飛機(jī)液壓管路的振動(dòng)特性分析與共振疲勞試驗(yàn)研究.pdf

1、飛機(jī)液壓管路系統(tǒng)是飛機(jī)系統(tǒng)的重要組成部分，而振動(dòng)疲勞引發(fā)的飛機(jī)液壓管路的強(qiáng)度問(wèn)題，一直困擾著飛機(jī)液壓系統(tǒng)設(shè)計(jì)師和事故分析人員。隨著飛機(jī)的液壓系統(tǒng)朝著高壓化、大功率、重量輕等方向發(fā)展，這一問(wèn)題變得更加突出。而這些問(wèn)題可能導(dǎo)致飛機(jī)液壓管路的疲勞破壞甚至斷裂，造成巨大的經(jīng)濟(jì)損失和人員傷亡。這必然對(duì)飛機(jī)液壓系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提出了更高的要求。因此研究飛機(jī)液壓系統(tǒng)的振動(dòng)特性和共振疲勞試驗(yàn)，并改進(jìn)管路系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法，提高管路結(jié)構(gòu)的安全性和疲勞可靠性，具有重

2、要的理論意義和巨大的工程應(yīng)用價(jià)值。
　　前人對(duì)管路系統(tǒng)振動(dòng)的理論計(jì)算和有限元仿真技術(shù)的研究已經(jīng)獲得了很多進(jìn)展。然而國(guó)內(nèi)對(duì)于飛機(jī)液壓管路系統(tǒng)振動(dòng)方面的研究主要集中在對(duì)簡(jiǎn)單管路數(shù)學(xué)模型的推導(dǎo)和簡(jiǎn)單管路的有限元仿真，距離實(shí)際工程應(yīng)用還有一定的差距。因此，基于實(shí)際的工程項(xiàng)目，對(duì)典型飛機(jī)液壓管路流固耦合振動(dòng)進(jìn)行系統(tǒng)的數(shù)值分析和有限元仿真，對(duì)于振動(dòng)疲勞試驗(yàn)有重要的理論參考價(jià)值。
　　目前，管路的振動(dòng)疲勞研究仍舊處于起步階段，具有普適性的

3、振動(dòng)疲勞試驗(yàn)方法還比較少，相關(guān)試驗(yàn)規(guī)范比較缺乏。為了得到正弦激勵(lì)下管路的共振疲勞壽命變化規(guī)律，還需要研究正弦激勵(lì)的振動(dòng)疲勞試驗(yàn)方法，而此方面的研究遠(yuǎn)未成熟。因此，開(kāi)展典型飛機(jī)液壓管路的振動(dòng)疲勞試驗(yàn)研究具有十分重要的意義。
　　本文通過(guò)研究液壓管路的流固耦合振動(dòng)的數(shù)值分析和有限元仿真技術(shù)，并據(jù)此重點(diǎn)對(duì)典型飛機(jī)液壓管路進(jìn)行了振動(dòng)特性分析和共振疲勞試驗(yàn)研究。主要研究?jī)?nèi)容如下：
　　(1)基于傳遞矩陣法對(duì)液壓管路的流固耦合振動(dòng)進(jìn)行數(shù)

4、學(xué)建模，建立了管路和流體的基本振動(dòng)方程，推導(dǎo)了點(diǎn)傳遞矩陣、場(chǎng)傳遞矩陣和總體傳遞矩陣。求解了傳遞矩陣法建立的管路流固耦合的數(shù)學(xué)模型，結(jié)合典型算例分析證明了傳遞矩陣法的有效性。
　　(2)根據(jù)流固耦合法和等效質(zhì)量法的基本理論，分別研究了基于流固耦合法和等效質(zhì)量法的模態(tài)與振動(dòng)有限元仿真技術(shù)。使用兩種方法對(duì)簡(jiǎn)單管路模型進(jìn)行模態(tài)分析和振動(dòng)分析，并對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析，驗(yàn)證了本文有限元仿真分析的準(zhǔn)確性，為典型飛機(jī)液壓管路振動(dòng)特性分析建立了仿

5、真基礎(chǔ)。
　　(3)分別對(duì)典型飛機(jī)液壓管路幾何模型和有限元模型進(jìn)行了等效簡(jiǎn)化。使用等效質(zhì)量法對(duì)管路進(jìn)行了模態(tài)分析，并根據(jù)分析結(jié)果確定了簡(jiǎn)諧位移激勵(lì)的頻率（管路一階固有頻率）。使用流固耦合法對(duì)管路進(jìn)行了瞬態(tài)分析，根據(jù)管路的應(yīng)力響應(yīng)結(jié)果和加速度響應(yīng)結(jié)果分析了其振動(dòng)破壞特性，為疲勞試驗(yàn)提供建議監(jiān)測(cè)點(diǎn)，確定了疲勞試驗(yàn)的載荷譜。
　　(4)以該型機(jī)液壓系統(tǒng)管路中實(shí)際裝機(jī)用的短彎管結(jié)構(gòu)為對(duì)象，設(shè)計(jì)了結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)。根據(jù)有限元仿真確