某航空液壓導管振動應力值超標故障研究

楊靜思

摘要：航空液壓導管振動應力值超標問題偶有發生，導管振動應力值過大是造成管路疲勞裂紋的重要影響因素。本文利用振動應力測試技術對液壓管路振動故障進行測試分析，從優化管體長度、管體形狀、改變穿墻接頭固定方式等方面進行改進，最終解決了液壓導管振動應力值超標問題。

關鍵詞：液壓管路；振動；固有頻率；應力測試

Keywords：hydraulic pipe；vibration；inherent frequency；stress test

0 引言

液壓系統是飛機一個重要的組成部分，用于操縱各舵面的運動，從而實現飛機姿態控制。液壓系統中使用的導管直接用來傳遞飛機操作動力，其工作可靠性直接影響飛機整機的工作可靠性。

某型飛機液壓導管下端連接根部（見圖1）的振動應力值超標，最大應力值達到84.7MPa，遠遠超出判斷標準最大總應力值不允許超過40MPa的要求，給液壓系統的工作安全帶來了隱患。

1 振動應力測試

導管振動應力值過大是造成管路疲勞裂紋的重要影響因素，利用振動應力測試技術對液壓管路振動進行測試分析，可有效監測飛機液壓管路振動應力值是否異常，解決液壓導管振動應力值超標問題，可以提升液壓管路工作的可靠性。

導管應力測試采用應變電測法，通過貼在導管被測點處的電阻應變片，將被測點的應變值轉換為應變片的電阻變化，再利用電阻應變儀測出應變片的電阻變量并直接轉換輸出應變值，然后依據虎克定律計算出構件被測點的應力值。

2 故障原因分析及解決方案

該導管為液壓Ⅰ系統回油導管，規格為Ф6×0.6。通過對第一次發動機地面開車時該導管的測試數據進行分析，其振動應力值在發動機最大轉速區域急速躍升且保持穩定。整體測試數據穩定、有效。分析振動頻譜，630Hz頻率左右的振動對導管振動應力值影響最大，振動頻率與發動機最大轉速時的脈動頻率接近，證明產生了共振現象。液壓系統脈動頻率見表1。

根據測試數據分析結果得出排故方案，主要從優化管體長度、管體形狀、改變穿墻接頭固定方式等幾個方面考慮，最終目的是通過改變導管的固有頻率來降低共振的影響，使導管應力值符合要求。

3 測試結果及分析

3.1 第二次發動機地面開車測試結果

首先，從不改變飛機設計狀態的方法進行試驗。參照測試結果較理想的另一架同型飛機該導管的形狀及長度，對故障飛機的導管進行重新彎制，并進行第二次應力測振試驗。測試結果表明振動應力值超標，最大應力值為74.9MPa（見圖2），說明導管長度的變化量不夠，導管固有頻率的變化沒有避開共振區域。

為驗證固定方式對該導管的影響程度，分解導管的兩副固定卡板后再次進行測試，測試結果為最大應力值48.8MPa（見圖3）。雖然振動應力值依舊超標，但是振動應力值明顯減小，且超標時的發動機轉速由最大轉速變為90%轉速，說明導管的固有頻率產生了明顯變化，證明改變導管的固定方式可以起到改變其固有頻率的作用。

振動頻率為630Hz左右，與發動機最大轉速下的液壓系統脈動頻率重合，共振幅值為250με。

3.2 第三次發動機地面開車測試結果

由于增加導管長度的效果不明顯，第三次測試時對導管的穿墻接頭固定方式進行了更改，將導管下端連接的90°彎接頭改為120°彎接頭，并進行第三次應力測振試驗。測試結果表明振動應力值依然超標，最大應力值為48.3MPa，但與前兩次測試值相比已明顯減小（見圖4）。根據振動頻譜分析，共振幅值依然沒有降到結果影響可容忍的數值范圍內，但卻可以證明導管穿墻接頭固定方式的更改對導管固有頻率有影響。

3.3 第四次發動機地面開車測試結果

對導管長度進行大幅度縮短，并進行第四次應力測試，測試結果為最大應力值33.5MPa（見圖5），符合總應力值不大于40MPa的要求。

通過頻譜分析，縮短導管長度使其自身的固有頻率產生了明顯變化，發動機最大轉速時振動頻率對應力值的影響明顯降低，而左發80%轉速時振動頻率對應力值影響的變化更能說明固有頻率的變化（見圖6）。最終，第四次測試達到了減小共振影響的目的，使導管應力值符合要求，故障排除（見圖7）。

4 結論

通過此次排故過程及結果可以得出，該型航空液壓導管振動應力的主要來源是液壓系統的脈動，當脈動頻率接近導管及結構的固有頻率時，易引發共振致使導管振動應力增高，甚至超標。因此，對于高風險導管振動應力的控制，可從改變導管固有頻率即避免或降低共振的角度入手。

通過分析發現，改變導管管體長度以及固定方式等方法都可以起到改變導管固有頻率的作用，但能否使固有頻率避開共振區域，可能需要經過不斷嘗試才能得到比較理想的結果。

參考文獻

[1]王鴻鑫.飛機液壓管路系統振動應力測試研究[J].民用飛機設計與研究，2012（2）：32-34.