飛機典型液壓管路全狀態考核試驗方法研究

閔強，王用巖，黃虎，金偉

（中國航空工業集團有限公司 成都飛機設計研究所，成都 610091）

飛機液壓系統簡圖見圖1，主要由油箱、液壓能源裝置（泵）、油濾、蓄壓器、控制裝置（閥門、調節器等）、執行裝置（作動器等）等液壓元件和液壓管路組成[1-3]。錯綜復雜的液壓管路是液壓系統動力傳輸的主要通道，它將各種液壓元件連接起來，傳輸高壓高速的液壓流體，從而實現對飛機的操縱與控制。

圖1 飛機液壓系統Fig.1 Aircraft hydraulic system

提高液壓系統壓力制度，可大幅度提高飛機操縱與控制的效率，降低液壓元件的體積。隨著飛機設計水平的提高，液壓系統正向著高壓化方向發展。目前國內飛機的液壓系統主要采用21 MPa 壓力制度，在研新機采用28 MPa 壓力制度。歐美等先進國家的飛機液壓系統已經向35 MPa 甚至更高的56 MPa 壓力制度發展[4-5]，與之相比，國內還存在較大差距。

飛機液壓系統啟動關閉時，閥門通斷會引起液壓管路內部壓力和流量的快速變化。飛機在執行機動動作時，作動器由于承受的外部載荷變化，也會導致液壓管路壓力和流量的變化[6-7]。高壓高速的液壓管路壓力與流量的強瞬變會帶來沖擊與振動等問題，導致液壓管路失效破壞，某飛機液壓管路爆裂如圖2 所示[8]。同時安裝在機體結構上的液壓系統需要承受飛機艙內的振動噪聲環境，液壓的沖擊流動與振動環境的耦合會導致管路系統產生振動疲勞問題[9-11]。管路系統振動疲勞問題的故障不僅表現在管路自身結構的破壞上，同時也會波及與管路安裝的機體結構。某飛機發動機艙機體結構上連接的液壓系統導管因劇烈振動導致結構產生裂紋，甚至掉塊，如圖3 所示。

圖2 飛機液壓管路爆裂Fig.2 Burst of aircraft hydraulic pipeline

圖3 管路系統導致機體結構破壞Fig.3 Structural damage caused by pipeline system

液壓管路的振動疲勞危害具有隱蔽性，且極具危險性，輕則會使液壓管路磨損、松動，重則液壓管路會因疲勞裂紋而造成液壓系統漏油、飛機失去操縱動力失控等事故。液壓油高壓高速流動和環境振動是液壓管路系統設計時主要考慮的載荷，目前國內液壓管路強度試驗方法單一，地面模擬試驗技術未能很好地模擬出空中飛行復雜環境狀態。文中設計了飛機典型液壓管路試驗件，提出了一種可同時施加液壓油流動環境和振動環境的液壓管路全狀態考核的試驗方法，編制了液壓管路全狀態疲勞載荷譜來實施試驗。該試驗可為飛機液壓管路減振優化設計提供重要的試驗依據。

1 全狀態試驗方案設計

1.1 液壓管路試驗方法

美軍標將飛行器管路系統動強度設計納入到設計準則規范里，針對飛行器充液管路系統開展了大量試驗，總結了豐富的試驗數據和設計經驗，技術相對成熟。國內也進行了一些管路試驗，總結如下。

1）耐壓試驗[12]。這是液壓導管在裝機或其他試驗前必須進行的一種基本試驗，將管路試驗件一端接在壓力源上，另一端堵住，按試驗要求進行充壓和保持，試驗不允許有滲漏現象。

2）液壓沖擊試驗[13]。試驗總體方案是按照管路入口壓力和流速的要求，設計一個液壓回路系統來模擬管路內液體的流動特性，如圖4 所示。本試驗考慮了高壓高速液體流動對管路的影響，但是未考慮飛機振動環境的影響。

圖4 液壓沖擊試驗Fig.4 Hydraulic impact test

3）管路振動試驗[14]。將液壓管路一端堵住，另一端充壓到管路的使用壓力進行保壓，然后將管路試驗件安裝在振動臺上進行振動試驗。本試驗只考慮保壓狀態的液壓導管在振動環境下的響應，試驗條件不能模擬出液壓管路內液壓油高壓高速流動的沖擊作用。

綜上所述，現階段的地面模擬試驗技術未能很好地同時模擬出飛行中管內液體流動和振動環境，地面的動力學試驗環境和空中飛行狀態有較大的差異。

1.2 液壓管路全狀態試驗方案設計

為同時考慮液壓管路內部的高壓高速液壓油流動和外部振動環境耦合產生的響應，設計一種全狀態液壓管路試驗方案，如圖5 所示。本試驗方案包括模擬液壓流動壓力流速的液壓試驗組件和模擬振動環境的振動試驗組件兩部分共同作用。液壓試驗組件包括油箱、液壓泵、流量閥、流量計等液壓元件。為減小管路試驗件端頭的支持剛度對試驗產生額外的影響，液壓元件均通過軟管與被測的典型液壓管路共同形成模擬飛機飛行狀態時的液壓回路。振動試驗組件包括振動臺和夾具，夾具安裝在振動臺上，夾具上安裝飛機典型液壓管路試驗件。

圖5 液壓管路全狀態考核試驗方案Fig.5 Full state examination test scheme of hydraulic pipeline

本試驗方案的實施需突破以下三方面的關鍵技術。

1）試驗件設計。從飛機典型艙位液壓管路系統中抽取出典型液壓管路及其支持結構的試驗件，模擬出飛機機體結構的支持剛度，做到試驗件的動力學邊界條件與飛機實際安裝尺度相一致。

2）液壓管路內部流體狀態。現階段飛機設計只監控液壓系統主管路的壓力和流量，根據液壓系統主管路的典型工作狀態，通過液壓管路系統動力學分析方法得到液壓系統其他管路內的壓力和流速等流體參數。

3）飛機各部位振動環境。飛機各部位振動環境在無實測數測數據時，可按照GJB 150.16A—2009[15]給出的參考執行。當有大量的飛機實測振動數據時，可歸納總結出施加在典型艙位液壓管路結構上的隨機振動實測環境譜。

2 試驗件設計

飛機液壓管路在機體上的安裝方式主要分為兩類（如圖6 所示）[16]：第一類是順著加強筋環向安裝或順航向安裝在結構長桁上；第二類是順著飛機主承力框環向安裝或在主承力框腹板上開孔，液壓導管穿孔安裝在框的腹板上。

圖6 液壓管路典型安裝Fig.6 Typical installation of hydraulic pipeline

由于主承力框結構較強，不易產生振動疲勞裂紋，針對飛機上出現過鈑金框被液壓管路扯壞的情況，設計了飛機典型液壓管路試驗件來模擬液壓管路在鈑金加強筋上的安裝方式，如圖7 所示。

圖7 典型液壓管路試驗件設計Fig.7 Design of typical hydraulic pipeline test specimen

典型液壓管路試驗件均按照飛機液壓系統設計要求進行設計，導管通過卡箍安裝在角片上，角片與鈑金件進行連接，模擬與機體結構的安裝，典型液壓管路試驗件中的導管、卡箍、螺栓、墊圈、螺母、角片、鉚釘等均采用飛機液壓系統設計標準件。典型液壓管路試驗件通過邊緣的L 型材鉚釘與底板相連，如圖8 所示。典型液壓管路試驗件與底板鉚釘相連后，通過底板螺栓與夾具相連，如圖9 所示。依據振動臺安裝規格，設計夾具底面與振動臺相連的螺栓孔。除保證典型液壓管路試驗件與飛機實際結構相似外，最重要的是要求剛度相似，主要包括頻率和振型，表現為模態計算時典型液壓管路試驗件前幾階的頻率和振型與飛機上考核的管路頻率和振型的相似度，如圖10 所示。

為減小試驗件端頭的支持剛度對試驗產生額外的影響，典型液壓管路試驗件管路兩端頭與液壓試驗組件通過軟管相連，液壓試驗組件施加試驗要求的壓力和流速，振動臺施加飛機的環境振動譜，從而實現典型液壓管路的全狀態試驗考核。

圖8 典型液壓管路試驗件與底板相連Fig.8 Connection between typical hydraulic pipeline test specimen and the base plate

圖9 底板與夾具通過螺栓相連Fig.9 Connection between the base plate and the clamp by bolts

圖10 典型液壓管路試驗件模態振型分析Fig.10 Model analysis of typical hydraulic pipeline test specimen

3 試驗載荷設計

3.1 液壓流動載荷

飛機液壓系統中閥門調節以及作動器負載的變化均會引起高壓高速的液壓管路內流體參數發生變化，基于AMESim 軟件[17-18]建立起泵、油濾、蓄壓器、閥門以及作動器等典型液壓元件的仿真模型，如圖11 所示。

圖11 液壓系統液壓流動仿真模型Fig.11 Simulation model of hydraulic flow in hydraulic system

液壓管路的一維流體壓力傳遞波動方程為：

式中：P為壓力；Q為流量；ρ為密度；c為波速；x表示位置；t為時間；A為管道的截面積；f為摩阻函數。

波動方程是管路動特性的基本方程，它真實而全面地反映了流體在管路內的非恒定流動過程。波動方程是偏微分方程，AMESim 軟件引入特征線法來求解偏微分方程，將偏微分方程變換成特殊的全微分方程，然后對全微分方程積分，得到便于處理的有限差分方程。

將液壓管路系統分為n段，由特征法推導出波動方程的代數方程。液壓元件、管路的兩端點，分別只有一個特征方程，始端點有反射波方程，末端點有入射波方程，但是每一個特征方程卻有兩個變量P和Q，因此必須根據邊界元件的數學模型建立邊界補充方程，與管路的始端或末端的一個特征方程進行耦合求解。

實際液壓系統中，泵、油濾、蓄壓器、作動器等液壓元件的液阻、液容、液感、作動器負載等設計參數對系統動態特性的影響最為明顯，表現為流動參數（壓力P、流量Q等）經過各液壓元件時會發生動態變化。通過數學建模，運用分布參數仿真建模方法，可以建立各液壓元件進口和出口流動參數的關系表達式。

其中對于作動器流動參數（如圖12 所示）[19]，假設作動器是勻速伸出/縮回的，工作時液壓作動器輸出力F為：

式中：Pin為液壓管路進口壓力；Pout為回油導管的壓力；A為作動筒圓桿面積。

圖12 液壓系統作動器模型Fig.12 Hydraulic system actuator model

作動器的輸出流量Q為：

式中：C為作動器控制閥的固有系數。作動器輸出流量Q與壓力P的關系如圖13 所示。

圖13 作動器輸出流量與壓力關系Fig.13 Relationship between actuator output flow and pressure

采用AMESim 軟件建立分布參數液壓管路系統仿真模型，依據作動器的負載F變化情況對飛機典型機動動作下液壓系統的工作狀態進行仿真分析，從而獲取各管路部位在狀態變化過程中壓力P和流量Q的時域變化歷程（如圖14 所示），以此作為典型液壓管路試驗時液壓系統的載荷輸入。

圖14 液壓管路壓力P、流量Q 與時間的關系Fig.14 Relationship between pressure/flow and time of hydraulic pipeline

3.2 振動環境載荷

根據飛機飛行實測的振動環境，歸納統計得到典型液壓管路系統安裝艙位的環境振動譜，如圖15 所示。統計歸納得到的環境振動譜作為試驗時振動臺的載荷輸入。

圖15 環境振動譜Fig.15 Environmental vibration spectrum

3.3 載荷譜編制與試驗實施

液壓管路全狀態試驗需同時進行高壓高速流動以及環境振動。按照飛機環境適應性要求，全壽命內典型液壓管路需進行t小時耐久性環境振動試驗，同時按照飛機典型任務剖面機動動作下舵面/艙門等作動器的載荷F變化歷程，通過仿真計算得到全壽命內典型液壓管路系統的壓力流量變化曲線與次數。利用液壓試驗組件，將壓力流量變化曲線與次數隨機安排在t小時內進行控制，這樣就能滿足在t小時內既能進行振動試驗考核又能進行液壓流動的考核。

飛機典型液壓管路全狀態考核試驗的實施如圖16 所示。通過本試驗可分別驗證液壓油高壓高速流動和環境振動對管路的影響，也可同時驗證液壓油高壓高速流動與環境振動耦合對管路的影響，從而找到影響液壓管路振動疲勞壽命的關鍵因素，為飛機液壓管路減振優化設計提供重要的試驗依據[20]。

圖16 典型液壓管路全狀態考核試驗實施Fig.16 Implementation of full state examination for typical hydraulic pipeline

4 結語

飛機液壓管路內部承受著液壓油高壓高速流動帶來的沖擊載荷影響，外部承受著安裝艙位振動環境帶來的影響。現階段的液壓管路系統地面模擬試驗技術未能很好地模擬出飛行中管內液體流動和振動環境，地面的動力學試驗環境和空中飛行狀態有較大的差異。文中從飛機典型艙位液壓管路系統中抽取出液壓管路及其支持結構，設計的典型液壓管路試驗件能模擬出飛機液壓管路安裝的機體支持剛度。提出了一種包含通過液壓回路組件模擬飛機液壓管路內液壓油的流動環境以及通過振動臺組件模擬飛機艙位振動環境這兩個要素的飛機液壓管路全狀態考核試驗方法，編制了液壓管路全狀態疲勞載荷譜來實施試驗。該試驗方法可為飛機液壓管路減振優化設計提供重要的試驗依據。