航空飛行器用減壓閥特性研究方法探析

楊星 嚴(yán)洪英

摘要：復(fù)雜的航空環(huán)境對(duì)航空器用減壓閥的特性、振動(dòng)、噪聲及疲勞壽命特性等提出了更高的要求。本文針對(duì)目前國內(nèi)外軍用航空器用減壓閥在設(shè)計(jì)和使用過程中的靜、動(dòng)態(tài)特性分析方法，以及振動(dòng)、噪聲和疲勞壽命設(shè)計(jì)等進(jìn)行整理和分析，并針對(duì)我國目前航空器用減壓閥疲勞壽命設(shè)計(jì)方法和疲勞損傷積累理論等進(jìn)行綜述。綜合國內(nèi)外發(fā)展歷程和發(fā)展現(xiàn)狀，數(shù)值仿真和工程計(jì)算技術(shù)的發(fā)展使得目前特性研究方法已經(jīng)日漸成熟。

關(guān)鍵詞：航空器;減壓閥;特性;振動(dòng)和噪聲;疲勞壽命

Abstract：The complex aviation environment puts forward higher requirements on the characteristics， vibration， noise and fatigue life characteristics of aircraft pressure reducing valves. In this paper， the static and dynamic characteristic analysis methods， vibration， noise and fatigue life design of pressure reducing valves for military aircraft at home and abroad are sorted and analyzed， and the fatigue life design methods and fatigue damage accumulation theory of pressure reducing valves for aircraft in China are summarized. The development of numerical simulation and engineering calculation technology makes the characteristic research methods mature day by day.

Key Words： Aviation aircraft; Pressure reducing valve; Characteristic; Vibration and noise; Fatigue life

靜態(tài)分析和動(dòng)態(tài)分析是航空用減壓閥特性分析的兩個(gè)重要方面。目前，國內(nèi)外學(xué)者通常從理論分析入手，通過仿真和試驗(yàn)相結(jié)合的手段對(duì)其進(jìn)行研究。除特性研究之外，振動(dòng)與噪聲特性關(guān)系、疲勞壽命特性等也是評(píng)價(jià)減壓閥性能的重要指標(biāo)[1]。國內(nèi)外專家對(duì)航空飛行器用減壓閥進(jìn)行了大量而豐富的研究。以沈涌濱[2-6]為代表的相關(guān)專家主要研究了結(jié)構(gòu)參數(shù)的變化對(duì)航空飛行器燃油系統(tǒng)減壓閥特性的影響，研究方法集中在仿真和實(shí)驗(yàn)的對(duì)比分析上。G.Licsko[7]、Sorli M[8]等人曾經(jīng)通過建立相關(guān)的數(shù)學(xué)模型對(duì)其靜、動(dòng)態(tài)特性進(jìn)行了研究，研究結(jié)果顯式，介質(zhì)沖擊能夠?qū)ζ洚a(chǎn)生較大的影響，關(guān)鍵物理參數(shù)在負(fù)載情況下對(duì)其動(dòng)態(tài)特性同樣有著重要的影響[9]。

不難看出，目前所流行的針對(duì)單結(jié)構(gòu)參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化的方法難以找到影響減壓閥特性的最優(yōu)結(jié)構(gòu)參數(shù)。

1減壓閥特性

復(fù)雜多變的飛行環(huán)境使得航空飛行器在工作過程中對(duì)減壓閥的特性提出了較為苛刻的要求[10]。一方面，在滿足其靜態(tài)要求的基礎(chǔ)上要求其能夠滿足動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性;另一方面，當(dāng)減壓閥受到?jīng)_擊時(shí)，其動(dòng)態(tài)平衡遭到破壞所帶來的動(dòng)態(tài)特性問題是工程實(shí)踐中所必須重點(diǎn)關(guān)注的。如何能夠保證減壓閥動(dòng)態(tài)穩(wěn)定，關(guān)系著整個(gè)飛行器及飛行人員的安全。

1.1靜態(tài)特性

輸出壓力滿足其額定穩(wěn)壓精度、調(diào)節(jié)范圍的性能和工作過程中的波動(dòng)性是靜態(tài)特性研究中具有針對(duì)性的兩個(gè)研究方向，即所謂的調(diào)壓范圍和穩(wěn)定性研究

尤裕榮[3][11]等在研究過程中發(fā)現(xiàn)，壓力差、穩(wěn)定判據(jù)及實(shí)驗(yàn)參數(shù)等對(duì)其靜態(tài)特性均有著不同程度的影響;其中閥體內(nèi)部摩擦力對(duì)其靜態(tài)特性的影響尤甚。

劉建峰[12]、梁俊哲[13]等在研究過程中建立了相應(yīng)的數(shù)學(xué)模型和仿真模型，并且通過試驗(yàn)、仿真對(duì)比預(yù)估了其靜態(tài)可靠性，并且建立了減壓閥固定節(jié)流孔和噴嘴擋板之間的節(jié)流面積公式。

1.2動(dòng)態(tài)特性

減壓閥動(dòng)態(tài)特性是指其在失去原來平衡狀態(tài)這一過程中，所表現(xiàn)出來的特性，系統(tǒng)動(dòng)作和外界干擾是影響減壓閥動(dòng)態(tài)特性的兩個(gè)重要因素[14]，因此，在減壓閥動(dòng)態(tài)工作過程中，各變量隨時(shí)間變化就決定了整個(gè)系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

受工程計(jì)算能力的限制，20世紀(jì)70、80年代國內(nèi)外減壓閥動(dòng)態(tài)特性研究主要集中在直動(dòng)式減壓閥的經(jīng)典控制理論方面[15][16]。20世紀(jì)70年代以前，國外在設(shè)計(jì)上還沒有可供使用的、成熟有效的方法，在其動(dòng)態(tài)研究過程中還僅僅停留在數(shù)學(xué)建模上，相關(guān)研究工作仍有待開發(fā)。20世紀(jì)70年代以后，隨著科學(xué)技術(shù)的發(fā)展和研究的不斷深入，若干判定準(zhǔn)則不斷被提出。20世紀(jì)90年代以后，隨著自然學(xué)科應(yīng)用的發(fā)展，許多工程實(shí)際問題不斷得到解決，對(duì)減壓閥的研究分析不斷向氣體介質(zhì)和復(fù)雜的導(dǎo)控式減壓閥過渡，同時(shí)，綜合理論和數(shù)值計(jì)算在減壓閥動(dòng)態(tài)特性研究中也取得了長(zhǎng)久發(fā)展[17]。相比之下，我國從20世紀(jì)80年代開始有意識(shí)地著手減壓閥特性的研究，到目前為止，雖然國內(nèi)正在對(duì)其開展復(fù)雜的數(shù)學(xué)建模工作，但是仍處于起步階段。開展動(dòng)態(tài)特性的研究仍需要做大量的工作。

在具體研究上Dasgupta K[18]在導(dǎo)控式減壓閥動(dòng)態(tài)特性數(shù)值模擬過程中考慮了非線性影響因素，研究表明，閥體內(nèi)部零件的同軸度及內(nèi)部零件之間阻尼系數(shù)的存在是影響其動(dòng)態(tài)特性的重要原因。相比之下，Maiti R[19]通過對(duì)阻尼孔等非線性影響因素的研究，利用仿真和試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比研究驗(yàn)證了相關(guān)Simulink模型的正確性，為對(duì)非線性影響因素的研究提供了參考依據(jù)。Gad.o[20]在對(duì)液壓三通式減壓閥的研究過程中，通過對(duì)非線性速度和排放系數(shù)的仿真和計(jì)算發(fā)現(xiàn)，影響減壓閥動(dòng)態(tài)特性的主要因素是節(jié)流孔的形狀和尺寸。

陳曉琴[21]、張雪梅[22]等人建立了非線性動(dòng)態(tài)數(shù)學(xué)模型，分析了減壓閥的穩(wěn)定性受過度時(shí)間和超調(diào)量的影響規(guī)律，同時(shí)分析了工作參數(shù)對(duì)動(dòng)態(tài)特性的影響。

2減壓閥流場(chǎng)仿真及振動(dòng)與噪聲

減壓閥工作過程中的噪聲來源于節(jié)流過程中湍流的產(chǎn)生[23]。減壓閥口氣流漩渦所帶來的周期性相當(dāng)激振力等于或接近閥體固有頻率時(shí)便會(huì)引起共振，進(jìn)一步引起湍流噪聲;而噴注噪聲的產(chǎn)生則來源于節(jié)流口氣流旋渦的存在。主閥口與管系之間形成了共振腔結(jié)構(gòu)，當(dāng)聲學(xué)頻率和噪聲頻率相同時(shí)所產(chǎn)生的聲腔共鳴則進(jìn)一步加劇了聲共振的強(qiáng)度。閥體內(nèi)部的共振將嚴(yán)重影響減壓閥的正常工作，降低減壓閥的使用壽命。

國內(nèi)外對(duì)減壓閥內(nèi)部噪聲的研究起步較晚，并且缺乏系統(tǒng)的總結(jié)和理論支撐，早期的研究主要集中在成本高、耗時(shí)長(zhǎng)的試驗(yàn)研究上。隨著數(shù)值計(jì)算的發(fā)展，通過數(shù)值模擬對(duì)減壓閥內(nèi)部流場(chǎng)進(jìn)行仿真分析，能夠獲取詳細(xì)的內(nèi)部流體流動(dòng)信息，進(jìn)而快速、準(zhǔn)確地分析振動(dòng)和噪聲的來源與起因。

陳珉芮[24]借助Fluent軟件，建立了k-ε和寬頻噪聲模型，對(duì)在直角形多級(jí)套筒式減壓閥后設(shè)置降噪孔板的流道進(jìn)行了數(shù)值模擬，在相同工況下，分析過熱流體的流動(dòng)情況及聲功率級(jí)，研究了不同結(jié)構(gòu)降噪孔板的降噪性能，為減壓閥降噪措施的研究提供了新參考。王祖溫[25]等對(duì)閥振動(dòng)的影響因素進(jìn)行了詳細(xì)研究，并提出了相應(yīng)的改進(jìn)措施。王冬梅[26]等則通過二維理論計(jì)算和定性分析的方法改進(jìn)閥芯并以此來削弱閥門中的異常振動(dòng)。

Lim S G[27]、Hos C[28]、Wei L[29]通過計(jì)算流體力學(xué)理論（CFD）模擬了聲共振現(xiàn)象，證明了聲場(chǎng)中不穩(wěn)定的流體剪切層之間的相互激勵(lì)作用加劇了聲共振現(xiàn)象，揭示了分岔振蕩失穩(wěn)機(jī)理。同時(shí)，通過聲比擬方法證明了閥體底部的多孔板能夠有效減小噪聲的產(chǎn)生。

3減壓閥疲勞壽命

在航空閥體系統(tǒng)中，閥體內(nèi)部金屬膜片的感應(yīng)壓力和控制作用要求其在理想狀態(tài)下能夠保持全壽命。但是高溫、變溫工作環(huán)境使得金屬膜片極易疲勞產(chǎn)生裂紋破損失效[30]。

3.1疲勞設(shè)計(jì)

疲勞壽命的定義來源于零構(gòu)件在所受應(yīng)力、應(yīng)變作用下的裂紋擴(kuò)展和最終斷裂，載荷循環(huán)次數(shù)很好地評(píng)價(jià)了疲勞壽命情況。疲勞設(shè)計(jì)方法包括了名義應(yīng)力法、局部應(yīng)力應(yīng)變法、損傷容限法和概率疲勞設(shè)計(jì)法等[31]。

3.1.1 名義應(yīng)力法

將應(yīng)力幅值作為設(shè)計(jì)參數(shù)并通過試樣的名義應(yīng)力循環(huán)次數(shù)來評(píng)價(jià)疲勞壽命稱為名義應(yīng)力法。該方法適用于應(yīng)力水平較低并且循環(huán)次數(shù)較大的循環(huán)載荷作用下，需要對(duì)疲勞壽命進(jìn)行系數(shù)修正，從而獲得實(shí)際材料的疲勞壽命曲線。

3.1.2 局部應(yīng)力應(yīng)變法

該法是一種應(yīng)用于循環(huán)次數(shù)較少的零構(gòu)件的預(yù)測(cè)方法，并允許應(yīng)力達(dá)到屈服極限，將應(yīng)變過程中最大應(yīng)力、應(yīng)變作為設(shè)計(jì)參數(shù)，相等局部應(yīng)力、應(yīng)變情況下，疲勞壽命相同，進(jìn)而得出ε-N疲勞壽命曲線。

3.1.3 損傷容限法

該方法承認(rèn)零構(gòu)件內(nèi)部裂紋的存在并引入強(qiáng)度因子K來預(yù)估裂紋的擴(kuò)展速率，確保下一次定期檢查出現(xiàn)裂紋之前，零構(gòu)件不會(huì)發(fā)生斷裂破壞。

3.1.4 概率疲勞設(shè)計(jì)法

概率疲勞設(shè)計(jì)通過分析不同應(yīng)力下的疲勞破壞概率從而得到零構(gòu)件的設(shè)計(jì)可靠度，也稱為可靠性設(shè)計(jì)。

3.2疲勞壽命

影響航空用減壓閥疲勞壽命的因素有很多，隨著現(xiàn)代計(jì)算機(jī)數(shù)值模擬技術(shù)的發(fā)展，目前國內(nèi)外研究主要集中在表面狀況、平均應(yīng)力、形狀因素、復(fù)合應(yīng)力、尺寸大小、環(huán)境溫度等方面[32]。

3.2.1 應(yīng)力集中

應(yīng)力集中的出現(xiàn)會(huì)在不同程度上降低零構(gòu)件的疲勞壽命。而應(yīng)力集中往往不可避免地存在于零構(gòu)件的軸肩、孔、槽處。改進(jìn)航空用減壓閥的內(nèi)部結(jié)構(gòu)以減小應(yīng)力集中對(duì)疲勞壽命的影響就成為了一個(gè)重要的研究方向。

3.2.2 表面質(zhì)量的影響

受制造工藝的影響，零構(gòu)件表面往往不可避免地出現(xiàn)裂紋，裂紋的存在嚴(yán)重地影響了零構(gòu)件的表面質(zhì)量進(jìn)而影響其疲勞壽命，因此，表面質(zhì)量是應(yīng)力集中之外對(duì)零構(gòu)件的疲勞壽命有著重要影響的另一個(gè)因素。

3.2.3 平均應(yīng)力的影響

在變幅載荷的作用下，其平均應(yīng)力成為了衡量零構(gòu)件疲勞壽命的另一個(gè)重要因素，在相同幅度的變載荷作用下，平均應(yīng)力越大，則零構(gòu)件的疲勞壽命越短。而疲勞壽命曲線往往是通過標(biāo)準(zhǔn)試件在恒定應(yīng)力的作用下得到的，需要進(jìn)行應(yīng)力修正才能對(duì)其進(jìn)行準(zhǔn)確評(píng)價(jià)。

3.2.4 加載頻率的影響

5～300Hz（正常低頻區(qū)）的加載頻率會(huì)使零構(gòu)件的疲勞極限降低，但此時(shí)頻率的變化不會(huì)對(duì)其疲勞強(qiáng)度產(chǎn)生影響;當(dāng)頻率在300～100000Hz（高頻區(qū)）時(shí)，零構(gòu)件的發(fā)熱量會(huì)隨著其尺寸的增大而增加，但是這種發(fā)熱量的增加會(huì)使得其疲勞極限輕微升高，當(dāng)這種由于頻率和零構(gòu)件尺寸的增加而增加的熱量引發(fā)零構(gòu)件材料發(fā)生蠕變時(shí)將會(huì)對(duì)其疲勞壽命產(chǎn)生不良影響。

3.3疲勞損傷積累理論

航空用減壓閥的疲勞損傷是指其在工作過程中受往復(fù)載荷的作用時(shí)其材料性能的衰減現(xiàn)象。

3.3.1 （雙）線性積累疲勞損傷理論

零構(gòu)件疲勞損傷的線性疊加作用理論來源于其在不同載荷下的損傷互不影響原理[33]。其中，Miner法則認(rèn)為：假設(shè)零構(gòu)件在某一載荷的作用下發(fā)生疲勞失效的循環(huán)次數(shù)為N，則每一次循環(huán)造成的疲勞損傷為1/N。若零構(gòu)件僅受單一幅值載荷作用，則當(dāng)累積總損傷為1時(shí)，發(fā)生疲勞失效。若零構(gòu)件受m種幅值的載荷作用，第i種載荷下失效的循環(huán)次數(shù)為Ni，ni 為第i種載荷的實(shí)際循環(huán)次數(shù)，則累積總損傷為：

D=∑_（i=0）^m?n_i/N_i

當(dāng)總損傷與疲勞失效臨界值Df相等時(shí)，零構(gòu)件發(fā)生疲勞斷裂。而雙線性累積損傷理論則認(rèn)為，在零構(gòu)件疲勞失效過程中，裂紋萌生和裂紋發(fā)展兩個(gè)過程中的線性累積，應(yīng)當(dāng)分別計(jì)算再累積處理。

3.3.2 非線性累積損傷理論

該理論認(rèn)為，疲勞損傷與載荷的加載過程并非正相關(guān)關(guān)系且并不獨(dú)立，載荷的加載順序等能夠影響疲勞損傷的發(fā)展態(tài)勢(shì)[34]。Corten-Dolan理論和損傷曲線法能夠很好地解釋這一觀點(diǎn)。

3.3.3 熱力學(xué)疲勞損傷理論

該理論認(rèn)為零構(gòu)件的疲勞損傷是一個(gè)力、熱作用下復(fù)雜的發(fā)展過程，力損傷和熱損傷同時(shí)存在且相互影響，通過復(fù)雜的數(shù)學(xué)推導(dǎo)和計(jì)算能夠建立其反應(yīng)損傷發(fā)展的數(shù)學(xué)模型[35]。但因其復(fù)雜性，現(xiàn)階段未能在工程實(shí)際中大范圍推廣。

4結(jié)語

隨著計(jì)算流體力學(xué)、MATLAB/Simulink等數(shù)值仿真技術(shù)的發(fā)展和基礎(chǔ)學(xué)科在工程計(jì)算中的應(yīng)用，現(xiàn)代控制理論得以在航空閥體系統(tǒng)的特性研究中得到普及。目前研究正在向著數(shù)值仿真、動(dòng)畫模擬和虛擬現(xiàn)實(shí)的研究方向發(fā)展。

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