應(yīng)變片位置的應(yīng)變水平對(duì)旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)的影響

張凌云，傅垚，何建冬，田笑添，劉泗棟

(1.沈陽(yáng)航空航天大學(xué)航空制造工藝數(shù)字化國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，遼寧沈陽(yáng) 110136；2.大連長(zhǎng)之琳科技有限公司，遼寧大連 116602)

0 前言

現(xiàn)如今，空軍成為國(guó)防和高技術(shù)局部戰(zhàn)爭(zhēng)中最強(qiáng)大的戰(zhàn)略力量，飛機(jī)是一個(gè)國(guó)家在世界上立足不可或缺的。如果把發(fā)動(dòng)機(jī)比作飛機(jī)的心臟，那么管路就像是飛機(jī)的血管[1]。在飛機(jī)運(yùn)行過(guò)程中，飛機(jī)的液壓和燃油系統(tǒng)是支持飛機(jī)飛行的重要?jiǎng)恿Σ糠郑娇諏?dǎo)管在飛機(jī)的液壓和燃油等系統(tǒng)中被大量應(yīng)用，因此對(duì)航空導(dǎo)管連接處的疲勞壽命和密封性能的考核非常重要。影響導(dǎo)管機(jī)械性能的因素很多，比如導(dǎo)管在飛機(jī)中需要承受外部施加載荷、內(nèi)部航空液壓油的沖擊和環(huán)境高溫等作用。在這些外部因素中，旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞是其中之一，即試件旋轉(zhuǎn)過(guò)程中承受了一定的彎矩，從而產(chǎn)生疲勞。在導(dǎo)管實(shí)際應(yīng)用過(guò)程中，如其旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞壽命較低，則可能會(huì)產(chǎn)生導(dǎo)管斷裂、液壓油泄漏等問(wèn)題，最終釀成飛機(jī)失事的悲劇。因此，需要根據(jù)航標(biāo)對(duì)制造完成的導(dǎo)管進(jìn)行旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)，檢測(cè)其是否符合標(biāo)準(zhǔn)。

我國(guó)近些年來(lái)針對(duì)航空導(dǎo)管旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞研制了許多試驗(yàn)機(jī)，用來(lái)檢驗(yàn)試件的耐久性。周迪鋒[2]為確?？ㄌ资焦芙宇^在使用過(guò)程中密封性能良好，研制了專用于卡套的旋轉(zhuǎn)彎曲試驗(yàn)裝置，能有效提高測(cè)試效率。舒送[3]為測(cè)驗(yàn)航空無(wú)擴(kuò)口導(dǎo)管的疲勞壽命是否符合航空標(biāo)準(zhǔn)，研制出了航空導(dǎo)管旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)機(jī)。樸小東[4]通過(guò)改良旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)機(jī)中尾座調(diào)整機(jī)構(gòu)、偏移盤等結(jié)構(gòu)，降低了振動(dòng)對(duì)試驗(yàn)的影響。劉國(guó)慶[5]為了研究高溫環(huán)境下導(dǎo)管的旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞壽命是否符合要求，以電磁感應(yīng)方式制造高溫環(huán)境，將高溫加熱裝置與旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)機(jī)結(jié)合在一起。

而在應(yīng)變片方面，李霞、周克民[6]根據(jù)相應(yīng)的公式，分析了材料力學(xué)涉及到應(yīng)變片的實(shí)驗(yàn)中應(yīng)變片粘貼位置精度對(duì)測(cè)量結(jié)果的影響。李焰等人[7]發(fā)現(xiàn)如果應(yīng)變片粘貼不對(duì)稱，會(huì)造成壓桿測(cè)試波形產(chǎn)生一定的畸變，影響測(cè)試結(jié)果。陳佰成[8]分析了導(dǎo)管應(yīng)力應(yīng)變測(cè)量實(shí)驗(yàn)中應(yīng)變片粘貼誤差對(duì)實(shí)驗(yàn)結(jié)果的影響，并研究制定修正方法。呂凡任等[9]研究了在受到剪力和彎矩的作用下，直徑為14 mm以上的管狀桿件不同位置的應(yīng)變及其誤差，并探究了泊松比對(duì)應(yīng)變測(cè)量誤差的影響。高曉丁等[10]指出造成應(yīng)變測(cè)量誤差的主要原因是電阻應(yīng)變片粘貼不精確，研究了應(yīng)變片在加載狀態(tài)下粘貼誤差所造成的測(cè)量誤差及其規(guī)律。由此可見(jiàn)，應(yīng)變片粘貼誤差對(duì)試驗(yàn)結(jié)果造成影響是普遍存在的。

旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)是目前測(cè)量航空導(dǎo)管性能的主要方式之一。在以往進(jìn)行的旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)過(guò)程中，作者發(fā)現(xiàn)導(dǎo)管合格率較低，這可能是由于應(yīng)變片粘貼位置的應(yīng)變水平高于理論應(yīng)變水平所導(dǎo)致的。而目前，國(guó)內(nèi)缺乏相關(guān)研究。為了深入探討應(yīng)變片位置應(yīng)變水平對(duì)試驗(yàn)的影響，從而得到修正方法以提高試驗(yàn)的準(zhǔn)確性，本文作者基于應(yīng)力-應(yīng)變的理論分析，采用Abaqus軟件對(duì)7種常見(jiàn)規(guī)格的TA18無(wú)擴(kuò)口導(dǎo)管進(jìn)行有限元仿真模擬，探究應(yīng)變片位置應(yīng)變值與導(dǎo)管最大應(yīng)變值之間的關(guān)系，并提出相應(yīng)修正方法，并進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。

1 應(yīng)力應(yīng)變分析

1.1 理論公式

根據(jù)HB 6442—90《飛機(jī)液壓導(dǎo)管及連接件彎曲疲勞試驗(yàn)》[11]可知組合應(yīng)力是由σp和σ組成的，如式(1)所示：

σf=σp+σ

(1)

式中：σf為航空導(dǎo)管所受到的組合應(yīng)力；σ為對(duì)航空導(dǎo)管施加的彎曲應(yīng)力；σp為內(nèi)部液壓油引起的應(yīng)力。σf和σp分別由式(2)和式(3)計(jì)算得到：

σf=σb/4

(2)

(3)

式中：σb為導(dǎo)管材料的強(qiáng)度極限；p為管內(nèi)液壓油的壓力；D為導(dǎo)管外徑；d為導(dǎo)管內(nèi)徑。由以上可得加載過(guò)程中理論應(yīng)力的計(jì)算公式如式(4)所示，理論應(yīng)變的計(jì)算公式如式(5)所示：

(4)

(5)

式中：E為彈性模量。計(jì)算非考核端在加偏載時(shí)的彎曲偏轉(zhuǎn)角θ和撓度ω，如式(6)和式(7)所示：

(6)

(7)

式中：F為施加的外力，其計(jì)算公式如式(8)所示；l為導(dǎo)管長(zhǎng)度；I為導(dǎo)管慣性矩。

(8)

式中：R為導(dǎo)管外半徑。式(8)代入式(6)(7)得到式(9)(10)：

(9)

(10)

1.2 參數(shù)計(jì)算

選取TA18無(wú)擴(kuò)口導(dǎo)管，其彈性模量E為103 GPa，材料強(qiáng)度極限σb為860 MPa，內(nèi)壓力為28 MPa。根據(jù)第1.1節(jié)中的公式，各規(guī)格無(wú)擴(kuò)口導(dǎo)管的試驗(yàn)參數(shù)如表1所示。

表1 導(dǎo)管規(guī)格試驗(yàn)參數(shù)

2 有限元仿真模擬分析

2.1 模型簡(jiǎn)化

旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)的試驗(yàn)件主要包含導(dǎo)管、管套以及外套螺母。文中主要研究對(duì)導(dǎo)管及管套施加偏載后，應(yīng)變片所測(cè)得的應(yīng)變值對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響，所以在建立三維模型時(shí)，可將試驗(yàn)機(jī)以及用來(lái)固定導(dǎo)管的外套螺母簡(jiǎn)化，不進(jìn)行分析，只保留導(dǎo)管與管套部分。

2.2 模型建立

以7種常見(jiàn)規(guī)格的TA18無(wú)擴(kuò)口導(dǎo)管進(jìn)行模擬分析。首先將在CATIA軟件中建立的三維模型導(dǎo)入到有限元軟件中，填充試件材料參數(shù)。具體材料參數(shù)如表2所示。

表2 導(dǎo)管材料試驗(yàn)參數(shù)

其次進(jìn)行網(wǎng)格劃分，以直徑為10 mm的導(dǎo)管為例，得到的有限元模型如圖1所示。根據(jù)試驗(yàn)中導(dǎo)管的實(shí)際安裝情況，導(dǎo)管一端固定在試驗(yàn)機(jī)尾座上，而另一端通過(guò)調(diào)節(jié)試驗(yàn)機(jī)頭盤產(chǎn)生偏移，并通過(guò)旋轉(zhuǎn)頭盤來(lái)實(shí)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)彎曲。隨機(jī)確定導(dǎo)管考核端與非考核端，將導(dǎo)管與管套設(shè)為變形體，選取模型的考核端完全固定，如圖2所示。在非考核端建立參考點(diǎn)，并對(duì)非考核端和參考點(diǎn)采取耦合約束，對(duì)參考點(diǎn)給定相應(yīng)的偏移量，使非考核端隨著參考點(diǎn)沿管件徑向運(yùn)動(dòng)，產(chǎn)生撓度，實(shí)現(xiàn)彎曲加載，如圖3所示。最后對(duì)導(dǎo)管非考核端與外部控制點(diǎn)建立連接器，使非考核端以外部控制點(diǎn)為圓心進(jìn)行旋轉(zhuǎn)，從而實(shí)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)彎曲。

圖1 導(dǎo)管網(wǎng)格模型

圖2 考核端完全固定

圖3 非考核端實(shí)現(xiàn)偏移

2.3 結(jié)果分析

7種直徑不同的導(dǎo)管進(jìn)行有限元模擬所得到的結(jié)果如圖4所示，各規(guī)格導(dǎo)管的理論應(yīng)變與模擬產(chǎn)生的最大應(yīng)變值的相對(duì)誤差如表3所示，相對(duì)誤差較小，因此，模擬結(jié)果有效。

試驗(yàn)采用規(guī)格為3 mm×5 mm的應(yīng)變片，其粘貼位置為靠近導(dǎo)管考核端根部5 mm處。通過(guò)有限元模擬分析，以10 mm導(dǎo)管為例，如圖5所示，結(jié)果顯示應(yīng)變片粘貼位置的應(yīng)變值為1 229×10-6，導(dǎo)管最大應(yīng)變值為1 322×10-6。

圖5 10 mm導(dǎo)管應(yīng)變值

模擬產(chǎn)生的最大應(yīng)變值與應(yīng)變片粘貼位置的應(yīng)變值如圖6所示，兩者相對(duì)誤差如表4所示，8 mm導(dǎo)管的相對(duì)誤差最小為6.33%，12 mm的相對(duì)誤差最大為7.30%，總體維持在7%左右。

圖6 兩個(gè)位置的應(yīng)變值

表4 應(yīng)變值相對(duì)誤差

根據(jù)上述結(jié)果，若在試驗(yàn)中使應(yīng)變片讀數(shù)達(dá)到理論應(yīng)變，則導(dǎo)管實(shí)際產(chǎn)生的最大應(yīng)變值將超過(guò)理論應(yīng)變100×10-6左右，該差距足以導(dǎo)致試件不能通過(guò)試驗(yàn)。而根據(jù)HB 6442—90《飛機(jī)液壓導(dǎo)管及連接件彎曲疲勞試驗(yàn)》[11]要求，必要時(shí)可以進(jìn)行修正，同時(shí)參照SAE ARP1185B R2007 Flexure Testing of Hydraulic Tubing Joints and Fittings要求調(diào)整頭座偏移撓度使應(yīng)變片讀數(shù)低于目標(biāo)彎曲應(yīng)力值的5%[12]，所以采用以應(yīng)變片讀數(shù)低于理論應(yīng)變值5%作為修正方法來(lái)進(jìn)行試驗(yàn)，此時(shí)相對(duì)誤差可控制在3%以內(nèi)，以保證試驗(yàn)準(zhǔn)確性。

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 試件

為了驗(yàn)證上文所確定的修正方法是否可以提高試驗(yàn)的準(zhǔn)確性，選擇同批次7種直徑的TA18無(wú)擴(kuò)口導(dǎo)管各12根，分為2組，組1按照理論應(yīng)變進(jìn)行加載，組2采用修正方法進(jìn)行加載，根據(jù)修正前后試件的合格率來(lái)判定該修正方法是否有效。試件包括外套螺母、管套、導(dǎo)管3個(gè)零件，如圖7所示。

圖7 無(wú)擴(kuò)口導(dǎo)管

3.2 試驗(yàn)設(shè)備及儀器

試驗(yàn)所使用的設(shè)備及儀器如表5所示，主要設(shè)備有實(shí)驗(yàn)室自制的航空導(dǎo)管組件旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)機(jī)如圖8所示、氣驅(qū)液體增壓試驗(yàn)機(jī)如圖9所示、測(cè)試設(shè)備、調(diào)頻設(shè)備、電機(jī)等。

圖8 旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)機(jī)

圖9 氣驅(qū)液體增壓試驗(yàn)機(jī)

表5 試驗(yàn)設(shè)備

3.3 試驗(yàn)原理及過(guò)程

首先要清洗導(dǎo)管，去除雜質(zhì)，然后對(duì)導(dǎo)管考核部位用砂紙進(jìn)行45°打磨。打磨完畢后，在考核部位的水平方向和豎直方向粘貼大小為5 mm×3 mm的應(yīng)變片，具體位置為靠近導(dǎo)管考核端根部5 mm處，如圖10所示。對(duì)粘貼完的應(yīng)變片固化24 h，固化完畢后進(jìn)行焊線，安裝在航空導(dǎo)管組件旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)機(jī)上。安裝擰緊力矩按照HB 7000—2008《24°無(wú)擴(kuò)口導(dǎo)管安裝擰緊控制及試驗(yàn)要求》[13]執(zhí)行，大小如表6所示。接著進(jìn)行調(diào)零，調(diào)節(jié)尾座，使導(dǎo)管在自由狀態(tài)下應(yīng)變測(cè)試系統(tǒng)測(cè)出的應(yīng)變值不高于±20×10-6。全部調(diào)零之后，依次調(diào)節(jié)6個(gè)偏移盤的偏心量，組1應(yīng)變片讀數(shù)為理論應(yīng)變值，組2應(yīng)變片讀數(shù)低于理論應(yīng)變值5%，誤差控制在±20×10-6以內(nèi)。啟動(dòng)氣驅(qū)液體增壓裝置，使管件工作壓力達(dá)到28 MPa，調(diào)整變頻器工作頻率，使電機(jī)轉(zhuǎn)速約為1 600 r/min進(jìn)行試驗(yàn)。若每組不同規(guī)格的6根管件均能承受1 000萬(wàn)次循環(huán)，則該組試件合格，若在1 000萬(wàn)次循環(huán)內(nèi)，試件出現(xiàn)破壞或泄漏等情況，則停止試驗(yàn)，該組試件不合格。試驗(yàn)后的管件如圖11所示。

圖10 旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)原理

圖11 試驗(yàn)后的管件

表6 安裝擰緊力矩

3.4 試驗(yàn)結(jié)果分析

修正之前與修正之后的試驗(yàn)結(jié)果如表7所示，其中組1的合格率為28.6%，組2的合格率為85.7%。可見(jiàn)，在應(yīng)用修正方法后，試件合格率得到了很大提升。

表7 試驗(yàn)結(jié)果

4 結(jié)論

基于應(yīng)力-應(yīng)變的理論分析以及有限元仿真模擬，選取TA18無(wú)擴(kuò)口導(dǎo)管進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證，得到以下結(jié)論：

(1)在航空導(dǎo)管旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)中，應(yīng)變片粘貼位置為距離導(dǎo)管考核端5 mm處，此處并非導(dǎo)管產(chǎn)生最大應(yīng)變位置，相對(duì)誤差為7%左右，會(huì)對(duì)旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)結(jié)果產(chǎn)生一定影響；

(2)采用以應(yīng)變片讀數(shù)低于理論應(yīng)變值5%的修正方法來(lái)進(jìn)行試驗(yàn)，通過(guò)試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)試件合格率由修正前的28.6%提高到了85.7%。此修正方法對(duì)確保試件合格率，進(jìn)而提高試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性具有一定的指導(dǎo)意義。