飛機(jī)液壓導(dǎo)管疲勞實(shí)驗(yàn)與應(yīng)力控制技術(shù)研究.pdf

1、飛機(jī)液壓系統(tǒng)管路振動(dòng)問(wèn)題是多年來(lái)一直困擾著技術(shù)人員的主要問(wèn)題,隨著新一代飛機(jī)液壓系統(tǒng)壓力越來(lái)越高、流量越來(lái)越大、結(jié)構(gòu)越來(lái)越復(fù)雜,這一問(wèn)題越來(lái)越突出。國(guó)內(nèi)外很多型飛機(jī)都出現(xiàn)過(guò)類似故障。目前,在新機(jī)研制過(guò)程中,由于振動(dòng)過(guò)大,導(dǎo)致導(dǎo)管斷裂及管接頭漏油故障十分頻繁,統(tǒng)計(jì)資料表明,飛機(jī)導(dǎo)管故障已經(jīng)成為飛機(jī)故障的主體。
　　為了避免導(dǎo)管使用過(guò)程中產(chǎn)生疲勞裂紋,提高飛機(jī)安全性和可靠性,本文對(duì)導(dǎo)管進(jìn)行了疲勞試驗(yàn)研究,裝配質(zhì)量檢測(cè)與評(píng)估,以及導(dǎo)管振

2、動(dòng)抑制等幾方面研究工作,主要成果如下:
　　(1)研究疲勞所造成的失效規(guī)律、提高材料的疲勞強(qiáng)度以避免或延緩疲勞破壞發(fā)生,對(duì)飛機(jī)導(dǎo)管材料LF2M進(jìn)行了疲勞試驗(yàn),繪出了S-N曲線,得到了材料的疲勞極限,并對(duì)材料疲勞極限進(jìn)行了修正,得到導(dǎo)管結(jié)構(gòu)的疲勞極限;接著,對(duì)真實(shí)導(dǎo)管進(jìn)行疲勞測(cè)試,對(duì)比兩種結(jié)果,認(rèn)為飛機(jī)管路設(shè)計(jì)的疲勞極限應(yīng)參照實(shí)驗(yàn)結(jié)果。
　　(2)首先對(duì)導(dǎo)管裝配應(yīng)力進(jìn)行仿真分析,計(jì)算出裝配應(yīng)力所引起的導(dǎo)管模態(tài)頻率的變化;然后從

3、實(shí)驗(yàn)的角度對(duì)導(dǎo)管的裝配應(yīng)力進(jìn)行模擬,并進(jìn)行模態(tài)測(cè)試,驗(yàn)證裝配應(yīng)力對(duì)導(dǎo)管模態(tài)頻率的影響規(guī)律;最后,利用對(duì)實(shí)際的飛機(jī)液壓管道利用錘擊法進(jìn)行了固有頻率測(cè)試,實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)一步表明,管道安裝應(yīng)力的存在對(duì)管道模態(tài)頻率具有一定影響。在此基礎(chǔ)上,開發(fā)了管道安裝應(yīng)力測(cè)試系統(tǒng)PASTS。
　　(3)基于動(dòng)力吸振思想,設(shè)計(jì)了一種適于管路系統(tǒng)減振的彈簧片式動(dòng)力吸振器。首先對(duì)動(dòng)力吸振器進(jìn)行了結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)并進(jìn)行了參數(shù)選擇,然后建立了管路有限元模型,理論分析了在安裝