某航空液壓管道振動(dòng)異常故障研究

劉玉柱 劉學(xué)文 許絕舞 楊靜思

摘要：航空液壓管道斷裂問(wèn)題偶有發(fā)生，管路系統(tǒng)振動(dòng)是造成管路疲勞裂紋的重要影響因素。本文采用有限元分析與振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試相結(jié)合的方法，通過(guò)分析導(dǎo)管的固有頻率和振動(dòng)應(yīng)力值，確定導(dǎo)管振動(dòng)異常與外界激勵(lì)影響有關(guān)，并提出了解決方案，為導(dǎo)管故障的改進(jìn)提供了一種解決思路。

關(guān)鍵詞：液壓管路；振動(dòng)；疲勞；應(yīng)力測(cè)試

Keywords：hydraulic pipeline；vibration；fatigue；stress test

0 引言

液壓系統(tǒng)是飛機(jī)重要的組成部分，通過(guò)操縱各舵面的運(yùn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)姿態(tài)控制。液壓系統(tǒng)中使用的導(dǎo)管直接用于傳遞飛機(jī)操作動(dòng)力，其工作可靠性直接影響著飛機(jī)整機(jī)的工作可靠性。

某型飛機(jī)液壓導(dǎo)管（919號(hào)）喇叭口根部出現(xiàn)裂紋漏油故障，導(dǎo)管裂紋斷口具有明顯的疲勞斷裂特征（見圖1），宏觀可見疲勞弧線及放射棱線特征，微觀可見細(xì)密的疲勞條帶特征，失效原因?yàn)閷?dǎo)管襯套根部振動(dòng)疲勞斷裂。這起故障嚴(yán)重影響了該型飛機(jī)外場(chǎng)的安全使用。

1 振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試

管路系統(tǒng)振動(dòng)是造成管路疲勞裂紋的重要影響因素，利用振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試技術(shù)對(duì)液壓管路的振動(dòng)進(jìn)行測(cè)試分析，可以有效監(jiān)測(cè)飛機(jī)液壓管路振動(dòng)應(yīng)力值是否異常，查找液壓管路振動(dòng)異常點(diǎn)，提升液壓管路工作的可靠性。

導(dǎo)管應(yīng)力測(cè)試采用應(yīng)變電測(cè)法，通過(guò)貼在導(dǎo)管被測(cè)點(diǎn)處的電阻應(yīng)變片，將被測(cè)點(diǎn)的應(yīng)變值轉(zhuǎn)換為應(yīng)變片的電阻變化，再利用電阻應(yīng)變儀測(cè)出應(yīng)變片的電阻變量并直接轉(zhuǎn)換輸出應(yīng)變值，然后依據(jù)虎克定律計(jì)算出構(gòu)件被測(cè)點(diǎn)的應(yīng)力值。

其中，ε為應(yīng)變儀輸出峰峰值的半幅值，E為彈性模量。當(dāng)導(dǎo)管材料為1Cr18Ni10Ti時(shí)，E=2.1× 105MPa。

目前修理機(jī)型中，1Cr18Ni10Ti材料制造的液壓導(dǎo)管的應(yīng)力判斷標(biāo)準(zhǔn)為總應(yīng)

力值σ總≤40MPa。

選取20架飛機(jī)，對(duì)該型導(dǎo)管持續(xù)開展振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試工作，結(jié)果半數(shù)以上不符合標(biāo)準(zhǔn)，最大應(yīng)力值均出現(xiàn)在左發(fā)工作狀態(tài)下導(dǎo)管的裂紋一端，測(cè)試結(jié)果如表1所示。

2 故障原因分析

2.1 系統(tǒng)原理

該型飛機(jī)的956號(hào)導(dǎo)管為液壓Ⅰ系統(tǒng)增壓導(dǎo)管，規(guī)格為Ф16mm×1.5mm；911號(hào)導(dǎo)管為液壓Ⅱ系統(tǒng)回油導(dǎo)管，規(guī)格為Ф8mm×0.8mm；919號(hào)導(dǎo)管為液壓Ⅱ系統(tǒng)增壓導(dǎo)管，規(guī)格為Ф6mm×0.6mm。這三根導(dǎo)管及相關(guān)固定件組成919管系，如圖2、圖3所示。

造成管路振動(dòng)異常的原因主要有裝配異常、結(jié)構(gòu)振動(dòng)沖擊、液壓脈動(dòng)沖擊導(dǎo)致耦合共振、外界激勵(lì)等。

956號(hào)導(dǎo)管為飛機(jī)液壓柱塞泵高壓出口所連接的第一根導(dǎo)管，管體承受高達(dá)28MPa的壓力，液壓泵柱塞的往復(fù)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生流量脈動(dòng)，引起壓力脈動(dòng)沖擊，沖擊沿管路傳播，使管路產(chǎn)生高振動(dòng)，致使固定該導(dǎo)管的結(jié)構(gòu)裂紋問(wèn)題頻繁出現(xiàn)。

956號(hào)、911號(hào)、919號(hào)三根導(dǎo)管之間通過(guò)剛性固定進(jìn)行相互約束，由振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試的結(jié)果分析，初步推測(cè)919號(hào)導(dǎo)管振動(dòng)應(yīng)力值超標(biāo)是由于956號(hào)導(dǎo)管劇烈振動(dòng)所傳遞導(dǎo)致。

2.2 導(dǎo)管裝配的影響

對(duì)外場(chǎng)飛行的11架飛機(jī)的919號(hào)導(dǎo)管進(jìn)行安裝檢查，該導(dǎo)管在裂紋端（下端）襯套根部均存在不同程度的磨損（見圖4），檢查導(dǎo)管的安裝應(yīng)力、根部直線段等均未見異常。因此，裝配并非導(dǎo)致919號(hào)導(dǎo)管管體磨損及振動(dòng)應(yīng)力值超標(biāo)的主要原因。

2.3 結(jié)構(gòu)振動(dòng)沖擊的影響

發(fā)動(dòng)機(jī)試車過(guò)程中結(jié)構(gòu)振動(dòng)的影響因素較多，如發(fā)動(dòng)機(jī)及外置機(jī)匣本身工作的振動(dòng)、液壓泵源連接導(dǎo)管傳遞至支撐結(jié)構(gòu)的振動(dòng)、飛機(jī)活動(dòng)部件的運(yùn)動(dòng)、管路附件工作時(shí)的脈動(dòng)沖擊、進(jìn)氣道附近氣流的擾動(dòng)等。

圖5、圖6所示為飛機(jī)進(jìn)氣道部位一根導(dǎo)管與919號(hào)導(dǎo)管的振動(dòng)波形對(duì)比圖，發(fā)現(xiàn)前者是頻率寬泛且雜亂無(wú)章的波形，后者是頻率單一且比較規(guī)則的正弦波形，說(shuō)明919號(hào)導(dǎo)管的振動(dòng)異常與結(jié)構(gòu)振動(dòng)沖擊無(wú)關(guān)。

2.4 液壓系統(tǒng)脈動(dòng)的影響

1）振動(dòng)試驗(yàn)方面

919號(hào)導(dǎo)管為第Ⅱ液壓系統(tǒng)導(dǎo)管，由右發(fā)動(dòng)機(jī)艙Ⅱ系統(tǒng)液壓柱塞泵供壓，在右側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)地面開車測(cè)試過(guò)程中，該導(dǎo)管的振動(dòng)應(yīng)力值普遍較小（見圖7），說(shuō)明Ⅱ系統(tǒng)的液壓脈動(dòng)不是該導(dǎo)管應(yīng)力值超標(biāo)的主要原因。

2）模態(tài)分析方面

該型飛機(jī)液壓泵在發(fā)動(dòng)機(jī)開車最大狀態(tài)的轉(zhuǎn)數(shù)為4200r/s，此液壓泵為柱塞泵，柱塞數(shù)為9，由此可計(jì)算出液壓系統(tǒng)的脈動(dòng)頻率。其中，最大頻率為100%N？g/60=4200×9/60=630Hz；最小頻率（70%輸出時(shí)）為70%N？g= 0.7×630=441Hz。從慢車到加力的頻率范圍為441～630Hz（見表2）。

利用柔性關(guān)節(jié)測(cè)量臂對(duì)919號(hào)導(dǎo)管的形狀進(jìn)行測(cè)繪，得出導(dǎo)管中性軸線關(guān)鍵點(diǎn)的坐標(biāo)數(shù)據(jù)，如圖8所示。在CATIA軟件中生成三維模型，并轉(zhuǎn)換為STP格式后導(dǎo)入ANSYS Workbench中，設(shè)置材料屬性、確定載荷邊界條件、劃分網(wǎng)格后進(jìn)行仿真分析計(jì)算，得出919號(hào)導(dǎo)管前六階固有頻率及振動(dòng)模態(tài)圖，如表3和圖9所示。

3）小結(jié)

919號(hào)導(dǎo)管的固有頻率全部超出了液壓泵的最大輸出激振頻率，因此不會(huì)與液壓泵的輸出頻率耦合而導(dǎo)致共振現(xiàn)象。導(dǎo)管的振動(dòng)應(yīng)力值超標(biāo)并非由飛機(jī)第Ⅱ液壓系統(tǒng)的脈動(dòng)沖擊引起，但依然與液壓系統(tǒng)脈動(dòng)沖擊有關(guān)，可能受到了外界激勵(lì)，且該外界激勵(lì)與第Ⅰ液壓系統(tǒng)的脈動(dòng)沖擊存在關(guān)聯(lián)關(guān)系。

3 故障解決方案

3.1 改變管系狀態(tài)

通過(guò)分析振動(dòng)傳遞路徑，結(jié)合919號(hào)與911號(hào)導(dǎo)管的振動(dòng)規(guī)律均與956號(hào)導(dǎo)管存在關(guān)聯(lián)，決定將956號(hào)與911號(hào)導(dǎo)管之間的剛性固定管夾更換為柔性固定卡箍，以達(dá)到削減振動(dòng)傳遞的影響。

3.2 振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試

選取內(nèi)外場(chǎng)的20架飛機(jī)，在956號(hào)和911號(hào)導(dǎo)管上相互固定位置的兩側(cè)以及919號(hào)導(dǎo)管的兩端粘貼應(yīng)力片，分浮動(dòng)管夾和浮動(dòng)卡箍?jī)煞N實(shí)物狀態(tài)，開展振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試對(duì)比工作。圖10為其中一架飛機(jī)在左側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)地面試車時(shí)測(cè)得的3根導(dǎo)管振動(dòng)應(yīng)力值的增幅，其反映的是不同頻率的外界激勵(lì)的影響結(jié)果?？梢园l(fā)現(xiàn)在浮動(dòng)管夾狀態(tài)時(shí)，第Ⅱ液壓系統(tǒng)的919號(hào)和911號(hào)導(dǎo)管的振動(dòng)受到了第Ⅰ液壓系統(tǒng)956號(hào)導(dǎo)管的嚴(yán)重影響。將浮動(dòng)管夾更換為浮動(dòng)卡箍后，919號(hào)和911號(hào)導(dǎo)管受956號(hào)導(dǎo)管的振動(dòng)影響大幅下降。

統(tǒng)計(jì)此20架飛機(jī)919號(hào)導(dǎo)管改進(jìn)前后振動(dòng)應(yīng)力值并進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果如表4和圖11所示，改進(jìn)前振動(dòng)應(yīng)力值最大為81.8MPa，最小為18.8MPa，平均值為44.7MPa；改進(jìn)后振動(dòng)應(yīng)力值最大為39.1MPa，最小為13.1MPa，平均應(yīng)力值為25.7MPa。應(yīng)力值下降幅度最大為68.9%，最小為3.7%，平均下降幅度達(dá)到了38.6%，說(shuō)明改進(jìn)后919號(hào)導(dǎo)管的振動(dòng)異常情況得到顯著改善。

4 結(jié)論

造成航空液壓管道振動(dòng)異常的原因很多，本文采用有限元分析與振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試相結(jié)合的方法，通過(guò)分析導(dǎo)管的固有頻率和振動(dòng)應(yīng)力值，得出導(dǎo)管振動(dòng)異常并非裝配異常、耦合共振或結(jié)構(gòu)振動(dòng)沖擊所致。通過(guò)改進(jìn)管系的安裝狀態(tài)，驗(yàn)證了該導(dǎo)管振動(dòng)異常是受外界激勵(lì)影響的結(jié)果，解決了該導(dǎo)管振動(dòng)異常故障問(wèn)題，為導(dǎo)管故障的改進(jìn)提供了一種解決思路。

參考文獻(xiàn)

[1]王鴻鑫.飛機(jī)液壓管路系統(tǒng)振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試研究[J].民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究，2012（2）：32-34.

[2]史杰，胡文.基于ANSYS的某型飛機(jī)液壓管路應(yīng)力測(cè)試[J].科技創(chuàng)新導(dǎo)報(bào)，2014（24）.