飛機液壓導管疲勞實驗與應力控制技術研究.pdf

1、飛機液壓系統(tǒng)管路振動問題是多年來一直困擾著技術人員的主要問題,隨著新一代飛機液壓系統(tǒng)壓力越來越高、流量越來越大、結構越來越復雜,這一問題越來越突出。國內外很多型飛機都出現(xiàn)過類似故障。目前,在新機研制過程中,由于振動過大,導致導管斷裂及管接頭漏油故障十分頻繁,統(tǒng)計資料表明,飛機導管故障已經成為飛機故障的主體。
　　為了避免導管使用過程中產生疲勞裂紋,提高飛機安全性和可靠性,本文對導管進行了疲勞試驗研究,裝配質量檢測與評估,以及導管振

2、動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、提高材料的疲勞強度以避免或延緩疲勞破壞發(fā)生,對飛機導管材料LF2M進行了疲勞試驗,繪出了S-N曲線,得到了材料的疲勞極限,并對材料疲勞極限進行了修正,得到導管結構的疲勞極限;接著,對真實導管進行疲勞測試,對比兩種結果,認為飛機管路設計的疲勞極限應參照實驗結果。
　　(2)首先對導管裝配應力進行仿真分析,計算出裝配應力所引起的導管模態(tài)頻率的變化;然后從

3、實驗的角度對導管的裝配應力進行模擬,并進行模態(tài)測試,驗證裝配應力對導管模態(tài)頻率的影響規(guī)律;最后,利用對實際的飛機液壓管道利用錘擊法進行了固有頻率測試,實驗結果進一步表明,管道安裝應力的存在對管道模態(tài)頻率具有一定影響。在此基礎上,開發(fā)了管道安裝應力測試系統(tǒng)PASTS。
　　(3)基于動力吸振思想,設計了一種適于管路系統(tǒng)減振的彈簧片式動力吸振器。首先對動力吸振器進行了結構設計并進行了參數選擇,然后建立了管路有限元模型,理論分析了在安裝