。因此，装配并非导致919号导管管体磨损及振动应力值超标的主要原因。
2.3 结构振动冲击的影响
发动机试车过程中结构振动的影响因素较多，如发动机及外置机匣本身工作的振动、液压泵源连接导管传递至支撑结构的振动、飞机活动部件的运动、管路附件工作时的脉动冲击、进气道附近气流的扰动等。
图5、图6所示为飞机进气道部位一根导管与919号导管的振动波形对比图，发现前者是频率宽泛且杂乱无章的波形，后者是频率单一且比较规则的正弦波形，说明919号导管的振动异常与结构振动冲击无关。
2.4 液压系统脉动的影响
1）振动试验方面
919号导管为第Ⅱ液压系统导管，由右发动机舱Ⅱ系统液压柱塞泵供压，在右侧发动机地面开车测试过程中，该导管的振动应力值普遍较小（见图7），说明Ⅱ系统的液压脉动不是该导管应力值超标的主要原因。
2）模态分析方面
该型飞机液压泵在发动机开车最大状态的转数为4200r/s，此液压泵为柱塞泵，柱塞数为9，由此可计算出液压系统的脉动频率。其中，最大频率为100%N？g/60=4200×9/60=630Hz；最小频率（70%输出时）为70%N？g= 0.7×630=441Hz。从慢车到加力的频率范围为441～630Hz（见表2）。
利用柔性关节测量臂对919号导管的形状进行测绘，得出导管中性轴线关键点的坐标数据，如图8所示。在CATIA软件中生成三维模型，并转换为STP格式后导入ANSYS Workbench中，设置材料属性、确定载荷边界条件、划分网格后进行仿真分析计算，得出919号导管前六阶固有频率及振动模态图，如表3和图9所示。
3）小结 919号导管的固有频率全部超出了液压泵的最大输出激振频率，因此不会与液压泵的输出频率耦合而导致共振现象。导管的振动应力值超标并非由飞机第Ⅱ液压系统的脉动冲击引起，但依然与液压系统脉动冲击有关，可能受到了外界激励，且该外界激励与第Ⅰ液压系统的脉动冲击存在关联关系。
3 故障解决方案
3.1 改变管系状态
通过分析振动传递路径，结合919号与911号导管的振动规律均与956号导管存在关联，决定将956号与911号导管之间的刚性固定管夹更换为柔性固定卡箍，以达到削减振动传递的影响。
3.2 振动应力测试
选取内外场的20架飞机，在956号和911号导管上相互固定位置的两侧以及919号导管的两端粘贴应力片，分浮动管夹和浮动卡箍两种实物状态，开展振动应力测试对比工作。图10为其中一架飞机在左側发动机地面试车时测得的3根导管振动应力值的增幅，其反映的是不同频率的外界激励的影响结果。可以发现在浮动管夹状态时，第Ⅱ液压系统的919号和911号导管的振动受到了第Ⅰ液压系统956号导管的严重影响。将浮动管夹更换为浮动卡箍后，919号和911号导管受956号导管的振动影响大幅下降。
统计此20架飞机919号导管改进前后振动应力值并进行对比，结果如表4和图11所示，改进前振动应力值最大为81.8MPa，最小为18.8MPa，平均值为44.7MPa；改进后振动应力值最大为39.1MPa，最小为13.1MPa，平均应力值为25.7MPa。应力值下降幅度最大为68.9%，最小为3.7%，平均下降幅度达到了38.6%，说明改进后919号导管的振动异常情况得到显著改善。
4 结论
造成航空液压管道振动异常的原因很多，本文采用有限元分析与振动应力测试相结合的方法，通过分析导管的固有频率和振动应力值，得出导管振动异常并非装配异常、耦合共振或结构振动冲击所致。通过改进管系的安装状态，验证了该导管振动异常是受外界激励影响的结果，解决了该导管振动异常故障问题，为导管故障的改进提供了一种解决思路。
参考文献
[1]王鸿鑫.飞机液压管路系统振动应力测试研究[J].民用飞机设计与研究，2012（2）：32-34.
[2]史杰，胡文.基于ANSYS的某型飞机液压管路应力测试[J].科技创新导报，2014（24）.
关键词：液压管路；振动；疲劳；应力测试
Keywords：hydraulic pipeline；vibration；fatigue；stress test
0 引言
液压系统是飞机重要的组成部分，通过操纵各舵面的运动实现飞机姿态控制。液压系统中使用的导管直接用于传递飞机操作动力，其工作可靠性直接影响着飞机整机的工作可靠性。
某型飞机液压导管（919号）喇叭口根部出现裂纹漏油故障，导管裂纹断口具有明显的疲劳断裂特征（见图1），宏观可见疲劳弧线及放射棱线特征，微观可见细密的疲劳条带特征，失效原因为导管衬套根部振动疲劳断裂。这起故障严重影响了该型飞机外场的安全使用。
1 振动应力测试
管路系统振动是造成管路疲劳裂纹的重要影响因素，利用振动应力测试技术对液压管路的振动进行测试分析，可以有效监测飞机液压管路振动应力值是否异常，查找液压管路振动异常点，提升液压管路工作的可靠性。
导管应力测试采用应变电测法，通过贴在导管被测点处的电阻应变片，将被测点的应变值转换为应变片的电阻变化，再利用电阻应变仪测出应变片的电阻变量并直接转换输出应变值，然后依据虎克定律计算出构件被测点的应力值。
其中，ε为应变仪输出峰峰值的半幅值，E为弹性模量。当导管材料为1Cr18Ni10Ti时，E=2.1× 105MPa。
目前修理机型中，1Cr18Ni10Ti材料制造的液压导管的应力判斷标准为总应
力值σ总≤40MPa。
选取20架飞机，对该型导管持续开展振动应力测试工作，结果半数以上不符合标准，最大应力值均出现在左发工作状态下导管的裂纹一端，测试结果如表1所示。
2 故障原因分析
2.1 系统原理
该型飞机的956号导管为液压Ⅰ系统增压导管，规格为Ф16mm×1.5mm；911号导管为液压Ⅱ系统回油导管，规格为Ф8mm×0.8mm；919号导管为液压Ⅱ系统增压导管，规格为Ф6mm×0.6mm。这三根导管及相关固定件组成919管系，如图2、图3所示。
造成管路振动异常的原因主要有装配异常、结构振动冲击、液压脉动冲击导致耦合共振、外界激励等。
956号导管为飞机液压柱塞泵高压出口所连接的第一根导管，管体承受高达28MPa的压力，液压泵柱塞的往复运动产生流量脉动，引起压力脉动冲击，冲击沿管路传播，使管路产生高振动，致使固定该导管的结构裂纹问题频繁出现。
956号、911号、919号三根导管之间通过刚性固定进行相互约束，由振动应力测试的结果分析，初步推测919号导管振动应力值超标是由于956号导管剧烈振动所传递导致。
2.2 导管装配的影响
对外场飞行的11架飞机的919号导管进行安装检查，该导管在裂纹端（下端）衬套根部均存在不同程度的磨损（见图4），检查导管的安装应力、根部直线段等均未见异常。因此，装配并非导致919号导管管体磨损及振动应力值超标的主要原因。
2.3 结构振动冲击的影响
发动机试车过程中结构振动的影响因素较多，如发动机及外置机匣本身工作的振动、液压泵源连接导管传递至支撑结构的振动、飞机活动部件的运动、管路附件工作时的脉动冲击、进气道附近气流的扰动等。
图5、图6所示为飞机进气道部位一根导管与919号导管的振动波形对比图，发现前者是频率宽泛且杂乱无章的波形，后者是频率单一且比较规则的正弦波形，说明919号导管的振动异常与结构振动冲击无关。
2.4 液压系统脉动的影响
1）振动试验方面
919号导管为第Ⅱ液压系统导管，由右发动机舱Ⅱ系统液压柱塞泵供压，在右侧发动机地面开车测试过程中，该导管的振动应力值普遍较小（见图7），说明Ⅱ系统的液压脉动不是该导管应力值超标的主要原因。
2）模态分析方面
该型飞机液压泵在发动机开车最大状态的转数为4200r/s，此液压泵为柱塞泵，柱塞数为9，由此可计算出液压系统的脉动频率。其中，最大频率为100%N？g/60=4200×9/60=630Hz；最小频率（70%输出时）为70%N？g= 0.7×630=441Hz。从慢车到加力的频率范围为441～630Hz（见表2）。
利用柔性关节测量臂对919号导管的形状进行测绘，得出导管中性轴线关键点的坐标数据，如图8所示。在CATIA软件中生成三维模型，并转换为STP格式后导入ANSYS Workbench中，设置材料属性、确定载荷边界条件、划分网格后进行仿真分析计算，得出919号导管前六阶固有频率及振动模态图，如表3和图9所示。
3）小结 919号导管的固有频率全部超出了液压泵的最大输出激振频率，因此不会与液压泵的输出频率耦合而导致共振现象。导管的振动应力值超标并非由飞机第Ⅱ液压系统的脉动冲击引起，但依然与液压系统脉动冲击有关，可能受到了外界激励，且该外界激励与第Ⅰ液压系统的脉动冲击存在关联关系。
3 故障解决方案
3.1 改变管系状态
通过分析振动传递路径，结合919号与911号导管的振动规律均与956号导管存在关联，决定将956号与911号导管之间的刚性固定管夹更换为柔性固定卡箍，以达到削减振动传递的影响。
3.2 振动应力测试
选取内外场的20架飞机，在956号和911号导管上相互固定位置的两侧以及919号导管的两端粘贴应力片，分浮动管夹和浮动卡箍两种实物状态，开展振动应力测试对比工作。图10为其中一架飞机在左側发动机地面试车时测得的3根导管振动应力值的增幅，其反映的是不同频率的外界激励的影响结果。可以发现在浮动管夹状态时，第Ⅱ液压系统的919号和911号导管的振动受到了第Ⅰ液压系统956号导管的严重影响。将浮动管夹更换为浮动卡箍后，919号和911号导管受956号导管的振动影响大幅下降。
统计此20架飞机919号导管改进前后振动应力值并进行对比，结果如表4和图11所示，改进前振动应力值最大为81.8MPa，最小为18.8MPa，平均值为44.7MPa；改进后振动应力值最大为39.1MPa，最小为13.1MPa，平均应力值为25.7MPa。应力值下降幅度最大为68.9%，最小为3.7%，平均下降幅度达到了38.6%，说明改进后919号导管的振动异常情况得到显著改善。
4 结论
造成航空液压管道振动异常的原因很多，本文采用有限元分析与振动应力测试相结合的方法，通过分析导管的固有频率和振动应力值，得出导管振动异常并非装配异常、耦合共振或结构振动冲击所致。通过改进管系的安装状态，验证了该导管振动异常是受外界激励影响的结果，解决了该导管振动异常故障问题，为导管故障的改进提供了一种解决思路。
参考文献
[1]王鸿鑫.飞机液压管路系统振动应力测试研究[J].民用飞机设计与研究，2012（2）：32-34.
[2]史杰，胡文.基于ANSYS的某型飞机液压管路应力测试[J].科技创新导报，2014（24）.