季學強

（國營蕪湖機械廠，安徽蕪湖 241007）

某型飛機液壓導管延壽研究

季學強

（國營蕪湖機械廠，安徽蕪湖 241007）

針對某型飛機液壓導管延壽問題。通過故障模式分析，研究使用環(huán)境對導管壽命的影響，對到壽導管進行疲勞試驗，結合結構、脈動應力和可靠性進行分析，論證了導管實際壽命潛力滿足延壽要求的能力。

導管;延壽;可靠性

液壓導管是飛機重要組成部分，數量龐大，其可靠性直接影響到飛行安全。為充分利用某型飛機導管壽命潛力，降低飛機延壽成本，保證延壽安全，開展液壓導管延壽研究。［1］按《某型飛機導管脈動應力試驗技術條件》，σm應小于40 MPa。接近到壽飛機，因結構件磨損、老化等原因，導管安裝可能松動，使脈動應力增大。要滿足繼續(xù)延壽需要，接近使用壽命的液壓導管，σm應符合設計指標。［2］通過同類型飛機液壓導管故障原因統(tǒng)計，振動引發(fā)的脈動應力是導管失效主要原因。選取接近到壽的典型導管，按HB 6442－1990進行旋轉疲勞試驗，要滿足延壽要求，導管應通過107次應力循環(huán)。［3］

1 脈動應力試驗

選取某型飛機和某A型飛機各一架，在發(fā)動機地面開車條件下測試導管脈動應力，試驗結果如表1、表2所示，脈動應力典型時域波形如圖1、圖2所示。某型飛機導管最大脈動應力為10～32MPa，某A型飛機導管最大脈動應力為19．8～39．9MPa，符合不大于40 MPa要求。

表1 某型飛機油泵出口導管脈動應力

表2 某A型飛機油泵出口導管脈動應力

圖1 23號應變片時域波形

圖2 24號應變片時域波形

2 疲勞試驗

選取飛行時間接近總壽的油泵供壓導管，制作試驗樣件一組7件（6件試驗，1件備份），依據HB 6442－1990《飛機液壓導管及連接件彎曲疲勞試驗》，進行旋轉疲勞試驗：

1）樣件制作時，作為試驗端，保留一端原喇叭口;

2）受機上成形導管管口端直線段限制，樣件長度110 mm;

3）試驗壓力28 MPa，加載135 MPa脈動應力，旋轉頻率1500Hz，試驗安裝見圖3。

用于試驗的6件樣件全部通過107次應力循環(huán)。承受較大脈動應力的油泵供壓導管能通過疲勞試驗，脈動應力較小的其它導管滿足延壽要求。［4］

圖3 試驗安裝圖

3 故障模式及影響分析

3．1 故障統(tǒng)計

選擇14架進廠大修飛機，進行故障信息統(tǒng)計，檢查導管11644件，故障分布見圖4。

圖4 故障分布圖

3．2 腐蝕故障影響分析

腐蝕故障696條，故障率5．98%。全部腐蝕故障中，深度小于0．1mm的占39．9%，深度在0．1～0．2mm范圍內的占55．2%，深度大于0．2mm的腐蝕故障主要位于起落架艙和前緣襟翼部位，其占導管總數的0．3%。延壽修理時，損傷深度大于0．1mm的導管換新處理。

根據導管腐蝕發(fā)展規(guī)律，其深度與時間成線性增長關系。［5］到延壽目標，導管腐蝕深度為0．05～0．09mm（不包括起落架艙和前緣襟翼導管），疊加0．1 mm的修理損耗，深度小于0．19 mm的腐蝕損傷占導管總數的99．7%，滿足延壽需要。

3．3 裂紋故障影響分析

裂紋故障23條，占導管總數的0．19%，除2條在控故障外，其余21條為管嘴裂紋故障，占導管總數的0．18%，部位分散，無疲勞特征，屬隨機故障。故障原因主要與制造缺陷有關，換新后不影響導管的固有可靠性。

21條管嘴裂紋故障皆未導致漏油。油泵供壓導管脈動應力主頻大于500 Hz，其疲勞裂紋失效時間應主要在55飛行小時內（圖5所示），而一般導管疲勞裂紋失效也主要在600飛行小時內。經過1500飛行小時，導管裂紋沒有擴展成漏油故障，說明導管承受的循環(huán)應力小于裂紋缺口處的疲勞極限。裂紋由制造或安裝時產生，使用過程中未擴展，更換故障導管后，上述裂紋產生因素不影響導管延壽可靠性。

圖5 疲勞裂紋失效分析圖

4 利用某A型飛機領先延壽成果可行性

4．1 結構比較

兩型飛機液壓系統(tǒng)工作原理，導管安裝布局，材料標準基本相同，某型飛機在某A型飛機基礎上，對液壓導管進行了大量改進：針對性增加導管壁厚，提高了導管強度;尾梁、發(fā)動機艙回油導管選用不銹鋼材料，提高了高振動部位回油導管強度;使用氟塑料襯套，提高了抗腐蝕和磨損性能;尾梁、垂尾導管結構和安裝方式進行了改進，改善了導管脈動條件，提高了導管可靠性。

4．2 脈動應力比較

由表1、表2可知，某型飛機導管脈動應力優(yōu)于或相當于某A型飛機。

4．3 使用故障比較

統(tǒng)計范圍內的50架某A型領先延壽飛機500飛行小時內，裂紋故障26次，萬時故障率10．4次。72架某型飛機500飛行小時，裂紋故障5次，萬時故障率1．64次。通過應急放導管改進，消除導致裂紋的設計缺陷，萬時故障率可降至1．1次。

某型飛機液壓導管的結構可靠性明顯高于某A型飛機，壽命期內裂紋故障率是某A型飛機的1/6。

4．4 比較結論

某型飛機液壓導管可參照某A型領先延壽飛機延壽模式進行延壽。

5 結論

通過脈動應力試驗、疲勞試驗和環(huán)境損傷分析，某型飛機液壓導管剩余壽命滿足延壽要求。因安裝、制造缺陷及維護、疲勞等原因導致的導管失效概率不大于1．1次/萬時。其他型號飛機可參照某A型飛機領先延壽模式進行延壽。

［1］王占林．飛機高壓液壓能源系統(tǒng)［M］．北京：北京航天航空大學，2004．

［2］徐穎，溫衛(wèi)東．復合材料層合板疲勞逐漸累積損傷壽命預測方法［J］．航空動力學報，2007，（4）．

［3］朱付輝，傅衣銘．低速沖擊下壓電層合板的非線性動力響應與疲勞損傷壽命分析［J］．應用力學學報，2009，（1）．

［4］張衛(wèi)正，劉金祥等．基于發(fā)動機受熱件熱疲勞試驗損傷的壽命預測研究［J］．內燃機學報，2002，（1）．

［5］張福澤．金屬機件腐蝕損傷日歷壽命的計算模型和確定方法［J］．航空學報，1999，（1）．

［編校：鄧桂萍］

The Study on Life Extension of X－aircraft Hydraulic Pipe

JIXueqiang
（State－owned Wuhu Machinery Factory，Wuhu Anhui 241007）

Life extension of x－aircraft hydraulic pipe was studied in this paper．The effect of the environment on hydraulic pipe was investigated by failure mode analysis．In addition，the fatigue tests were performed for hydraulic pipe which reached the designed life．The results showed that the actual life of the hydraulic pipe could completelymeet the requirements of life extension．

pipes;life extension;reliability

TM133

A

1671－9654（2011）04－035－04

2011－11－01

季學強（1966－），男，安徽無為人，高級工程師，研究方向為航空裝備修理。