飛機(jī)管路強(qiáng)度快速分析方法

陳曉豫，錢文清，鮑益東，舒 陽，寸文淵,

（1.南京航空航天大學(xué)機(jī)電學(xué)院，南京210016；2.航空工業(yè)成都飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司產(chǎn)品研制部，成都610092）

伴隨著國(guó)產(chǎn)大型客機(jī)快速發(fā)展，飛機(jī)內(nèi)部零配件的發(fā)展也面臨著更高的市場(chǎng)要求。飛機(jī)內(nèi)部液壓、燃油、滑油、環(huán)控、氧氣等系統(tǒng)普遍分布著許多管路系統(tǒng)，這些管路系統(tǒng)形狀各異，錯(cuò)綜復(fù)雜分布在機(jī)身的各個(gè)部位，起著壓力傳遞、燃油輸送、保護(hù)電纜等作用[1]。飛機(jī)管路系統(tǒng)作為飛機(jī)零件中的一個(gè)重要組成部分，其質(zhì)量的可靠性和穩(wěn)定性直接影響著飛機(jī)的整體性能。而如今飛機(jī)管路系統(tǒng)正向著高壓化、大功率、質(zhì)量輕、多余度等方向發(fā)展，高壓管路破裂常常是導(dǎo)致飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生故障的主要原因[2]，管路系統(tǒng)的強(qiáng)度直接影響著飛機(jī)的整體性能，制約著飛機(jī)的整體發(fā)展。

面對(duì)飛機(jī)管路的失效問題，現(xiàn)有手段很難對(duì)失效產(chǎn)生的根本原因做出準(zhǔn)確分析。目前針對(duì)飛機(jī)管路系統(tǒng)開展的理論研究，多以流固耦合振動(dòng)、疲勞壽命和故障分析等方面為主[3]。專門面向飛機(jī)管路系統(tǒng)強(qiáng)度分析和設(shè)計(jì)優(yōu)化的研究，多以實(shí)踐研究為主，較少有系統(tǒng)而深入的理論研究?？刹殚喌馁Y料中大多停留在簡(jiǎn)單的結(jié)構(gòu)分析上，沒有形成成熟的分析方法和研究思路，在理論分析和試驗(yàn)驗(yàn)證方面均存在較大空白。而傳統(tǒng)的強(qiáng)度分析方法應(yīng)用在飛機(jī)管路方面存在著零件復(fù)雜、接觸處理困難等問題。因此有必要提出一種高效且準(zhǔn)確的管路強(qiáng)度分析方法，對(duì)飛機(jī)管路的高風(fēng)險(xiǎn)失效區(qū)域做出預(yù)判，為飛機(jī)管路系統(tǒng)的設(shè)計(jì)及優(yōu)化提供理論依據(jù)。

本文針對(duì)飛機(jī)管路強(qiáng)度整體分析困難的問題，提出了一種飛機(jī)管路強(qiáng)度快速分析方法。將CAEPIPE 軟件和ABAQUS 軟件相結(jié)合，采用有限元方法對(duì)飛機(jī)管路的強(qiáng)度進(jìn)行模擬分析。為明確飛機(jī)管路受載后的變化情況、研究管路失效形式、校核管路強(qiáng)度、優(yōu)化管路系統(tǒng)結(jié)構(gòu)提供高效且準(zhǔn)確的分析方法。

1 飛機(jī)管路強(qiáng)度分析流程

飛機(jī)管路系統(tǒng)由導(dǎo)管、支架、卡箍及柔性接頭等構(gòu)件組成。采用管路系統(tǒng)整體利用ABAQUS 軟件分析的方法，將不可避免地需要對(duì)管路系統(tǒng)中的柔性接頭部分進(jìn)行建模，其結(jié)構(gòu)復(fù)雜，簡(jiǎn)化困難，同時(shí)會(huì)提高有限元分析的非線性程度，導(dǎo)致計(jì)算中出現(xiàn)收斂困難的問題，增加有限元分析的計(jì)算難度和計(jì)算時(shí)間，在飛機(jī)管路系統(tǒng)的研究和設(shè)計(jì)階段無法保證飛機(jī)管路強(qiáng)度分析的效率。而CAEPIPE 軟件在管道設(shè)計(jì)及應(yīng)力分析方面有著快速、操作方便、數(shù)據(jù)庫豐富等優(yōu)勢(shì)，能夠?qū)θS管路系統(tǒng)進(jìn)行線性和非線性的靜態(tài)和動(dòng)態(tài)分析，非常有利于進(jìn)行管路系統(tǒng)快速分析[4–6]。

本文所提出的方法采用先整體后局部的思路對(duì)飛機(jī)管理系統(tǒng)進(jìn)行分析。首先利用CAEPIPE 軟件對(duì)管路系統(tǒng)進(jìn)行整體強(qiáng)度分析，快速的獲得應(yīng)力值較為集中的危險(xiǎn)區(qū)域及對(duì)應(yīng)導(dǎo)管段的節(jié)點(diǎn)力。隨后再利用ABAQUS軟件對(duì)危險(xiǎn)區(qū)域進(jìn)行更為詳細(xì)且精確的局部分析，驗(yàn)證失效可能性較大的危險(xiǎn)區(qū)域是否滿足強(qiáng)度要求，如圖1所示。

2 飛機(jī)管路受載情況

為保證飛機(jī)管路強(qiáng)度分析結(jié)果與實(shí)際使用情況盡可能一致，在分析前首先應(yīng)明確飛機(jī)管路系統(tǒng)在飛機(jī)運(yùn)行中的受載情況，為有限元分析提供基礎(chǔ)。在飛機(jī)運(yùn)行的過程中，飛機(jī)管路將承受多種載荷的共同作用，通常在分析中對(duì)管路施加最嚴(yán)酷的受載情況，在不考慮發(fā)生極特殊偶然事件的前提下，一般主要考慮以下幾種載荷類型。

（1）壓力載荷。

管路工作中，導(dǎo)管內(nèi)的流體會(huì)對(duì)管壁內(nèi)側(cè)產(chǎn)生一定的壓力，從而使管壁的內(nèi)外兩側(cè)產(chǎn)生壓差，影響管路受力及變形。同時(shí)，液壓管路中液體的壓力具有一定的脈動(dòng)范圍，會(huì)對(duì)導(dǎo)管產(chǎn)生脈沖沖擊[6]。在分析中，通常認(rèn)為壓力均勻分布在管壁上，以載荷的形式將管壁所承受的壓力差施加在管壁內(nèi)側(cè)。

（2）溫度。

溫度載荷分為環(huán)境溫度和工作溫度。飛機(jī)啟動(dòng)前，管路溫度與環(huán)境溫度一致，啟動(dòng)后，管路溫度逐漸由環(huán)境溫度變?yōu)楣ぷ鳒囟?。管路所處的工作溫度?huì)直接影響導(dǎo)管內(nèi)流體對(duì)管壁所產(chǎn)生的壓力、導(dǎo)管的材料屬性、導(dǎo)管因熱脹冷縮而產(chǎn)生的變形等，是強(qiáng)度分析中不可忽略的影響因素。因環(huán)境溫度通常屬于管路安全使用要求范圍內(nèi)，工作溫度是溫度載荷中的主要考慮因素，所以在分析中只考慮管路的工作溫度對(duì)管路產(chǎn)生的影響，以溫度場(chǎng)的形式施加在分析模型上。

（3）位移載荷。

位移載荷主要包含變形位移及端點(diǎn)位移。變形載荷主要是由于管路在運(yùn)行過程中，管內(nèi)流體溫度的變化，使管路因熱脹冷縮而產(chǎn)生的變形導(dǎo)致[7]。而飛機(jī)運(yùn)行中產(chǎn)生的協(xié)調(diào)變形會(huì)使管路端點(diǎn)處所連結(jié)的設(shè)備位置發(fā)生變化，從而導(dǎo)致管路受到端點(diǎn)位移載荷的作用[8]。分析中變形位移由溫度場(chǎng)產(chǎn)生，端點(diǎn)位移應(yīng)將飛機(jī)整體變形轉(zhuǎn)化為管路端點(diǎn)的位移，以邊界條件的形式施加管路節(jié)點(diǎn)位置。

圖1 管路強(qiáng)度分析思路Fig.1 Pipeline strength analysis ideas

（4）加速度載荷。

加速度載荷是由于飛機(jī)加（減）速或做機(jī)動(dòng)飛行動(dòng)作導(dǎo)致，因此管路所受到的加速度載荷通常與飛機(jī)機(jī)體一致[8]。分析中根據(jù)飛機(jī)機(jī)體加速度曲線，計(jì)算在工作壓力下，管路在慣性載荷作用下強(qiáng)度是否滿足要求。具體分析中應(yīng)綜合加速度載荷與重力，以載荷的形式施加在分析模型上。

（5）持續(xù)外載荷。

包括如管路自身重量、管內(nèi)流體重量、支架力等集中或均勻分布的持續(xù)性基本載荷。在有限元分析中，將根據(jù)所分析案例的具體情況，在軟件中設(shè)置對(duì)應(yīng)的載荷和邊界條件。

3 分析算例及結(jié)果

本文以某型號(hào)飛機(jī)機(jī)翼中一段典型油氣管路系統(tǒng)為例，模擬其在飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時(shí)受載情況。根據(jù)不同的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)、材料、分析工況等情況，對(duì)應(yīng)力判斷準(zhǔn)則的選擇也有所不同。本文采用金屬管路分析中最符合分析特性，且最為通用的Mises 屈服準(zhǔn)則作為應(yīng)力評(píng)判標(biāo)準(zhǔn)，對(duì)管路進(jìn)行強(qiáng)度分析。

由于本例管路系統(tǒng)中導(dǎo)管采用英制單位作為加工尺寸單位，同時(shí)管路系統(tǒng)性能參數(shù)采用英制單位下的量作為衡量指標(biāo)，因此為方便模型的建立和分析結(jié)果的比對(duì)，本例中建模及分析統(tǒng)一采用英制單位。為方便閱讀，本文統(tǒng)一將各物理量在公制單位下的數(shù)值標(biāo)注在后續(xù)的括號(hào)內(nèi)。

3.1 三維模型建立

通常飛機(jī)管路系統(tǒng)主要由導(dǎo)管、支架、卡箍及柔性接頭等構(gòu)件組成，具體結(jié)構(gòu)情況如圖2所示。其中導(dǎo)管用于傳輸工作流體，直接承受流體對(duì)管路產(chǎn)生載荷；支架用于導(dǎo)管和飛機(jī)固定端之間的連接；卡箍用于連接導(dǎo)管和支架；柔性接頭用于連接多段導(dǎo)管，并在一定程度上承受軸向線變位和相對(duì)角變位，以減少管路使用中振動(dòng)對(duì)管路產(chǎn)生的破壞。

針對(duì)本例所分析的管路系統(tǒng)，在UnigraphicsNX軟件中對(duì)管路系統(tǒng)建立三維模型，X方向總體尺寸為2098.0mm；Z方向組總體尺寸為835.7mm，導(dǎo)管外側(cè)直徑為57.15mm，建模結(jié)果如圖3所示。

3.2 支架剛度計(jì)算

在管路強(qiáng)度分析中，管路系統(tǒng)中支架的剛度將直接影響管路的受力及變形情況，是管路系統(tǒng)強(qiáng)度的重要影響因素，因此應(yīng)將其納入到強(qiáng)度分析的考慮范圍中。故在對(duì)管路進(jìn)行整體分析前，首先計(jì)算出管路系統(tǒng)中各個(gè)支架在不同方向上的剛度值，以方便后續(xù)整體分析的進(jìn)行。

將管路系統(tǒng)中的支架模型單獨(dú)導(dǎo)入至ABAQUS 軟件中，由于本節(jié)主要計(jì)算支架的剛度值，且支架結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單，因此將支架簡(jiǎn)化為較簡(jiǎn)單的殼單元，并在截面屬性中設(shè)置其厚度為0.05in（1.27mm）。根據(jù)實(shí)際情況，本例選用的支架材料為Al6061 T6，具體材料參數(shù)如表1所示。

因后續(xù)的系統(tǒng)強(qiáng)度分析中，將簡(jiǎn)化支架的作用至對(duì)應(yīng)的卡箍中心點(diǎn)位置，因此為保證前后分析一致可靠，耦合支架上的卡箍安裝孔至卡箍中心點(diǎn)位置，并在該點(diǎn)施加X、Y、Z3個(gè)方向上的單位力和單位扭矩；固定支架與飛機(jī)的連接孔，約束條件及載荷定義結(jié)果如圖4所示。根據(jù)模型情況劃分網(wǎng)格，本例中支架采用S4R 類型網(wǎng)格，網(wǎng)格模型如圖5所示，模型整體網(wǎng)格數(shù)目為14916。

計(jì)算后，輸出各個(gè)卡箍中心點(diǎn)的位移量，取各個(gè)卡箍在單位力和單位扭矩下中心點(diǎn)的位移量作為后續(xù)分析中的卡箍剛度值。經(jīng)計(jì)算整理后得到如表2中所示的各個(gè)支架的剛度值。

圖2 管路系統(tǒng)構(gòu)件組成Fig.2 Component composition of piping system

圖3 管路系統(tǒng)三維模型Fig.3 Three-dimensional model of piping system

表1 支架材料 (Al6061 T6) 參數(shù)Table1 Anchors material (Al6061 T6) parameters

3.3 管路整體分析

使用CAEPIPE 軟件對(duì)包括柔性接頭在內(nèi)的管路系統(tǒng)進(jìn)行整體分析，以獲得應(yīng)力較高的危險(xiǎn)區(qū)域，為后續(xù)局部分析提供依據(jù)。

根據(jù)三維模型中的導(dǎo)管端頭、支架、柔性接頭、彎頭中心點(diǎn)等節(jié)點(diǎn)位置的節(jié)點(diǎn)坐標(biāo)，及導(dǎo)管截面參數(shù)、材料、彎頭彎曲半徑等參數(shù)在CAEPIPE中建立分析模型，并輸入已計(jì)算出的支架剛度值，建模結(jié)果如圖6所示。

本例中導(dǎo)管材料選用Al6061 T4，具體材料參數(shù)、典型溫度下的材料屬性如表3和表4所示。設(shè)置導(dǎo)管為統(tǒng)一截面參數(shù)，具體導(dǎo)管截面屬性直徑為57.15mm，厚度為1.8mm。

本例模擬飛機(jī)做轉(zhuǎn)彎動(dòng)作時(shí)管路系統(tǒng)的受載情況，其主要承受導(dǎo)管內(nèi)流體溫度、導(dǎo)管內(nèi)外壓差、導(dǎo)管及流體自重和加速度載荷的共同作用，對(duì)應(yīng)的工況溫度F為130，壓差為0.41MPa，重力加速度g=（9.8m/s2），加速度2g。在分析中認(rèn)為管路系統(tǒng)兩端不受位移載荷作用，對(duì)管路整體施加溫度、壓強(qiáng)、加速度作用。

計(jì)算工況下CAEPIPE 分析出的應(yīng)力分布情況如圖7中所示；位移變形情況如圖8所示，本例中以Mises應(yīng)力作為失效的主要評(píng)判指標(biāo)，所以重點(diǎn)關(guān)注圖7中Mises 應(yīng)力值較大的區(qū)域。

圖4 支架約束條件及載荷定義Fig.4 Constraints and load definitions of steadies

圖5 網(wǎng)格劃分結(jié)果Fig.5 Meshing results

結(jié)合圖7和圖8可以看出在管路的彎曲段區(qū)域A處應(yīng)力較大，并且存在較大的變形量。較大的應(yīng)力容易導(dǎo)致導(dǎo)管發(fā)生強(qiáng)度破壞，同時(shí)較大的位移量也增大了管路干涉或者碰撞其他飛機(jī)結(jié)構(gòu)的可能，因此應(yīng)對(duì)區(qū)域A進(jìn)行更為詳細(xì)的局部分析。另外，由于在T 型管接頭區(qū)域B處存在焊接工藝，致使接頭在厚度分布、材料屬性、力學(xué)性能、溫度場(chǎng)等多方面存在不均勻性[9]，焊縫周圍區(qū)域的殘余應(yīng)力以及形變[10–11]使得T 型管接頭更容易出現(xiàn)應(yīng)力集中，疲勞斷裂等問題，僅靠單一的整體分析很難準(zhǔn)確預(yù)測(cè)出T 型管接頭的變形和失效情況。因此，為保證強(qiáng)度分析的可靠性，按照行業(yè)規(guī)范，必須對(duì)T 型管接頭區(qū)域進(jìn)行局部分析。對(duì)應(yīng)本例中即應(yīng)對(duì)區(qū)域B進(jìn)行進(jìn)一步的局部分析。

表2 支架剛度計(jì)算結(jié)果Table2 Anchors stiffness calculation results

圖6 CAEPIPE整體分析模型Fig.6 CAEPIPE overall analysis model

表3 導(dǎo)管材料（Al6061 T4）參數(shù)Table3 Pipe material (Al6061 T4) parameters

表4 AL6061T4材料屬性Table4 AL6061T4material properties

圖7 整體分析Mises應(yīng)力分布圖Fig.7 Misesstress distribution of overall analysis

圖8 整體分析位移變形圖Fig.8 Displacement deformation of overall analysis

3.4 危險(xiǎn)區(qū)域局部分析

由于CAEPIPE 軟件對(duì)于管路系統(tǒng)應(yīng)力的分析僅能獲得整體應(yīng)力分布趨勢(shì)，并提供準(zhǔn)確的節(jié)點(diǎn)力，但具體應(yīng)力計(jì)算數(shù)值并不準(zhǔn)確，因此還需在ABAQUS 軟件中以節(jié)點(diǎn)力為邊界條件對(duì)危險(xiǎn)區(qū)域進(jìn)行更為詳細(xì)的局部分析，以保證分析的準(zhǔn)確性。將危險(xiǎn)區(qū)域?qū)?yīng)的導(dǎo)管段單獨(dú)導(dǎo)入ABAQUS 軟件中，為保證分析的可靠性，應(yīng)適當(dāng)擴(kuò)大危險(xiǎn)區(qū)域范圍。本例中對(duì)于區(qū)域A選取節(jié)點(diǎn)125 至節(jié)點(diǎn)180（節(jié)點(diǎn)編號(hào)如圖6（a）中所示）所圍成的管路段作為分析范圍；區(qū)域B選取節(jié)點(diǎn)66、節(jié)點(diǎn)95、節(jié)點(diǎn)205所圍成的管路段作為分析范圍。

由于導(dǎo)管截面屬性一致，綜合考慮分析準(zhǔn)確性和分析效率，本例在導(dǎo)管局部分析中采用殼單元進(jìn)行模擬。并為保證分析結(jié)果與實(shí)際試驗(yàn)結(jié)果間存在一定的安全系數(shù)，分析中取管壁厚為設(shè)計(jì)壁厚的0.9倍，即1.62mm。

耦合支架與導(dǎo)管表面的接觸部分至對(duì)應(yīng)的卡箍中心點(diǎn)位置，選擇位移變形較小的一點(diǎn)固定（區(qū)域A選擇節(jié)點(diǎn)180，區(qū)域B選擇節(jié)點(diǎn)200），其余點(diǎn)按照整體分析中計(jì)算出的節(jié)點(diǎn)力定義載荷。根據(jù)工況設(shè)置重力、溫度、加速度、壓力差等載荷，載荷及邊界條件施加結(jié)果如圖9所示。

圖9 危險(xiǎn)區(qū)域載荷及邊界條件Fig.9 Loads and boundary conditions of dangerous area

根據(jù)模型情況劃分網(wǎng)格，本例中導(dǎo)管采用S4R 類型網(wǎng)格。其中，在區(qū)域B中為精確研究焊縫位置的應(yīng)力及變形情況，對(duì)焊縫所在區(qū)域的網(wǎng)格進(jìn)行加密，根據(jù)工程要求取焊縫寬度為3.81mm，具體焊縫位置網(wǎng)格劃分情況如圖10所示。

由于焊縫位置在焊接成形后，很難獲得準(zhǔn)確的厚度分布、材料性能分布、殘余應(yīng)力分布等成形結(jié)果數(shù)據(jù)，因此在有限元分析中通過減薄有效壁厚的方式對(duì)其進(jìn)行弱化處理，簡(jiǎn)化分析模型，在分析中將焊縫區(qū)域材料厚度適當(dāng)減薄至0.9倍壁厚。

圖10 區(qū)域B焊縫位置網(wǎng)格劃分結(jié)果Fig.10 Meshing results of area B weld seam location

圖11 局部結(jié)構(gòu)Mises應(yīng)力分布圖Fig.11 Misesstress distribution of local analysis

應(yīng)用ABAQUS/Standard 求解器分析所得導(dǎo)管應(yīng)力如圖11所示?？梢钥闯鼋?jīng)過局部分析后，危險(xiǎn)區(qū)域應(yīng)力分布情況與整體分析結(jié)果基本一致，且彎管處（區(qū)域A）應(yīng)力始終小于148.93MPa，在設(shè)計(jì)所允許的安全范圍內(nèi)；T 型管接頭處（區(qū)域B）應(yīng)力始終小于181.47MPa，且除較小的應(yīng)力集中區(qū)域外，其余部分應(yīng)力始終小于121.76MPa?？紤]到焊縫位置的特殊性，不可避免地存在相對(duì)較大的分析誤差，為此通常在研究分析中對(duì)T 型管接頭采用更高的安全系數(shù)。本例中所計(jì)算出的應(yīng)力情況滿足設(shè)計(jì)所允許的安全范圍要求。

4 分析結(jié)果對(duì)比

本例中以某型號(hào)飛機(jī)機(jī)翼中一段典型油氣管路系統(tǒng)在飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時(shí)的受載情況為分析對(duì)象。經(jīng)過整體分析和局部分析，對(duì)比可以看出，對(duì)于危險(xiǎn)區(qū)域的判斷，局部分析結(jié)果與整體分析結(jié)果相一致，第1 危險(xiǎn)區(qū)域出現(xiàn)在彎管處（區(qū)域A），且該區(qū)域應(yīng)力水平在設(shè)計(jì)和使用所允許的范圍內(nèi)，可以滿足使用要求。經(jīng)過對(duì)T 型接頭處（區(qū)域B）的整體分析和局部分析，確定T 型接頭的變形和應(yīng)力在許用范圍內(nèi)，滿足使用要求。

采用傳統(tǒng)強(qiáng)度分析方法，利用ABAQUS 軟件對(duì)本例中的包含柔性接頭在內(nèi)的管路系統(tǒng)整體進(jìn)行分析。由于柔性接頭結(jié)構(gòu)不是本方法的分析重點(diǎn)，且其結(jié)構(gòu)和受力情況復(fù)雜，因此對(duì)柔性接頭進(jìn)行簡(jiǎn)化處理，并利用ABAQUS中Bushing 與Cylindrical 兩種類型的連接器定義接頭兩端的相互作用，分析結(jié)果如圖12所示。

對(duì)比傳統(tǒng)方法和本文所闡述的分析方法所獲得的分析結(jié)果，可以看出兩種分析方法在危險(xiǎn)區(qū)域的判斷、應(yīng)力分布趨勢(shì)等方面分析結(jié)果基本一致。驗(yàn)證了本文中研究方法的可靠性。但由于傳統(tǒng)分析方法中對(duì)于柔性接頭的處理，導(dǎo)致其無法獲得接頭區(qū)域?qū)Ч芏祟^位置的準(zhǔn)確節(jié)點(diǎn)力，在導(dǎo)管的應(yīng)力計(jì)算方面誤差相對(duì)較大。特別在T 型管接頭位置，由于其靠近柔性接頭，對(duì)端頭處節(jié)點(diǎn)力的影響敏感，端頭處節(jié)點(diǎn)力不準(zhǔn)確所引起的分析誤差尤為明顯。傳統(tǒng)方法僅能保證應(yīng)力趨勢(shì)的可靠性，但在局部區(qū)域上計(jì)算誤差較大，相比本文闡述的分析方法存在一定不足。

在計(jì)算時(shí)間方面，本例使用的硬件情況為：CPU，Intel(R)Core(TM)i7–7700CPU@3.60GHz；內(nèi)存64G，在不考慮有限元模型建模過程的條件下，兩種分析方法的計(jì)算時(shí)間對(duì)比如表5所示。

圖12 ABAQUS整體分析Mises應(yīng)力分布圖Fig.12 Misesstress distribution of ABAQUS overall analysis

表5 計(jì)算時(shí)間對(duì)比Table5 Calculation time comparison

由此可見，本文所闡述的分析方法，相比利用ABAQUS 軟件對(duì)整個(gè)飛機(jī)管路系統(tǒng)進(jìn)行分析而言，在計(jì)算難度和計(jì)算時(shí)間方面具有明顯的優(yōu)勢(shì)。采用先整體后局部的分析方法，降低了有限元建模的難度，提高管路分析的效率，同時(shí)保證分析結(jié)果的準(zhǔn)確性和可靠性。

5 結(jié)論

（1）由于油氣管路中存在柔性接頭，用以承受一定量的軸向線變位和相對(duì)角變位，直接利用ABAQUS軟件對(duì)管路整體進(jìn)行分析需要對(duì)柔性接頭的復(fù)雜結(jié)構(gòu)進(jìn)行建模或利用連接器來簡(jiǎn)化定義柔性接頭的作用，都將會(huì)導(dǎo)致分析模型較為復(fù)雜，非線性的引入也使得計(jì)算速度變慢，不利于飛機(jī)管路的快速設(shè)計(jì)和校核。利用CAEPIPE 軟件對(duì)管路系統(tǒng)進(jìn)行分析，免去了對(duì)柔性接頭復(fù)雜結(jié)構(gòu)的建模及分析過程，避免了ABAQUS中對(duì)于柔性接頭的迭代計(jì)算，節(jié)約計(jì)算成本，縮短計(jì)算時(shí)間。

（2）飛機(jī)管路強(qiáng)度分析采用了先整體后局部的分析思路，使分析更具針對(duì)性。相比單純CAEPIPE 分析而言，提高了分析精度和可靠性；相比整體利用ABAQUS進(jìn)行分析而言，降低了分析難度，提高了分析速度，降低了分析成本，使得飛機(jī)管路強(qiáng)度分析更具備可實(shí)施性。

（3）本文所提供的分析方法能夠快速且具有針對(duì)性的對(duì)飛機(jī)導(dǎo)管進(jìn)行強(qiáng)度分析，在保證分析可靠性的同時(shí)，對(duì)危險(xiǎn)區(qū)域的重點(diǎn)分析提高了分析的高效性，節(jié)約分析成本，為飛機(jī)管路系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和優(yōu)化提供了一種快速準(zhǔn)確的分析方法。