■ 劉峰 范鑫 薛影 劉克鵬 舒送/國營蕪湖機(jī)械廠

0 引言

目前飛機(jī)液壓系統(tǒng)主要采用柱塞泵，脈動(dòng)式的流量輸出是其固有特性。流量脈動(dòng)經(jīng)過管路系統(tǒng)的阻抗變換，產(chǎn)生壓力脈動(dòng)，當(dāng)脈動(dòng)頻率與流體諧振頻率、管路系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的固有頻率接近時(shí)，產(chǎn)生耦合振動(dòng)。這些耦合振動(dòng)具有破壞性，使液壓系統(tǒng)管路加速磨損、支承結(jié)構(gòu)失效、萌生疲勞裂紋，影響液壓系統(tǒng)管路的工作性能[1]。在飛機(jī)運(yùn)行過程中，飛機(jī)機(jī)體的振動(dòng)通過液壓系統(tǒng)固定元件或者管夾傳遞到管路上，帶動(dòng)管路系統(tǒng)隨之發(fā)生（支承）激勵(lì)振動(dòng)，引起振動(dòng)問題[2]。

近年來，發(fā)生了多起因振動(dòng)異常導(dǎo)致的飛機(jī)液壓管路失效故障，給航空修理企業(yè)液壓管路維修工作帶來較大質(zhì)量壓力。航空修理工廠通過開展振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試技術(shù)研究，引進(jìn)應(yīng)力測(cè)試設(shè)備，逐步開展振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試技術(shù)的應(yīng)用。在飛機(jī)液壓管路維修中的地面試車環(huán)節(jié)，利用多通道、大批量導(dǎo)管振動(dòng)應(yīng)力采集系統(tǒng)，對(duì)液壓系統(tǒng)典型管路進(jìn)行振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試，消除導(dǎo)管振動(dòng)應(yīng)力高故障，提高液壓管路維修后的工作可靠性。

1 振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試方法

1.1 測(cè)試原理

導(dǎo)管應(yīng)力測(cè)試采用應(yīng)變電測(cè)法。通過貼在導(dǎo)管被測(cè)點(diǎn)處的電阻應(yīng)變片（見圖1、圖2），將被測(cè)點(diǎn)的應(yīng)變值轉(zhuǎn)換為應(yīng)變片的電阻變化，再利用電阻應(yīng)變儀測(cè)出應(yīng)變片的電阻變量并直接轉(zhuǎn)換輸出應(yīng)變值，然后依據(jù)虎克定律計(jì)算出構(gòu)件被測(cè)點(diǎn)的應(yīng)力值的大小。對(duì)于導(dǎo)管應(yīng)力測(cè)試，應(yīng)分別測(cè)量導(dǎo)管被測(cè)點(diǎn)的x向和y向應(yīng)力值（見圖3），合成為導(dǎo)管的軸向總應(yīng)力值，通過總應(yīng)力值判定導(dǎo)管的應(yīng)力大小是否符合標(biāo)準(zhǔn)。

電阻應(yīng)變儀的測(cè)量電路，一般采用惠斯登電橋，其作用是測(cè)得應(yīng)變片的電阻變化率，進(jìn)而測(cè)得導(dǎo)管的應(yīng)變。如圖4所示，在四個(gè)臂上分別接入電阻R1、R2、R3、R4，在AС端接入電源，BD端為輸出端。

圖1 電阻應(yīng)變片示意圖

圖2 導(dǎo)管粘貼示意圖

圖3 應(yīng)力計(jì)算示意圖

圖4 惠斯登電橋

根據(jù)基爾霍夫定律：當(dāng)橋臂上各電阻值發(fā)生變化時(shí)，惠斯登電橋輸出端電壓U與輸入端電壓E的關(guān)系為：

K為應(yīng)變片靈敏系數(shù)，ε為應(yīng)變。

應(yīng)變儀讀數(shù)與應(yīng)變片應(yīng)變的關(guān)系為：對(duì)臂相加，鄰臂相減。

根據(jù)輸出的應(yīng)變值，分別計(jì)算每個(gè)測(cè)量點(diǎn)在各工作狀態(tài)（轉(zhuǎn)速）下x向和y向的應(yīng)力，并合成為總應(yīng)力：

式中，ε為應(yīng)變儀輸出峰峰值的半幅值，E為彈性模量。當(dāng)導(dǎo)管材料為1Сr18Ni10Тi時(shí)，E=2.1×105 MPa。

1.2 橋路選擇

在飛機(jī)液壓管路振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試中，先后試驗(yàn)了半橋橋路、1/4橋橋路三線制、1/4橋橋路兩線制三種連接方法，驗(yàn)證各橋路接法的適宜性。

1） 半橋橋路接法（溫度補(bǔ)償）

在應(yīng)變測(cè)試時(shí)，環(huán)境溫度的改變會(huì)引起應(yīng)變片電阻的變化，可采用電橋+溫度補(bǔ)償片來實(shí)現(xiàn)溫度補(bǔ)償。使用兩個(gè)應(yīng)變片，一片貼在被測(cè)試件的表面，在工作過程中補(bǔ)償塊不承受應(yīng)變，僅隨溫度變化而發(fā)生變形，另一片貼在與被測(cè)試件材料相同的補(bǔ)償塊上，圖5中Rg1為工作應(yīng)變片，Rg2為補(bǔ)償應(yīng)變片。

由于Rg1與Rg2接入電橋相鄰臂上，造成ΔRg1t與ΔRg2t相同，導(dǎo)線電阻變化Δr也相同，根據(jù)電橋理論可知，其輸出電壓與溫度無關(guān)。當(dāng)工作應(yīng)變片感受應(yīng)變時(shí)，電橋?qū)a(chǎn)生相應(yīng)輸出電壓，因此導(dǎo)線熱效應(yīng)抵消，應(yīng)變片得以溫度補(bǔ)償。

2） 1/4橋橋路三線制接法

在非常溫條件下進(jìn)行應(yīng)變測(cè)量時(shí)，導(dǎo)線電阻受溫度變化的影響產(chǎn)生熱輸出，許多場(chǎng)合下很難準(zhǔn)確模擬出導(dǎo)線所經(jīng)歷的溫度變化狀態(tài)，一般采用導(dǎo)線的三線連接方法來消除導(dǎo)線熱輸出的影響[3]。即在每個(gè)應(yīng)變計(jì)引線上接出三根尺寸、長度和材料相同的導(dǎo)線，由于工作臂和補(bǔ)償臂中的導(dǎo)線電阻相等，并處于同樣的溫度變化狀態(tài)中，所產(chǎn)生的電阻變化能夠互相抵消，起到溫度補(bǔ)償作用。1/4橋橋路三線制接法見圖6。

3） 1/4橋橋路兩線制接法

由于飛機(jī)液壓系統(tǒng)管路整機(jī)振動(dòng)測(cè)試中連接方法復(fù)雜、工作量大，因此在使用測(cè)試時(shí)，主要采用1/4橋橋路兩線制接法，忽略導(dǎo)線電阻的變化影響。1/4橋橋路兩線制接法見圖7。

理論上講，半橋橋路接法在應(yīng)變片溫度補(bǔ)償和導(dǎo)線熱效應(yīng)抵消方面優(yōu)于1/4橋三線制，1/4橋三線制導(dǎo)線熱效應(yīng)優(yōu)于1/4橋二線制，三種橋路連接方式測(cè)試結(jié)果的精確度依次降低。但經(jīng)試驗(yàn)驗(yàn)證，1/4橋橋路兩線制的測(cè)試精度能夠滿足管路振動(dòng)應(yīng)力測(cè)量要求，且1/4橋二線制接線方式簡(jiǎn)單，更適宜于大批量、多通道的液壓系統(tǒng)管路振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試。

1.3 應(yīng)力測(cè)試判據(jù)

國內(nèi)院所通過振動(dòng)疲勞試驗(yàn)測(cè)得1Сrl8Ni9Тi不銹鋼材料的疲勞極限為218MPa，考慮管路系統(tǒng)應(yīng)力集中系數(shù)、尺寸系數(shù)、表面質(zhì)量系數(shù)等因素的影響，按公式（4）計(jì)算得出液壓導(dǎo)管構(gòu)件的振動(dòng)疲勞極限為47.39MPa[4]。

式中，σ0為構(gòu)件的持久極限，β是表面質(zhì)量系數(shù)，σ是材料的疲勞極限，εσ是尺寸系數(shù)，Kσ是應(yīng)力集中系數(shù)。應(yīng)力集中系數(shù)Kσ=2.72，尺寸系數(shù)εσ=0.83，表面質(zhì)量系數(shù)β=0.7125。

一般認(rèn)為1Сr18Ni10Тi不銹鋼管材料的振動(dòng)疲勞極限優(yōu)于1Сr18Ni9Тi管材，飛機(jī)液壓導(dǎo)管設(shè)計(jì)中的動(dòng)態(tài)臨界應(yīng)力就是材料的振動(dòng)疲勞極限。目前修理機(jī)型對(duì)于1Сr18Ni10Тi材料制造的液壓導(dǎo)管，應(yīng)力判斷標(biāo)準(zhǔn)為總應(yīng)力值σ總≤40 MPa。

1.4 測(cè)試系統(tǒng)

應(yīng)力測(cè)試系統(tǒng)由數(shù)據(jù)采集分析器、交換機(jī)、同步時(shí)鐘盒、計(jì)算機(jī)，網(wǎng)線組成，見圖8。

考慮發(fā)動(dòng)機(jī)試車時(shí)的高振動(dòng)環(huán)境，計(jì)算機(jī)應(yīng)配置固態(tài)硬盤。DH5929型數(shù)據(jù)采集分析器單臺(tái)內(nèi)置16塊卡板，每塊卡板上配置4個(gè)通道，共64個(gè)通道。為節(jié)省試車成本，根據(jù)測(cè)試通道要求，應(yīng)力測(cè)試系統(tǒng)共配置260余通道。測(cè)試系統(tǒng)各模塊作用：電阻應(yīng)變片——將導(dǎo)管的應(yīng)變轉(zhuǎn)換為電阻變化；數(shù)據(jù)采集分析器——將此電阻變化轉(zhuǎn)換為電壓的變化，并進(jìn)行放大；同步時(shí)鐘盒——支持多臺(tái)數(shù)據(jù)采集分析器進(jìn)行同步測(cè)試；交換機(jī)——與計(jì)算機(jī)實(shí)時(shí)通信，支持所有通道并行同步工作；計(jì)算機(jī)及分析軟件——記錄電壓變化，并換算成應(yīng)變。

圖5 半橋橋路接法

圖6 1/4橋橋路三線制接法

圖7 1/4橋橋路兩線制接法

圖8 多通道振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試系統(tǒng)

2 振動(dòng)測(cè)試技術(shù)應(yīng)用

2.1 測(cè)試流程

導(dǎo)管應(yīng)力測(cè)試主要包括測(cè)試導(dǎo)管準(zhǔn)備、應(yīng)變片粘貼、抽頭與導(dǎo)線焊接、應(yīng)變片防護(hù)、導(dǎo)線整理、線纜連接、設(shè)備與軟件聯(lián)調(diào)、數(shù)據(jù)采集、導(dǎo)管應(yīng)變數(shù)據(jù)輸出與計(jì)算等工作流程。液壓導(dǎo)管振動(dòng)應(yīng)力值采集之前，將發(fā)動(dòng)機(jī)開車5～7min，使液壓系統(tǒng)溫度處于工作狀態(tài)，分別在慢車、75%、80%、85%、90%、95%、最大、加力、雙發(fā)慢車且運(yùn)動(dòng)方向舵及減速板、雙發(fā)85%且運(yùn)動(dòng)方向舵及減速板等狀態(tài)下，采集導(dǎo)管振動(dòng)應(yīng)力數(shù)據(jù)。

2.2 測(cè)試數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)分析

抽取導(dǎo)管批量測(cè)試10余架次、導(dǎo)管少量測(cè)試50余架次飛機(jī)的數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，數(shù)據(jù)覆蓋某型系列飛機(jī)成型架、后機(jī)身高振動(dòng)部位的54件導(dǎo)管。經(jīng)統(tǒng)計(jì)，振動(dòng)應(yīng)力值超出40MPa以上的有8次，其中左尾梁安全活門供壓923導(dǎo)管7次；右發(fā)動(dòng)機(jī)艙襟副翼供壓922導(dǎo)管振動(dòng)高應(yīng)力值（30MPa以上）有86次，最高達(dá)56.9MPa。各部位導(dǎo)管高應(yīng)力值分布情況見圖9。

成型架部位27次、占32%，成形架導(dǎo)管振動(dòng)應(yīng)力值僅在減速板動(dòng)作瞬間出現(xiàn)數(shù)值陡增，分析其采集波形，沖擊在0.5s內(nèi)即衰減為正常值，內(nèi)外場(chǎng)故障統(tǒng)計(jì)中，成型架部位導(dǎo)管故障的概率較低，所以認(rèn)為該部位的導(dǎo)管振動(dòng)應(yīng)力值短暫偏高屬正常現(xiàn)象，不會(huì)對(duì)系統(tǒng)工作可靠性造成影響。

左發(fā)動(dòng)機(jī)艙19次、占22%，右發(fā)動(dòng)機(jī)艙14次、占16%，左尾梁12次、占14%，右尾梁7次、占8%，左垂尾5次、占6%，右垂尾2次、占2%。發(fā)動(dòng)機(jī)艙、尾梁、垂尾部位導(dǎo)管的高應(yīng)力值基本出現(xiàn)在發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作區(qū)域，高應(yīng)力值時(shí)域較為穩(wěn)定，受舵面運(yùn)動(dòng)影響不大。且該類部位導(dǎo)管的高應(yīng)力值分布與內(nèi)外場(chǎng)導(dǎo)管故障分布情況較為吻合，所以認(rèn)為該類部位導(dǎo)管長期處于高振動(dòng)值工作環(huán)境，是導(dǎo)管疲勞裂紋產(chǎn)生的重要影響因素。

2.3 振動(dòng)值影響因素分析

選取典型高應(yīng)力值導(dǎo)管，分析導(dǎo)致導(dǎo)管振動(dòng)應(yīng)力值高的影響因素。根據(jù)分析對(duì)比，導(dǎo)管出現(xiàn)的高振動(dòng)應(yīng)力值主要源于泵源的脈動(dòng)沖擊、結(jié)構(gòu)振動(dòng)、耦合振動(dòng)等因素。

1） 泵源的脈動(dòng)沖擊

飛機(jī)泵出口管路，如高壓軟管出口連接導(dǎo)管、泵出口至液壓油濾導(dǎo)管，在振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試中，該類導(dǎo)管均存在應(yīng)力值偏高現(xiàn)象。主要源于液壓泵柱塞的往復(fù)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生流量脈動(dòng)，引起壓力脈動(dòng)沖擊，沖擊沿管路傳播使管路產(chǎn)生高振動(dòng)。

2） 結(jié)構(gòu)振動(dòng)沖擊

飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)艙34～36框部位的導(dǎo)管，如泵殼體回油導(dǎo)管（工作壓力低于1MPa）、襟副翼供壓導(dǎo)管（工作壓力14MPa）等工作壓力低，不受泵源的強(qiáng)脈動(dòng)影響，一般認(rèn)為導(dǎo)管振動(dòng)應(yīng)力較低，但實(shí)際測(cè)試發(fā)現(xiàn)該區(qū)域?qū)Ч苷駝?dòng)應(yīng)力值普遍較高。此區(qū)域?qū)Ч苤饕馨l(fā)動(dòng)機(jī)外置機(jī)匣、發(fā)動(dòng)機(jī)工作振動(dòng)的影響。發(fā)動(dòng)機(jī)外置機(jī)匣、發(fā)動(dòng)機(jī)工作的振動(dòng)沖擊，通過導(dǎo)管支承結(jié)構(gòu)傳遞至管體，使管路產(chǎn)生高振動(dòng)。

3） 耦合振動(dòng)

部分導(dǎo)管高應(yīng)力值均出現(xiàn)在發(fā)動(dòng)機(jī)某個(gè)穩(wěn)定的工作轉(zhuǎn)速，如地面活門連接導(dǎo)管，在左發(fā)動(dòng)機(jī)慢車狀態(tài)時(shí)的應(yīng)力值接近40MPa，明顯高于其他轉(zhuǎn)速。對(duì)該測(cè)量點(diǎn)的頻譜進(jìn)行分析，發(fā)現(xiàn)測(cè)試過程中測(cè)量點(diǎn)在444Hz的頻率下產(chǎn)生了疑似共振現(xiàn)象，其X向和Y向的共振幅值分別為89με和139με。此頻率與發(fā)動(dòng)機(jī)慢車狀態(tài)下液壓泵的工作頻率441Hz非常接近，因此推斷在左發(fā)動(dòng)機(jī)慢車轉(zhuǎn)速狀態(tài)時(shí)，該測(cè)量點(diǎn)的固有頻率與導(dǎo)管內(nèi)的流體脈動(dòng)頻率耦合，從而產(chǎn)生了共振。

圖9 導(dǎo)管振動(dòng)高應(yīng)力值分布

3 導(dǎo)管維修控制措施

3.1 高應(yīng)力值導(dǎo)管控制

對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)艙、尾梁、垂尾部位的高應(yīng)力值導(dǎo)管分布進(jìn)行標(biāo)記，識(shí)別重點(diǎn)導(dǎo)管修理風(fēng)險(xiǎn)，對(duì)此類導(dǎo)管進(jìn)行重點(diǎn)關(guān)注，導(dǎo)管修理及制造過程中從嚴(yán)控制其管體、喇叭口表面質(zhì)量，Φ10以下導(dǎo)管（管壁較?。┯枰怨潭〒Q新處理，提高導(dǎo)管抗疲勞壽命。導(dǎo)管裝配時(shí)嚴(yán)格控制安裝應(yīng)力，降低導(dǎo)管損傷風(fēng)險(xiǎn)。右發(fā)動(dòng)機(jī)艙和右尾梁部位高應(yīng)力值導(dǎo)管分布見圖10。

3.2 應(yīng)力值超標(biāo)導(dǎo)管控制

1） 安全活門供壓923導(dǎo)管

923導(dǎo)管振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試，有7次振動(dòng)應(yīng)力值大于40MPa，該類導(dǎo)管長度均處于205～220mm范圍。當(dāng)縮短導(dǎo)管長度，控制在195～200mm范圍時(shí)，導(dǎo)管振動(dòng)應(yīng)力值均能夠下降至40MPa以下。導(dǎo)管長度調(diào)整前后，振動(dòng)應(yīng)力值見圖11。

2） 襟副翼供壓922導(dǎo)管

某架飛機(jī)922導(dǎo)管振動(dòng)應(yīng)力值達(dá)56.9MPa，排除所有安裝控制因素后，應(yīng)力值仍無法下降。分析該導(dǎo)管振動(dòng)，呈現(xiàn)脈動(dòng)頻率與系統(tǒng)結(jié)構(gòu)固有頻率接近產(chǎn)生耦合振動(dòng)的特征。因此在922導(dǎo)管端頭和固定卡箍之間增加一個(gè)支承點(diǎn)，以提高導(dǎo)管支承剛度避開共振頻率。經(jīng)4架次飛機(jī)驗(yàn)證，增加支承點(diǎn)后，導(dǎo)管振動(dòng)應(yīng)力值均大幅度下降。相關(guān)試驗(yàn)對(duì)比數(shù)據(jù)見表1。

4 結(jié)論

在飛機(jī)液壓管路維修中應(yīng)用振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試技術(shù)，開展管路振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試和分析，能夠監(jiān)測(cè)液壓管路是否存在異常振動(dòng)，排除振動(dòng)應(yīng)力值超標(biāo)故障，可以降低導(dǎo)管疲勞斷裂的故障風(fēng)險(xiǎn)。通過數(shù)據(jù)分析，能夠得出管路高振動(dòng)應(yīng)力值分布情況；根據(jù)高振動(dòng)值導(dǎo)管分布，可以識(shí)別出高風(fēng)險(xiǎn)導(dǎo)管，并進(jìn)行重點(diǎn)控制。針對(duì)疲勞裂紋故障多發(fā)的導(dǎo)管，開展管路布局優(yōu)化的振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試對(duì)比試驗(yàn)，可以為故障導(dǎo)管改進(jìn)方向提供試驗(yàn)數(shù)據(jù)支撐，驗(yàn)證改進(jìn)措施有效性。

圖10 高振動(dòng)應(yīng)力值導(dǎo)管分布圖

圖11 923導(dǎo)管長度調(diào)整前后對(duì)比

表1 922導(dǎo)管增加卡板前后振動(dòng)應(yīng)力值數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)

[1]王占林.飛機(jī)高壓液壓能源系統(tǒng)[M]. 北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2004.

[2]劉偉.飛機(jī)管道系統(tǒng)動(dòng)強(qiáng)度可靠性分析與優(yōu)化設(shè)計(jì)[M]. 北京：科學(xué)出版社，2014.

[3]王鴻鑫. 飛機(jī)液壓管路系統(tǒng)振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試研究[J]. 民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究，2012，2.

[4]劉濤. 飛機(jī)液壓導(dǎo)管動(dòng)態(tài)應(yīng)力臨界值確定方法研究[D]. 沈陽：沈陽航空工業(yè)學(xué)院，2007.