黃 興，劉文波

(1.南京航空航天大學 自動化學院，南京 210016；2.國營蕪湖機械廠，安徽 蕪湖 241007)

0 引言

正常情況下，飛機的壽命與飛行使用時間有關，在飛機飛行時間達到既定總壽命時，飛機需要退役。對到壽后的裝備適當進行一定時間的延壽使用，可以有效的節(jié)省大量使用成本，發(fā)揮裝備的剩余價值[1]。目前，國內(nèi)學者對機載部附件定延壽提出了多種方法，通常采用廠內(nèi)壽命試驗法、領先使用法、外場信息法、工程分析法等[2-4]，以上方法在機載部附件延長壽命的工程應用中得以實踐，而且取得了豐碩的科研成果[5]。張百勇和劉凱[6]針對到壽后裝備存在的問題，分析了國內(nèi)外武器裝備延壽現(xiàn)狀和技術方法；蔣海濱和鄧鴻[7]對武器裝備延壽意義和開展方式進行了詳細的闡述；李久祥[8]對裝備的貯存延壽技術途徑進行了解析；祝學軍[9]等探究了戰(zhàn)術彈道導彈的貯存延壽工程基礎；馮志剛[10]等分析了國外導彈加速老化試驗的現(xiàn)狀。但上述延壽方法各有優(yōu)缺點，如果僅選取以上一種或兩種方法來論證延壽的可行性、制定延壽指標，提供定壽依據(jù)有一定的局限性[11]。

某型方向舵分配機構(gòu)延壽研究是飛機延壽研究的重要組成部分，殼體作為方向舵分配機構(gòu)的核心組件，長期處于高壓、周期性液壓脈沖載荷的使用工況，易發(fā)生疲勞損傷，直至裂紋失效，直接影響方向舵分配機構(gòu)功能的實現(xiàn)。探索殼體應力集中的薄弱部位，預估其剩余壽命，對于某型飛機的成功延壽具有重要意義。王占林[12]對液壓泵缸體建立運動學、動力學及性能分析數(shù)學模型，利用計算機對其求解并在此基礎上進行優(yōu)化；宋起躍[13]對斜盤型軸向柱塞泵的柱塞副進行了受力分析和實例計算，但均未開展實驗驗證或者仿真分析，無法獲取缸體在實際工況下的疲勞損傷規(guī)律；徐斌[14]將試驗應力分析與有限元應力分析相結(jié)合，將應力幅值應用到疲勞分析中，對輪圈開展了全壽命疲勞分析；林旺陽[15]基于有限元和nCode疲勞分析軟件對傳動軸進行疲勞可靠性分析，得到傳動軸的疲勞壽命圖。

當前，針對方向舵分配機構(gòu)殼體的延壽方法存在諸多局限，疲勞壽命分析案例較少，提出了基于有限元分析和細節(jié)疲勞額定值(DFR)的殼體疲勞壽命評估方法，預測其延壽目標的可達性。首先對殼體建立有限元模型、開展靜強度仿真，獲得最大應力的安全裕度；其次，應用DFR方法對殼體的疲勞強度進行校核計算，得出延壽目標的可達性；最后開展實驗。驗證所提殼體疲勞壽命估算方法的正確性，為機載液壓產(chǎn)品殼體壽命分析和延壽研究提供參考。

1 延壽總體思路

目前，常用延壽方法為廠內(nèi)壽命試驗法、領先使用法、外場信息法、工程分析法等，這些方法已應用于延壽的工程實踐，并且取得了大量的研究成果。但上述延壽方法各有優(yōu)缺點，主要存在以下問題：一是廠內(nèi)壽命試驗法具有試驗效率高、試驗數(shù)據(jù)可信度高等優(yōu)點，但由于需要盡量模擬實際的外場環(huán)境及可能出現(xiàn)的故障模式，存在試驗費用高，試驗時間長等問題，故廠內(nèi)壽命試驗法只能用于少數(shù)關鍵機載產(chǎn)品的壽命評估；二是領先使用法沒有明確判據(jù)，靠經(jīng)驗延壽，安全風險大；三是由于可靠性工作在我國開展較晚，維修保障模式長期沿用國外方法，信息收集并沒有引起足夠的重視，外場信息法存在未知因素多(基本可靠度與規(guī)定失效率等因素未知)、樣本數(shù)少、產(chǎn)品在規(guī)定的壽命期內(nèi)耗損失效數(shù)少，計算出的結(jié)果參考價值低等問題，所以外場信息法開展較難；四是工程分析法具有節(jié)約經(jīng)費、費時短、數(shù)據(jù)量要求低等優(yōu)點，但也存在確定的壽命值過于保守等缺點。如果僅選取以上一種或兩種方法來論證延壽的可行性并制定延壽指標，提供定壽依據(jù)有一定的局限性。在實際應用中應結(jié)合產(chǎn)品設計定型時的壽命參數(shù)，綜合使用廠內(nèi)壽命試驗法、外場信息法、工程分析法等來進行壽命論證，才能達到理想的結(jié)果。

針對現(xiàn)有延壽方法的優(yōu)勢與不足，結(jié)合某型方向舵分配機構(gòu)特點，設計一種延壽綜合決策方法(圖1)，在確定產(chǎn)品重要度分類、維修方式以及作為有壽件控制的基礎上，根據(jù)檢查法評估產(chǎn)品延壽潛力，相似法確定延壽目標值，應用薄弱環(huán)節(jié)法延長壽命，對更換經(jīng)濟性差或無法改進的薄弱環(huán)節(jié)通過有限元分析和細節(jié)疲勞額定值(DFR)方法開展物理模型仿真、疲勞分析計算，并模擬產(chǎn)品使用工況，制定實驗方案，搭建實驗系統(tǒng)，通過壽命實驗實際驗證仿真分析正確性和延壽目標值的可達性，具體如下：

圖1 延壽綜合決策圖

1)根據(jù)方向舵分配機構(gòu)的系統(tǒng)功能和故障對飛行安全的影響程度，確認其重要度；

2)依據(jù)以可靠性為中心的維修(RCM)理論基本觀點，重新確定方向舵分配機構(gòu)維修方式，邏輯決斷方向舵分配機構(gòu)作為有壽件控制的必要性；

3)開展到達初始設計壽命產(chǎn)品技術狀態(tài)摸底工作，檢查到壽產(chǎn)品技術參數(shù)的符合性等，同時對方向舵分配機構(gòu)使用情況進行統(tǒng)計分析，應用檢查法判斷產(chǎn)品延壽潛力；

4)從制造工藝、使用材料及系統(tǒng)功能方面，與國產(chǎn)化產(chǎn)品開展對比，應用相似法確定方向舵分配機構(gòu)的延壽目標值；

5)綜合外場使用數(shù)據(jù)、修理過程數(shù)據(jù)以及工作機理，對方向舵分配機構(gòu)進行故障模式、影響及危害性分析(FMECA)，查找和預測其延壽存在的薄弱環(huán)節(jié)；

6)結(jié)合產(chǎn)品薄弱環(huán)節(jié)信息，制定產(chǎn)品延壽修理方案，視情對薄弱環(huán)節(jié)實施更換或改進；

7)對更換經(jīng)濟性差或無法改進的薄弱環(huán)節(jié)，應用有限元分析和細節(jié)疲勞額定值(DFR)方法開展靜強度仿真分析、疲勞壽命計算，論證延壽指標的可達性；

8)制定壽命實驗方案，搭建實驗系統(tǒng)，對方向舵分配機構(gòu)實施壽命、振動等實驗，驗證延壽綜合決策方法和物理仿真分析的正確性。

2 延壽分析

2.1 重要度分類原則

為合理確定機載產(chǎn)品的重要度，應根據(jù)機載產(chǎn)品的系統(tǒng)功能和故障對飛行安全的影響程度，重要度分類按以下三種原則開展：產(chǎn)品故障直接影響飛行安全的定義為關鍵產(chǎn)品(A類產(chǎn)品)，產(chǎn)品故障對任務的完成產(chǎn)生直接影響，但對飛行安全產(chǎn)生不直接影響的定義為重要產(chǎn)品(B類產(chǎn)品)，產(chǎn)品故障不直接影響飛行安全和任務的完成，不屬于A、B類的產(chǎn)品均劃為C類定義為一般產(chǎn)品(C類產(chǎn)品)。

2.2 邏輯決斷維修方式

2.2.1 邏輯決斷的依據(jù)

按照以可靠性為中心維修(RCM)理論的基本觀點，只有全部具備以下條件的機載產(chǎn)品，才需要對其制定壽命指標。

1)產(chǎn)品功能故障會直接影響飛行安全(A類產(chǎn)品)，或影響任務完成(B類產(chǎn)品)，或故障后有重大經(jīng)濟損失的C類產(chǎn)品；

2)產(chǎn)品故障模式與日歷耗損或工作時間耗損相關，即該故障是由于非金屬材料老化、磨損或金屬材料腐蝕、磨損、疲勞引起的；

3)產(chǎn)品不能按視情維修方式進行維修。

2.2.2 邏輯決斷過程

1)產(chǎn)品的故障模式與耗損(包括日歷耗損、工作時間耗損)相關嗎？

根據(jù)故障模式、影響和危害性分析(FMECA)結(jié)果、相同或相似產(chǎn)品使用情況、外場使用信息判斷產(chǎn)品的故障模式與日歷耗損、工作時間耗損是否相關。如果產(chǎn)品故障模式與耗損不相關，則產(chǎn)品不采用定時翻修(或報廢)方式，即產(chǎn)品無需制定壽命指標。但要跟蹤產(chǎn)品在使用中的表現(xiàn)，如A類產(chǎn)品發(fā)生過故障，或B類產(chǎn)品、發(fā)生故障后有重大經(jīng)濟影響的C類產(chǎn)品的故障率不可接受(是影響任務成功、飛機完好率的關鍵產(chǎn)品)，則應提出改進設計的建議。如果產(chǎn)品故障模式與耗損相關，則進入下一個判斷程序。

根據(jù)GJB/Z1391-2006《故障模式、影響和危害性分析指南》[16]，針對方向舵分配機構(gòu)外場暴露的故障以及潛在故障，進行產(chǎn)品硬件故障模式及影響分析，具體見表1。

根據(jù)表1可知，方向舵分配機構(gòu)可能存在長期使用后密封件老化和殼體疲勞裂紋導致外部泄漏超標的問題，經(jīng)對其相似產(chǎn)品(國產(chǎn)化產(chǎn)品)開展故障模式及影響分析可知，其相似產(chǎn)品同樣存在上述問題，因此，方向舵分配機構(gòu)的故障模式與工作時間、日歷耗損相關。

2)產(chǎn)品的重要度是A、B類嗎？

方向舵分配機構(gòu)是飛控系統(tǒng)重要執(zhí)行部件，按照飛行員指令信號向舵面液壓作動筒分配液壓油，控制方向舵面的偏轉(zhuǎn)。方向舵分配機構(gòu)由兩個液壓系統(tǒng)供油，屬雙余度產(chǎn)品，當其中一個系統(tǒng)出現(xiàn)故障時，可由另一個系統(tǒng)繼續(xù)向舵面液壓作動筒輸出液壓油來實現(xiàn)舵面的偏轉(zhuǎn)，但液壓流量和輸出力減為原來的一半，飛機機動性受到一定的限制，當兩個系統(tǒng)同時出現(xiàn)故障時，飛行員可通過平尾和襟副翼的差動間接實現(xiàn)方向舵的偏轉(zhuǎn)，飛機動態(tài)響應受到影響。綜上所述，方向舵分配機構(gòu)出現(xiàn)故障時，不會對飛行安全造成直接影響，但影響任務的完成，方向舵分配機構(gòu)的重要度為B類。

3)視情維修方式對具有該類故障模式的產(chǎn)品適用嗎？

由于方向舵分配機構(gòu)需離位檢測才能掌握其技術狀態(tài)，工作時液壓壓力較大，當其出現(xiàn)密封件密封失效或殼體裂紋故障時，會導致產(chǎn)品所在液壓系統(tǒng)油液在較短時間內(nèi)全部泄漏，從而出現(xiàn)重大系統(tǒng)功能故障。因此，視情維修方式不適合方向舵分配機構(gòu)。

4)有相同、相似產(chǎn)品嗎？

對具有相同或相似功能的新產(chǎn)品，從其結(jié)構(gòu)、材料、使用環(huán)境、使用載荷、重要度等方面進行比較，如是相同或相似產(chǎn)品，且相同或相似產(chǎn)品的壽命指標是準確、合理的，則參照新產(chǎn)品的壽命指標執(zhí)行；否則進入下一個判斷程序。方向舵分配機構(gòu)與某型國產(chǎn)分配機構(gòu)的重要度、內(nèi)部結(jié)構(gòu)、使用環(huán)境(外部環(huán)境為空氣，均裝配在飛機方向舵面底部)、使用載荷(額定工作壓力均為28 MPa)相同，材料相似(后者材料為前者的國產(chǎn)化材料)，某型國產(chǎn)分配機構(gòu)為其相似產(chǎn)品。

表1 故障模式及影響分析表

5)在初始壽命指標內(nèi)發(fā)生過耗損引起的功能失效嗎？

根據(jù)研制部門制定的初始壽命指標，當產(chǎn)品達到初始壽命指標且整個機群內(nèi)該產(chǎn)品沒有發(fā)生過由于耗損引起的功能失效，則通過翻修對產(chǎn)品進行檢查和分析，可以根據(jù)對耗損情況的評估產(chǎn)品延壽潛力。否則，根據(jù)對產(chǎn)品壽命評估的結(jié)果，確定其壽命指標的縮短值。

統(tǒng)計某型飛機方向舵分配機構(gòu)在初始設計壽命指標內(nèi)使用故障信息，產(chǎn)品出現(xiàn)的主要故障模式為搖臂損傷變形導致不工作(人為分解或裝配不當導致)、液壓系統(tǒng)油液污染導致產(chǎn)品工作效率降低問題，未出現(xiàn)因耗損引起的功能失效。

綜合上述分析，方向舵分配機構(gòu)為B類產(chǎn)品，產(chǎn)品故障模式與日歷耗損、工作時間耗損均相關，產(chǎn)品不能按視情維修方式進行維修，滿足以可靠性為中心維修(RCM)理論中產(chǎn)品需要制定壽命指標的要求，即該產(chǎn)品應制定壽命指標，需作為有壽件控制。

2.3 延壽潛力分析及指標確定

延壽潛力分析通過檢查法來確定。檢查法是通過對產(chǎn)品開展檢查，如果產(chǎn)品在到達初始設計壽命指標時未發(fā)現(xiàn)泄漏、銹蝕、磨損等異常現(xiàn)象，而且產(chǎn)品功能參數(shù)滿足技術文件規(guī)定要求，則產(chǎn)品實際壽命應不小于其已使用的時間；另外如果產(chǎn)品在外場維護及翻修記錄檢查結(jié)果表明產(chǎn)品工作狀態(tài)良好，需要維護及翻修的工作量很少，則產(chǎn)品壽命可以延長。

2.3.1 初始設計壽命期內(nèi)使用情況分析

為了掌握方向舵分配機構(gòu)使用情況，對該型產(chǎn)品整個機群到達初始設計壽命期的所屬系統(tǒng)性能、產(chǎn)品性能以及零件損傷做如下工作：一是對產(chǎn)品拆卸前對其所在的飛行控制系統(tǒng)按技術規(guī)范要求開展性能檢查，以驗證系統(tǒng)性能符合性；二是對產(chǎn)品分解前性能開展測試，以掌握其經(jīng)過一個使用周期后的性能變化情況；三是對產(chǎn)品分解后零件損傷檢查，檢查非金屬件的老化情況，金屬件的腐蝕及磨損情況，檢查各耗損件幾何尺寸的變化情況。

經(jīng)梳理統(tǒng)計以往修理記錄，方向舵分配機構(gòu)在到達初始設計壽命時，其所屬系統(tǒng)性能滿足技術規(guī)范規(guī)定要求，產(chǎn)品分解前性能參數(shù)符合修理工藝技術要求，經(jīng)過一個使用周期后性能有所變化，但未發(fā)現(xiàn)有往某一極限發(fā)展的趨勢，金屬零件表面質(zhì)量良好，未發(fā)現(xiàn)有零件銹蝕、磨損等異常現(xiàn)象，非金屬件存在形狀變形、硬度變硬現(xiàn)象，但產(chǎn)品使用周期內(nèi)未發(fā)生滲漏異常故障，滿足產(chǎn)品的密封性要求。方向舵分配機構(gòu)的故障分布見圖2，累積平均故障率趨勢分析見圖2，方向舵分配機構(gòu)的平均故障率為0.000 033 6，整體上呈下降穩(wěn)定趨勢，其主要原因在于300小時之前集中發(fā)生了4起故障，屬于早期制造裝配問題，300飛行小時后，包括1 300飛行小時飛機大修后，累積平均故障率總體趨于穩(wěn)定，翻修后的方向舵分配機構(gòu)外場工作良好。因此，方向舵分配機構(gòu)沒有明顯耗損特征，翻修措施有效。

圖2 方向舵分配機構(gòu)累積平均故障率曲線圖

2.3.2 外場維護及翻修記錄檢查情況分析

經(jīng)統(tǒng)計，方向舵分配機構(gòu)所屬機群在外場維護及翻修記錄檢查情況，產(chǎn)品質(zhì)量可靠性高，外場工作中除按維護規(guī)范開展方向舵分配機構(gòu)所屬系統(tǒng)性能定期檢查、按飛行小時對方向舵分配機構(gòu)過濾器分解和清洗、外部因素影響(人為操作不當或液壓系統(tǒng)污染)產(chǎn)品性能需要開展故障排除外，方向舵分配機構(gòu)在外場無需開展其他維護及翻修工作。

2.3.3 延壽指標分析

根據(jù)相似法確定方向舵分配機構(gòu)延壽指標。方向舵分配機構(gòu)與某型國產(chǎn)分配機構(gòu)為其相似產(chǎn)品，而某型國產(chǎn)分配機構(gòu)壽命指標是經(jīng)過廠內(nèi)壽命試驗得出，壽命指標制定科學、合理。因此，方向舵分配機構(gòu)壽命指標可參照某型國產(chǎn)分配機構(gòu)壽命指標執(zhí)行。

2.3.4 分析結(jié)果

根據(jù)檢查法兩項定壽原則，方向舵分配機構(gòu)初始設計壽命期內(nèi)使用情況和外場維護及翻修記錄檢查情況結(jié)果均滿足要求，因此，方向舵分配機構(gòu)實際壽命應不小于初始設計壽命或具備延壽潛力；根據(jù)相似法延壽原則，方向舵分配機構(gòu)壽命指標可參照相似產(chǎn)品壽命指標延長壽命。

2.4 故障模式、影響和危害性分析(FMECA分析)

故障模式、影響和危害性分析(FMECA)是分析產(chǎn)品所有可能的故障模式及其可能產(chǎn)生的影響，并按每個故障模式產(chǎn)生影響的嚴重程度及其發(fā)生概率予以分類的一種歸納分析方法，屬于單因素的分析方法。

對某型方向舵分配機構(gòu)來說，是在其使用階段開展FMECA分析獲取使用過程中可能或?qū)嶋H發(fā)生的故障、原因及影響分析，查找產(chǎn)品薄弱環(huán)節(jié)，確定維修決策。按前述分析，方向舵分配機構(gòu)可能存在長期使用后密封件老化和殼體疲勞裂紋導致外部泄漏超標的問題，確認密封件和殼體是影響方向舵分配機構(gòu)壽命的薄弱環(huán)節(jié)。

3 殼體有限元仿真分析與疲勞壽命計算

方向舵分配機構(gòu)的密封件和殼體是影響壽命的兩項薄弱環(huán)節(jié)，按薄弱環(huán)節(jié)延壽法通過更換該兩項零件即可實現(xiàn)延壽。對密封件而言，更換經(jīng)濟性好，可通過更換新密封件件來實現(xiàn)延壽，對于殼體而言，因其價格占比產(chǎn)品總價格在60%左右，直接更換延壽成本高昂，但作為長期承受液壓脈動壓力沖擊的關鍵結(jié)構(gòu)零件來說，其一旦出現(xiàn)裂紋故障將直接導致產(chǎn)品功能乃至對應液壓系統(tǒng)功能失效，對飛行安全產(chǎn)生不利影響。因此，在不能通過更換殼體這個薄弱環(huán)節(jié)實現(xiàn)延壽時，必須對殼體的疲勞壽命能否滿足延壽使用需求開展分析。

飛機結(jié)構(gòu)的破壞是由于靜強度、動強度和結(jié)構(gòu)強度不足而引發(fā)各類失效，在實際使用中，由交變載荷導致的飛機結(jié)構(gòu)疲勞破壞在機械結(jié)構(gòu)的失效總數(shù)中占50%以上[17]。殼體是方向舵分配機構(gòu)關鍵結(jié)構(gòu)零件，在長期的工作中承受著液壓脈動壓力的沖擊，影響殼體壽命的結(jié)構(gòu)失效主要是由于靜強度不足而導致的結(jié)構(gòu)破壞和在循環(huán)載荷作用下發(fā)生的結(jié)構(gòu)疲勞破壞，而引起失效的循環(huán)載荷往往小于根據(jù)靜載荷強度分析的“安全”載荷，決定結(jié)構(gòu)零件疲勞強度和壽命的是最大局部應力和應變的循環(huán)次數(shù)。因此，要保證飛機的飛行安全和產(chǎn)品使用的可靠性，需要對其靜強度和疲勞壽命進行仿真、分析和計算，遵循的技術途徑如下：

1)確定殼體的材料性能；

2)建立有限元仿真模型，開展靜強度仿真分析；

3)在靜強度分析的基礎上完成疲勞壽命計算。

3.1 靜強度仿真分析計算

取工作壓力28 MPa的典型工況進行研究。

3.1.1 材料性能

殼體材料為鋁合金LD5，材料屬性見表2。

表2 殼體材料屬性

3.1.2 主要管道有限元仿真分析

殼體在28 MPa工作壓力下，基于方向舵分配機構(gòu)工作狀態(tài)和殼體結(jié)構(gòu)分析，對殼體施加載荷(圖3)，完成殼體主要管道有限元計算，圖4為28 MPa工作壓力時殼體的應力云圖，表3為應力仿真結(jié)果。

圖3 殼體仿真約束條件

圖4 28 MPa工作壓力時殼體的應力云圖

表3 28 MPa工作壓力下殼體應力仿真結(jié)果

由圖4、表3可以看出，在28 MPa工作壓力下，殼體最大應力出現(xiàn)在安裝耳片部位，最大應力σd約為138.55 MPa，殼體最大應力的安全裕度最小為2.74>1，殼體靜強度滿足靜強度設計使用要求。

3.1.3 主要管道疲勞壽命分析計算

某型方向舵分配機構(gòu)研制定型耐久試驗譜規(guī)定，飛行小時的試驗時間與耐久試驗循環(huán)次數(shù)的關系為1 250次/小時，得出產(chǎn)品延壽目標對應的耐久試驗循環(huán)次數(shù)為37.5萬次。方向舵分配機構(gòu)殼體疲勞壽命指標滿足該要求時，方可滿足延壽使用需求。

1)疲勞壽命分析計算方法：

細節(jié)疲勞額定值(DFR)方法是一種根據(jù)材料特性、疲勞應力譜和結(jié)構(gòu)設計參數(shù)等結(jié)構(gòu)本身固有疲勞性能特征的細節(jié)疲勞額定值(DFR)來表述結(jié)構(gòu)細節(jié)疲勞品質(zhì)的方法。其與常規(guī)疲勞壽命分析方法相比，主要不同是DFR方法通過強度安全裕度實施強度疲勞校核，評定疲勞壽命的符合性，具有便捷、可靠的顯著優(yōu)點和海量工程數(shù)據(jù)的支持，在民機和軍機結(jié)構(gòu)疲勞分析的應用非常廣泛[18-19]。

根據(jù)《飛機結(jié)構(gòu)耐久性及損傷容限設計手冊》[20]的細節(jié)疲勞額定值(DFR)方法，按公式(1)和(2)對產(chǎn)品殼體的疲勞壽命進行校核計算。

公式(1)為Z值計算公式：

(1)

式中，σmax為承受的最大應力(通過有限元仿真獲取)；σmo為材料常數(shù)，對應鋁合金σmo=310 MPa；DFR為細節(jié)疲勞額定值，對應鋁合金DFR=240 MPa；R為應力比，試件最小應力與最大應力之比，R=0。

公式(2)為疲勞循環(huán)次數(shù)計算公式：

N=10(5-log(Z)/log(S))

(2)

式中，N為疲勞循環(huán)次數(shù)；S為標準S—N曲線斜度參數(shù)，S=2.0。

2)疲勞壽命分析計算結(jié)果：

按照上述公式分別計算，得出殼體主要功能管道在28 MPa的典型工況下的疲勞循環(huán)次數(shù)，計算結(jié)果見表4。

表4 主要功能管道疲勞壽命計算結(jié)果

3)計算結(jié)果分析：

由表4結(jié)果可見，在28 MPa的典型工況下，殼體主要功能管道的疲勞循環(huán)次數(shù)最小為548.3萬次，大于延壽目標值對應37.5萬次循環(huán)次數(shù)的要求，殼體疲勞壽命指標可滿足延壽使用需求。

4 實驗驗證

在實際使用中，方向舵分配機構(gòu)內(nèi)部承受著液壓交變壓力的沖擊，外部承受著飛機發(fā)動機的振動以及空氣高低溫度變化的考驗，上述三種因素可導致殼體在長時間工作后疲勞斷裂。因此，殼體按實際裝配為完整產(chǎn)品開展實驗，實驗方案需包含振動應力、溫度應力和液壓沖擊應力。

4.1 振動實驗

科六字第1325號文《航空技術裝備壽命和可靠性工作暫行規(guī)定》[21]某型飛機的振動類型為隨機振動，振動頻率范圍為(20～2 000)Hz，施加方式為連續(xù)。同時，結(jié)合某型飛機方向舵面處隨機振動的頻譜圖，確定方向舵分配機構(gòu)隨機振動實驗的振動譜線，最小振動頻率20 Hz，功率譜密度值為0.078 8 g2/Hz，最大振動頻率2 000 Hz，功率譜密度值為0.066 g2/Hz，拐點頻率分別為120 Hz、400 Hz、1 000 Hz，功率譜密度值為0.078 8 g2/Hz、0.021 6 g2/Hz和0.021 6 g2/Hz，從X、Y、Z三個軸向進行實驗，完成一個軸向?qū)嶒灢z查殼體情況，符合要求后開展下一個軸向，各方向分別振動6 h。圖5為振動譜線，圖6為振動軸向圖。實驗結(jié)束后，殼體應無裂紋和其它機械損傷等現(xiàn)象。

圖5 振動譜線

圖6 振動軸向圖

4.2 壽命實驗

依據(jù)產(chǎn)品研制鑒定試驗中壽命實驗規(guī)范，結(jié)合溫度應力、液壓沖擊應力考核要求以及本次延壽需求，制定對應的實驗循環(huán)、溫度及壓力載荷條件，殼體為到達既定總壽命并經(jīng)維修合格產(chǎn)品。按表5開展實驗，8個階段為一個周期循環(huán)，按每個循環(huán)對應的飛行時間，壽命試驗共進行12個循環(huán)。實驗結(jié)束后，產(chǎn)品應無因殼體原因?qū)е碌男阅芄收?，殼體應無裂紋和其它機械損傷等現(xiàn)象。

表5 壽命實驗譜

實驗結(jié)果顯示，經(jīng)過振動和壽命實驗，產(chǎn)品未出現(xiàn)因殼體原因?qū)е碌男阅芄收?，殼體也未出現(xiàn)裂紋和其它機械損傷等現(xiàn)象，通過實驗考核，壽命滿足延壽使用需求。

5 結(jié)束語

1)有限元仿真分析表明，在28 MPa工作壓力下，殼體靜強度滿足設計要求，最大應力出現(xiàn)在安裝耳片部位，為殼體的薄弱環(huán)節(jié)，在延壽修理時應重點關注其狀態(tài)的符合性；

2)細節(jié)疲勞額定值(DFR)方法計算結(jié)果顯示，在28 MPa工作壓力下，殼體耐久試驗循環(huán)次數(shù)遠大于延壽目標值對應耐久試驗循環(huán)次數(shù)，疲勞壽命可滿足延壽指標要求；

3)方向舵分配機構(gòu)殼體通過振動和壽命實驗考核，實際驗證了殼體能夠滿足飛機延壽目標的使用需求。

綜上，針對現(xiàn)有延壽方法的不足，提出了一種延壽綜合決策方法，首先對方向舵分配機構(gòu)延壽可行性和延壽指標進行了分析，并獲取了殼體為延壽的薄弱環(huán)節(jié)；其次基于有限元仿真和細節(jié)疲勞額定值(DFR)對方向舵分配機構(gòu)殼體開展了靜強度仿真分析和疲勞壽命估算，理論分析殼體滿足延壽需求；最后模擬方向舵分配機構(gòu)工況條件，制定實驗方案，實際驗證了殼體延壽指標的可達性和延壽綜合決策方法的正確性，解決了殼體疲勞壽命的計算問題，為機載液壓產(chǎn)品殼體壽命分析和延壽研究提供重要參考。