代永朝，范洪波

(1.空軍第一航空學(xué)院，河南 信陽 464000；2.95092部隊(duì)，河南 開封 475003)

飛機(jī)導(dǎo)管滑動(dòng)擠壓無擴(kuò)口連接設(shè)計(jì)與試驗(yàn)研究

代永朝1，范洪波2

(1.空軍第一航空學(xué)院，河南 信陽 464000；2.95092部隊(duì)，河南 開封 475003)

針對(duì)飛機(jī)導(dǎo)管損傷原位修理難題，設(shè)計(jì)出了滑動(dòng)擠壓無擴(kuò)口連接接頭，以及管接頭和管套的結(jié)構(gòu)形式，并闡述了接頭的連接原理。試驗(yàn)結(jié)果表明，設(shè)計(jì)的滑動(dòng)擠壓無擴(kuò)口連接接頭滿足了飛機(jī)導(dǎo)管修理技術(shù)要求，可用于飛機(jī)導(dǎo)管損傷的快速修理。

飛機(jī)導(dǎo)管；無擴(kuò)口連接；試驗(yàn)研究

飛機(jī)系統(tǒng)的導(dǎo)管零件擔(dān)負(fù)著為各系統(tǒng)輸送壓力的重要功能。飛機(jī)在作戰(zhàn)訓(xùn)練過程中，由于受到振動(dòng)、摩擦和外來物撞擊的作用，致使導(dǎo)管容易產(chǎn)生裂紋、斷裂和破損等損傷[1]。導(dǎo)管一旦損傷，輕則造成漏油、漏氣，重則造成飛機(jī)系統(tǒng)功能喪失，嚴(yán)重危及飛行安全。飛機(jī)戰(zhàn)傷仿真的結(jié)果表明，飛機(jī)導(dǎo)管的戰(zhàn)傷概率約為4.3%[2]。目前，飛機(jī)導(dǎo)管常用的材料有鋁合金、不銹鋼、鈦合金和銅合金等。導(dǎo)管常用的連接方法有喇叭口連接、無擴(kuò)口卡套連接和球形連接等，這些連接方法均需要在地面用專用設(shè)備制作導(dǎo)管端頭，無法在飛機(jī)上原位實(shí)施。為提高飛機(jī)導(dǎo)管損傷的快速修理，本文通過理論和試驗(yàn)研究，設(shè)計(jì)了一種適用于直徑<16 mm的鋁合金導(dǎo)管和不銹鋼導(dǎo)管的快速連接方式，即滑動(dòng)擠壓無擴(kuò)口連接形式，可快速完成飛機(jī)導(dǎo)管斷裂的損傷修理，為飛機(jī)維修提供了一種科學(xué)、方便和實(shí)用的導(dǎo)管損傷修理技術(shù)。

1 結(jié)構(gòu)形式和連接原理

設(shè)計(jì)的滑動(dòng)擠壓無擴(kuò)口連接結(jié)構(gòu)形式如圖1所示。該種連接由管接頭、管套和外套螺母等3個(gè)零件組成。其連接原理如下：擰緊外套螺母時(shí)，外套螺母在F處帶動(dòng)管套向前滑動(dòng)，當(dāng)管套與管接頭在A處緊密接觸后，管套前端的刃口在K處切入導(dǎo)管，減弱槽E處收縮變形，在G處收縮箍緊導(dǎo)管；同時(shí)，管套的H部位收縮拱起。該種連接方式的密封是利用管套在A、K兩處同時(shí)封嚴(yán)而獲得的，其連接強(qiáng)度則是靠K、G兩處的箍緊而保證的。A和K處的環(huán)形密封面積較小， 所以只需較小擰緊力矩就可以獲得良好的密封性。當(dāng)導(dǎo)管內(nèi)的壓力為P時(shí)，管壁產(chǎn)生彈性變形，向外膨脹，壓力越大，A、K兩處壓得越緊，密封性越好。

圖1 滑動(dòng)擠壓無擴(kuò)口連接結(jié)構(gòu)形式

2 管接頭和管套設(shè)計(jì)

管接頭是滑動(dòng)擠壓無擴(kuò)口連接的重要零件，用以收緊管套而達(dá)到連接處的密封。通過試驗(yàn)和仿真分析，最終設(shè)計(jì)出的管接頭結(jié)構(gòu)形式如圖2所示，內(nèi)錐角度為24°±30′，表面粗糙度為Ra1.6 μm。管接頭的材料可選45鋼、Cr17Ni2、1Cr18Ni9Ti或LY12CZ。

圖2 管接頭結(jié)構(gòu)形式

管套是滑動(dòng)擠壓無擴(kuò)口連接的關(guān)鍵零件，設(shè)計(jì)的管套結(jié)構(gòu)形式如圖3所示。因?yàn)樵诠芙宇^連接過程中，管套前端要收口變形，切入導(dǎo)管，中段要收縮拱起，因此，管套既要有較高的強(qiáng)度和硬度，又要具有一定的塑性。在對(duì)各種鋼材的力學(xué)性能進(jìn)行對(duì)比分析后，最終選擇材料為20鋼的低碳鋼進(jìn)行加工制作，并進(jìn)行氰化處理。管套前端的壁厚為1.0～1.2 mm。

圖3 管套結(jié)構(gòu)形式

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 試件制作

選擇外徑為8 mm的1Cr18Ni9Ti不銹鋼導(dǎo)管(內(nèi)徑為6.7 mm)和外徑為10 mm的SLD2-CS鋁合金導(dǎo)管(內(nèi)徑為8.5 mm)制作無擴(kuò)口接頭試件，試件編號(hào)和試驗(yàn)項(xiàng)目見表1。

表1 試件編號(hào)及試驗(yàn)項(xiàng)目

試件的制作方法如下：1)選擇相應(yīng)規(guī)格的航空導(dǎo)管，按照表1所確定的長度，用導(dǎo)管割刀切割下料；2)用刮刀器將導(dǎo)管端頭內(nèi)、外緣銼修光滑，內(nèi)邊緣倒角45°；3)依次裝上外套螺母和管套，將導(dǎo)管端頭插入管接頭內(nèi)并頂緊，擰緊外套螺母，直到感覺有明顯的力矩增加時(shí)，再擰緊1/6～1/4圈。裝配后的無擴(kuò)口試件如圖4所示。

圖4 無擴(kuò)口試件

3.2 試驗(yàn)內(nèi)容與方法

3.2.1 耐壓試驗(yàn)

耐壓試驗(yàn)在導(dǎo)管抗壓試驗(yàn)臺(tái)上進(jìn)行。用手搖泵打壓，直到壓力達(dá)到導(dǎo)管工作壓力的2倍時(shí)[3]，停止供壓，保壓10 min后，檢查管接頭有無滲漏和損壞。試驗(yàn)結(jié)果見表2。

表2 耐壓試驗(yàn)結(jié)果

3.2.2 氣密試驗(yàn)

氣密試驗(yàn)用于檢查導(dǎo)管接頭的密封性。試驗(yàn)方法是將試件連接到飛機(jī)液壓綜合試驗(yàn)臺(tái)上，按照飛機(jī)導(dǎo)管的工作壓力進(jìn)行試驗(yàn)，保持6 min后，檢查管接頭有無滲漏。試驗(yàn)結(jié)果見表3。

表3 氣密試驗(yàn)結(jié)果

3.2.3 連接強(qiáng)度試驗(yàn)

連接強(qiáng)度試驗(yàn)用于檢驗(yàn)管套與導(dǎo)管之間的連接強(qiáng)度。參照卡套式管接頭的試驗(yàn)方法[4]，專門制作了試驗(yàn)夾具(見圖5)。試驗(yàn)在UTM5000萬能試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行(見圖6)。以不小于導(dǎo)管的最小軸向拉力加載，試件加載速率為40 mm/min，直至管套拉脫為止。試驗(yàn)結(jié)果見表4。

圖5 連接強(qiáng)度試驗(yàn)夾具 圖6 管套連接強(qiáng)度試驗(yàn)

表4連接強(qiáng)度試驗(yàn)結(jié)果

試件編號(hào)數(shù)量/件破壞拉力/kNG0716.756G0816.761G0915.873G1015.867

3.2.4 管套切割檢驗(yàn)

該項(xiàng)試驗(yàn)的目的是檢查管套擠壓變形后的質(zhì)量。用線切割機(jī)剖開裝配后的管套(見圖7)，測量管套刃口切入量，并檢查管套和導(dǎo)管是否裂紋。檢測結(jié)果見表5。

圖7 切割后的管套

表5管套切割檢驗(yàn)結(jié)果

試件編號(hào)數(shù)量/件管套裂紋切痕深度/mmG111無0.12G121無0.16

3 結(jié)語

通過上述分析，得出如下結(jié)論。

1)通過試驗(yàn)驗(yàn)證，設(shè)計(jì)的飛機(jī)導(dǎo)管滑動(dòng)擠壓無擴(kuò)口連接方式滿足國軍標(biāo)GJB 858—1990《無擴(kuò)口導(dǎo)管連接件規(guī)范》中的技術(shù)要求，可以用于飛機(jī)導(dǎo)管損傷的應(yīng)急修理。

2)滑動(dòng)擠壓無擴(kuò)口導(dǎo)管連接較好地解決了飛機(jī)導(dǎo)管損傷難以原位修理的技術(shù)難題，為飛機(jī)導(dǎo)管損傷快速搶修提供了一種新的技術(shù)手段。該種連接方式具有抗振自鎖功能，連接后不需要打保險(xiǎn)。

3)管套是確保連接接頭強(qiáng)度和密封性能的關(guān)鍵零件，應(yīng)合理選材，控制加工精度和熱處理工藝。

[1] 劉紅.飛機(jī)液壓導(dǎo)管開裂分析[J].失效分析與預(yù)防, 2009(4): 229-233.

[2] 張建華,等.飛機(jī)戰(zhàn)傷搶修工程學(xué)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001.

[3] 航空工業(yè)總公司．GJB 3230—1998 航空液壓導(dǎo)管和接頭試驗(yàn)方法[S]．北京：中國標(biāo)準(zhǔn)出版社，1998.

[4] 耿志學(xué),等.卡套式管接頭拔脫力試驗(yàn)裝置和試驗(yàn)方法[J].液壓與氣動(dòng), 2012(8):131-132.

責(zé)任編輯鄭練

DesignandTestStudyofSlidingExtrusionNon-flaringConnectionforAircraftTube

DAI Yongchao1, FAN Hongbo2

(1.The First Aeronautical Institute of Air Force, Xinyang 464000, China; 2.95092 Troops, Kaifeng 475003, China)

Sliding extrusion non-flaring connection is designed aimming at normal position repairing problem of aircraft tube, and the structure form of tube union and pipe box is also designed. Joint principle is also expounded. The test results show that the designed joint’s performance can meet the demand of tube damage repair, the joint can be used in rapid repair aircraft tube damage.

aircraft tube, non-flaring connection, test study

V 229+.5

:A

代永朝(1964-)，男，教授，主要從事航空裝備維修等方面的教學(xué)研究。

2015-04-07