楊靜思

摘要：航空液壓導(dǎo)管振動(dòng)應(yīng)力值超標(biāo)問題偶有發(fā)生，導(dǎo)管振動(dòng)應(yīng)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(dòng)應(yīng)力測(cè)試技術(shù)對(duì)液壓管路振動(dòng)故障進(jìn)行測(cè)試分析，從優(yōu)化管體長(zhǎng)度、管體形狀、改變穿墻接頭固定方式等方面進(jìn)行改進(jìn)，最終解決了液壓導(dǎo)管振動(dòng)應(yīng)力值超標(biāo)問題。

關(guān)鍵詞：液壓管路；振動(dòng)；固有頻率；應(yīng)力測(cè)試

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

0 引言

液壓系統(tǒng)是飛機(jī)一個(gè)重要的組成部分，用于操縱各舵面的運(yùn)動(dòng)，從而實(shí)現(xiàn)飛機(jī)姿態(tài)控制。液壓系統(tǒng)中使用的導(dǎo)管直接用來傳遞飛機(jī)操作動(dòng)力，其工作可靠性直接影響飛機(jī)整機(jī)的工作可靠性。

某型飛機(jī)液壓導(dǎo)管下端連接根部（見圖1）的振動(dòng)應(yīng)力值超標(biāo)，最大應(yīng)力值達(dá)到84.7MPa，遠(yuǎn)遠(yuǎn)超出判斷標(biāo)準(zhǔn)最大總應(yīng)力值不允許超過40MPa的要求，給液壓系統(tǒng)的工作安全帶來了隱患。

1 振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試

導(dǎo)管振動(dòng)應(yīng)力值過大是造成管路疲勞裂紋的重要影響因素，利用振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試技術(shù)對(duì)液壓管路振動(dòng)進(jìn)行測(cè)試分析，可有效監(jiān)測(cè)飛機(jī)液壓管路振動(dòng)應(yīng)力值是否異常，解決液壓導(dǎo)管振動(dòng)應(yīng)力值超標(biāo)問題，可以提升液壓管路工作的可靠性。

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，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。

2 故障原因分析及解決方案

該導(dǎo)管為液壓Ⅰ系統(tǒng)回油導(dǎo)管，規(guī)格為Ф6×0.6。通過對(duì)第一次發(fā)動(dòng)機(jī)地面開車時(shí)該導(dǎo)管的測(cè)試數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，其振動(dòng)應(yīng)力值在發(fā)動(dòng)機(jī)最大轉(zhuǎn)速區(qū)域急速躍升且保持穩(wěn)定。整體測(cè)試數(shù)據(jù)穩(wěn)定、有效。分析振動(dòng)頻譜，630Hz頻率左右的振動(dòng)對(duì)導(dǎo)管振動(dòng)應(yīng)力值影響最大，振動(dòng)頻率與發(fā)動(dòng)機(jī)最大轉(zhuǎn)速時(shí)的脈動(dòng)頻率接近，證明產(chǎn)生了共振現(xiàn)象。液壓系統(tǒng)脈動(dòng)頻率見表1。

根據(jù)測(cè)試數(shù)據(jù)分析結(jié)果得出排故方案，主要從優(yōu)化管體長(zhǎng)度、管體形狀、改變穿墻接頭固定方式等幾個(gè)方面考慮，最終目的是通過改變導(dǎo)管的固有頻率來降低共振的影響，使導(dǎo)管應(yīng)力值符合要求。

3 測(cè)試結(jié)果及分析

3.1 第二次發(fā)動(dòng)機(jī)地面開車測(cè)試結(jié)果

首先，從不改變飛機(jī)設(shè)計(jì)狀態(tài)的方法進(jìn)行試驗(yàn)。參照測(cè)試結(jié)果較理想的另一架同型飛機(jī)該導(dǎo)管的形狀及長(zhǎng)度，對(duì)故障飛機(jī)的導(dǎo)管進(jìn)行重新彎制，并進(jìn)行第二次應(yīng)力測(cè)振試驗(yàn)。測(cè)試結(jié)果表明振動(dòng)應(yīng)力值超標(biāo)，最大應(yīng)力值為74.9MPa（見圖2），說明導(dǎo)管長(zhǎng)度的變化量不夠，導(dǎo)管固有頻率的變化沒有避開共振區(qū)域。

為驗(yàn)證固定方式對(duì)該導(dǎo)管的影響程度，分解導(dǎo)管的兩副固定卡板后再次進(jìn)行測(cè)試，測(cè)試結(jié)果為最大應(yīng)力值48.8MPa（見圖3）。雖然振動(dòng)應(yīng)力值依舊超標(biāo)，但是振動(dòng)應(yīng)力值明顯減小，且超標(biāo)時(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速由最大轉(zhuǎn)速變?yōu)?0%轉(zhuǎn)速，說明導(dǎo)管的固有頻率產(chǎn)生了明顯變化，證明改變導(dǎo)管的固定方式可以起到改變其固有頻率的作用。

振動(dòng)頻率為630Hz左右，與發(fā)動(dòng)機(jī)最大轉(zhuǎn)速下的液壓系統(tǒng)脈動(dòng)頻率重合，共振幅值為250με。

3.2 第三次發(fā)動(dòng)機(jī)地面開車測(cè)試結(jié)果

由于增加導(dǎo)管長(zhǎng)度的效果不明顯，第三次測(cè)試時(shí)對(duì)導(dǎo)管的穿墻接頭固定方式進(jìn)行了更改，將導(dǎo)管下端連接的90°彎接頭改為120°彎接頭，并進(jìn)行第三次應(yīng)力測(cè)振試驗(yàn)。測(cè)試結(jié)果表明振動(dòng)應(yīng)力值依然超標(biāo)，最大應(yīng)力值為48.3MPa，但與前兩次測(cè)試值相比已明顯減小（見圖4）。根據(jù)振動(dòng)頻譜分析，共振幅值依然沒有降到結(jié)果影響可容忍的數(shù)值范圍內(nèi)，但卻可以證明導(dǎo)管穿墻接頭固定方式的更改對(duì)導(dǎo)管固有頻率有影響。

3.3 第四次發(fā)動(dòng)機(jī)地面開車測(cè)試結(jié)果

對(duì)導(dǎo)管長(zhǎng)度進(jìn)行大幅度縮短，并進(jìn)行第四次應(yīng)力測(cè)試，測(cè)試結(jié)果為最大應(yīng)力值33.5MPa（見圖5），符合總應(yīng)力值不大于40MPa的要求。

通過頻譜分析，縮短導(dǎo)管長(zhǎng)度使其自身的固有頻率產(chǎn)生了明顯變化，發(fā)動(dòng)機(jī)最大轉(zhuǎn)速時(shí)振動(dòng)頻率對(duì)應(yīng)力值的影響明顯降低，而左發(fā)80%轉(zhuǎn)速時(shí)振動(dòng)頻率對(duì)應(yīng)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(cè)試達(dá)到了減小共振影響的目的，使導(dǎo)管應(yīng)力值符合要求，故障排除（見圖7）。

4 結(jié)論

通過此次排故過程及結(jié)果可以得出，該型航空液壓導(dǎo)管振動(dòng)應(yīng)力的主要來源是液壓系統(tǒng)的脈動(dòng)，當(dāng)脈動(dòng)頻率接近導(dǎo)管及結(jié)構(gòu)的固有頻率時(shí)，易引發(fā)共振致使導(dǎo)管振動(dòng)應(yīng)力增高，甚至超標(biāo)。因此，對(duì)于高風(fēng)險(xiǎn)導(dǎo)管振動(dòng)應(yīng)力的控制，可從改變導(dǎo)管固有頻率即避免或降低共振的角度入手。

通過分析發(fā)現(xiàn)，改變導(dǎo)管管體長(zhǎng)度以及固定方式等方法都可以起到改變導(dǎo)管固有頻率的作用，但能否使固有頻率避開共振區(qū)域，可能需要經(jīng)過不斷嘗試才能得到比較理想的結(jié)果。

參考文獻(xiàn)

[1]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）：32-34.