王毅翔　夏鶴鳴　哈曉春　王鴻鑫

【摘 要】為驗證飛機液壓導管設(shè)計是否符合適航條款要求，需對飛機液壓導管應(yīng)力進行符合性驗證。本文對民用飛機機翼液壓導管應(yīng)力驗證方法進行了探討。首先給出了計算機有限元仿真分析驗證方法，并提出了仿真計算注意事項。其次給出了導管應(yīng)力驗證試驗方法與潛在的試驗方案?；谝陨咸接?，提出一種仿真與試驗結(jié)合的機翼液壓導管應(yīng)力水平驗證技術(shù)方案。

【關(guān)鍵詞】飛機；液壓系統(tǒng)；機翼導管；應(yīng)力水平；試驗驗證

0 引言

民用飛機液壓導管設(shè)計需符合適航條款25.301、25.303、25.1435[1]要求。這些條款要求液壓導管“能承受設(shè)計使用壓力和作用于其上的結(jié)構(gòu)限制載荷而不產(chǎn)生妨礙其預定功能的變形”、“能無損壞地承受1.5倍的設(shè)計工作壓力與合理地可能同時產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)極限載荷的組合載荷”等。民用飛機的機翼結(jié)構(gòu)變形大，導致機翼中的液壓導管需承受的結(jié)構(gòu)載荷大[2]。在設(shè)計機翼液壓導管的時候，通過對導管應(yīng)力進行分析，可以驗證導管強度是否滿足適航條款要求。本文提供一種仿真與試驗結(jié)合的機翼導管應(yīng)力驗證技術(shù)方案。

1 機翼液壓導管應(yīng)力計算機有限元仿真分析

民用飛機絕大多數(shù)使用液壓能源系統(tǒng)為飛控系統(tǒng)、起落架系統(tǒng)以及反推力系統(tǒng)等負載提供動力源[3]。因此液壓能源系統(tǒng)作為飛機的二次能源之一，在保證飛機的飛行安全上有著非常重要的地位[4]。液壓能源系統(tǒng)的用戶廣泛布置于飛機機翼與尾翼部分，機翼上布置有大量的液壓管路，因此機翼液壓管路布局、強度特性、疲勞特性對飛機安全有著重要的影響。

為了驗證民用飛機機翼液壓導管是否滿足適航條款要求，一個方法是通過計算機模型進行有限元仿真分析。在計算機中建立準確的導管模型及與之配套的支撐結(jié)構(gòu)模型（包含卡箍、支架、過框處的框板信息），在導管內(nèi)部設(shè)置合理的工作壓力和溫度，在其外部考慮機翼結(jié)構(gòu)本身的變形，施加可能的邊界結(jié)構(gòu)載荷。使用有限元的方法進行仿真分析，可以得到機翼液壓導管在工作時的應(yīng)力水平的仿真結(jié)果，如圖1所示。利用該仿真結(jié)果，可以對液壓管路進行應(yīng)力校核，檢驗其是否達到適航條款要求的強度水平。

機翼液壓導管計算機建模時需考慮如下因素：

（1）導管材料

不同的導管材料，物理性能差別很大，民用飛機液壓導管常用的導管材料包括：鋁合金、不銹鋼和鈦合金，在計算機建模時，應(yīng)對不同材料設(shè)定不同的性能參數(shù)。

（2）導管工作壓力及脈動

在飛機實際工作中，液壓導管內(nèi)的油液壓力水平對導管應(yīng)力特性具有一定影響。同時，液壓導管內(nèi)的油液壓力具有一定的脈動范圍，在仿真分析時也需將脈動考慮在內(nèi)。

（3）導管工作溫度

溫度的變化會引起液壓導管的熱脹冷縮，造成顯著的熱應(yīng)力效應(yīng)，因此在計算機仿真分析時，應(yīng)考慮不同溫度造成的導管應(yīng)力變化。

（4）機翼變形

民用飛機機翼結(jié)構(gòu)變形大，由于機翼內(nèi)的液壓導管需由結(jié)構(gòu)支撐，結(jié)構(gòu)的變形必然引起導管的變形。因此，仿真分析時需考慮機翼的變形，將機翼的變形轉(zhuǎn)化為導管各支撐處的變形，作為導管應(yīng)力仿真的邊界載荷。

2 機翼液壓導管應(yīng)力測試試驗驗證

由于計算機仿真不可避免的對實際狀態(tài)進行簡化，應(yīng)力仿真結(jié)果必然與機翼液壓導管的實際應(yīng)力水平有一定偏差。為了驗證仿真分析的準確性，需要對部分機翼液壓導管進行應(yīng)力試驗測試，通過測試結(jié)果與仿真分析結(jié)果的對比分析，驗證仿真結(jié)果的準確性。

為了使試驗結(jié)果與仿真結(jié)果具有可比性，且使試驗結(jié)果接近飛機的實際工作狀態(tài)以對飛機的優(yōu)化改進提供參考意義，測試試驗應(yīng)盡可能模擬機翼液壓導管實際工作狀態(tài)、工作環(huán)境，并覆蓋適航條款要求的工作范圍。

3 機翼液壓導管應(yīng)力測試試驗方案

3.1 試驗環(huán)境選擇

飛機機翼液壓導管的應(yīng)力水平，受機翼結(jié)構(gòu)變形的影響很大。因此，應(yīng)力測試的試驗環(huán)境，應(yīng)盡可能保持與飛機實際結(jié)構(gòu)一致，并在試驗時能模擬飛機機翼工作時的不同變形狀態(tài)。

通常，在民用飛機的研制過程中，存在四種帶有機翼結(jié)構(gòu)的飛機構(gòu)型：地面模擬試驗臺（鐵鳥試驗臺）、取證飛機、靜力機、翼身組合體。其中，“鐵鳥”（Iron Bird）是飛機研制過程中，飛行控制系統(tǒng)、液壓起落架系統(tǒng)和電氣系統(tǒng)共用的綜合試驗平臺。其機翼剛度遠大于真實飛機機翼剛度，且無法模擬飛機機翼在展向的變形；取證飛機在試驗時無法將機翼載荷加載至最大變形的極限載荷。因此，鐵鳥試驗臺和取證飛機都不適合作為機翼液壓導管應(yīng)力試驗的試驗環(huán)境。靜力機和翼身組合體是用于進行多種與飛機結(jié)構(gòu)變形有關(guān)的試驗，驗證飛機結(jié)構(gòu)強度的試驗平臺，具有與實際飛機機翼相同的結(jié)構(gòu)，能模擬飛機機翼工作時的不同載荷和變形狀態(tài)，因此，適合作為機翼液壓導管應(yīng)力測試試驗的試驗環(huán)境。

3.2 試驗導管選擇

通常在民用飛機機翼液壓導管設(shè)計時，為滿足轉(zhuǎn)子爆破、鳥撞、燃油箱防爆等相關(guān)適航條款的要求，需設(shè)置數(shù)套互相隔離的液壓導管[5]。對機翼液壓導管的應(yīng)力分析，應(yīng)考慮全機翼不同部位的不同變形，因此，在進行應(yīng)力測試試驗時，可選擇一套從翼根至翼尖，貫穿左翼或右翼的管路回路。該試驗管路需與飛機上的管路保持一致，并包含一路壓力導管和一路回油導管的完整回路。

3.3 試驗加載裝置

需要一套能夠?qū)υ囼瀸Ч苓M行加載的液壓源裝置。根據(jù)適航條款要求，液壓導管需能承受超過設(shè)計工作壓力的工作載荷。測試導管在不同油液壓力下的應(yīng)力變化，有助于研究油液壓力對導管應(yīng)力的影響規(guī)律，因此，測試試驗加載裝置需能夠提供可調(diào)的工作壓力。

3.4 溫度控制裝置

導管溫度變化引起的熱應(yīng)力是機翼液壓導管工作應(yīng)力的重要組成部分，因此，試驗裝置需具有溫度控制功能。由于飛機機翼液壓導管工作時，壓力導管、回油導管中的溫度隨著時間會在一定范圍內(nèi)變化，且壓力導管的溫度與回油導管的溫度在同一時刻也存在差異。試驗需覆蓋各導管的溫度變化范圍，因此，要求有一套溫度控制裝置，能獨立、穩(wěn)定的控制機翼試驗導管中壓力導管、回油導管的溫度。

3.5 應(yīng)力數(shù)據(jù)采集裝置

飛機機翼液壓導管應(yīng)力集中的地方，是飛機工作時的危險位置。為提高機翼液壓導管應(yīng)力測試試驗結(jié)果對飛機設(shè)計的參考價值，應(yīng)力測試采集點的布置，應(yīng)參考計算機有限元應(yīng)力仿真結(jié)果，著重布置在仿真結(jié)果中應(yīng)力集中的地方。此外還應(yīng)視機翼結(jié)構(gòu)與液壓導管具體布置情況，在其他部位也適量布置應(yīng)力采集點，以全面反映機翼液壓導管的應(yīng)力狀況。采用在導管表面貼應(yīng)變片的方式采集應(yīng)力數(shù)據(jù)，應(yīng)變片的布置方法可參考圖2所示。

綜上所述，進行機翼液壓導管應(yīng)力測試試驗，需要有一個與飛機機翼結(jié)構(gòu)相同、可以模擬飛機機翼變形的試驗平臺、一套貫穿整個左翼或右翼、與實際導管相同的機翼液壓導管、一套可以提供不同工作壓力、控制不同溫度的加載裝置以及一套采集點分布合理的應(yīng)力采集裝置。

4 結(jié)論

為了滿足民用飛機適航條款的要求，在設(shè)計民用飛機機翼液壓導管時，需對機翼變形、油液壓力與導管溫度變化情況下的導管應(yīng)力水平進行分析。采用計算機有限元仿真分析與應(yīng)力測試試驗結(jié)合的方式，可以對民用飛機機翼液壓導管應(yīng)力水平進行分析和校核，驗證其對適航條款的符合性。

【參考文獻】

[1]中國民用航空局.中國民用航空規(guī)章第25部運輸類飛機適航標準（CCAR25R4）[M].

[2]《飛機設(shè)計手冊》總編委會.飛機設(shè)計手冊第3冊材料（上）[M].北京：航空工業(yè)出版社，1997.

[3]王占林.飛機高壓液壓能源系統(tǒng)[M].北京：北京航空航天大學出版社，2004.

[4]李艷軍.飛機液壓傳動與控制[M].北京：科學出版社，2009.

[5]夏鶴鳴，范平，等.民用飛機機翼液壓管路設(shè)計探討[J].機械制造與自動化， 2012，41（2）：32-33.

[責任編輯：楊玉潔]