某型飛機(jī)液壓導(dǎo)管延壽研究

季學(xué)強(qiáng)

（國(guó)營(yíng)蕪湖機(jī)械廠，安徽蕪湖 241007）

某型飛機(jī)液壓導(dǎo)管延壽研究

季學(xué)強(qiáng)

（國(guó)營(yíng)蕪湖機(jī)械廠，安徽蕪湖 241007）

針對(duì)某型飛機(jī)液壓導(dǎo)管延壽問(wèn)題。通過(guò)故障模式分析，研究使用環(huán)境對(duì)導(dǎo)管壽命的影響，對(duì)到壽導(dǎo)管進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，結(jié)合結(jié)構(gòu)、脈動(dòng)應(yīng)力和可靠性進(jìn)行分析，論證了導(dǎo)管實(shí)際壽命潛力滿足延壽要求的能力。

導(dǎo)管;延壽;可靠性

液壓導(dǎo)管是飛機(jī)重要組成部分，數(shù)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(jī)導(dǎo)管壽命潛力，降低飛機(jī)延壽成本，保證延壽安全，開(kāi)展液壓導(dǎo)管延壽研究。［1］按《某型飛機(jī)導(dǎo)管脈動(dòng)應(yīng)力試驗(yàn)技術(shù)條件》，σm應(yīng)小于40 MPa。接近到壽飛機(jī)，因結(jié)構(gòu)件磨損、老化等原因，導(dǎo)管安裝可能松動(dòng)，使脈動(dòng)應(yīng)力增大。要滿足繼續(xù)延壽需要，接近使用壽命的液壓導(dǎo)管，σm應(yīng)符合設(shè)計(jì)指標(biāo)。［2］通過(guò)同類型飛機(jī)液壓導(dǎo)管故障原因統(tǒng)計(jì)，振動(dòng)引發(fā)的脈動(dòng)應(yīng)力是導(dǎo)管失效主要原因。選取接近到壽的典型導(dǎo)管，按HB 6442－1990進(jìn)行旋轉(zhuǎn)疲勞試驗(yàn)，要滿足延壽要求，導(dǎo)管應(yīng)通過(guò)107次應(yīng)力循環(huán)。［3］

1 脈動(dòng)應(yīng)力試驗(yàn)

選取某型飛機(jī)和某A型飛機(jī)各一架，在發(fā)動(dòng)機(jī)地面開(kāi)車條件下測(cè)試導(dǎo)管脈動(dòng)應(yīng)力，試驗(yàn)結(jié)果如表1、表2所示，脈動(dòng)應(yīng)力典型時(shí)域波形如圖1、圖2所示。某型飛機(jī)導(dǎo)管最大脈動(dòng)應(yīng)力為10～32MPa，某A型飛機(jī)導(dǎo)管最大脈動(dòng)應(yīng)力為19．8～39．9MPa，符合不大于40 MPa要求。

表1 某型飛機(jī)油泵出口導(dǎo)管脈動(dòng)應(yīng)力

表2 某A型飛機(jī)油泵出口導(dǎo)管脈動(dòng)應(yīng)力

圖1 23號(hào)應(yīng)變片時(shí)域波形

圖2 24號(hào)應(yīng)變片時(shí)域波形

2 疲勞試驗(yàn)

選取飛行時(shí)間接近總壽的油泵供壓導(dǎo)管，制作試驗(yàn)樣件一組7件（6件試驗(yàn)，1件備份），依據(jù)HB 6442－1990《飛機(jī)液壓導(dǎo)管及連接件彎曲疲勞試驗(yàn)》，進(jìn)行旋轉(zhuǎn)疲勞試驗(yàn)：

1）樣件制作時(shí)，作為試驗(yàn)端，保留一端原喇叭口;

2）受機(jī)上成形導(dǎo)管管口端直線段限制，樣件長(zhǎng)度110 mm;

3）試驗(yàn)壓力28 MPa，加載135 MPa脈動(dòng)應(yīng)力，旋轉(zhuǎn)頻率1500Hz，試驗(yàn)安裝見(jiàn)圖3。

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

圖3 試驗(yàn)安裝圖

3 故障模式及影響分析

3．1 故障統(tǒng)計(jì)

選擇14架進(jìn)廠大修飛機(jī)，進(jìn)行故障信息統(tǒng)計(jì)，檢查導(dǎo)管11644件，故障分布見(jiàn)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(nèi)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(dǎo)管總數(shù)的0．3%。延壽修理時(shí)，損傷深度大于0．1mm的導(dǎo)管換新處理。

根據(jù)導(dǎo)管腐蝕發(fā)展規(guī)律，其深度與時(shí)間成線性增長(zhǎng)關(guān)系。［5］到延壽目標(biāo)，導(dǎo)管腐蝕深度為0．05～0．09mm（不包括起落架艙和前緣襟翼導(dǎo)管），疊加0．1 mm的修理?yè)p耗，深度小于0．19 mm的腐蝕損傷占導(dǎo)管總數(shù)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(dǎo)管總數(shù)的0．19%，除2條在控故障外，其余21條為管嘴裂紋故障，占導(dǎo)管總數(shù)的0．18%，部位分散，無(wú)疲勞特征，屬隨機(jī)故障。故障原因主要與制造缺陷有關(guān)，換新后不影響導(dǎo)管的固有可靠性。

21條管嘴裂紋故障皆未導(dǎo)致漏油。油泵供壓導(dǎo)管脈動(dòng)應(yīng)力主頻大于500 Hz，其疲勞裂紋失效時(shí)間應(yīng)主要在55飛行小時(shí)內(nèi)（圖5所示），而一般導(dǎo)管疲勞裂紋失效也主要在600飛行小時(shí)內(nèi)。經(jīng)過(guò)1500飛行小時(shí)，導(dǎo)管裂紋沒(méi)有擴(kuò)展成漏油故障，說(shuō)明導(dǎo)管承受的循環(huán)應(yīng)力小于裂紋缺口處的疲勞極限。裂紋由制造或安裝時(shí)產(chǎn)生，使用過(guò)程中未擴(kuò)展，更換故障導(dǎo)管后，上述裂紋產(chǎn)生因素不影響導(dǎo)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(jī)領(lǐng)先延壽成果可行性

4．1 結(jié)構(gòu)比較

兩型飛機(jī)液壓系統(tǒng)工作原理，導(dǎo)管安裝布局，材料標(biāo)準(zhǔn)基本相同，某型飛機(jī)在某A型飛機(jī)基礎(chǔ)上，對(duì)液壓導(dǎo)管進(jìn)行了大量改進(jìn)：針對(duì)性增加導(dǎo)管壁厚，提高了導(dǎo)管強(qiáng)度;尾梁、發(fā)動(dòng)機(jī)艙回油導(dǎo)管選用不銹鋼材料，提高了高振動(dòng)部位回油導(dǎo)管強(qiáng)度;使用氟塑料襯套，提高了抗腐蝕和磨損性能;尾梁、垂尾導(dǎo)管結(jié)構(gòu)和安裝方式進(jìn)行了改進(jìn)，改善了導(dǎo)管脈動(dòng)條件，提高了導(dǎo)管可靠性。

4．2 脈動(dòng)應(yīng)力比較

由表1、表2可知，某型飛機(jī)導(dǎo)管脈動(dòng)應(yīng)力優(yōu)于或相當(dāng)于某A型飛機(jī)。

4．3 使用故障比較

統(tǒng)計(jì)范圍內(nèi)的50架某A型領(lǐng)先延壽飛機(jī)500飛行小時(shí)內(nèi)，裂紋故障26次，萬(wàn)時(shí)故障率10．4次。72架某型飛機(jī)500飛行小時(shí)，裂紋故障5次，萬(wàn)時(shí)故障率1．64次。通過(guò)應(yīng)急放導(dǎo)管改進(jìn)，消除導(dǎo)致裂紋的設(shè)計(jì)缺陷，萬(wàn)時(shí)故障率可降至1．1次。

某型飛機(jī)液壓導(dǎo)管的結(jié)構(gòu)可靠性明顯高于某A型飛機(jī)，壽命期內(nèi)裂紋故障率是某A型飛機(jī)的1/6。

4．4 比較結(jié)論

某型飛機(jī)液壓導(dǎo)管可參照某A型領(lǐng)先延壽飛機(jī)延壽模式進(jìn)行延壽。

5 結(jié)論

通過(guò)脈動(dòng)應(yīng)力試驗(yàn)、疲勞試驗(yàn)和環(huán)境損傷分析，某型飛機(jī)液壓導(dǎo)管剩余壽命滿足延壽要求。因安裝、制造缺陷及維護(hù)、疲勞等原因?qū)е碌膶?dǎo)管失效概率不大于1．1次/萬(wàn)時(shí)。其他型號(hào)飛機(jī)可參照某A型飛機(jī)領(lǐng)先延壽模式進(jìn)行延壽。

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

［2］徐穎，溫衛(wèi)東．復(fù)合材料層合板疲勞逐漸累積損傷壽命預(yù)測(cè)方法［J］．航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2007，（4）．

［3］朱付輝，傅衣銘．低速?zèng)_擊下壓電層合板的非線性動(dòng)力響應(yīng)與疲勞損傷壽命分析［J］．應(yīng)用力學(xué)學(xué)報(bào)，2009，（1）．

［4］張衛(wèi)正，劉金祥等．基于發(fā)動(dòng)機(jī)受熱件熱疲勞試驗(yàn)損傷的壽命預(yù)測(cè)研究［J］．內(nèi)燃機(jī)學(xué)報(bào)，2002，（1）．

［5］張福澤．金屬機(jī)件腐蝕損傷日歷壽命的計(jì)算模型和確定方法［J］．航空學(xué)報(bào)，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(xué)強(qiáng)（1966－），男，安徽無(wú)為人，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)楹娇昭b備修理。