飞机液压管路的振动特性分析与共振疲劳试验研究

王博龙

摘 要：近年来，由于我国加大对大型客机和运输机自主研发的投入，在飞机的设计制造过程中，液压管路应用于实现多种不同功能的飞机设施上，因此，液压管路在飞机上的运行过程中起着重要作用。本文主要对飞机液压管路的振动特性以及共振疲劳的研究现状做了阐述，并对引起飞机液压管路振动疲劳的基本因素进行了探讨。

关键词：飞机;液压管路;振动特性;共振;疲劳

随着中国高性能和高压液压管路系统的发展，过去存在的一些问题变得更加复杂。一方面，高压管路中的液体脉动会产生更强的冲击力，从而导致管道系统剧烈振动和疲劳损坏，甚至导致严重的飞机内部损坏后果。在高温高压系统下还必须再次选择机油以及其他合适的管道附件等。另一方面，高压会不可避免地导致飞机无效的性能消耗增加，这会产生大量的热量并使液压管路系统的温度显着升高，从而增加液压管路系统的工作压力。

1 管道振动疲劳的基本概念

疲劳失效是指材料或结构在一定次数的循环中反复承受低于拉伸极限的交变载荷后的材料性能失效。在材料循环受到载荷时，材料内部的裂纹会逐渐积累，随着裂纹逐渐扩展，材料或结构会破裂。如果交变载荷的频率接近结构系统的某个阶数或某个固有频率，则结构会随之振动。称之为共振现象。在共振频率的影响下，即使很小的激励幅度也会产生非常大的响应，这使得材料和结构更容易发生疲劳破坏。

基于对振动疲劳的研究和理解，许多科学家给出了不同的定义和解释。对振动疲劳的研究既需要结构疲劳破坏理论，也需要结构振动力学理论，在实际研究中两者可以有机地结合起来。到目前为止，在国内和国外只有很少的研究者对振动疲劳，特别是共振疲劳进行了系统和完整的研究。

2 飞机液压管路振动特性与共振疲劳的研究现状

国内外学者对于飞机液压管路振动特性的研究已经有了长足的发展，其主要研究内容包括结构力学、流体力学、流体力学耦合动力学以及非线性振动等。主要研究领域包括：管道流固耦合振动机理的线性和非线性分析、管道振动数值计算方法、管道系统振动测试方法以及管道系统疲劳可靠性研究。研究人员针对各种实际问题创建了各种数学模型，并提出了合适的计算方法。

在国外，Marloff于1979年首次提出使用结构样本的固有频率作为疲劳破坏的标准。为了缩短振动疲劳测试时间并提高测试速度，George等采用基础激励产生高频振动并最终获得了材料疲劳寿命的极限。2004年，Theodoro A. Netto等人完成了高压流体在挠性立管内的振动疲劳试验，试验是在装有高压流体的柔性立管上进行的，测试的疲劳曲线表明，在接近107个疲劳循环的情况下，大多数样品会撕裂并导致疲劳失效。2007年，Rajiv K A等人通过使用共振疲劳试验机对X65材质的挠性管进行疲劳试验，测试结果表明，改进的管道连接件比基础管道材料具有更好的疲劳性能。

在我国，姚启航等人于1991年通过了对钢、铜、铅和其他材料样品的测试，并从33个典型飞机零件获得了随机振动疲劳曲线。1995年，肖守亭等人通过基本激励方法对自行设计的样品进行了共振疲劳试验，并调整了试验数据，得到了LY12CZ铝合金的疲劳曲线方程。2005年，胡方廷等人使用三种不同的方法创建了油田生产中常用的J55NU软管的ε-N曲线，并将其与疲劳测试进行比较，结果表明，由三参数幂函数公式生成的疲劳曲线最接近测试数据。2012年，王宏新将加速和压力测试相结合，对飞机液压管路系统进行了振动和压力测试。2013年，邓军等人在液压管路的振动疲劳试验中，测试了由系统引起的不确定性对飞机液压管路静载荷和动载荷的随机影响，可以对其他类似试验提供一定的参考。

综上所述，可以说近年来，我国和国外的科学家在振动疲劳试验研究方面取得了一定的成果和经验。然而，由于各种类型的振动疲劳的发生条件和原理较为复杂，常用的方法仍然不能满足人们对振动疲劳测试的要求，这也是为什么我们必须不断提出新方法并开发新技术的原因。尽管实验研究存在成本高、测试持续时间长、测试结论普遍性不足等缺点，但振动疲劳实验可以通过测试方法直接、准确地确定某些材料和部件的疲劳极限，因此这种测试方法在目前仍旧是一种使用较为广泛的方法。

3 引起飞机液压管路振动疲劳的基本因素

在对发生疲劳故障的飞机液压管路进行了分析后，基本可以确定故障的主要原因是由于交变载荷引起的应力疲劳故障。利用力学理论分析管道的受力，可以确定液压管道存在两种主要的振动状态：弯曲振动和径向振动。

弯曲振动的形成主要包括两个原因，一方面是由于飞机的基本结构的振动所引起的液压管道的弯曲应力有关，并且不同结构的振动频率和振幅不同，因此叠加在飞机连接件上的这些振动会更加强烈;另一方面，飞机液压管路中的流体脉动也影响管的弯曲振动，特别是当流体脉动的频率接近管的第一固有频率时，将会发生共振现象。

径向振动是指在飞机液压管路内部流体压力的作用下管道的径向变形。如果流体压力不稳定或周期性变化，则应力集中會出现在飞机液压管路曲率较大的部分中，并且管道中会发生径向振动。在多次重复之后，上述各种形式的振动将会使得飞机液压管路的应力集中点趋于疲劳和破裂。综上所述，造成飞机液压管路疲劳损伤的因素很多，原因也很复杂。但是，最终可以假设振动疲劳是由负载变化引起的。

通过实践和分析，我们可以确定金属材料和结构的疲劳极限和寿命不仅取决于材料的性能，还取决于形状和尺寸、应力集中、表面处理、应力和环境介质等。这同样适用于飞机中的液压管路。如果材料特性以及环境介质等发生变化，则飞机液压管道的张力会发生变化，管路疲劳极限也会相应地发生变化。可以看出，目前只有两种常用的理论计算方法和试验方法，其中理论计算只能得到其近似值，试验可以准确的确定飞机液压管路的疲劳寿命极限。

从发现疲劳破坏现象到研究疲劳破坏规律，科学家们已经使用实验方法来研究振动疲劳。振动疲劳测试的研究主要包括：首先分析结构动态特性与疲劳寿命之间的内在联系，其次，在完成测试后，研究新的测试方法，发现新的问题，测试新的理论。除了飞机液压管路振动特性的研究以外，学者们发现在工程领域内，也存在很多因为共振疲劳而引起的问题，因此，目前世界范围内的疲劳损伤研究主要以共振疲劳为核心。

4 结论

在飞机液压管路中，会存在由于弯曲振动和径向振动所导致液压管路疲劳损坏现象，弯曲振动来自飞机本身结构的设计，并且在飞机连接件的应力集中部位发生的更为明显;径向振动指的是在飞机液压管路中流体脉冲的变化所导致的管内不同位置的压力变化，而这种压应力的变化在飞机液压管路的弯曲处更为明显，使得液压管路的应力集中点受到较为高频的交变载荷，进而发生疲劳损坏现象。针对飞机液压管路的振动疲劳，研究人员需要从材料的特性、应力集中以及环境介质等多个方面进行考虑，从而完善的解决因为振动疲劳所引起的飞机飞行安全隐患。

参考文献

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