李牧皛，劉 暢，張 平，王福川，劉 星，許 棟

（成都飛機工業(yè)（集團）有限責任公司，四川 成都 610073）

引言

飛機管路是飛機重要組成部分，其設計質(zhì)量對飛機安全、舒適、穩(wěn)定運行存在直接影響。研究發(fā)現(xiàn)，飛機設計故障中約有50%左右屬于飛機管路故障，而飛機管路故障中，振動因素占據(jù)較大比重。因此，在飛機管路設計中應給予飛機管路振動預防與控制高度重視。飛機實際運行中，液壓管道、燃油管道等多處于復雜環(huán)境中，加之隨著近些年飛機性能的不斷提高，管道結(jié)構(gòu)精密度提高，導致其在流體脈動激勵、隨機激勵等作用下發(fā)生振動，出現(xiàn)管道結(jié)構(gòu)疲勞、磨損等問題，從而降低管道結(jié)構(gòu)性能，縮短管道結(jié)構(gòu)使用壽命，增加飛機運行風險。本研究則以液壓管道為研究對象，基于有限元分析探尋其隨機振動影響因素，意在明確飛機液壓管道設計改進要點，提高飛機管路設計質(zhì)量。

1 飛機管路結(jié)構(gòu)模型的構(gòu)建分析

為能夠在ANSYSWorkbench有限元分析中有效獲得案例飛機液壓管道結(jié)構(gòu)振動特性，先針對某型飛機液壓管道系統(tǒng)進行了等效簡化處理構(gòu)建了簡單結(jié)構(gòu)模型。在該模型構(gòu)建中，取案例飛機液壓泵與油濾之間管段管路。此段管路工作環(huán)境復雜，既有來自基礎隨機激勵的振動，也有來自沖擊壓力、流體脈動激勵的振動，故選取此段管路研究具有一定現(xiàn)實意義[1]。此段管路模型主要由內(nèi)徑13 mm，外徑16 mm，長度分別為1.10 m、0.31 m、0.50 m的硬管構(gòu)成，一個出口位置配有法蘭盤與兩通接頭，兩個出口位置配有管夾、兩通接頭，管理鏈接位置配有三通接頭、法蘭盤等，整個模型共有管夾4個，法蘭盤2個，兩通接頭2個，三通接頭1個。利用CATIA軟件、SolidWork軟件，按照“簡化CATIA模型→取量管道各構(gòu)件幾何參數(shù)并建立相應簡化模型→結(jié)合取量管路結(jié)構(gòu)構(gòu)建位置信息，參照原模型裝配得到重構(gòu)模型→利用ANSYSWorkbench軟件進行動力學仿真分析”流程對案例飛機液壓管路模型進行簡化與重構(gòu)，得到如圖1所示的簡化模型[2]。

圖1 案例飛機管路模型的簡化模型

根據(jù)案例飛機管路模型簡化模型，在有限元軟件仿真分析之前，從管路結(jié)構(gòu)材料、管路結(jié)構(gòu)邊界條件等方面進行了預處理。其中管路結(jié)構(gòu)材料預處理主要表現(xiàn)為材料參數(shù)確定，詳見表1。管路結(jié)構(gòu)邊界條件預處理主要表現(xiàn)為約束設置，如管道與管夾之間、管夾各元件之間、管道與接頭之間、管道與流體之間均設置“綁定接觸”；出口端面、壁板面設置“固定約束”；管道-流體接觸面社會“流固耦合面約束”等[3]。此外，對于導管、彎頭、套管和螺栓等構(gòu)件進行了網(wǎng)格劃分，以滿足有限元分析對管路構(gòu)件的網(wǎng)格質(zhì)量需求。

表1 案例飛機管路模型中各元件材料參數(shù)

在完成上述操作后，取297.18～755.71 Hz固有頻率，探究案例飛機管路結(jié)構(gòu)十階振型，發(fā)現(xiàn)案例飛機液壓管路模型在（450±50）Hz范圍內(nèi)振動較密集，在各頻段振動中，硬管1與管夾2振動相對頻繁，且XOZ平面297.18～461.09 Hz振型中，振動在X方向較為顯著。提示，在案例飛機管路設計中，應給予硬管1與管夾2振動情況高度重視，以免其頻繁振動發(fā)生磨損、變形等問題。

2 基礎激勵下飛機管路ANSYSWorkbench有限元分析

ANSYSWorkbench軟件是功能較為強大的模型分析軟件，能夠?qū)Ω鞣N構(gòu)件設計提供準確、全面、綜合的仿真信息，向用戶提供多物理場耦合解決方案。多數(shù)研究證實，利用該軟件在各種激勵下飛機管路結(jié)構(gòu)應力響應分析中具有較好效果。故本次研究運用ANSYSWorkbench軟件構(gòu)建基礎激勵下案例飛機液壓管道有限元仿真模型。

在實際分析中，綜合考慮案例飛機液壓管路實際情況，設計將管道內(nèi)液壓油壓力以預應力行駛加到液壓管道內(nèi)壁中，得到液壓管道在預應力情況下的模態(tài)，并在此基礎上完成隨機振動響應分析。在此過程中，等效處理后，根據(jù)管路密度（ρˉ）計算公式“ρˉ=”（式中：ρt為管路密度；ρf為液壓油密度；Vt為管路體積；Vf為液壓油體積）可知案例飛機液壓管理模型中高壓管（1管路、2管路、3管路）與直角管接頭（1接頭、2接頭）、三通管接頭的等效質(zhì)量密度，因高壓管內(nèi)外直徑相同，且液壓油均勻分布在高壓管內(nèi)部，因此在高壓管等效處理之后，其質(zhì)量密度相同[4]。在案例飛機液壓管路模型中，因兩通管接頭1存在法蘭盤，其整體質(zhì)量較大，故等效處理后其目的相對與兩通接頭2較大。

在實際分析中，因動力響應受阻尼影響較大，故在案例飛機液壓管路動力學分析過程中，需要考慮阻尼因素。本次研究過程中則主要運用比列阻尼進行分析。根據(jù)液壓管路結(jié)構(gòu)總阻尼比（ξ）與頻率點（α與β）之間存在的關系，可得到黏性α阻尼系數(shù)與單元β阻尼系數(shù)，即ξ=α÷2ω1+βω1÷2=α÷2ω2+βω2÷2。由于飛機管路設計中多考率飛機液壓管路模型在2000 Hz以內(nèi)的參數(shù)，而在2000 Hz以內(nèi)條件下“α÷2ωi”的值較小，故案例飛機液壓管理分析中僅考慮單元β阻尼影響即可[5]。ωi表示響應頻率，與飛機液壓管路各階固有頻率存在“ωi=2πfi”關系，故通過“β=2ξ÷ωi”公式，可得到飛機液壓管路各階固有頻率下單元β阻尼值，如案例飛機管路一階固有頻率為297.18 Hz，ξ如果取0.02，則單元β阻尼值為2×0.02÷（2×3.14×297.18）≈2.14×10-5。ANSYSWorkbench軟件中具有阻尼系數(shù)自動求解功能，故可在系統(tǒng)界面功能下輸入相關參數(shù)值即可獲得所需阻尼系數(shù)。經(jīng)軟件分析，發(fā)現(xiàn)安利飛機液壓管道結(jié)構(gòu)中，管夾2所在位置為應力最大區(qū)域，管夾2螺栓位置最大應力超過45 MPa；基礎隨機激勵條件下，案例飛機液壓管道結(jié)構(gòu)在X方向上最大位移響應為硬管3，在Y方向上最大位移響應為硬管1，在Z方向最大位移相應為硬管1，提示硬管1是案例飛機液壓管道結(jié)構(gòu)中最容易發(fā)生位移變形的結(jié)構(gòu)。可能和該管段距離長，跨度大相關，在對案例飛機液壓管路進行設計改進時，應著重對硬管1進行設計分析，盡可能減少隨機振動對該管段的影響。

3 飛機管路結(jié)構(gòu)設計改進要點分析

為深入了解隨機振動對飛機管路結(jié)構(gòu)的影響情況，明確飛機管路結(jié)構(gòu)設計要點，圍繞案例飛機液壓管路結(jié)構(gòu)中的支撐參數(shù)、邊界約束進行了分析，具體如下所述。

3.1 基于支撐參數(shù)影響的設計改進

案例飛機液壓管路結(jié)構(gòu)設計改進過程中，為提高管路結(jié)構(gòu)設計質(zhì)量，合理選用與安裝管路結(jié)構(gòu)支撐件，需要有效構(gòu)建案例飛機液壓管路結(jié)構(gòu)支撐件模型，綜合分析管路支撐件，如位置、尺寸等參數(shù)對案例飛機液壓管路結(jié)構(gòu)隨機振動的影響。有上述分析可知，案例飛機液壓管路結(jié)構(gòu)支撐件中，管夾2應力響應較為明顯，故以管夾2為例，就其位置變化存在的影響進行了探究，得出表2結(jié)果。由表2數(shù)據(jù)可知，因管夾2上的三通管接頭應力響應結(jié)果最大，且相對于管夾2所在管段其他位置而言，隨支撐位置變化而發(fā)生的改變較為明顯。由于三通管接頭在Z方向的應變結(jié)果較大，故我們利用有限元分析軟件繪制Z方向管夾2三通管接頭在0～80 mm的應變云圖，發(fā)現(xiàn)從起始端在終點端逐漸移動過程中，三通管接頭應力與應變均呈降低改變。與此同時，研究發(fā)現(xiàn)管夾2支撐位置變化對管夾1隨機振動激勵下危險點影響不大。故在飛機管路結(jié)構(gòu)中，三通管通過法蘭盤和管路壁板連接，隨機振動激勵施加到壁板上，但管夾2支撐距離三通管位置發(fā)生改變時三通管所在管段約束增加，應力減弱。因此，在飛機管路設計過程中，管理支撐件不應設在彎曲段，需要嚴格按照液壓管路設計需求，將其合理設計與有效安全在管路結(jié)構(gòu)直管段。

表2 不同支撐位置管夾2各部件最大應力情況

3.2 給予邊界約束影響的設計改進

飛機管路結(jié)構(gòu)中所采用的邊界約束形式眾多，了解邊界約束條件對飛機管路結(jié)構(gòu)隨機振動的影響，便于飛機管路結(jié)構(gòu)設計改進時進行邊界約束形式選。以硬管2所在管段為例，分析自由約束、鉸支約束、固支約束下硬管端口管路前十階固有頻率，發(fā)現(xiàn)不同約束條件下，前七階頻率對比差異并不明顯，彼此之間相差幅度較小，但超過七階之后，三種約束形式之間的頻率差增加，相對而言自由狀態(tài)變化最為明顯。

4 結(jié)語

飛機管路設計是飛機設計重要組成部分，在當前高度重視飛機設計與運行安全的背景下，有必要加強飛機管路設計研究。針對液壓管道振動問題，基于ANSYSWorkbench有限元軟件合理使用實行參數(shù)化模型構(gòu)建與模態(tài)分析，確定了飛機液壓管道隨機激勵環(huán)境下的危險點，同時確定支撐參數(shù)、邊界約束等因素對飛機液壓管道基礎激勵下隨機振動影響、流固耦合動力學響應結(jié)果影響，并在此基礎上指出要想減輕管道振動，在管道設計中應注重危險點所在管段支撐參數(shù)調(diào)整工作，合理選擇管端約束方式，同時利用形式有效措施減少工況變化對管道結(jié)構(gòu)強度的損壞。總之，飛機液壓管道工作環(huán)境復雜，影響因素較多，應給予綜合考慮，善于利用有限元軟件對其振動問題進行科學診斷，為振動預防設計提供指導，促進飛機管路設計質(zhì)量有效提升。