飛機(jī)空氣導(dǎo)管中的彎管應(yīng)力特性研究

吳戈　范菊莉

摘 要：以飛機(jī)空氣導(dǎo)管系統(tǒng)的彎管部分為研究對(duì)象，在Patran軟件中對(duì)該區(qū)域進(jìn)行單獨(dú)建模，并采用Nastran非線性靜力學(xué)求解器對(duì)模型進(jìn)行應(yīng)力特性分析，以研究管道的壁厚、彎管曲率半徑與管道外徑的比值、彎管彎曲角度和管道外徑等參數(shù)對(duì)彎管應(yīng)力特性的影響，從而得到管系設(shè)計(jì)初期彎管處的結(jié)構(gòu)優(yōu)化方案。該研究對(duì)我國飛機(jī)空氣導(dǎo)管系統(tǒng)的前期優(yōu)化設(shè)計(jì)具有一定的參考價(jià)值。

關(guān)鍵詞：空氣導(dǎo)管；彎管；非線性靜力學(xué)；管道參數(shù)

中圖分類號(hào)：V245；V267 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A DOI：10.15913/j.cnki.kjycx.2015.04.016

空氣導(dǎo)管系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)復(fù)雜，在運(yùn)行過程中會(huì)受到多種載荷的約束作用。如果出現(xiàn)應(yīng)力集中，則會(huì)引起空氣導(dǎo)管形變或疲勞破裂，這不僅會(huì)影響環(huán)境控制系統(tǒng)功能的實(shí)現(xiàn)，還會(huì)給管系周圍的其他系統(tǒng)埋下安全隱患。因此，空氣導(dǎo)管系統(tǒng)需要具有較高的可靠性。

1 理論分析

通常情況下，當(dāng)彎管處曲率半徑與管道外徑的比值<3時(shí)，視為小曲率半徑。在研究這類彎管時(shí)，可用彈性抗彎鉸代替，將彎頭簡化為1個(gè)忽略幾何尺寸，只考慮抗彎特性的“點(diǎn)”單元，此單元具有抗彎柔性，其抗彎剛度為：

彎管的柔性系數(shù)在內(nèi)壓作用下會(huì)有所改變，當(dāng)考慮內(nèi)壓影響時(shí)，抗彎剛度修正為：

.

式（1）（2）中：K為抗彎剛度；E為彎頭的彈性模量；r為管道半徑；t為管道厚度；θ為彎頭的彎曲角度；R為彎頭的曲率半徑；P為管道內(nèi)壓。

由式（2）可知，彎管的抗彎剛度會(huì)受到管道壁厚、彎管曲率半徑與管道外徑的比值、彎管彎曲角度和管道外徑等因素的影響，而彎管處的應(yīng)力特性會(huì)受到抗彎剛度的影響。因此，可將這些參數(shù)視為管道應(yīng)力特性的影響因素，以進(jìn)行定性分析。

2 建立計(jì)算模型

在Patran軟件中，采用殼單元對(duì)空氣導(dǎo)管彎管部分進(jìn)行單獨(dú)建模，建立模型，并根據(jù)某飛機(jī)空氣導(dǎo)管的實(shí)際參數(shù)，設(shè)置模型彎管的彎曲角度為90°，管道外徑為76.2 mm，彎管曲率半徑與管道外徑的比值為2，管道壁厚為0.56 mm，彎管上端面直管段長480 mm，有端面直管段長600 mm。利用Patran軟件提供的網(wǎng)格劃分工具生成有限元模型，并選擇四邊形單元?jiǎng)澐志W(wǎng)格。綜合考慮計(jì)算用時(shí)和計(jì)算精確度后，選取網(wǎng)格邊長為0.005 m，網(wǎng)格劃分后該模型節(jié)點(diǎn)總數(shù)為11 320，單元總數(shù)為10 945.

在Nastran中，基于有限元法，采用非線性靜力學(xué)求解器對(duì)模型進(jìn)行應(yīng)力特性計(jì)算分析，對(duì)模型兩端添加固定的位移約束，限制6個(gè)自由度，并在管內(nèi)添加3 bar的工作壓力。同時(shí)，設(shè)定空氣導(dǎo)管的工作溫度為140 ℃，初始溫度為40 ℃，并考慮重力作用。

3 計(jì)算結(jié)果分析

對(duì)上述建立的模型進(jìn)行非線性靜力學(xué)計(jì)算，以得到新模型。除模型兩端固定約束處應(yīng)力集中且應(yīng)力較大外，模型中其余的應(yīng)力集中在彎管處，且在該計(jì)算條件下，彎管處的最大應(yīng)力為81.2 MPa。基于此計(jì)算結(jié)果，采用單一變量法，分別選取不同的管道壁厚、彎管曲率半徑與管道外徑的比值、彎管彎曲角度以及管道外徑進(jìn)行計(jì)算，并以彎管處的最大應(yīng)力為考察標(biāo)準(zhǔn)，研究這些參數(shù)對(duì)彎管處應(yīng)力特性的影響。

3.1 管道壁厚

在管道壁厚滿足最小壁厚要求的情況下，分別選取0.36 mm、0.46 mm、0.56 mm、0.66 mm、0.76 mm、0.86 mm、0.96 mm和1.06 mm的壁厚對(duì)模型進(jìn)行計(jì)算，并處理計(jì)算結(jié)果。經(jīng)計(jì)算，隨著管道壁厚的逐漸增大，彎管處的最大應(yīng)力也隨之增大。當(dāng)壁厚為0.36 mm時(shí)，彎管處的最大應(yīng)力為76.1 MPa；當(dāng)壁厚為1.06 mm時(shí)，彎管處的最大應(yīng)力為98.4 MPa。值得注意的是，此最大應(yīng)力的增加量不可忽略不計(jì)。由此可見，在設(shè)計(jì)空氣導(dǎo)管的過程中，可在符合管道工藝設(shè)計(jì)要求，滿足管道結(jié)構(gòu)強(qiáng)度要求的前提下，采用較小壁厚的空氣導(dǎo)管優(yōu)化管系結(jié)構(gòu)，以減小彎管處的最大應(yīng)力，從而減少安全隱患。

3.2 彎管曲率半徑與管道外徑的比值

在滿足小曲率半徑的情況下，在曲率半徑與管道外徑的比值在1～3的范圍內(nèi)時(shí)，選取不同的比值計(jì)算分析，并對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行處理，以得到彎管處最大應(yīng)力隨比值的變化情況。經(jīng)計(jì)算，隨著彎管曲率半徑與管道外徑比值的逐漸增大，彎管處的最大應(yīng)力也會(huì)隨之增大。當(dāng)比值為1.2時(shí)，彎管處的最大應(yīng)力為79.9 MPa；當(dāng)比值為3時(shí)，彎管處的最大應(yīng)力為83.4 MPa。因此，在空氣導(dǎo)管的設(shè)計(jì)初期，可在滿足管系空間布局和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度要求的前提下，選取曲率半徑與管道外徑比值較小的彎管，以減小彎管處的最大應(yīng)力，從而減少安全隱患。

3.3 彎管彎曲角度

當(dāng)彎管彎曲角度在15°～150°范圍內(nèi)時(shí)，選取不同的彎曲角度計(jì)算，并對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行處理，以得到彎管處最大應(yīng)力隨彎曲角度的變化情況。經(jīng)計(jì)算，隨著彎管彎曲角度的逐漸增大，彎管處的最大應(yīng)力值將逐漸減小。當(dāng)彎曲角度為15°時(shí)，彎管處的最大應(yīng)力為822 MPa；當(dāng)彎曲角度為150°時(shí)，彎管處的最大應(yīng)力僅有31.9 MPa。由此可見，彎管處最大應(yīng)力隨彎曲角度變化而變化的幅度很大。因此，在設(shè)計(jì)空氣導(dǎo)管系統(tǒng)和布置空間時(shí)，應(yīng)盡可能選取較大彎曲角度的彎管，以減小彎管處的最大應(yīng)力。

3.4 管道外徑

分別選取38.1 mm、50.8 mm、60.9 mm、76.2 mm、91.4 mm和101.6 mm的管道外徑進(jìn)行模型修改，并處理計(jì)算結(jié)果。彎管處最大應(yīng)力隨管道外徑變化而變化的情況如圖1所示。

從圖1中可以看出，在其他條件不變的情況下，隨著管道外徑的逐漸增大，彎管處的最大應(yīng)力也會(huì)逐漸增大。當(dāng)管徑為38.1 mm時(shí)，彎管處的最大應(yīng)力為51.9 MPa；當(dāng)管徑為101.6 mm時(shí)，彎管處的最大應(yīng)力為96.5 MPa。因此，在設(shè)計(jì)空氣導(dǎo)管系統(tǒng)時(shí)，在滿足管內(nèi)流量要求的前提下，可盡量選擇管徑較小的管道，以減小彎管處的最大應(yīng)力，從而減少安全隱患。

4 結(jié)束語

本文利用Patran軟件對(duì)空氣導(dǎo)管系統(tǒng)應(yīng)力集中區(qū)域彎管部分單獨(dú)建模，并采用Nastran進(jìn)行應(yīng)力特性分析，研究管道的相關(guān)參數(shù)對(duì)彎管處應(yīng)力特性的影響。結(jié)果表明，彎管處的最大應(yīng)力會(huì)隨管道壁厚的增加而增加；隨著曲率半徑與管道外徑比值的增加而增加；隨著彎管彎曲角度的增加而減少；隨著管道外徑的增加而增加。由此得出的空氣導(dǎo)管管系設(shè)計(jì)初期的優(yōu)化方案為：在滿足飛機(jī)總體設(shè)計(jì)一般要求、管道工藝設(shè)計(jì)和強(qiáng)度設(shè)計(jì)的要求、管內(nèi)空氣流量的要求和管系空間布局限制的前提下，可通過減小管道壁厚、減小彎管曲率半徑與管道外徑的比值、增大彎管的彎曲角度或減小管道外徑等方法對(duì)彎管部分進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化，使彎管處達(dá)到最大應(yīng)力，從而減少安全隱患。

參考文獻(xiàn)

[1]何永勃，楊燕輝.飛機(jī)引氣系統(tǒng)的建模與故障仿真[J].計(jì)算機(jī)應(yīng)用與軟件，2013（10）：220-222.

〔編輯：張思楠〕