飛機(jī)某種管道隨機(jī)振動(dòng)及設(shè)計(jì)改進(jìn)研究

李牧皛，劉 暢，張 平，王福川，劉 星，許 棟

（成都飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司，四川 成都 610073）

引言

飛機(jī)管路是飛機(jī)重要組成部分，其設(shè)計(jì)質(zhì)量對飛機(jī)安全、舒適、穩(wěn)定運(yùn)行存在直接影響。研究發(fā)現(xiàn)，飛機(jī)設(shè)計(jì)故障中約有50%左右屬于飛機(jī)管路故障，而飛機(jī)管路故障中，振動(dòng)因素占據(jù)較大比重。因此，在飛機(jī)管路設(shè)計(jì)中應(yīng)給予飛機(jī)管路振動(dòng)預(yù)防與控制高度重視。飛機(jī)實(shí)際運(yùn)行中，液壓管道、燃油管道等多處于復(fù)雜環(huán)境中，加之隨著近些年飛機(jī)性能的不斷提高，管道結(jié)構(gòu)精密度提高，導(dǎo)致其在流體脈動(dòng)激勵(lì)、隨機(jī)激勵(lì)等作用下發(fā)生振動(dòng)，出現(xiàn)管道結(jié)構(gòu)疲勞、磨損等問題，從而降低管道結(jié)構(gòu)性能，縮短管道結(jié)構(gòu)使用壽命，增加飛機(jī)運(yùn)行風(fēng)險(xiǎn)。本研究則以液壓管道為研究對象，基于有限元分析探尋其隨機(jī)振動(dòng)影響因素，意在明確飛機(jī)液壓管道設(shè)計(jì)改進(jìn)要點(diǎn)，提高飛機(jī)管路設(shè)計(jì)質(zhì)量。

1 飛機(jī)管路結(jié)構(gòu)模型的構(gòu)建分析

為能夠在ANSYSWorkbench有限元分析中有效獲得案例飛機(jī)液壓管道結(jié)構(gòu)振動(dòng)特性，先針對某型飛機(jī)液壓管道系統(tǒng)進(jìn)行了等效簡化處理構(gòu)建了簡單結(jié)構(gòu)模型。在該模型構(gòu)建中，取案例飛機(jī)液壓泵與油濾之間管段管路。此段管路工作環(huán)境復(fù)雜，既有來自基礎(chǔ)隨機(jī)激勵(lì)的振動(dòng)，也有來自沖擊壓力、流體脈動(dòng)激勵(lì)的振動(dòng)，故選取此段管路研究具有一定現(xiàn)實(shí)意義[1]。此段管路模型主要由內(nèi)徑13 mm，外徑16 mm，長度分別為1.10 m、0.31 m、0.50 m的硬管構(gòu)成，一個(gè)出口位置配有法蘭盤與兩通接頭，兩個(gè)出口位置配有管夾、兩通接頭，管理鏈接位置配有三通接頭、法蘭盤等，整個(gè)模型共有管夾4個(gè)，法蘭盤2個(gè)，兩通接頭2個(gè)，三通接頭1個(gè)。利用CATIA軟件、SolidWork軟件，按照“簡化CATIA模型→取量管道各構(gòu)件幾何參數(shù)并建立相應(yīng)簡化模型→結(jié)合取量管路結(jié)構(gòu)構(gòu)建位置信息，參照原模型裝配得到重構(gòu)模型→利用ANSYSWorkbench軟件進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真分析”流程對案例飛機(jī)液壓管路模型進(jìn)行簡化與重構(gòu)，得到如圖1所示的簡化模型[2]。

圖1 案例飛機(jī)管路模型的簡化模型

根據(jù)案例飛機(jī)管路模型簡化模型，在有限元軟件仿真分析之前，從管路結(jié)構(gòu)材料、管路結(jié)構(gòu)邊界條件等方面進(jìn)行了預(yù)處理。其中管路結(jié)構(gòu)材料預(yù)處理主要表現(xiàn)為材料參數(shù)確定，詳見表1。管路結(jié)構(gòu)邊界條件預(yù)處理主要表現(xiàn)為約束設(shè)置，如管道與管夾之間、管夾各元件之間、管道與接頭之間、管道與流體之間均設(shè)置“綁定接觸”；出口端面、壁板面設(shè)置“固定約束”；管道-流體接觸面社會(huì)“流固耦合面約束”等[3]。此外，對于導(dǎo)管、彎頭、套管和螺栓等構(gòu)件進(jìn)行了網(wǎng)格劃分，以滿足有限元分析對管路構(gòu)件的網(wǎng)格質(zhì)量需求。

表1 案例飛機(jī)管路模型中各元件材料參數(shù)

在完成上述操作后，取297.18～755.71 Hz固有頻率，探究案例飛機(jī)管路結(jié)構(gòu)十階振型，發(fā)現(xiàn)案例飛機(jī)液壓管路模型在（450±50）Hz范圍內(nèi)振動(dòng)較密集，在各頻段振動(dòng)中，硬管1與管夾2振動(dòng)相對頻繁，且XOZ平面297.18～461.09 Hz振型中，振動(dòng)在X方向較為顯著。提示，在案例飛機(jī)管路設(shè)計(jì)中，應(yīng)給予硬管1與管夾2振動(dòng)情況高度重視，以免其頻繁振動(dòng)發(fā)生磨損、變形等問題。

2 基礎(chǔ)激勵(lì)下飛機(jī)管路ANSYSWorkbench有限元分析

ANSYSWorkbench軟件是功能較為強(qiáng)大的模型分析軟件，能夠?qū)Ω鞣N構(gòu)件設(shè)計(jì)提供準(zhǔn)確、全面、綜合的仿真信息，向用戶提供多物理場耦合解決方案。多數(shù)研究證實(shí)，利用該軟件在各種激勵(lì)下飛機(jī)管路結(jié)構(gòu)應(yīng)力響應(yīng)分析中具有較好效果。故本次研究運(yùn)用ANSYSWorkbench軟件構(gòu)建基礎(chǔ)激勵(lì)下案例飛機(jī)液壓管道有限元仿真模型。

在實(shí)際分析中，綜合考慮案例飛機(jī)液壓管路實(shí)際情況，設(shè)計(jì)將管道內(nèi)液壓油壓力以預(yù)應(yīng)力行駛加到液壓管道內(nèi)壁中，得到液壓管道在預(yù)應(yīng)力情況下的模態(tài)，并在此基礎(chǔ)上完成隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)分析。在此過程中，等效處理后，根據(jù)管路密度（ρˉ）計(jì)算公式“ρˉ=”（式中：ρt為管路密度；ρf為液壓油密度；Vt為管路體積；Vf為液壓油體積）可知案例飛機(jī)液壓管理模型中高壓管（1管路、2管路、3管路）與直角管接頭（1接頭、2接頭）、三通管接頭的等效質(zhì)量密度，因高壓管內(nèi)外直徑相同，且液壓油均勻分布在高壓管內(nèi)部，因此在高壓管等效處理之后，其質(zhì)量密度相同[4]。在案例飛機(jī)液壓管路模型中，因兩通管接頭1存在法蘭盤，其整體質(zhì)量較大，故等效處理后其目的相對與兩通接頭2較大。

在實(shí)際分析中，因動(dòng)力響應(yīng)受阻尼影響較大，故在案例飛機(jī)液壓管路動(dòng)力學(xué)分析過程中，需要考慮阻尼因素。本次研究過程中則主要運(yùn)用比列阻尼進(jìn)行分析。根據(jù)液壓管路結(jié)構(gòu)總阻尼比（ξ）與頻率點(diǎn)（α與β）之間存在的關(guān)系，可得到黏性α阻尼系數(shù)與單元β阻尼系數(shù)，即ξ=α÷2ω1+βω1÷2=α÷2ω2+βω2÷2。由于飛機(jī)管路設(shè)計(jì)中多考率飛機(jī)液壓管路模型在2000 Hz以內(nèi)的參數(shù)，而在2000 Hz以內(nèi)條件下“α÷2ωi”的值較小，故案例飛機(jī)液壓管理分析中僅考慮單元β阻尼影響即可[5]。ωi表示響應(yīng)頻率，與飛機(jī)液壓管路各階固有頻率存在“ωi=2πfi”關(guān)系，故通過“β=2ξ÷ωi”公式，可得到飛機(jī)液壓管路各階固有頻率下單元β阻尼值，如案例飛機(jī)管路一階固有頻率為297.18 Hz，ξ如果取0.02，則單元β阻尼值為2×0.02÷（2×3.14×297.18）≈2.14×10-5。ANSYSWorkbench軟件中具有阻尼系數(shù)自動(dòng)求解功能，故可在系統(tǒng)界面功能下輸入相關(guān)參數(shù)值即可獲得所需阻尼系數(shù)。經(jīng)軟件分析，發(fā)現(xiàn)安利飛機(jī)液壓管道結(jié)構(gòu)中，管夾2所在位置為應(yīng)力最大區(qū)域，管夾2螺栓位置最大應(yīng)力超過45 MPa；基礎(chǔ)隨機(jī)激勵(lì)條件下，案例飛機(jī)液壓管道結(jié)構(gòu)在X方向上最大位移響應(yīng)為硬管3，在Y方向上最大位移響應(yīng)為硬管1，在Z方向最大位移相應(yīng)為硬管1，提示硬管1是案例飛機(jī)液壓管道結(jié)構(gòu)中最容易發(fā)生位移變形的結(jié)構(gòu)。可能和該管段距離長，跨度大相關(guān)，在對案例飛機(jī)液壓管路進(jìn)行設(shè)計(jì)改進(jìn)時(shí)，應(yīng)著重對硬管1進(jìn)行設(shè)計(jì)分析，盡可能減少隨機(jī)振動(dòng)對該管段的影響。

3 飛機(jī)管路結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)改進(jìn)要點(diǎn)分析

為深入了解隨機(jī)振動(dòng)對飛機(jī)管路結(jié)構(gòu)的影響情況，明確飛機(jī)管路結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要點(diǎn)，圍繞案例飛機(jī)液壓管路結(jié)構(gòu)中的支撐參數(shù)、邊界約束進(jìn)行了分析，具體如下所述。

3.1 基于支撐參數(shù)影響的設(shè)計(jì)改進(jìn)

案例飛機(jī)液壓管路結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)改進(jìn)過程中，為提高管路結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)質(zhì)量，合理選用與安裝管路結(jié)構(gòu)支撐件，需要有效構(gòu)建案例飛機(jī)液壓管路結(jié)構(gòu)支撐件模型，綜合分析管路支撐件，如位置、尺寸等參數(shù)對案例飛機(jī)液壓管路結(jié)構(gòu)隨機(jī)振動(dòng)的影響。有上述分析可知，案例飛機(jī)液壓管路結(jié)構(gòu)支撐件中，管夾2應(yīng)力響應(yīng)較為明顯，故以管夾2為例，就其位置變化存在的影響進(jìn)行了探究，得出表2結(jié)果。由表2數(shù)據(jù)可知，因管夾2上的三通管接頭應(yīng)力響應(yīng)結(jié)果最大，且相對于管夾2所在管段其他位置而言，隨支撐位置變化而發(fā)生的改變較為明顯。由于三通管接頭在Z方向的應(yīng)變結(jié)果較大，故我們利用有限元分析軟件繪制Z方向管夾2三通管接頭在0～80 mm的應(yīng)變云圖，發(fā)現(xiàn)從起始端在終點(diǎn)端逐漸移動(dòng)過程中，三通管接頭應(yīng)力與應(yīng)變均呈降低改變。與此同時(shí)，研究發(fā)現(xiàn)管夾2支撐位置變化對管夾1隨機(jī)振動(dòng)激勵(lì)下危險(xiǎn)點(diǎn)影響不大。故在飛機(jī)管路結(jié)構(gòu)中，三通管通過法蘭盤和管路壁板連接，隨機(jī)振動(dòng)激勵(lì)施加到壁板上，但管夾2支撐距離三通管位置發(fā)生改變時(shí)三通管所在管段約束增加，應(yīng)力減弱。因此，在飛機(jī)管路設(shè)計(jì)過程中，管理支撐件不應(yīng)設(shè)在彎曲段，需要嚴(yán)格按照液壓管路設(shè)計(jì)需求，將其合理設(shè)計(jì)與有效安全在管路結(jié)構(gòu)直管段。

表2 不同支撐位置管夾2各部件最大應(yīng)力情況

3.2 給予邊界約束影響的設(shè)計(jì)改進(jìn)

飛機(jī)管路結(jié)構(gòu)中所采用的邊界約束形式眾多，了解邊界約束條件對飛機(jī)管路結(jié)構(gòu)隨機(jī)振動(dòng)的影響，便于飛機(jī)管路結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)改進(jìn)時(shí)進(jìn)行邊界約束形式選。以硬管2所在管段為例，分析自由約束、鉸支約束、固支約束下硬管端口管路前十階固有頻率，發(fā)現(xiàn)不同約束條件下，前七階頻率對比差異并不明顯，彼此之間相差幅度較小，但超過七階之后，三種約束形式之間的頻率差增加，相對而言自由狀態(tài)變化最為明顯。

4 結(jié)語

飛機(jī)管路設(shè)計(jì)是飛機(jī)設(shè)計(jì)重要組成部分，在當(dāng)前高度重視飛機(jī)設(shè)計(jì)與運(yùn)行安全的背景下，有必要加強(qiáng)飛機(jī)管路設(shè)計(jì)研究。針對液壓管道振動(dòng)問題，基于ANSYSWorkbench有限元軟件合理使用實(shí)行參數(shù)化模型構(gòu)建與模態(tài)分析，確定了飛機(jī)液壓管道隨機(jī)激勵(lì)環(huán)境下的危險(xiǎn)點(diǎn)，同時(shí)確定支撐參數(shù)、邊界約束等因素對飛機(jī)液壓管道基礎(chǔ)激勵(lì)下隨機(jī)振動(dòng)影響、流固耦合動(dòng)力學(xué)響應(yīng)結(jié)果影響，并在此基礎(chǔ)上指出要想減輕管道振動(dòng)，在管道設(shè)計(jì)中應(yīng)注重危險(xiǎn)點(diǎn)所在管段支撐參數(shù)調(diào)整工作，合理選擇管端約束方式，同時(shí)利用形式有效措施減少工況變化對管道結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的損壞?？傊?，飛機(jī)液壓管道工作環(huán)境復(fù)雜，影響因素較多，應(yīng)給予綜合考慮，善于利用有限元軟件對其振動(dòng)問題進(jìn)行科學(xué)診斷，為振動(dòng)預(yù)防設(shè)計(jì)提供指導(dǎo)，促進(jìn)飛機(jī)管路設(shè)計(jì)質(zhì)量有效提升。