張凌云，羅祥瑞，何建冬，石紹秋

(1.沈陽航空航天大學(xué)，航空制造工藝數(shù)字化國防重點學(xué)科實驗室，遼寧沈陽 110136;2.國營蕪湖機(jī)械廠，安徽蕪湖 241000)

0 前言

航空導(dǎo)管是飛機(jī)液壓系統(tǒng)介質(zhì)傳輸和能量傳送的重要通道，導(dǎo)管的斷裂和泄漏將直接影響作動性能和飛機(jī)的安全性。近些年，航空業(yè)對于導(dǎo)管的疲勞性能提出了更高要求，不僅要求導(dǎo)管有極強(qiáng)的抗疲勞性能,而且還要有較長的壽命。據(jù)統(tǒng)計，液壓導(dǎo)管的質(zhì)量占液壓系統(tǒng)總質(zhì)量的30%～35%，幾乎分布在飛機(jī)機(jī)體的各個部分，系統(tǒng)中任意一根導(dǎo)管的損壞都可能造成液壓系統(tǒng)的重大事故。因此，對各廠家生產(chǎn)的導(dǎo)管進(jìn)行精確的檢測則尤為重要。檢測的精確性直接關(guān)系到后續(xù)安裝在飛機(jī)上的使用情況，若檢測沒有達(dá)到合適的誤差范圍內(nèi)，疲勞檢測不達(dá)標(biāo)，應(yīng)用到飛機(jī)上會產(chǎn)生極大的安全隱患。20世紀(jì)，工程師們就意識到了航空導(dǎo)管的疲勞問題。1975年SUNAMOTO提出導(dǎo)管材料的熱疲勞概念，1988年ZELIZKO和SWAIN探討了復(fù)合材料對旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞的影響。國內(nèi)學(xué)者也對航空導(dǎo)管進(jìn)行了研究。1980年常龍生闡述了飛機(jī)液壓導(dǎo)管疲勞試驗方法。2005年程純娟介紹了無擴(kuò)口導(dǎo)管裝配技術(shù)，對導(dǎo)管疲勞試驗做出了補(bǔ)充。2020年姜子晗等研究了隨機(jī)振動下裝配誤差對液壓導(dǎo)管疲勞壽命的影響。朱峰等人針對航空導(dǎo)管彎曲試驗的疲勞裂紋萌生壽命進(jìn)行了探究，總結(jié)了多種疲勞裂紋形式。航空導(dǎo)管作為重要附件裝置，液壓管路系統(tǒng)如同“心血管”一樣為航空發(fā)動機(jī)輸送介質(zhì)，同時又是一個典型的動力支撐系統(tǒng)。因此，液壓管路系統(tǒng)對整個結(jié)構(gòu)系統(tǒng)運(yùn)行和飛機(jī)安全性、可靠性起到重大作用。由于航空液壓管路系統(tǒng)內(nèi)部具有高壓力和工作條件差(高溫、振動環(huán)境)等特點，導(dǎo)致管路裂紋或破損成為發(fā)動機(jī)故障最主要的原因之一。因此前期的航空導(dǎo)管檢測顯得尤為重要，只有檢測符合航空標(biāo)準(zhǔn)后才能進(jìn)行裝機(jī)。目前，我國積極開展大型客機(jī)的自主研發(fā)，正向歐美發(fā)達(dá)國家追趕，攻克機(jī)載設(shè)備及系統(tǒng)中的核心技術(shù)已迫在眉睫。鈦合金管材是比較好的材料，飛機(jī)液壓傳動系統(tǒng)作為飛機(jī)的血管和肌肉，是飛機(jī)健壯體魄的標(biāo)志，其國產(chǎn)化程度直接影響著我國大飛機(jī)項目的推進(jìn)與發(fā)展。飛機(jī)液壓傳動系統(tǒng)中的附件設(shè)備都是通過液壓管路及管接頭連接，從而構(gòu)成一個封閉、完整的系統(tǒng)回路，系統(tǒng)中任何管路或管接頭的疲勞失效都可能對飛行安全及乘客生命造成威脅。因此，航空導(dǎo)管的疲勞試驗檢測對飛機(jī)的安全性能和使用性能具有重大意義。有研究人員對偏移控制盤進(jìn)行了設(shè)計，在航空導(dǎo)管試驗時提出適當(dāng)調(diào)節(jié)配重進(jìn)行質(zhì)量平衡，但未精細(xì)化計算所需要的配重質(zhì)量，這對航空導(dǎo)管彎曲疲勞試驗的波峰峰值有一定影響。

本文作者針對某一型號航空導(dǎo)管的旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗，結(jié)合公式計算結(jié)果，精確安裝導(dǎo)管，綜合對比添加鉛塊與未添加鉛塊后所獲得數(shù)據(jù)，并與理論值相比較，得出明確的結(jié)論，為類似試驗提供參考。

1 航空導(dǎo)管旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗原理

試驗機(jī)的3個主軸通過同步帶輪與電機(jī)輸出軸相連，實現(xiàn)一變?nèi)囊患墑恿Ψ峙?，每根主軸的兩端又與撓度調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)相連，從而實現(xiàn)三變六的二級動力分配。試驗時，將導(dǎo)管組件連接在尾座與固支機(jī)構(gòu)上。利用該機(jī)構(gòu)的、、方向及周向自由度的調(diào)節(jié)，實現(xiàn)試驗管件與頭座端的初始同軸狀態(tài)。在試驗件規(guī)定的地方貼上應(yīng)變片，將杜邦線連接在數(shù)據(jù)采集卡上，使用LabVIEW測試軟件獲得應(yīng)變值。通過撓度調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)對試驗導(dǎo)管組件自由端施加一定的撓度，使得管組件固定端產(chǎn)生彎曲應(yīng)力，該應(yīng)力通過應(yīng)變力綜合測試儀精確測定。偏心載荷施加完畢后，利用氣驅(qū)液體增壓裝置對試驗管件內(nèi)部施加工作壓力后即可進(jìn)行旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗。旋轉(zhuǎn)疲勞次數(shù)由主軸驅(qū)動的同步帶傳動裝置及減速裝置帶動機(jī)械式計數(shù)器記錄。

2 航空導(dǎo)管旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞數(shù)據(jù)計算

2.1 應(yīng)變值與撓度計算

根據(jù)HB 6442—1990《飛機(jī)液壓導(dǎo)管及連接件彎曲疲勞試驗》，組合應(yīng)力由和組成：

=+

(1)

式中：為組合應(yīng)力；為內(nèi)壓力引起的應(yīng)力；為彎曲應(yīng)力。其中，、、公式如下：

(2)

(3)

式中：為材料強(qiáng)度極限；為管內(nèi)壓力；為導(dǎo)管外徑；為導(dǎo)管內(nèi)徑。所以在調(diào)節(jié)偏心時，彎曲應(yīng)變調(diào)節(jié)計算公式如下：

(4)

式中：為彈性模量。

計算自由端在調(diào)節(jié)偏心時的撓度，公式如下：

(5)

式中：為試件長度；為慣性矩；為自由端外力，表達(dá)式為

(6)

式中：為導(dǎo)管外徑半徑，代入撓度公式得：

(7)

對于DN12鈦合金管，彈性模量、抗拉強(qiáng)度可由航標(biāo)查出;外徑12.0 mm；內(nèi)徑10.2 mm；試驗件有效長度(兩個套管內(nèi)側(cè)端面之間的距離)≈231 mm。

通過公式(4)得理論應(yīng)變值為1 350個微應(yīng)變，參考撓度為4.011 9 mm。根據(jù)理論撓度值，利用曲邊三角形的邊長原理推導(dǎo)出偏移盤的偏移量。

偏移量也可以查詢表格，利用公式法求得。旋轉(zhuǎn)彎曲試件長度可按表1選取。

表1 外徑與試件長度關(guān)系

旋轉(zhuǎn)彎曲試件長度可按下公式計算：

(8)

式中：為旋轉(zhuǎn)彎曲試件長度，mm;為導(dǎo)管外徑，mm;為導(dǎo)管彎曲應(yīng)力，Pa;為導(dǎo)管材料彈性模量，Pa;為試驗件偏移量，mm。

2.2 補(bǔ)償質(zhì)量計算

由于偏移盤的下移運(yùn)動，導(dǎo)致偏移控制盤轉(zhuǎn)動時質(zhì)量分布不均，因此需要計算在偏移盤反方向添加的鉛塊質(zhì)量，以平衡向心力。

得出偏移量后，需要計算偏移后的體積。文中采用建模計算的方法計算偏移后的體積。針對DN12鈦合金管，由前文給出的計算公式得出偏移量為6.30 mm，進(jìn)而得偏移體積=9.7 cm撓度調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)模型如圖1所示。

圖1 撓度調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)

質(zhì)量計算公式：

=

(9)

式中：為物體密度；為物體體積。

偏移盤為45鋼，密度為 7.85 g/cm，則可得出需要添加的鉛塊質(zhì)量為76.2 g。

3 添加鉛塊對波峰峰值的試驗探究

根據(jù)前文計算所得數(shù)據(jù)，文中針對DN12進(jìn)行試驗，并對應(yīng)變片及設(shè)備進(jìn)行升級，確保試驗的準(zhǔn)確性。

3.1 材料的準(zhǔn)備

選取DN12鈦合金導(dǎo)管，材料為Ti-3Al-2.5V進(jìn)口料。導(dǎo)管內(nèi)部試驗介質(zhì)為航標(biāo)規(guī)定的航空液壓油，規(guī)定試驗工作壓力可由航標(biāo)查出，工作溫度為室溫。在高性能矢量型變頻器上調(diào)5 Hz，應(yīng)力循環(huán)次數(shù)為1 000次，試驗應(yīng)力水平為/4。

此次試驗中主要設(shè)備為航空導(dǎo)管組件旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗機(jī)，需要?dú)怛?qū)液體增壓泵提供工作壓力。9237數(shù)據(jù)采集卡、LabVIEW軟件和NI Compact DAQ機(jī)箱，可實現(xiàn)高精度數(shù)據(jù)測試;調(diào)試設(shè)備為高性能矢量變頻器。其中，高性能矢量型變頻器控制旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗機(jī)的電機(jī)，可實現(xiàn)電機(jī)的無級變速;收集卡接收來自導(dǎo)管上的應(yīng)變片的變化數(shù)據(jù)。

3.2 試驗

在試驗開始前，對試驗導(dǎo)管進(jìn)行預(yù)裝，將數(shù)據(jù)線連接在收集卡上，給定規(guī)定的液壓壓力，使得導(dǎo)管可以保持保壓狀態(tài)。卸壓后對導(dǎo)管進(jìn)行調(diào)零，將導(dǎo)管與尾座、偏移盤調(diào)在同一圓心處,目的是使它在零初始狀態(tài)，施加前文計算得到的偏移量(偏移盤向下運(yùn)動)，調(diào)節(jié)截止頻率，在高性能矢量變頻器上調(diào)節(jié)頻率為5 Hz，將波形曲線的坐標(biāo)軸調(diào)節(jié)到位，保證從測試軟件中獲得與理論值相等的應(yīng)變值(1 350個微應(yīng)變)。待旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗機(jī)工作穩(wěn)定后得到應(yīng)變值隨時間的變化如圖2所示。

圖2 應(yīng)變隨運(yùn)行時間的變化曲線

由圖2可以得到：添加鉛塊前，由于偏載的施加，撓度調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的質(zhì)量分布不均，旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生偏心振動，應(yīng)變增幅比添加鉛塊后大，出現(xiàn)波峰峰值為1 370個微應(yīng)變，明顯大于理論值，試驗精度較低；添加鉛塊后，撓度調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的質(zhì)量分布均勻，波峰峰值數(shù)據(jù)與理論值相同。因此，該措施對于提高航空導(dǎo)管精確檢測具有積極作用。

4 結(jié)論

(1)本文作者針對DN12航空導(dǎo)管旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗中附加鉛塊對導(dǎo)管波峰峰值的影響進(jìn)行了研究。采用理論分析計算出所需的數(shù)據(jù)，結(jié)合試驗的方法進(jìn)行探究，試驗過程中所添加的量嚴(yán)格按照計算結(jié)果施加，能較準(zhǔn)確地進(jìn)行導(dǎo)管安裝；

(2)根據(jù)施加偏載后測得的應(yīng)變以及施加偏載后添加鉛塊測得的應(yīng)變值與理論值相比較，未施加鉛塊所得的波峰峰值比理論值大，在添加鉛塊后波峰峰值與理論值相等，但添加鉛塊前后的應(yīng)變均在誤差范圍內(nèi)。若后續(xù)試驗要求精度高，則視情況添加鉛塊；若要求精度在誤差允許范圍內(nèi)，則不需要添加鉛塊。研究結(jié)果為航空導(dǎo)管旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗的精確檢測提供參考。