飛機液壓管路的振動特性分析與共振疲勞試驗研究

王博龍

摘 要：近年來，由于我國加大對大型客機和運輸機自主研發(fā)的投入，在飛機的設(shè)計制造過程中，液壓管路應(yīng)用于實現(xiàn)多種不同功能的飛機設(shè)施上，因此，液壓管路在飛機上的運行過程中起著重要作用。本文主要對飛機液壓管路的振動特性以及共振疲勞的研究現(xiàn)狀做了闡述，并對引起飛機液壓管路振動疲勞的基本因素進行了探討。

關(guān)鍵詞：飛機;液壓管路;振動特性;共振;疲勞

隨著中國高性能和高壓液壓管路系統(tǒng)的發(fā)展，過去存在的一些問題變得更加復(fù)雜。一方面，高壓管路中的液體脈動會產(chǎn)生更強的沖擊力，從而導(dǎo)致管道系統(tǒng)劇烈振動和疲勞損壞，甚至導(dǎo)致嚴(yán)重的飛機內(nèi)部損壞后果。在高溫高壓系統(tǒng)下還必須再次選擇機油以及其他合適的管道附件等。另一方面，高壓會不可避免地導(dǎo)致飛機無效的性能消耗增加，這會產(chǎn)生大量的熱量并使液壓管路系統(tǒng)的溫度顯著升高，從而增加液壓管路系統(tǒng)的工作壓力。

1 管道振動疲勞的基本概念

疲勞失效是指材料或結(jié)構(gòu)在一定次數(shù)的循環(huán)中反復(fù)承受低于拉伸極限的交變載荷后的材料性能失效。在材料循環(huán)受到載荷時，材料內(nèi)部的裂紋會逐漸積累，隨著裂紋逐漸擴展，材料或結(jié)構(gòu)會破裂。如果交變載荷的頻率接近結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的某個階數(shù)或某個固有頻率，則結(jié)構(gòu)會隨之振動。稱之為共振現(xiàn)象。在共振頻率的影響下，即使很小的激勵幅度也會產(chǎn)生非常大的響應(yīng)，這使得材料和結(jié)構(gòu)更容易發(fā)生疲勞破壞。

基于對振動疲勞的研究和理解，許多科學(xué)家給出了不同的定義和解釋。對振動疲勞的研究既需要結(jié)構(gòu)疲勞破壞理論，也需要結(jié)構(gòu)振動力學(xué)理論，在實際研究中兩者可以有機地結(jié)合起來。到目前為止，在國內(nèi)和國外只有很少的研究者對振動疲勞，特別是共振疲勞進行了系統(tǒng)和完整的研究。

2 飛機液壓管路振動特性與共振疲勞的研究現(xiàn)狀

國內(nèi)外學(xué)者對于飛機液壓管路振動特性的研究已經(jīng)有了長足的發(fā)展，其主要研究內(nèi)容包括結(jié)構(gòu)力學(xué)、流體力學(xué)、流體力學(xué)耦合動力學(xué)以及非線性振動等。主要研究領(lǐng)域包括：管道流固耦合振動機理的線性和非線性分析、管道振動數(shù)值計算方法、管道系統(tǒng)振動測試方法以及管道系統(tǒng)疲勞可靠性研究。研究人員針對各種實際問題創(chuàng)建了各種數(shù)學(xué)模型，并提出了合適的計算方法。

在國外，Marloff于1979年首次提出使用結(jié)構(gòu)樣本的固有頻率作為疲勞破壞的標(biāo)準(zhǔn)。為了縮短振動疲勞測試時間并提高測試速度，George等采用基礎(chǔ)激勵產(chǎn)生高頻振動并最終獲得了材料疲勞壽命的極限。2004年，Theodoro A. Netto等人完成了高壓流體在撓性立管內(nèi)的振動疲勞試驗，試驗是在裝有高壓流體的柔性立管上進行的，測試的疲勞曲線表明，在接近107個疲勞循環(huán)的情況下，大多數(shù)樣品會撕裂并導(dǎo)致疲勞失效。2007年，Rajiv K A等人通過使用共振疲勞試驗機對X65材質(zhì)的撓性管進行疲勞試驗，測試結(jié)果表明，改進的管道連接件比基礎(chǔ)管道材料具有更好的疲勞性能。

在我國，姚啟航等人于1991年通過了對鋼、銅、鉛和其他材料樣品的測試，并從33個典型飛機零件獲得了隨機振動疲勞曲線。1995年，肖守亭等人通過基本激勵方法對自行設(shè)計的樣品進行了共振疲勞試驗，并調(diào)整了試驗數(shù)據(jù)，得到了LY12CZ鋁合金的疲勞曲線方程。2005年，胡方廷等人使用三種不同的方法創(chuàng)建了油田生產(chǎn)中常用的J55NU軟管的ε-N曲線，并將其與疲勞測試進行比較，結(jié)果表明，由三參數(shù)冪函數(shù)公式生成的疲勞曲線最接近測試數(shù)據(jù)。2012年，王宏新將加速和壓力測試相結(jié)合，對飛機液壓管路系統(tǒng)進行了振動和壓力測試。2013年，鄧軍等人在液壓管路的振動疲勞試驗中，測試了由系統(tǒng)引起的不確定性對飛機液壓管路靜載荷和動載荷的隨機影響，可以對其他類似試驗提供一定的參考。

綜上所述，可以說近年來，我國和國外的科學(xué)家在振動疲勞試驗研究方面取得了一定的成果和經(jīng)驗。然而，由于各種類型的振動疲勞的發(fā)生條件和原理較為復(fù)雜，常用的方法仍然不能滿足人們對振動疲勞測試的要求，這也是為什么我們必須不斷提出新方法并開發(fā)新技術(shù)的原因。盡管實驗研究存在成本高、測試持續(xù)時間長、測試結(jié)論普遍性不足等缺點，但振動疲勞實驗可以通過測試方法直接、準(zhǔn)確地確定某些材料和部件的疲勞極限，因此這種測試方法在目前仍舊是一種使用較為廣泛的方法。

3 引起飛機液壓管路振動疲勞的基本因素

在對發(fā)生疲勞故障的飛機液壓管路進行了分析后，基本可以確定故障的主要原因是由于交變載荷引起的應(yīng)力疲勞故障。利用力學(xué)理論分析管道的受力，可以確定液壓管道存在兩種主要的振動狀態(tài)：彎曲振動和徑向振動。

彎曲振動的形成主要包括兩個原因，一方面是由于飛機的基本結(jié)構(gòu)的振動所引起的液壓管道的彎曲應(yīng)力有關(guān)，并且不同結(jié)構(gòu)的振動頻率和振幅不同，因此疊加在飛機連接件上的這些振動會更加強烈;另一方面，飛機液壓管路中的流體脈動也影響管的彎曲振動，特別是當(dāng)流體脈動的頻率接近管的第一固有頻率時，將會發(fā)生共振現(xiàn)象。

徑向振動是指在飛機液壓管路內(nèi)部流體壓力的作用下管道的徑向變形。如果流體壓力不穩(wěn)定或周期性變化，則應(yīng)力集中會出現(xiàn)在飛機液壓管路曲率較大的部分中，并且管道中會發(fā)生徑向振動。在多次重復(fù)之后，上述各種形式的振動將會使得飛機液壓管路的應(yīng)力集中點趨于疲勞和破裂。綜上所述，造成飛機液壓管路疲勞損傷的因素很多，原因也很復(fù)雜。但是，最終可以假設(shè)振動疲勞是由負載變化引起的。

通過實踐和分析，我們可以確定金屬材料和結(jié)構(gòu)的疲勞極限和壽命不僅取決于材料的性能，還取決于形狀和尺寸、應(yīng)力集中、表面處理、應(yīng)力和環(huán)境介質(zhì)等。這同樣適用于飛機中的液壓管路。如果材料特性以及環(huán)境介質(zhì)等發(fā)生變化，則飛機液壓管道的張力會發(fā)生變化，管路疲勞極限也會相應(yīng)地發(fā)生變化?？梢钥闯?，目前只有兩種常用的理論計算方法和試驗方法，其中理論計算只能得到其近似值，試驗可以準(zhǔn)確的確定飛機液壓管路的疲勞壽命極限。

從發(fā)現(xiàn)疲勞破壞現(xiàn)象到研究疲勞破壞規(guī)律，科學(xué)家們已經(jīng)使用實驗方法來研究振動疲勞。振動疲勞測試的研究主要包括：首先分析結(jié)構(gòu)動態(tài)特性與疲勞壽命之間的內(nèi)在聯(lián)系，其次，在完成測試后，研究新的測試方法，發(fā)現(xiàn)新的問題，測試新的理論。除了飛機液壓管路振動特性的研究以外，學(xué)者們發(fā)現(xiàn)在工程領(lǐng)域內(nèi)，也存在很多因為共振疲勞而引起的問題，因此，目前世界范圍內(nèi)的疲勞損傷研究主要以共振疲勞為核心。

4 結(jié)論

在飛機液壓管路中，會存在由于彎曲振動和徑向振動所導(dǎo)致液壓管路疲勞損壞現(xiàn)象，彎曲振動來自飛機本身結(jié)構(gòu)的設(shè)計，并且在飛機連接件的應(yīng)力集中部位發(fā)生的更為明顯;徑向振動指的是在飛機液壓管路中流體脈沖的變化所導(dǎo)致的管內(nèi)不同位置的壓力變化，而這種壓應(yīng)力的變化在飛機液壓管路的彎曲處更為明顯，使得液壓管路的應(yīng)力集中點受到較為高頻的交變載荷，進而發(fā)生疲勞損壞現(xiàn)象。針對飛機液壓管路的振動疲勞，研究人員需要從材料的特性、應(yīng)力集中以及環(huán)境介質(zhì)等多個方面進行考慮，從而完善的解決因為振動疲勞所引起的飛機飛行安全隱患。

參考文獻

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