不同管路布局振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試分析及布局優(yōu)化

石立　胡文

摘 要：目前，飛機(jī)的液壓系統(tǒng)正朝著高壓化、大功率、輕質(zhì)量、多余度等方向發(fā)展。高壓管道引起的液壓沖擊會(huì)更強(qiáng)烈，劇烈的振動(dòng)會(huì)造成管道元件破壞甚至斷裂，這必然對(duì)飛機(jī)液壓系統(tǒng)提出了更高的要求。該文通過(guò)在原理試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行不同導(dǎo)管形狀、不同導(dǎo)管安裝狀態(tài)，以及導(dǎo)管變形狀態(tài)的應(yīng)力測(cè)試比較，給出了管路布局優(yōu)化建議。

關(guān)鍵詞：管路 振動(dòng) 應(yīng)力 布局 優(yōu)化

中圖分類(lèi)號(hào)：TM925 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1674-098X（2015）09（a）-0030-02

1 概述

液壓系統(tǒng)管路，主要是用于液壓油的輸送，是液壓系統(tǒng)的重要組成部分。管路一旦發(fā)生斷裂，會(huì)造成飛機(jī)液壓系統(tǒng)失效，后果極其嚴(yán)重。因此，液壓管路的可靠性直接影響到飛機(jī)的性能和安全。根據(jù)對(duì)斷裂導(dǎo)管的統(tǒng)計(jì)分析得出，90%的斷裂屬于疲勞損傷，與振動(dòng)有關(guān)。現(xiàn)代大型客機(jī)液壓系統(tǒng)絕大多數(shù)都采用變量柱塞泵以及脈動(dòng)式的流量輸出，由此產(chǎn)生的壓力脈動(dòng)致使能源管路系統(tǒng)更易于發(fā)生故障，增加了飛機(jī)的危險(xiǎn)系數(shù)，影響飛行任務(wù)的正常執(zhí)行。

液壓系統(tǒng)管路由振動(dòng)引起的故障有兩大類(lèi)，一類(lèi)是振動(dòng)疲勞，一類(lèi)是振動(dòng)磨損。管路的振動(dòng)疲勞是管路在一定的振動(dòng)應(yīng)力作用下，先局部形成永久性累積損傷，經(jīng)一定循環(huán)次數(shù)后出現(xiàn)裂紋、擴(kuò)展直至斷裂的過(guò)程。管路的振動(dòng)磨損，則是因管路振動(dòng)引起管路連接、固定處配合面產(chǎn)生相對(duì)位移而形成的摩擦表面損傷，或是因管路振動(dòng)位移過(guò)大，而與相鄰物體產(chǎn)生反復(fù)碰撞摩擦而形成的表面損傷，嚴(yán)重時(shí)可在管路表面形成明顯的磨損凹坑而導(dǎo)致管路損壞。

為研究分析不同的導(dǎo)管形狀、不同的導(dǎo)管安裝狀態(tài)，以及導(dǎo)管變形（如機(jī)翼的變形造成管路的變形）對(duì)管路振動(dòng)的影響，在某一液壓原理試驗(yàn)臺(tái)上進(jìn)行了不同管路構(gòu)型狀態(tài)下的脈動(dòng)應(yīng)力測(cè)試。

2 導(dǎo)管構(gòu)型狀態(tài)

試驗(yàn)在某液壓原理試驗(yàn)臺(tái)上進(jìn)行，原理試驗(yàn)臺(tái)液壓泵后采用軟管連接，試驗(yàn)臺(tái)中用型架搭建一個(gè)管路連接模塊，型架可以自由移動(dòng)，方便固定不同管路，安裝管路一端與系統(tǒng)采用硬管連接，另一段采用軟管連接，方便不同管路的安裝。管路連接模塊如圖1所示。

管路安裝構(gòu)型分為以下幾種。

（1）平面S型硬彎管：在導(dǎo)管連接模塊中采用平面S型硬彎管連接，導(dǎo)管形式如圖2所示。

（2）立體S型硬彎管：在導(dǎo)管連接模塊中采用立體S型硬彎管連接，導(dǎo)管形式如圖3所示。

（3）立體S型硬彎管加一個(gè)卡箍：在導(dǎo)管連接模塊中采用立體S型硬彎管連接，并在立體S型硬彎管管路中部安裝一個(gè)卡箍。

（4）立體S型硬彎管加兩個(gè)卡箍：在導(dǎo)管連接模塊中采用立體S型硬彎管連接，并在立體S型硬彎管管路中部安裝兩個(gè)卡箍。

（5）立體S型硬彎管加一個(gè)塊卡：在導(dǎo)管連接模塊中采用立體S型硬彎管連接，并在立體S型硬彎管管路中部安裝一個(gè)塊卡（快卡位置與安裝一個(gè)卡箍時(shí)卡箍安裝位置一致）。

（6）硬直管：在導(dǎo)管連接模塊中采用硬直管連接。

（7）變形硬管3°～5°：在導(dǎo)管連接模塊中采用硬直管連接，并在硬直管管頭處用塊卡固定，在硬直管管尾（與軟管接口處）將硬直管下拉固定，保持硬直管成3°～5°角變形。

（8）變形硬管7°～10°：在導(dǎo)管連接模塊中采用硬直管連接，并在硬直管管頭處用塊卡固定，在硬直管管尾（與軟管接口處）將硬直管下拉固定，保持硬直管成7°～10°角變形。

3 測(cè)試方法

導(dǎo)管脈動(dòng)應(yīng)力試驗(yàn)主要是通過(guò)測(cè)量液壓導(dǎo)管的脈動(dòng)應(yīng)力幅值，來(lái)判斷是否會(huì)對(duì)管路產(chǎn)生疲勞破壞。本次試驗(yàn)采用了硬直管、平面S型硬彎管和立體S型硬彎管3種管路構(gòu)型，其中在硬直管構(gòu)型中包括了管路未變形狀態(tài)及兩個(gè)不同的管路變形狀態(tài)，在立體S型硬彎管構(gòu)型中包括了用卡箍和塊卡等不同固定形式固定管路的狀態(tài)。在3根導(dǎo)管上共布置7個(gè)測(cè)點(diǎn)，每個(gè)測(cè)點(diǎn)安裝兩片應(yīng)變片。其中硬直管和變形硬管同用一根硬管，硬管上布置3個(gè)測(cè)點(diǎn)，平面S型硬彎管和立體S型硬彎管上均布置兩個(gè)測(cè)點(diǎn)。在試驗(yàn)中用液壓泵模擬某大型飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)泵，模擬發(fā)動(dòng)機(jī)泵的最大轉(zhuǎn)速3830 r/m，進(jìn)行了0 L/min流量狀態(tài)和29.9 L/min流量狀態(tài)下的脈動(dòng)應(yīng)力試驗(yàn)。

在本次試驗(yàn)中采用了DC耦合的方式進(jìn)行數(shù)據(jù)采集，采集過(guò)程中除去趨勢(shì)分量，只提取動(dòng)態(tài)信息。溫度變化引起的信號(hào)零點(diǎn)漂移已作為趨勢(shì)分量進(jìn)行濾除，因此可以不在管路上進(jìn)行溫度補(bǔ)償。針對(duì)原始數(shù)據(jù)，計(jì)算幅值包絡(luò)最大值，提取應(yīng)變峰峰值，根據(jù)液壓導(dǎo)管的參考彈性模量，利用應(yīng)力公式計(jì)算出相應(yīng)的應(yīng)力峰峰值。由于在不同管路構(gòu)型中黏貼了應(yīng)變片，因此應(yīng)變片的黏貼誤差會(huì)帶入不同管路構(gòu)型之間的比較，而對(duì)同一管路構(gòu)型之間的不同狀態(tài)不會(huì)產(chǎn)生影響。

4 測(cè)試結(jié)果分析

通過(guò)試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析，硬直管、平面S型硬彎管和立體S型硬彎管三種管路構(gòu)型中，硬直管的脈動(dòng)應(yīng)力值最小，在相同沒(méi)有卡箍和塊卡固定的情況下，平面S型硬彎管的脈動(dòng)應(yīng)力要小于立體S型硬彎管。在立體S型硬彎管構(gòu)型狀態(tài)中，采用卡箍或塊卡固定管路能夠有效的減小脈動(dòng)應(yīng)力值，且通過(guò)單卡箍固定和單塊卡固定兩種形式的比較，可以看出用塊卡固定能更有效的減小脈動(dòng)應(yīng)力值，而在單卡箍和雙卡箍固定的比較中，單卡箍固定的脈動(dòng)應(yīng)力值更小，這應(yīng)該是和卡箍的固定位置有較大關(guān)系。在硬直管構(gòu)型中，當(dāng)管路彎曲變形后，脈動(dòng)應(yīng)力值整體偏大。

5 管路布局優(yōu)化

（1）在液壓系統(tǒng)壓力管路中，導(dǎo)管的形狀對(duì)脈動(dòng)壓力有一定的影響，隨著管路復(fù)雜程度的加大，脈動(dòng)壓力會(huì)有增大的趨勢(shì)，為了減少管路的脈動(dòng)壓力，特別是泵出口管路的壓力脈動(dòng)，應(yīng)盡量將管路的形狀布置簡(jiǎn)單。

（2）飛機(jī)液壓系統(tǒng)中經(jīng)常采用卡箍和塊卡對(duì)管路進(jìn)行安裝固定，試驗(yàn)表明，適當(dāng)?shù)膶?duì)導(dǎo)管進(jìn)行安裝固定，對(duì)減少脈動(dòng)應(yīng)力有一定的效果，而采用塊卡比卡箍效果更好，同時(shí)適當(dāng)?shù)恼{(diào)節(jié)卡箍、快卡的安裝固定點(diǎn)，可以影響脈動(dòng)應(yīng)力的大小。

（3）飛機(jī)飛行過(guò)程中液壓系統(tǒng)導(dǎo)管由于飛機(jī)的升力作用經(jīng)常會(huì)出現(xiàn)變型。試驗(yàn)表明，導(dǎo)管在變型后管路中的脈動(dòng)應(yīng)力會(huì)有增大的趨勢(shì)。在飛機(jī)液壓系統(tǒng)中應(yīng)注意產(chǎn)生變型的部位（比如機(jī)翼中的導(dǎo)管），安裝時(shí)應(yīng)采用一定的措施。

參考文獻(xiàn)

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