飛機(jī)機(jī)翼液壓導(dǎo)管應(yīng)力驗(yàn)證技術(shù)探討

王毅翔　夏鶴鳴　哈曉春　王鴻鑫

【摘 要】為驗(yàn)證飛機(jī)液壓導(dǎo)管設(shè)計(jì)是否符合適航條款要求，需對飛機(jī)液壓導(dǎo)管應(yīng)力進(jìn)行符合性驗(yàn)證。本文對民用飛機(jī)機(jī)翼液壓導(dǎo)管應(yīng)力驗(yàn)證方法進(jìn)行了探討。首先給出了計(jì)算機(jī)有限元仿真分析驗(yàn)證方法，并提出了仿真計(jì)算注意事項(xiàng)。其次給出了導(dǎo)管應(yīng)力驗(yàn)證試驗(yàn)方法與潛在的試驗(yàn)方案?；谝陨咸接?，提出一種仿真與試驗(yàn)結(jié)合的機(jī)翼液壓導(dǎo)管應(yīng)力水平驗(yàn)證技術(shù)方案。

【關(guān)鍵詞】飛機(jī)；液壓系統(tǒng)；機(jī)翼導(dǎo)管；應(yīng)力水平；試驗(yàn)驗(yàn)證

0 引言

民用飛機(jī)液壓導(dǎo)管設(shè)計(jì)需符合適航條款25.301、25.303、25.1435[1]要求。這些條款要求液壓導(dǎo)管“能承受設(shè)計(jì)使用壓力和作用于其上的結(jié)構(gòu)限制載荷而不產(chǎn)生妨礙其預(yù)定功能的變形”、“能無損壞地承受1.5倍的設(shè)計(jì)工作壓力與合理地可能同時產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)極限載荷的組合載荷”等。民用飛機(jī)的機(jī)翼結(jié)構(gòu)變形大，導(dǎo)致機(jī)翼中的液壓導(dǎo)管需承受的結(jié)構(gòu)載荷大[2]。在設(shè)計(jì)機(jī)翼液壓導(dǎo)管的時候，通過對導(dǎo)管應(yīng)力進(jìn)行分析，可以驗(yàn)證導(dǎo)管強(qiáng)度是否滿足適航條款要求。本文提供一種仿真與試驗(yàn)結(jié)合的機(jī)翼導(dǎo)管應(yīng)力驗(yàn)證技術(shù)方案。

1 機(jī)翼液壓導(dǎo)管應(yīng)力計(jì)算機(jī)有限元仿真分析

民用飛機(jī)絕大多數(shù)使用液壓能源系統(tǒng)為飛控系統(tǒng)、起落架系統(tǒng)以及反推力系統(tǒng)等負(fù)載提供動力源[3]。因此液壓能源系統(tǒng)作為飛機(jī)的二次能源之一，在保證飛機(jī)的飛行安全上有著非常重要的地位[4]。液壓能源系統(tǒng)的用戶廣泛布置于飛機(jī)機(jī)翼與尾翼部分，機(jī)翼上布置有大量的液壓管路，因此機(jī)翼液壓管路布局、強(qiáng)度特性、疲勞特性對飛機(jī)安全有著重要的影響。

為了驗(yàn)證民用飛機(jī)機(jī)翼液壓導(dǎo)管是否滿足適航條款要求，一個方法是通過計(jì)算機(jī)模型進(jìn)行有限元仿真分析。在計(jì)算機(jī)中建立準(zhǔn)確的導(dǎo)管模型及與之配套的支撐結(jié)構(gòu)模型（包含卡箍、支架、過框處的框板信息），在導(dǎo)管內(nèi)部設(shè)置合理的工作壓力和溫度，在其外部考慮機(jī)翼結(jié)構(gòu)本身的變形，施加可能的邊界結(jié)構(gòu)載荷。使用有限元的方法進(jìn)行仿真分析，可以得到機(jī)翼液壓導(dǎo)管在工作時的應(yīng)力水平的仿真結(jié)果，如圖1所示。利用該仿真結(jié)果，可以對液壓管路進(jìn)行應(yīng)力校核，檢驗(yàn)其是否達(dá)到適航條款要求的強(qiáng)度水平。

機(jī)翼液壓導(dǎo)管計(jì)算機(jī)建模時需考慮如下因素：

（1）導(dǎo)管材料

不同的導(dǎo)管材料，物理性能差別很大，民用飛機(jī)液壓導(dǎo)管常用的導(dǎo)管材料包括：鋁合金、不銹鋼和鈦合金，在計(jì)算機(jī)建模時，應(yīng)對不同材料設(shè)定不同的性能參數(shù)。

（2）導(dǎo)管工作壓力及脈動

在飛機(jī)實(shí)際工作中，液壓導(dǎo)管內(nèi)的油液壓力水平對導(dǎo)管應(yīng)力特性具有一定影響。同時，液壓導(dǎo)管內(nèi)的油液壓力具有一定的脈動范圍，在仿真分析時也需將脈動考慮在內(nèi)。

（3）導(dǎo)管工作溫度

溫度的變化會引起液壓導(dǎo)管的熱脹冷縮，造成顯著的熱應(yīng)力效應(yīng)，因此在計(jì)算機(jī)仿真分析時，應(yīng)考慮不同溫度造成的導(dǎo)管應(yīng)力變化。

（4）機(jī)翼變形

民用飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)變形大，由于機(jī)翼內(nèi)的液壓導(dǎo)管需由結(jié)構(gòu)支撐，結(jié)構(gòu)的變形必然引起導(dǎo)管的變形。因此，仿真分析時需考慮機(jī)翼的變形，將機(jī)翼的變形轉(zhuǎn)化為導(dǎo)管各支撐處的變形，作為導(dǎo)管應(yīng)力仿真的邊界載荷。

2 機(jī)翼液壓導(dǎo)管應(yīng)力測試試驗(yàn)驗(yàn)證

由于計(jì)算機(jī)仿真不可避免的對實(shí)際狀態(tài)進(jìn)行簡化，應(yīng)力仿真結(jié)果必然與機(jī)翼液壓導(dǎo)管的實(shí)際應(yīng)力水平有一定偏差。為了驗(yàn)證仿真分析的準(zhǔn)確性，需要對部分機(jī)翼液壓導(dǎo)管進(jìn)行應(yīng)力試驗(yàn)測試，通過測試結(jié)果與仿真分析結(jié)果的對比分析，驗(yàn)證仿真結(jié)果的準(zhǔn)確性。

為了使試驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果具有可比性，且使試驗(yàn)結(jié)果接近飛機(jī)的實(shí)際工作狀態(tài)以對飛機(jī)的優(yōu)化改進(jìn)提供參考意義，測試試驗(yàn)應(yīng)盡可能模擬機(jī)翼液壓導(dǎo)管實(shí)際工作狀態(tài)、工作環(huán)境，并覆蓋適航條款要求的工作范圍。

3 機(jī)翼液壓導(dǎo)管應(yīng)力測試試驗(yàn)方案

3.1 試驗(yàn)環(huán)境選擇

飛機(jī)機(jī)翼液壓導(dǎo)管的應(yīng)力水平，受機(jī)翼結(jié)構(gòu)變形的影響很大。因此，應(yīng)力測試的試驗(yàn)環(huán)境，應(yīng)盡可能保持與飛機(jī)實(shí)際結(jié)構(gòu)一致，并在試驗(yàn)時能模擬飛機(jī)機(jī)翼工作時的不同變形狀態(tài)。

通常，在民用飛機(jī)的研制過程中，存在四種帶有機(jī)翼結(jié)構(gòu)的飛機(jī)構(gòu)型：地面模擬試驗(yàn)臺（鐵鳥試驗(yàn)臺）、取證飛機(jī)、靜力機(jī)、翼身組合體。其中，“鐵鳥”（Iron Bird）是飛機(jī)研制過程中，飛行控制系統(tǒng)、液壓起落架系統(tǒng)和電氣系統(tǒng)共用的綜合試驗(yàn)平臺。其機(jī)翼剛度遠(yuǎn)大于真實(shí)飛機(jī)機(jī)翼剛度，且無法模擬飛機(jī)機(jī)翼在展向的變形；取證飛機(jī)在試驗(yàn)時無法將機(jī)翼載荷加載至最大變形的極限載荷。因此，鐵鳥試驗(yàn)臺和取證飛機(jī)都不適合作為機(jī)翼液壓導(dǎo)管應(yīng)力試驗(yàn)的試驗(yàn)環(huán)境。靜力機(jī)和翼身組合體是用于進(jìn)行多種與飛機(jī)結(jié)構(gòu)變形有關(guān)的試驗(yàn)，驗(yàn)證飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的試驗(yàn)平臺，具有與實(shí)際飛機(jī)機(jī)翼相同的結(jié)構(gòu)，能模擬飛機(jī)機(jī)翼工作時的不同載荷和變形狀態(tài)，因此，適合作為機(jī)翼液壓導(dǎo)管應(yīng)力測試試驗(yàn)的試驗(yàn)環(huán)境。

3.2 試驗(yàn)導(dǎo)管選擇

通常在民用飛機(jī)機(jī)翼液壓導(dǎo)管設(shè)計(jì)時，為滿足轉(zhuǎn)子爆破、鳥撞、燃油箱防爆等相關(guān)適航條款的要求，需設(shè)置數(shù)套互相隔離的液壓導(dǎo)管[5]。對機(jī)翼液壓導(dǎo)管的應(yīng)力分析，應(yīng)考慮全機(jī)翼不同部位的不同變形，因此，在進(jìn)行應(yīng)力測試試驗(yàn)時，可選擇一套從翼根至翼尖，貫穿左翼或右翼的管路回路。該試驗(yàn)管路需與飛機(jī)上的管路保持一致，并包含一路壓力導(dǎo)管和一路回油導(dǎo)管的完整回路。

3.3 試驗(yàn)加載裝置

需要一套能夠?qū)υ囼?yàn)導(dǎo)管進(jìn)行加載的液壓源裝置。根據(jù)適航條款要求，液壓導(dǎo)管需能承受超過設(shè)計(jì)工作壓力的工作載荷。測試導(dǎo)管在不同油液壓力下的應(yīng)力變化，有助于研究油液壓力對導(dǎo)管應(yīng)力的影響規(guī)律，因此，測試試驗(yàn)加載裝置需能夠提供可調(diào)的工作壓力。

3.4 溫度控制裝置

導(dǎo)管溫度變化引起的熱應(yīng)力是機(jī)翼液壓導(dǎo)管工作應(yīng)力的重要組成部分，因此，試驗(yàn)裝置需具有溫度控制功能。由于飛機(jī)機(jī)翼液壓導(dǎo)管工作時，壓力導(dǎo)管、回油導(dǎo)管中的溫度隨著時間會在一定范圍內(nèi)變化，且壓力導(dǎo)管的溫度與回油導(dǎo)管的溫度在同一時刻也存在差異。試驗(yàn)需覆蓋各導(dǎo)管的溫度變化范圍，因此，要求有一套溫度控制裝置，能獨(dú)立、穩(wěn)定的控制機(jī)翼試驗(yàn)導(dǎo)管中壓力導(dǎo)管、回油導(dǎo)管的溫度。

3.5 應(yīng)力數(shù)據(jù)采集裝置

飛機(jī)機(jī)翼液壓導(dǎo)管應(yīng)力集中的地方，是飛機(jī)工作時的危險(xiǎn)位置。為提高機(jī)翼液壓導(dǎo)管應(yīng)力測試試驗(yàn)結(jié)果對飛機(jī)設(shè)計(jì)的參考價值，應(yīng)力測試采集點(diǎn)的布置，應(yīng)參考計(jì)算機(jī)有限元應(yīng)力仿真結(jié)果，著重布置在仿真結(jié)果中應(yīng)力集中的地方。此外還應(yīng)視機(jī)翼結(jié)構(gòu)與液壓導(dǎo)管具體布置情況，在其他部位也適量布置應(yīng)力采集點(diǎn)，以全面反映機(jī)翼液壓導(dǎo)管的應(yīng)力狀況。采用在導(dǎo)管表面貼應(yīng)變片的方式采集應(yīng)力數(shù)據(jù)，應(yīng)變片的布置方法可參考圖2所示。

綜上所述，進(jìn)行機(jī)翼液壓導(dǎo)管應(yīng)力測試試驗(yàn)，需要有一個與飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)相同、可以模擬飛機(jī)機(jī)翼變形的試驗(yàn)平臺、一套貫穿整個左翼或右翼、與實(shí)際導(dǎo)管相同的機(jī)翼液壓導(dǎo)管、一套可以提供不同工作壓力、控制不同溫度的加載裝置以及一套采集點(diǎn)分布合理的應(yīng)力采集裝置。

4 結(jié)論

為了滿足民用飛機(jī)適航條款的要求，在設(shè)計(jì)民用飛機(jī)機(jī)翼液壓導(dǎo)管時，需對機(jī)翼變形、油液壓力與導(dǎo)管溫度變化情況下的導(dǎo)管應(yīng)力水平進(jìn)行分析。采用計(jì)算機(jī)有限元仿真分析與應(yīng)力測試試驗(yàn)結(jié)合的方式，可以對民用飛機(jī)機(jī)翼液壓導(dǎo)管應(yīng)力水平進(jìn)行分析和校核，驗(yàn)證其對適航條款的符合性。

【參考文獻(xiàn)】

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[3]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.

[4]李艷軍.飛機(jī)液壓傳動與控制[M].北京：科學(xué)出版社，2009.

[5]夏鶴鳴，范平，等.民用飛機(jī)機(jī)翼液壓管路設(shè)計(jì)探討[J].機(jī)械制造與自動化， 2012，41（2）：32-33.

[責(zé)任編輯：楊玉潔]