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的投入，在飛機的設計制造過程中，液壓管路應用于實現多種不同功能的飛機設施上，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的發展，過去存在的一些問題變得更加復雜。一方面，高壓管路中的液體脈動會產生更強的沖擊力，從而導致管道系統劇烈振動和疲勞損壞，甚至導致嚴重的飛機內部損壞后果。在高溫高壓系統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致飛機無效的性能消耗增加，這會產生大量的熱量并使液壓管路系統的溫度顯著升高，從而增加液壓管路系統的工作壓力。

1 管道振動疲勞的基本概念

疲勞失效是指材料或結構在一定次數的循環中反復承受低于拉伸極限的交變載荷后的材料性能失效。在材料循環受到載荷時，材料內部的裂紋會逐漸積累，隨著裂紋逐漸擴展，材料或結構會破裂。如果交變載荷的頻率接近結構系統的某個階數或某個固有頻率，則結構會隨之振動。稱之為共振現象。在共振頻率的影響下，即使很小的激勵幅度也會產生非常大的響應，這使得材料和結構更容易發生疲勞破壞。

基于對振動疲勞的研究和理解，許多科學家給出了不同的定義和解釋。對振動疲勞的研究既需要結構疲勞破壞理論，也需要結構振動力學理論，在實際研究中兩者可以有機地結合起來。到目前為止，在國內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狀

國內外學者對于飛機液壓管路振動特性的研究已經有了長足的發展，其主要研究內容包括結構力學、流體力學、流體力學耦合動力學以及非線性振動等。主要研究領域包括：管道流固耦合振動機理的線性和非線性分析、管道振動數值計算方法、管道系統振動測試方法以及管道系統疲勞可靠性研究。研究人員針對各種實際問題創建了各種數學模型，并提出了合適的計算方法。

在國外，Marloff于1979年首次提出使用結構樣本的固有頻率作為疲勞破壞的標準。為了縮短振動疲勞測試時間并提高測試速度，George等采用基礎激勵產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個疲勞循環的情況下，大多數樣品會撕裂并導致疲勞失效。2007年，Rajiv K A等人通過使用共振疲勞試驗機對X65材質的撓性管進行疲勞試驗，測試結果表明，改進的管道連接件比基礎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計的樣品進行了共振疲勞試驗，并調整了試驗數據，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建了油田生產中常用的J55NU軟管的ε-N曲線，并將其與疲勞測試進行比較，結果表明，由三參數冪函數公式生成的疲勞曲線最接近測試數據。2012年，王宏新將加速和壓力測試相結合，對飛機液壓管路系統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，我國和國外的科學家在振動疲勞試驗研究方面取得了一定的成果和經驗。然而，由于各種類型的振動疲勞的發生條件和原理較為復雜，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新技術的原因。盡管實驗研究存在成本高、測試持續時間長、測試結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力疲勞故障。利用力學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：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構的振動所引起的液壓管道的彎曲應力有關，并且不同結構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，特別是當流體脈動的頻率接近管的第一固有頻率時，將會發生共振現象。

徑向振動是指在飛機液壓管路內部流體壓力的作用下管道的徑向變形。如果流體壓力不穩定或周期性變化，則應力集中會出現在飛機液壓管路曲率較大的部分中，并且管道中會發生徑向振動。在多次重復之后，上述各種形式的振動將會使得飛機液壓管路的應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，原因也很復雜。但是，最終可以假設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構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、應力集中、表面處理、應力和環境介質等。這同樣適用于飛機中的液壓管路。如果材料特性以及環境介質等發生變化，則飛機液壓管道的張力會發生變化，管路疲勞極限也會相應地發生變化。可以看出，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，試驗可以準確的確定飛機液壓管路的疲勞壽命極限。

從發現疲勞破壞現象到研究疲勞破壞規律，科學家們已經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：首先分析結構動態特性與疲勞壽命之間的內在聯系，其次，在完成測試后，研究新的測試方法，發現新的問題，測試新的理論。除了飛機液壓管路振動特性的研究以外，學者們發現在工程領域內，也存在很多因為共振疲勞而引起的問題，因此，目前世界范圍內的疲勞損傷研究主要以共振疲勞為核心。

4 結論

在飛機液壓管路中，會存在由于彎曲振動和徑向振動所導致液壓管路疲勞損壞現象，彎曲振動來自飛機本身結構的設計，并且在飛機連接件的應力集中部位發生的更為明顯;徑向振動指的是在飛機液壓管路中流體脈沖的變化所導致的管內不同位置的壓力變化，而這種壓應力的變化在飛機液壓管路的彎曲處更為明顯，使得液壓管路的應力集中點受到較為高頻的交變載荷，進而發生疲勞損壞現象。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、應力集中以及環境介質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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