航空機載溫度傳感器耐久性分析與仿真預計

王尊敬　彭艷　王天資

摘? 要：為了保障飛機的使用壽命，確保飛機飛行安全，開展耐久性分析具有重要意義。文章以某型航空機載溫度傳感器為研究對象，通過耐久性主機理分析和有限元仿真預計相結合的方法，圍繞耐久性及疲勞壽命預測展開研究，結果表明：傳感器的耗損原因為承受機械或疲勞載荷，主要損耗激勵為疲勞或循環應力;傳感器承受循環應力振動載荷循環次數遠遠超過107，傳感器整體結構接近無限壽命，能夠滿足規定的耐久性要求。

關鍵詞：溫度傳感器;耐久性分析;有限元仿真;疲勞壽命預計

中圖分類號：V215? ? ? ? ?文獻標志碼：A? ? ? ? ?文章編號：2095-2945（2020）08-0037-04

Abstract： In order to ensure the life span and the safety of the aircraft， it is of great significance to carry out durability analysis. In this paper， an airborne temperature sensor is taken as the research object， and the durability and fatigue life prediction were studied by combining the durability main mechanism analysis and finite element simulation prediction. The results show that the cause of sensor wear is mechanical or fatigue load， and the loss of motivation is fatigue or cyclic stress. The number of cycles of the sensor under cyclic stress and vibration load exceeds 107， and the overall structure of the sensor is closed to infinite life， which can meet the specified durability requirements.

Keywords： temperature sensor; durability analysis; finite element simulation; estimated fatigue life

當今世界上許多先進民用飛機的疲勞壽命已達60000～90000飛行小時，而我國飛機的疲勞壽命僅為25000～30000飛行小時[1-2]。究其原因，除了在材料、使用維護等方面與國外存在差距外，另一個主要原因是機載設備在結構設計與制造上不能滿足耐久性要求，造成我國飛機的安全使用壽命較低[3]。為了保障飛機使用壽命的各項性能指標，確保飛行安全，滿足飛機結構的長壽命、高可靠性、高出勤率和低維修成本的綜合要求，研究機載設備結構的耐久性具有重要意義[4-5]。

裝配于航空發動機的傳感器通常所處工作環境惡劣，在相當短的時間內會經受大溫度梯度變化和大量級振動載荷，從而引起較大的交變應力，振動疲勞損傷嚴重。因此，在傳感器設計階段即需要開展耐久性研究工作。本文首先簡要介紹了航空機載設備耐久性分析方法，然后以某型航空機載溫度傳感器為研究對象，通過耐久性主機理分析和有限元仿真預計相結合的方法，圍繞耐久性及疲勞壽命預測展開研究，對傳感器結構進行振動疲勞壽命預計，從而對傳感器進行較全面的安全評估。

1 航空機載設備耐久性分析方法

航空機載設備結構設計方法主要有靜強度設計、氣動彈性（剛度）設計、疲勞安全壽命設計、破損安全設計、損傷容限分析等。其中，綜合了可靠性設計思路的耐久性損傷容限設計逐漸成為機載設備設計中必不可少的考慮因素之一，特別是對于壽命和可靠性要求較高的航空機載設備，目前均已要求通過耐久性定量分析技術，綜合評定設備戰術技術性能、環境適應能力和維護成本等指標，從而實現設計和使用要求[6]。

耐久性分析流程如圖1所示，包含五方面的內容：主要耗損機理確定、數字樣機建模、仿真應力分析、耗損型失效時間計算和理論壽命預計，其主要是利用NX UG軟件進行三維建模，Ansys Workbench軟件中的Geometry模塊進行數字樣機修正，Mesh模塊進行有限元網格劃分，Harmonic Response模塊進行諧響應分析，nCode Design-Life模塊進行壽命預計仿真分析。

2 某型溫度傳感器產品簡介

2.1產品功能

某型航空機載溫度傳感器主要用于測量發動機排出燃氣的平均溫度，安裝于發動機排氣段機匣。使用時，單支傳感器通過一對接線柱輸出一組熱電勢信號，多支傳感器輸出的熱電勢信號通過ITT電纜并聯形成兩組輸出，經過補償后供給EEC以監控發動機的工作狀態。傳感器的功能模型為串聯模型，如圖2所示，模型中任一單元失效，系統即發生故障。

2.2 產品組成及功能框圖

某型航空機載溫度傳感器由螺母（1）、接線柱（2）、熱電偶組合（3）、安裝座（4）、端蓋（5）、卡簧（6）、保護套（7）、螺母（8）和接線柱（9）組成。傳感器結構圖見圖3。

3 耐久性主機理分析

耐久性主機理分析用于確定傳感器在壽命期內可能潛在的故障模式與故障機理（含耗損特征），及其對應的工作應力或環境應力。其定性分析結果為開展基于不同耗損特征的各項定量分析以及耐久性薄弱環節的確定奠定基礎，為耐久性仿真分析和壽命試驗方案設計提供參考。

3.1 傳感器總壽命要求

圖3所示某型航空機載溫度傳感器的總壽命要求為不低于4000發動機小時/10年。

3.2 結構分解

在明確傳感器工作原理、結構組成及工作特性的基礎上，將傳感器的結構層次分解為以下三部分：

（1）熱電偶組合：用于生成反應測量溫度熱電勢信號，為傳感器功能實現的核心元件。

（2）安裝座：用于固定熱電偶組合，同時將傳感器與發動機殼體連接。

（3）接線柱：將熱電勢信號傳輸給電子控制器，以監控發動機的工作狀態。

3.3 載荷分析

根據傳感器的載荷譜或任務剖面，分析確定傳感器全壽命周期內所有可能的工作載荷與環境載荷類型及其作用方式。根據分析可知，傳感器主要承受的載荷為機械振動應力和疲勞載荷。

3.4 機理確定

在結構分析與載荷分析的基礎上，針對每個結構層次單元，考慮所有可能的載荷類型，進行一一映射關系研究，分析確定每一種層次單元所有可能的耗損性故障機理，并對會引起同一故障模式的機理進行合并。根據分析可知，傳感器主要損耗機理為循環應力和疲勞損耗。

3.5 結果分析

傳感器耐久性主機理分析結果見表1所示。傳感器在使用過程中主要故障模式為結構斷裂和疲勞裂紋，兩者最終均會導致傳感器因測量偏差或無輸出而失效，故障機理為循環應力和疲勞損耗，需采用疲勞壽命分析的方法進行耐久性定量計算，以確定產品壽命的安全系數。

4 耐久性仿真預計

根據耐久性主機理分析結果可知，傳感器的三個結構層次單元在使用過程中主要故障模式為結構斷裂和疲勞損傷，主要損耗機理為循環應力載荷。名義應力法適用于高周疲勞壽命估算，是以材料的S-N曲線為基礎，對照結構疲勞危險部位的應力集中系數和名義應力，結合疲勞累積損傷理論計算疲勞壽命[7]。本部分基于壽命計算理論，采用名義應力法，對照結構疲勞危險部位的名義應力和應力集中系數，結合疲勞累積損傷理論，利用nCode Design-Life軟件進行疲勞仿真分析，校核產品的疲勞強度，計算出疲勞壽命。

4.1 確定疲勞特性薄弱部位

由于疲勞主要發生在承受交變載荷的零部件上，疲勞破壞位置通常發生在零部件截面突變處。對傳感器施加沿X軸加速度大小為17.2g（量級大于功能振動譜量級）的正弦循環載荷，將分析所得的響應結果作為疲勞壽命分析的輸入量。圖4為正弦循環載荷施加示意圖，圖5～圖6為傳感器正弦響應示意圖。

4.2 確定薄弱部位材料的疲勞特性曲線

材料的疲勞特性包括材料抗拉強度σb、疲勞極限Sae、S-N曲線等。當材料承受的疲勞載荷小于理論疲勞極限Sae時，不發生疲勞損傷，此時的疲勞壽命為無窮大;當疲勞載荷應力大小等于材料的抗拉強度σb時，N=1/4。考慮抗拉強度和理論疲勞極限Sae對疲勞S-N曲線的影響，給出了包含低周區域、高周區域和超高周區域的S-N曲線公式：

式中，a為形狀參數，反映了疲勞壽命隨應力增大的下降速率，參數a值越大，高周疲勞區內曲線下降的越快;b為尺度參數，反映了材料的抗疲勞性能，b值越大，材料的抗疲勞性能越好。傳感器結構薄弱部位熱電極殼體材料為高溫合金GH3128，材料抗拉強度σb為814MPa，疲勞極限Sae為190.26MPa，參數a取1.81，參數b取106.03。高溫合金GH3128的疲勞S-N曲線如圖7所示[8]。

4.3 確定疲勞分析載荷譜

對于承受隨機振動載荷的結構，為了估算結構的使用壽命，必須得到反映真實使用工況下的疲勞載荷譜。通過有限元分析軟件，對加載后的結構進行模態分析和應力分析，得出危險截面的應力時間歷程，結合材料的S-N曲線、疲勞累積損傷理論等進行壽命預計。

根據傳感器的振動載荷任務剖面，進行受力分析，獲得薄弱疲勞特性薄弱部位的應力循環特征。本文疲勞分析載荷譜采用正弦循環振動譜，使用Goodman修正方法。

4.4 疲勞壽命仿真及結果分析

根據傳感器承載情況，確定了結構頻率失效模式為高周疲勞類型，分析采用名義應力疲勞設計法（S-N法）。以名義應力為基本設計參數、以S-N曲線為主要設計依據的高周疲勞設計方法。用S-N法進行疲勞壽命分析主要基于疲勞累積損傷理論，疲勞累積損傷理論是假定疲勞損傷和破壞是不斷累積的，最終達到破壞極限值，導致疲勞破壞。

利用ANSYS Workbench中的nCode Design-Life疲勞仿真分析模塊，建立的循環應力下的疲勞壽命仿真分析流程，得出傳感器產品該應力載荷下的疲勞壽命。

如圖8所示為傳感器在承受正弦循環載荷時的疲勞壽命分析結果，對傳感器72901個節點承載情況進行了計算，僅3個節點的疲勞壽命在1030次循環以下，分別為：39463號節點疲勞壽命為1.778×1017次循環，39471號節點疲勞壽命為8.008×1027次循環以及39565號節點疲勞壽命為8.082×1027次循環。由于傳感器所有節點承受振動載荷循環次數遠遠超過107，可認為傳感器整體結構接近無限壽命，遠高于規定的壽命指標，能夠滿足規定的耐久性要求。

5 結論

長期以來，航空機載設備耐久性試驗及疲勞壽命預測一直是國內外傳統動力學研究領域的難點和熱點之一。本文以某型航空機載溫度傳感器為研究對象，通過耐久性主機理分析和有限元仿真預計相結合的方法，圍繞耐久性及疲勞壽命預測展開了研究，得到以下結論：

（1）通過對傳感器進行耐久性主機理分析可知，傳感器的耗損原因為承受機械或疲勞載荷，主要耗損激勵為疲勞或循環應力，需采用疲勞壽命分析驗證其耐久性。

（2）通過耐久性仿真預計分析可知，傳感器承受循環應力振動載荷循環次數遠遠超過107，傳感器整體結構接近無限壽命，遠高于規定的4000發動機小時/10年的壽命指標。

參考文獻：

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