寸文淵， 趙正大， 陳 果2， 張茂林， 陳雪梅， 侯民利

(1. 成都飛機工業(yè)(集團)有限責任公司， 四川成都 610092；2. 南京航空航天大學(xué)民航學(xué)院， 江蘇南京 210016)

引言

現(xiàn)代飛機液壓系統(tǒng)逐漸向高壓力發(fā)展，管路結(jié)構(gòu)強度儲備很低，同時，飛機管道所處的安裝環(huán)境和工作環(huán)境與其他產(chǎn)品相比工況更為惡劣，因此存在故障率高、失效模式多、可靠性差等嚴重問題[1]。研究復(fù)雜振動環(huán)境中的管路系統(tǒng)的振動機理，對于有效地控制管路系統(tǒng)故障、提高管路系統(tǒng)的可靠性和安全性，具有極其重要的理論意義和工程實用價值。目前，針對飛機液壓導(dǎo)管進行的理論研究，多以流固耦合振動、疲勞壽命和故障分析等方面為主[2]。國內(nèi)外學(xué)者[3-10]針對管道中的振動問題，利用有限元分析軟件，建立了管道振動分析模型，對管道診斷進行了分析，其中，陳果等[10]針對飛機復(fù)雜管路系統(tǒng)振動分析，提出了一種復(fù)雜空間管道系統(tǒng)流固耦合動力學(xué)模型，針對實際液壓試驗臺的空間管路系統(tǒng)，進行了模態(tài)分析仿真與試驗驗證，并與商用有限元軟件ANSYS Workbench進行了分析比較，驗證了流固耦合計算方法的正確性。

由于管路系統(tǒng)的強烈振動往往是由于管路在壓力脈動激勵下產(chǎn)生了共振，因此，許多研究者對管路系統(tǒng)進行模態(tài)分析研究[11-13]。不同布局的Z形管道具有不同的模態(tài)特性，趙通來等[11]針對2個軸向錯位接頭的Z形管道,通過模態(tài)試驗結(jié)合數(shù)值仿真，研究這2個布局參數(shù)對管道模態(tài)特性的影響規(guī)律。研究發(fā)現(xiàn)Z形管道的一階模態(tài)出現(xiàn)在垂直于管道平面方向上，二階模態(tài)出現(xiàn)在管道平面。當彎頭位置從靠近一端接頭變化到與兩端接頭距離相等的位置時，管道的一階固有頻率增大，而二階固有頻率減??；當曲率半徑增大時,管道的低階固有頻率都增大。唐春麗等[12]對管道模型在空管、充不同種類以及不同量的液體等多種情況下的動態(tài)響應(yīng)進行了測量。根據(jù)實測數(shù)據(jù)，分析比較了各種情況下管道的模態(tài)參數(shù)(模態(tài)頻率、模態(tài)振型、模態(tài)阻尼)的變化規(guī)律，這些數(shù)據(jù)和規(guī)律對工程上充液管道系統(tǒng)的減振降噪技術(shù)有一定的參考價值。魯華平等[13]針對管道動力學(xué)特性分析中阻尼比的影響問題，對某航空鋁合金管道采用MIMO模態(tài)測試，得到其前八階模態(tài)頻率和阻尼比；對該管道施加瞬態(tài)激勵，得到不同點處的時域響應(yīng)數(shù)據(jù)；考慮了傳感器的附加質(zhì)量，計算了模態(tài)頻率，分別基于恒定阻尼比試驗得到的模態(tài)阻尼比模型，分析了管道瞬態(tài)動力學(xué)響應(yīng)特性，并與實測響應(yīng)數(shù)據(jù)進行對比分析。結(jié)果表明：采用模態(tài)阻尼比計算得到的管道動力學(xué)響應(yīng)，不論是響應(yīng)時間還是響應(yīng)大小都更接近于實測值，對于航空管道這種安全性要求很高的結(jié)構(gòu)，應(yīng)盡可能采用模態(tài)阻尼比進行計算分析。

在設(shè)計上避開共振，是管路減振的重要方法，由此可見模態(tài)分析是管路振動分析的關(guān)鍵技術(shù)。本研究針對某型飛機實際液壓管路系統(tǒng)展開仿真研究，利用模態(tài)分析方法來實現(xiàn)對管路系統(tǒng)故障的診斷和分析，并提出相應(yīng)的改進措施。

1 管道系統(tǒng)模態(tài)分析方法

利用陳果等[10]的方法建立管道系統(tǒng)流固耦合管道動力學(xué)模型。對管路系統(tǒng)進行有限元離散，采用梁單元，考慮梁單元的轉(zhuǎn)動慣量和剪切變形，可以得到對應(yīng)的有限元模型：

(1)

式中，MT—— 按梁單元質(zhì)量矩陣組裝而成的系統(tǒng)總質(zhì)量矩陣

KT—— 按梁單元剛度矩陣組裝而成的系統(tǒng)總剛度矩陣

GT—— 由流速引起的陀螺效應(yīng)矩陣

KvT—— 由流速引起的系統(tǒng)剛度改變矩陣

X—— 系統(tǒng)的廣義位移向量

F—— 外部激勵力向量

在對管道進行模態(tài)分析時，不考慮管道流體作用、阻尼作用和外載荷的影響，因此，管道系統(tǒng)的自由振動方程為：

(2)

其中，MT和KT分別為管道系統(tǒng)的質(zhì)量和剛度矩陣。它的解可以假設(shè)為以下形式：

X=φsin(ωt-φ0)

(3)

式中，φ——n階向量

ω—— 振動頻率

t—— 時間變量

φ0—— 由初始相位

將解代入動力學(xué)方程就得到一個廣義特征值問題，即：

KTφ-ω2MTφ=0

(4)

圖1為基于錘擊法模態(tài)試驗得到各階固有頻率和振型的示意圖。

圖1 被測結(jié)構(gòu)的前三階振型圖

圖1表明當結(jié)構(gòu)在某階固有頻率處被激發(fā)共振時，結(jié)構(gòu)各部分的振動大小將表現(xiàn)出該階振型。本研究將針對管道結(jié)構(gòu)進行模態(tài)分析，得到各階固有頻率和固有振型，并對管道結(jié)構(gòu)可能存在的故障進行分析。

2 某型飛機吸油模塊管路結(jié)構(gòu)

2.1 管道結(jié)構(gòu)概述

吸油模塊是飛機液壓系統(tǒng)的一個重要組成部分，如圖2所示。其主要功能為匯集液壓系統(tǒng)各路回油，供液壓油泵吸油使用。吸油模塊通過支架與結(jié)構(gòu)側(cè)壁板進行連接。油泵A吸油管路3R5A與3R54通過擴口式直通管接頭相連，最終固定于發(fā)動機推力銷安裝所在的框上，中間有2個帶墊卡箍固定導(dǎo)管。油泵B吸油管3R52通過擴口式直角管接頭與結(jié)構(gòu)梁連接。地面吸油管3R57、3R58與地面吸油組件相連，通過支架與結(jié)構(gòu)側(cè)壁板相連，中間有2個卡板固定導(dǎo)管。油箱吸油管3R56與液壓油箱相連。系統(tǒng)吸油管3R55與回油集油接頭相連。

圖2 某型飛機管路吸油模塊管路結(jié)構(gòu)

2.2 吸油模塊管路故障現(xiàn)象

在實際使用過程中，該吸油模塊與擴口式直角接頭連接處螺紋損壞，接頭脫出，導(dǎo)致液壓系統(tǒng)漏油，報油位低故障，吸油集油模塊如圖3所示?？梢娔K共有6個螺紋孔，其中1個螺紋孔的螺紋存在損傷，該螺紋孔與鋼制接頭配合。將損傷的螺紋孔剖開，其螺紋損傷形貌如圖4a所示?？梢娐菁y損傷不均勻，一側(cè)損傷嚴重，對稱的另一側(cè)則未見明顯損傷；在損傷嚴重螺紋一側(cè)，第一扣螺紋損傷最嚴重，其螺紋基本被磨損，除沿軸向的磨損痕跡外，還可見黑色的磨損產(chǎn)物，同時在螺紋面上還可見因螺紋斷裂形成的凹坑形貌。進一步檢查，接頭螺紋損傷最嚴重的對角位置，其與同一側(cè)

圖3 吸油集油模塊

螺紋磨損程度不相同，該位置的磨損要更嚴重，如圖4b和圖4c所示。

圖4 螺紋損傷宏觀形貌

3 某型飛機吸油模塊管路模態(tài)仿真分析

3.1 某型飛機管道支承剛度分類取值

假設(shè)管道支承的剛度如表1所示?？紤]實際飛機結(jié)構(gòu)的支承情況，將支撐分為以下幾類：

(1) 固定支撐，即管道結(jié)構(gòu)與飛機結(jié)構(gòu)或附件之間的固定連接；

(2) 彈性支撐，管道結(jié)構(gòu)與吸油模塊之間的連接；

(3) 排卡：即管道與管道之間的浮卡連接；

(4) 軟卡箍：即在管道中間施加的剛度較弱的卡箍；

(5) 硬卡箍：即在管道中間施加的剛度很強的卡箍。

3.2 3R54-3R5A管道模態(tài)分析

為了簡化模型，不考慮管道接頭，將管道3R54及3R5A合成一根管道考慮。如圖5所示。其中S1為與吸油模塊相連接的彈性支承，S2為與飛機結(jié)構(gòu)相連接的固定支撐，S3和S4分別為在管道中間施加的兩個軟卡箍，軟卡箍的剛度較弱。固定支撐、彈性支承和軟卡箍的剛度如表1所示。

圖5 管道3R54-3R5A建模

表1 某型飛機管道支承剛度分類及仿真值

管道模態(tài)分析結(jié)果如表2所示。各階振型如圖6所示。從表2和圖6的各階模態(tài)的固有頻率和振型可以看出，第5階固有振動值得注意，其固有頻率為161.97 Hz(對應(yīng)轉(zhuǎn)速9720 r/min)，在發(fā)動機高壓轉(zhuǎn)子不平衡引起的轉(zhuǎn)速1倍頻激勵范圍，而其對應(yīng)的振型表現(xiàn)為與吸油模塊相連接的固定支承部位產(chǎn)生沿管軸向(Y向)的振動位移。因此，當與飛機結(jié)構(gòu)相連的固定支撐S2受到發(fā)動機不平衡激勵時，當激勵頻率與該固有頻率接近時，將在管道與吸油模塊相連接的固定支承S1處產(chǎn)生很大的振動位移，導(dǎo)致管道與直角管接頭之間產(chǎn)生很大的作用力，引起接頭產(chǎn)生很大彎矩，從而最終導(dǎo)致吸油集油接頭螺紋疲勞損傷，以及支架的疲勞裂紋破壞。

圖6 管道3R54-3R5A的各階振型

對比其他階的振動模態(tài)，其固有頻率基本上不在發(fā)動機不平衡激勵頻率范圍，同時，其振型主要表現(xiàn)為管道中間部分的較大振動，不會在支撐處產(chǎn)生很大的振動，因而不會導(dǎo)致直角管接頭承受很大的彎矩，也因此難以導(dǎo)致吸油集油模塊的接頭螺紋和支架的疲勞破壞。

表2 管道3R54-3R5A的各階振型

3.3 吸油模塊3R55管道模態(tài)分析

如圖7所示。其中S1為與吸油模塊相連接的固定支承，S2為與飛機結(jié)構(gòu)相連接的固定支撐，固定支撐如表1所示。

圖7 管道3R55建模

管道模態(tài)分析結(jié)果如表3所示。各階振型如圖8所示。從表3和圖8的各階模態(tài)的固有頻率和振型可以看出，在吸油模塊相連的連接點S1處，各階振型均具有很大的振型位移，但是其固有頻率均超出了發(fā)動機不平衡激勵頻率范圍，其固有振動不容易被激發(fā)。因此，也不會導(dǎo)致吸油集油模塊的接頭螺紋和支架的疲勞破壞。

表3 管道3R55的各階振型

圖8 管道3R55的各階振型

3.4 吸油模塊3R52管道模態(tài)分析

如圖9所示。其中S2為與吸油模塊相連接的固定支承，S1為與飛機結(jié)構(gòu)相連接的固定支撐，固定支撐如表1所示。

圖9 管道3R52建模

管道模態(tài)分析結(jié)果如表4所示。各階振型如圖10所示。從表4各階模態(tài)固有頻率可以看出，在吸油模塊相連的連接點S2處，各階固有頻率均超出了發(fā)動機不平衡激勵頻率范圍，其固有振動不容易被激發(fā)。因此，也不會導(dǎo)致吸油集油模塊的接頭螺紋和支架的疲勞破壞。

表4 管道3R52的各階振型

3.5 吸油模塊3R56管道模態(tài)分析

如圖11所示。其中S2為與吸油模塊相連接的固定支承，S1為與飛機結(jié)構(gòu)相連接的固定支撐。固定支撐剛度如表1所示。

圖10 管道3R52的各階振型

圖11 管道3R56建模

管道模態(tài)分析結(jié)果如表5所示。各階振型如圖12所示。從表5和圖12的各階模態(tài)的固有頻率和振型可以看出，在吸油模塊相連的連接點S2處，各階振型均具有很大的振型位移，但是其固有頻率為均超出了發(fā)動機不平衡激勵頻率范圍，其固有振動不容易被激發(fā)。因此，也不會導(dǎo)致吸油集油模塊的接頭螺紋和支架的疲勞破壞。

表5 管道3R56的各階振型

圖12 管道3R56的各階振型

3.6 吸油模塊3R57管道模態(tài)分析

1) 管道建模

如圖13所示，在管道3R57上，S2為與吸油模塊相連接的固定支承，S1為與飛機結(jié)構(gòu)相連接的固定支撐，固定支撐如表1所示。

圖13 管道3R57建模

2) 管道模態(tài)分析

管道模態(tài)分析結(jié)果如表6所示，各階振型如圖14所示。從表6和圖14的各階模態(tài)的固有頻率和振型可以看出，在吸油模塊相連的連接點S2處，各階振型均具有很大的振型位移，但是其固有頻率均超出了發(fā)動機不平衡激勵頻率范圍，其固有振動不容易被激發(fā)。因此，也不會導(dǎo)致吸油集油模塊的接頭螺紋和支架的疲勞破壞。

表6 管道3R57的各階振型

圖14 管道3R57的各階振型

3.7 吸油模塊3R58管道模態(tài)分析

如圖15所示，在管道3R58上，S2為與吸油模塊相連接的固定支承，S1為與飛機結(jié)構(gòu)相連接的固定支撐，固定支撐如表1所示。

圖15 管道3R58建模

管道模態(tài)分析結(jié)果如表7所示。各階振型如圖16所示。從表7和圖16的各階模態(tài)的固有頻率和振型可以看出，各階振型均具有很大的振型位移，但是其固有頻率均超出了發(fā)動機不平衡激勵頻率范圍，其固有振動不容易被激發(fā)。因此，也不會導(dǎo)致吸油集油模塊的接頭螺紋和支架的疲勞破壞。

表7 管道3R58的各階振型

圖16 管道3R58的各階振型

4 某型飛機吸油模塊管路振動優(yōu)化

通過上述模態(tài)分析，發(fā)現(xiàn)管道3R54-3R5A存在較大的設(shè)計缺陷，是導(dǎo)致吸油模塊故障的根本原因所在。為此，對吸油模塊及其支架的結(jié)構(gòu)設(shè)計進行了優(yōu)化，將鋁合金吸油模塊更改為鈦合金，吸油模塊的固定支架由鋁合金更改為不銹鋼，加強了吸油模塊及其支架的剛度和強度。即將管道固定支撐S1的三個方向的線剛度均增加為1.0×107N/m，繞3個方向的角剛度均增加為1.0 e5N·m/rad，管路系統(tǒng)的固有頻率和振型如表8和圖17所示。可以看出6階振型不僅避開了發(fā)動機的不平衡激勵頻率，而且固定支撐處的振動均很小，顯然，在發(fā)動機不平衡響應(yīng)引起的簡諧激勵作用下，不會引起管接頭很大的附加動應(yīng)力。

表8 優(yōu)化后管道3R54-3R5A的各階振型

圖17 優(yōu)化后管道3R54-3R5A的各階振型

最后，經(jīng)過裝機驗證表明該型飛機通過改進吸油模塊及其固定支架的結(jié)構(gòu)和材質(zhì)，提高了吸油模塊及其支架的剛度和強度，該故障最終得以消除，其改進效果驗證了本研究基于模態(tài)分析的管道故障診斷方法的正確有效性。

5 結(jié)論

本研究針對某型飛機液壓管路吸油模塊管道故障問題，建立了管道有限元動力學(xué)模型，進行了管道模態(tài)仿真分析，發(fā)現(xiàn)導(dǎo)致管道出現(xiàn)故障的危險模態(tài)，最后，基于模態(tài)分析方法，為了有效地避免該階模態(tài)的出現(xiàn)，提出了提高吸油模塊和支架的剛度的改進措施。實際的飛機管路系統(tǒng)的改進效果表明了本研究分析方法的正確性。