飛機(jī)典型液壓管路全狀態(tài)考核試驗(yàn)方法研究

閔強(qiáng)，王用巖，黃虎，金偉

（中國航空工業(yè)集團(tuán)有限公司 成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，成都 610091）

飛機(jī)液壓系統(tǒng)簡圖見圖1，主要由油箱、液壓能源裝置（泵）、油濾、蓄壓器、控制裝置（閥門、調(diào)節(jié)器等）、執(zhí)行裝置（作動(dòng)器等）等液壓元件和液壓管路組成[1-3]。錯(cuò)綜復(fù)雜的液壓管路是液壓系統(tǒng)動(dòng)力傳輸?shù)闹饕ǖ?，它將各種液壓元件連接起來，傳輸高壓高速的液壓流體，從而實(shí)現(xiàn)對飛機(jī)的操縱與控制。

圖1 飛機(jī)液壓系統(tǒng)Fig.1 Aircraft hydraulic system

提高液壓系統(tǒng)壓力制度，可大幅度提高飛機(jī)操縱與控制的效率，降低液壓元件的體積。隨著飛機(jī)設(shè)計(jì)水平的提高，液壓系統(tǒng)正向著高壓化方向發(fā)展。目前國內(nèi)飛機(jī)的液壓系統(tǒng)主要采用21 MPa 壓力制度，在研新機(jī)采用28 MPa 壓力制度。歐美等先進(jìn)國家的飛機(jī)液壓系統(tǒng)已經(jīng)向35 MPa 甚至更高的56 MPa 壓力制度發(fā)展[4-5]，與之相比，國內(nèi)還存在較大差距。

飛機(jī)液壓系統(tǒng)啟動(dòng)關(guān)閉時(shí)，閥門通斷會引起液壓管路內(nèi)部壓力和流量的快速變化。飛機(jī)在執(zhí)行機(jī)動(dòng)動(dòng)作時(shí)，作動(dòng)器由于承受的外部載荷變化，也會導(dǎo)致液壓管路壓力和流量的變化[6-7]。高壓高速的液壓管路壓力與流量的強(qiáng)瞬變會帶來沖擊與振動(dòng)等問題，導(dǎo)致液壓管路失效破壞，某飛機(jī)液壓管路爆裂如圖2 所示[8]。同時(shí)安裝在機(jī)體結(jié)構(gòu)上的液壓系統(tǒng)需要承受飛機(jī)艙內(nèi)的振動(dòng)噪聲環(huán)境，液壓的沖擊流動(dòng)與振動(dòng)環(huán)境的耦合會導(dǎo)致管路系統(tǒng)產(chǎn)生振動(dòng)疲勞問題[9-11]。管路系統(tǒng)振動(dòng)疲勞問題的故障不僅表現(xiàn)在管路自身結(jié)構(gòu)的破壞上，同時(shí)也會波及與管路安裝的機(jī)體結(jié)構(gòu)。某飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)艙機(jī)體結(jié)構(gòu)上連接的液壓系統(tǒng)導(dǎo)管因劇烈振動(dòng)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)產(chǎn)生裂紋，甚至掉塊，如圖3 所示。

圖2 飛機(jī)液壓管路爆裂Fig.2 Burst of aircraft hydraulic pipeline

圖3 管路系統(tǒng)導(dǎo)致機(jī)體結(jié)構(gòu)破壞Fig.3 Structural damage caused by pipeline system

液壓管路的振動(dòng)疲勞危害具有隱蔽性，且極具危險(xiǎn)性，輕則會使液壓管路磨損、松動(dòng)，重則液壓管路會因疲勞裂紋而造成液壓系統(tǒng)漏油、飛機(jī)失去操縱動(dòng)力失控等事故。液壓油高壓高速流動(dòng)和環(huán)境振動(dòng)是液壓管路系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)主要考慮的載荷，目前國內(nèi)液壓管路強(qiáng)度試驗(yàn)方法單一，地面模擬試驗(yàn)技術(shù)未能很好地模擬出空中飛行復(fù)雜環(huán)境狀態(tài)。文中設(shè)計(jì)了飛機(jī)典型液壓管路試驗(yàn)件，提出了一種可同時(shí)施加液壓油流動(dòng)環(huán)境和振動(dòng)環(huán)境的液壓管路全狀態(tài)考核的試驗(yàn)方法，編制了液壓管路全狀態(tài)疲勞載荷譜來實(shí)施試驗(yàn)。該試驗(yàn)可為飛機(jī)液壓管路減振優(yōu)化設(shè)計(jì)提供重要的試驗(yàn)依據(jù)。

1 全狀態(tài)試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)

1.1 液壓管路試驗(yàn)方法

美軍標(biāo)將飛行器管路系統(tǒng)動(dòng)強(qiáng)度設(shè)計(jì)納入到設(shè)計(jì)準(zhǔn)則規(guī)范里，針對飛行器充液管路系統(tǒng)開展了大量試驗(yàn)，總結(jié)了豐富的試驗(yàn)數(shù)據(jù)和設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，技術(shù)相對成熟。國內(nèi)也進(jìn)行了一些管路試驗(yàn)，總結(jié)如下。

1）耐壓試驗(yàn)[12]。這是液壓導(dǎo)管在裝機(jī)或其他試驗(yàn)前必須進(jìn)行的一種基本試驗(yàn)，將管路試驗(yàn)件一端接在壓力源上，另一端堵住，按試驗(yàn)要求進(jìn)行充壓和保持，試驗(yàn)不允許有滲漏現(xiàn)象。

2）液壓沖擊試驗(yàn)[13]。試驗(yàn)總體方案是按照管路入口壓力和流速的要求，設(shè)計(jì)一個(gè)液壓回路系統(tǒng)來模擬管路內(nèi)液體的流動(dòng)特性，如圖4 所示。本試驗(yàn)考慮了高壓高速液體流動(dòng)對管路的影響，但是未考慮飛機(jī)振動(dòng)環(huán)境的影響。

圖4 液壓沖擊試驗(yàn)Fig.4 Hydraulic impact test

3）管路振動(dòng)試驗(yàn)[14]。將液壓管路一端堵住，另一端充壓到管路的使用壓力進(jìn)行保壓，然后將管路試驗(yàn)件安裝在振動(dòng)臺上進(jìn)行振動(dòng)試驗(yàn)。本試驗(yàn)只考慮保壓狀態(tài)的液壓導(dǎo)管在振動(dòng)環(huán)境下的響應(yīng)，試驗(yàn)條件不能模擬出液壓管路內(nèi)液壓油高壓高速流動(dòng)的沖擊作用。

綜上所述，現(xiàn)階段的地面模擬試驗(yàn)技術(shù)未能很好地同時(shí)模擬出飛行中管內(nèi)液體流動(dòng)和振動(dòng)環(huán)境，地面的動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)環(huán)境和空中飛行狀態(tài)有較大的差異。

1.2 液壓管路全狀態(tài)試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)

為同時(shí)考慮液壓管路內(nèi)部的高壓高速液壓油流動(dòng)和外部振動(dòng)環(huán)境耦合產(chǎn)生的響應(yīng)，設(shè)計(jì)一種全狀態(tài)液壓管路試驗(yàn)方案，如圖5 所示。本試驗(yàn)方案包括模擬液壓流動(dòng)壓力流速的液壓試驗(yàn)組件和模擬振動(dòng)環(huán)境的振動(dòng)試驗(yàn)組件兩部分共同作用。液壓試驗(yàn)組件包括油箱、液壓泵、流量閥、流量計(jì)等液壓元件。為減小管路試驗(yàn)件端頭的支持剛度對試驗(yàn)產(chǎn)生額外的影響，液壓元件均通過軟管與被測的典型液壓管路共同形成模擬飛機(jī)飛行狀態(tài)時(shí)的液壓回路。振動(dòng)試驗(yàn)組件包括振動(dòng)臺和夾具，夾具安裝在振動(dòng)臺上，夾具上安裝飛機(jī)典型液壓管路試驗(yàn)件。

圖5 液壓管路全狀態(tài)考核試驗(yàn)方案Fig.5 Full state examination test scheme of hydraulic pipeline

本試驗(yàn)方案的實(shí)施需突破以下三方面的關(guān)鍵技術(shù)。

1）試驗(yàn)件設(shè)計(jì)。從飛機(jī)典型艙位液壓管路系統(tǒng)中抽取出典型液壓管路及其支持結(jié)構(gòu)的試驗(yàn)件，模擬出飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的支持剛度，做到試驗(yàn)件的動(dòng)力學(xué)邊界條件與飛機(jī)實(shí)際安裝尺度相一致。

2）液壓管路內(nèi)部流體狀態(tài)?，F(xiàn)階段飛機(jī)設(shè)計(jì)只監(jiān)控液壓系統(tǒng)主管路的壓力和流量，根據(jù)液壓系統(tǒng)主管路的典型工作狀態(tài)，通過液壓管路系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)分析方法得到液壓系統(tǒng)其他管路內(nèi)的壓力和流速等流體參數(shù)。

3）飛機(jī)各部位振動(dòng)環(huán)境。飛機(jī)各部位振動(dòng)環(huán)境在無實(shí)測數(shù)測數(shù)據(jù)時(shí)，可按照GJB 150.16A—2009[15]給出的參考執(zhí)行。當(dāng)有大量的飛機(jī)實(shí)測振動(dòng)數(shù)據(jù)時(shí)，可歸納總結(jié)出施加在典型艙位液壓管路結(jié)構(gòu)上的隨機(jī)振動(dòng)實(shí)測環(huán)境譜。

2 試驗(yàn)件設(shè)計(jì)

飛機(jī)液壓管路在機(jī)體上的安裝方式主要分為兩類（如圖6 所示）[16]：第一類是順著加強(qiáng)筋環(huán)向安裝或順航向安裝在結(jié)構(gòu)長桁上；第二類是順著飛機(jī)主承力框環(huán)向安裝或在主承力框腹板上開孔，液壓導(dǎo)管穿孔安裝在框的腹板上。

圖6 液壓管路典型安裝Fig.6 Typical installation of hydraulic pipeline

由于主承力框結(jié)構(gòu)較強(qiáng)，不易產(chǎn)生振動(dòng)疲勞裂紋，針對飛機(jī)上出現(xiàn)過鈑金框被液壓管路扯壞的情況，設(shè)計(jì)了飛機(jī)典型液壓管路試驗(yàn)件來模擬液壓管路在鈑金加強(qiáng)筋上的安裝方式，如圖7 所示。

圖7 典型液壓管路試驗(yàn)件設(shè)計(jì)Fig.7 Design of typical hydraulic pipeline test specimen

典型液壓管路試驗(yàn)件均按照飛機(jī)液壓系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求進(jìn)行設(shè)計(jì)，導(dǎo)管通過卡箍安裝在角片上，角片與鈑金件進(jìn)行連接，模擬與機(jī)體結(jié)構(gòu)的安裝，典型液壓管路試驗(yàn)件中的導(dǎo)管、卡箍、螺栓、墊圈、螺母、角片、鉚釘?shù)染捎蔑w機(jī)液壓系統(tǒng)設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)件。典型液壓管路試驗(yàn)件通過邊緣的L 型材鉚釘與底板相連，如圖8 所示。典型液壓管路試驗(yàn)件與底板鉚釘相連后，通過底板螺栓與夾具相連，如圖9 所示。依據(jù)振動(dòng)臺安裝規(guī)格，設(shè)計(jì)夾具底面與振動(dòng)臺相連的螺栓孔。除保證典型液壓管路試驗(yàn)件與飛機(jī)實(shí)際結(jié)構(gòu)相似外，最重要的是要求剛度相似，主要包括頻率和振型，表現(xiàn)為模態(tài)計(jì)算時(shí)典型液壓管路試驗(yàn)件前幾階的頻率和振型與飛機(jī)上考核的管路頻率和振型的相似度，如圖10 所示。

為減小試驗(yàn)件端頭的支持剛度對試驗(yàn)產(chǎn)生額外的影響，典型液壓管路試驗(yàn)件管路兩端頭與液壓試驗(yàn)組件通過軟管相連，液壓試驗(yàn)組件施加試驗(yàn)要求的壓力和流速，振動(dòng)臺施加飛機(jī)的環(huán)境振動(dòng)譜，從而實(shí)現(xiàn)典型液壓管路的全狀態(tài)試驗(yàn)考核。

圖8 典型液壓管路試驗(yàn)件與底板相連Fig.8 Connection between typical hydraulic pipeline test specimen and the base plate

圖9 底板與夾具通過螺栓相連Fig.9 Connection between the base plate and the clamp by bolts

圖10 典型液壓管路試驗(yàn)件模態(tài)振型分析Fig.10 Model analysis of typical hydraulic pipeline test specimen

3 試驗(yàn)載荷設(shè)計(jì)

3.1 液壓流動(dòng)載荷

飛機(jī)液壓系統(tǒng)中閥門調(diào)節(jié)以及作動(dòng)器負(fù)載的變化均會引起高壓高速的液壓管路內(nèi)流體參數(shù)發(fā)生變化，基于AMESim 軟件[17-18]建立起泵、油濾、蓄壓器、閥門以及作動(dòng)器等典型液壓元件的仿真模型，如圖11 所示。

圖11 液壓系統(tǒng)液壓流動(dòng)仿真模型Fig.11 Simulation model of hydraulic flow in hydraulic system

液壓管路的一維流體壓力傳遞波動(dòng)方程為：

式中：P為壓力；Q為流量；ρ為密度；c為波速；x表示位置；t為時(shí)間；A為管道的截面積；f為摩阻函數(shù)。

波動(dòng)方程是管路動(dòng)特性的基本方程，它真實(shí)而全面地反映了流體在管路內(nèi)的非恒定流動(dòng)過程。波動(dòng)方程是偏微分方程，AMESim 軟件引入特征線法來求解偏微分方程，將偏微分方程變換成特殊的全微分方程，然后對全微分方程積分，得到便于處理的有限差分方程。

將液壓管路系統(tǒng)分為n段，由特征法推導(dǎo)出波動(dòng)方程的代數(shù)方程。液壓元件、管路的兩端點(diǎn)，分別只有一個(gè)特征方程，始端點(diǎn)有反射波方程，末端點(diǎn)有入射波方程，但是每一個(gè)特征方程卻有兩個(gè)變量P和Q，因此必須根據(jù)邊界元件的數(shù)學(xué)模型建立邊界補(bǔ)充方程，與管路的始端或末端的一個(gè)特征方程進(jìn)行耦合求解。

實(shí)際液壓系統(tǒng)中，泵、油濾、蓄壓器、作動(dòng)器等液壓元件的液阻、液容、液感、作動(dòng)器負(fù)載等設(shè)計(jì)參數(shù)對系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性的影響最為明顯，表現(xiàn)為流動(dòng)參數(shù)（壓力P、流量Q等）經(jīng)過各液壓元件時(shí)會發(fā)生動(dòng)態(tài)變化。通過數(shù)學(xué)建模，運(yùn)用分布參數(shù)仿真建模方法，可以建立各液壓元件進(jìn)口和出口流動(dòng)參數(shù)的關(guān)系表達(dá)式。

其中對于作動(dòng)器流動(dòng)參數(shù)（如圖12 所示）[19]，假設(shè)作動(dòng)器是勻速伸出/縮回的，工作時(shí)液壓作動(dòng)器輸出力F為：

式中：Pin為液壓管路進(jìn)口壓力；Pout為回油導(dǎo)管的壓力；A為作動(dòng)筒圓桿面積。

圖12 液壓系統(tǒng)作動(dòng)器模型Fig.12 Hydraulic system actuator model

作動(dòng)器的輸出流量Q為：

式中：C為作動(dòng)器控制閥的固有系數(shù)。作動(dòng)器輸出流量Q與壓力P的關(guān)系如圖13 所示。

圖13 作動(dòng)器輸出流量與壓力關(guān)系Fig.13 Relationship between actuator output flow and pressure

采用AMESim 軟件建立分布參數(shù)液壓管路系統(tǒng)仿真模型，依據(jù)作動(dòng)器的負(fù)載F變化情況對飛機(jī)典型機(jī)動(dòng)動(dòng)作下液壓系統(tǒng)的工作狀態(tài)進(jìn)行仿真分析，從而獲取各管路部位在狀態(tài)變化過程中壓力P和流量Q的時(shí)域變化歷程（如圖14 所示），以此作為典型液壓管路試驗(yàn)時(shí)液壓系統(tǒng)的載荷輸入。

圖14 液壓管路壓力P、流量Q 與時(shí)間的關(guān)系Fig.14 Relationship between pressure/flow and time of hydraulic pipeline

3.2 振動(dòng)環(huán)境載荷

根據(jù)飛機(jī)飛行實(shí)測的振動(dòng)環(huán)境，歸納統(tǒng)計(jì)得到典型液壓管路系統(tǒng)安裝艙位的環(huán)境振動(dòng)譜，如圖15 所示。統(tǒng)計(jì)歸納得到的環(huán)境振動(dòng)譜作為試驗(yàn)時(shí)振動(dòng)臺的載荷輸入。

圖15 環(huán)境振動(dòng)譜Fig.15 Environmental vibration spectrum

3.3 載荷譜編制與試驗(yàn)實(shí)施

液壓管路全狀態(tài)試驗(yàn)需同時(shí)進(jìn)行高壓高速流動(dòng)以及環(huán)境振動(dòng)。按照飛機(jī)環(huán)境適應(yīng)性要求，全壽命內(nèi)典型液壓管路需進(jìn)行t小時(shí)耐久性環(huán)境振動(dòng)試驗(yàn)，同時(shí)按照飛機(jī)典型任務(wù)剖面機(jī)動(dòng)動(dòng)作下舵面/艙門等作動(dòng)器的載荷F變化歷程，通過仿真計(jì)算得到全壽命內(nèi)典型液壓管路系統(tǒng)的壓力流量變化曲線與次數(shù)。利用液壓試驗(yàn)組件，將壓力流量變化曲線與次數(shù)隨機(jī)安排在t小時(shí)內(nèi)進(jìn)行控制，這樣就能滿足在t小時(shí)內(nèi)既能進(jìn)行振動(dòng)試驗(yàn)考核又能進(jìn)行液壓流動(dòng)的考核。

飛機(jī)典型液壓管路全狀態(tài)考核試驗(yàn)的實(shí)施如圖16 所示。通過本試驗(yàn)可分別驗(yàn)證液壓油高壓高速流動(dòng)和環(huán)境振動(dòng)對管路的影響，也可同時(shí)驗(yàn)證液壓油高壓高速流動(dòng)與環(huán)境振動(dòng)耦合對管路的影響，從而找到影響液壓管路振動(dòng)疲勞壽命的關(guān)鍵因素，為飛機(jī)液壓管路減振優(yōu)化設(shè)計(jì)提供重要的試驗(yàn)依據(jù)[20]。

圖16 典型液壓管路全狀態(tài)考核試驗(yàn)實(shí)施Fig.16 Implementation of full state examination for typical hydraulic pipeline

4 結(jié)語

飛機(jī)液壓管路內(nèi)部承受著液壓油高壓高速流動(dòng)帶來的沖擊載荷影響，外部承受著安裝艙位振動(dòng)環(huán)境帶來的影響?，F(xiàn)階段的液壓管路系統(tǒng)地面模擬試驗(yàn)技術(shù)未能很好地模擬出飛行中管內(nèi)液體流動(dòng)和振動(dòng)環(huán)境，地面的動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)環(huán)境和空中飛行狀態(tài)有較大的差異。文中從飛機(jī)典型艙位液壓管路系統(tǒng)中抽取出液壓管路及其支持結(jié)構(gòu)，設(shè)計(jì)的典型液壓管路試驗(yàn)件能模擬出飛機(jī)液壓管路安裝的機(jī)體支持剛度。提出了一種包含通過液壓回路組件模擬飛機(jī)液壓管路內(nèi)液壓油的流動(dòng)環(huán)境以及通過振動(dòng)臺組件模擬飛機(jī)艙位振動(dòng)環(huán)境這兩個(gè)要素的飛機(jī)液壓管路全狀態(tài)考核試驗(yàn)方法，編制了液壓管路全狀態(tài)疲勞載荷譜來實(shí)施試驗(yàn)。該試驗(yàn)方法可為飛機(jī)液壓管路減振優(yōu)化設(shè)計(jì)提供重要的試驗(yàn)依據(jù)。