浅谈振动应力测试技术在飞机液压管路维修中的应用

2017-07-02刘峰范鑫薛影刘克鹏舒送国营芜湖机械厂

航空维修与工程 2017年12期

■ 刘峰范鑫薛影刘克鹏舒送/国营芜湖机械厂

0 引言

目前飞机液压系统主要采用柱塞泵，脉动式的流量输出是其固有特性。流量脉动经过管路系统的阻抗变换，产生压力脉动，当脉动频率与流体谐振频率、管路系统结构的固有频率接近时，产生耦合振动。这些耦合振动具有破坏性，使液压系统管路加速磨损、支承结构失效、萌生疲劳裂纹，影响液压系统管路的工作性能[1]。在飞机运行过程中，飞机机体的振动通过液压系统固定元件或者管夹传递到管路上，带动管路系统随之发生（支承）激励振动，引起振动问题[2]。

近年来，发生了多起因振动异常导致的飞机液压管路失效故障，给航空修理企业液压管路维修工作带来较大质量压力。航空修理工厂通过开展振动应力测试技术研究，引进应力测试设备，逐步开展振动应力测试技术的应用。在飞机液压管路维修中的地面试车环节，利用多通道、大批量导管振动应力采集系统，对液压系统典型管路进行振动应力测试，消除导管振动应力高故障，提高液压管路维修后的工作可靠性。

1 振动应力测试方法

1.1 测试原理

导管应力测试采用应变电测法。通过贴在导管被测点处的电阻应变片（见图1、图2），将被测点的应变值转换为应变片的电阻变化，再利用电阻应变仪测出应变片的电阻变量并直接转换输出应变值，然后依据虎克定律计算出构件被测点的应力值的大小。对于导管应力测试，应分别测量导管被测点的x向和y向应力值（见图3），合成为导管的轴向总应力值，通过总应力值判定导管的应力大小是否符合标准。

电阻应变仪的测量电路，一般采用惠斯登电桥，其作用是测得应变片的电阻变化率，进而测得导管的应变。如图4所示，在四个臂上分别接入电阻R1、R2、R3、R4，在AС端接入电源，BD端为输出端。

图1 电阻应变片示意图

图2 导管粘贴示意图

图3 应力计算示意图

图4 惠斯登电桥

根据基尔霍夫定律：当桥臂上各电阻值发生变化时，惠斯登电桥输出端电压U与输入端电压E的关系为：

K为应变片灵敏系数，ε为应变。

应变仪读数与应变片应变的关系为：对臂相加，邻臂相减。

根据输出的应变值，分别计算每个测量点在各工作状态（转速）下x向和y向的应力，并合成为总应力：

式中，ε为应变仪输出峰峰值的半幅值，E为弹性模量。当导管材料为1Сr18Ni10Тi时，E=2.1×105 MPa。

1.2 桥路选择

在飞机液压管路振动应力测试中，先后试验了半桥桥路、1/4桥桥路三线制、1/4桥桥路两线制三种连接方法，验证各桥路接法的适宜性。

1）半桥桥路接法（温度补偿）

在应变测试时，环境温度的改变会引起应变片电阻的变化，可采用电桥+温度补偿片来实现温度补偿。使用两个应变片，一片贴在被测试件的表面，在工作过程中补偿块不承受应变，仅随温度变化而发生变形，另一片贴在与被测试件材料相同的补偿块上，图5中Rg1为工作应变片，Rg2为补偿应变片。

由于Rg1与Rg2接入电桥相邻臂上，造成ΔRg1t与ΔRg2t相同，导线电阻变化Δr也相同，根据电桥理论可知，其输出电压与温度无关。当工作应变片感受应变时，电桥将产生相应输出电压，因此导线热效应抵消，应变片得以温度补偿。

2） 1/4桥桥路三线制接法

在非常温条件下进行应变测量时，导线电阻受温度变化的影响产生热输出，许多场合下很难准确模拟出导线所经历的温度变化状态，一般采用导线的三线连接方法来消除导线热输出的影响[3]。即在每个应变计引线上接出三根尺寸、长度和材料相同的导线，由于工作臂和补偿臂中的导线电阻相等，并处于同样的温度变化状态中，所产生的电阻变化能够互相抵消，起到温度补偿作用。1/4桥桥路三线制接法见图6。

3） 1/4桥桥路两线制接法

由于飞机液压系统管路整机振动测试中连接方法复杂、工作量大，因此在使用测试时，主要采用1/4桥桥路两线制接法，忽略导线电阻的变化影响。1/4桥桥路两线制接法见图7。

理论上讲，半桥桥路接法在应变片温度补偿和导线热效应抵消方面优于1/4桥三线制，1/4桥三线制导线热效应优于1/4桥二线制，三种桥路连接方式测试结果的精确度依次降低。但经试验验证，1/4桥桥路两线制的测试精度能够满足管路振动应力测量要求，且1/4桥二线制接线方式简单，更适宜于大批量、多通道的液压系统管路振动应力测试。

1.3 应力测试判据

国内院所通过振动疲劳试验测得1Сrl8Ni9Тi不锈钢材料的疲劳极限为218MPa，考虑管路系统应力集中系数、尺寸系数、表面质量系数等因素的影响，按公式（4）计算得出液压导管构件的振动疲劳极限为47.39MPa[4]。

式中，σ0为构件的持久极限，β是表面质量系数，σ是材料的疲劳极限，εσ是尺寸系数，Kσ是应力集中系数。应力集中系数Kσ=2.72，尺寸系数εσ=0.83，表面质量系数β=0.7125。

一般认为1Сr18Ni10Тi不锈钢管材料的振动疲劳极限优于1Сr18Ni9Тi管材，飞机液压导管设计中的动态临界应力就是材料的振动疲劳极限。目前修理机型对于1Сr18Ni10Тi材料制造的液压导管，应力判断标准为总应力值σ总≤40 MPa。

1.4 测试系统

应力测试系统由数据采集分析器、交换机、同步时钟盒、计算机，网线组成，见图8。

考虑发动机试车时的高振动环境，计算机应配置固态硬盘。DH5929型数据采集分析器单台内置16块卡板，每块卡板上配置4个通道，共64个通道。为节省试车成本，根据测试通道要求，应力测试系统共配置260余通道。测试系统各模块作用：电阻应变片——将导管的应变转换为电阻变化；数据采集分析器——将此电阻变化转换为电压的变化，并进行放大；同步时钟盒——支持多台数据采集分析器进行同步测试；交换机——与计算机实时通信，支持所有通道并行同步工作；计算机及分析软件——记录电压变化，并换算成应变。

图5 半桥桥路接法

图6 1/4桥桥路三线制接法

图7 1/4桥桥路两线制接法

图8 多通道振动应力测试系统

2 振动测试技术应用

2.1 测试流程

导管应力测试主要包括测试导管准备、应变片粘贴、抽头与导线焊接、应变片防护、导线整理、线缆连接、设备与软件联调、数据采集、导管应变数据输出与计算等工作流程。液压导管振动应力值采集之前，将发动机开车5～7min，使液压系统温度处于工作状态，分别在慢车、75%、80%、85%、90%、95%、最大、加力、双发慢车且运动方向舵及减速板、双发85%且运动方向舵及减速板等状态下，采集导管振动应力数据。

2.2 测试数据统计分析

抽取导管批量测试10余架次、导管少量测试50余架次飞机的数据进行分析，数据覆盖某型系列飞机成型架、后机身高振动部位的54件导管。经统计，振动应力值超出40MPa以上的有8次，其中左尾梁安全活门供压923导管7次；右发动机舱襟副翼供压922导管振动高应力值（30MPa以上）有86次，最高达56.9MPa。各部位导管高应力值分布情况见图9。

成型架部位27次、占32%，成形架导管振动应力值仅在减速板动作瞬间出现数值陡增，分析其采集波形，冲击在0.5s内即衰减为正常值，内外场故障统计中，成型架部位导管故障的概率较低，所以认为该部位的导管振动应力值短暂偏高属正常现象，不会对系统工作可靠性造成影响。

左发动机舱19次、占22%，右发动机舱14次、占16%，左尾梁12次、占14%，右尾梁7次、占8%，左垂尾5次、占6%，右垂尾2次、占2%。发动机舱、尾梁、垂尾部位导管的高应力值基本出现在发动机正常工作区域，高应力值时域较为稳定，受舵面运动影响不大。且该类部位导管的高应力值分布与内外场导管故障分布情况较为吻合，所以认为该类部位导管长期处于高振动值工作环境，是导管疲劳裂纹产生的重要影响因素。

2.3 振动值影响因素分析

选取典型高应力值导管，分析导致导管振动应力值高的影响因素。根据分析对比，导管出现的高振动应力值主要源于泵源的脉动冲击、结构振动、耦合振动等因素。

1）泵源的脉动冲击

飞机泵出口管路，如高压软管出口连接导管、泵出口至液压油滤导管，在振动应力测试中，该类导管均存在应力值偏高现象。主要源于液压泵柱塞的往复运动产生流量脉动，引起压力脉动冲击，冲击沿管路传播使管路产生高振动。

2）结构振动冲击

飞机发动机舱34～36框部位的导管，如泵壳体回油导管（工作压力低于1MPa）、襟副翼供压导管（工作压力14MPa）等工作压力低，不受泵源的强脉动影响，一般认为导管振动应力较低，但实际测试发现该区域导管振动应力值普遍较高。此区域导管主要受发动机外置机匣、发动机工作振动的影响。发动机外置机匣、发动机工作的振动冲击，通过导管支承结构传递至管体，使管路产生高振动。

3）耦合振动

部分导管高应力值均出现在发动机某个稳定的工作转速，如地面活门连接导管，在左发动机慢车状态时的应力值接近40MPa，明显高于其他转速。对该测量点的频谱进行分析，发现测试过程中测量点在444Hz的频率下产生了疑似共振现象，其X向和Y向的共振幅值分别为89με和139με。此频率与发动机慢车状态下液压泵的工作频率441Hz非常接近，因此推断在左发动机慢车转速状态时，该测量点的固有频率与导管内的流体脉动频率耦合，从而产生了共振。

图9 导管振动高应力值分布

3 导管维修控制措施

3.1 高应力值导管控制

对发动机舱、尾梁、垂尾部位的高应力值导管分布进行标记，识别重点导管修理风险，对此类导管进行重点关注，导管修理及制造过程中从严控制其管体、喇叭口表面质量，Φ10以下导管（管壁较薄）予以固定换新处理，提高导管抗疲劳寿命。导管装配时严格控制安装应力，降低导管损伤风险。右发动机舱和右尾梁部位高应力值导管分布见图10。

3.2 应力值超标导管控制

1）安全活门供压923导管

923导管振动应力测试，有7次振动应力值大于40MPa，该类导管长度均处于205～220mm范围。当缩短导管长度，控制在195～200mm范围时，导管振动应力值均能够下降至40MPa以下。导管长度调整前后，振动应力值见图11。

2）襟副翼供压922导管

某架飞机922导管振动应力值达56.9MPa，排除所有安装控制因素后，应力值仍无法下降。分析该导管振动，呈现脉动频率与系统结构固有频率接近产生耦合振动的特征。因此在922导管端头和固定卡箍之间增加一个支承点，以提高导管支承刚度避开共振频率。经4架次飞机验证，增加支承点后，导管振动应力值均大幅度下降。相关试验对比数据见表1。

4 结论

在飞机液压管路维修中应用振动应力测试技术，开展管路振动应力测试和分析，能够监测液压管路是否存在异常振动，排除振动应力值超标故障，可以降低导管疲劳断裂的故障风险。通过数据分析，能够得出管路高振动应力值分布情况；根据高振动值导管分布，可以识别出高风险导管，并进行重点控制。针对疲劳裂纹故障多发的导管，开展管路布局优化的振动应力测试对比试验，可以为故障导管改进方向提供试验数据支撑，验证改进措施有效性。