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飞机管道疲劳性能仿真分析与试验验证.pdf
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1、Vol 43 No.5Oct.2023噪声与振动控制NOISEANDVIBRATIONCONTROL第43卷 第5期2023年10月文章编号:1006-1355(2023)05-0239-06+279飞机管道疲劳性能仿真分析与试验验证赵正大1,寸文渊1,钱进2,赵旭升2,舒阳1,陈果3(1.成都飞机工业(集团)有限责任公司,成都 610092;2.南京航空航天大学 民航学院,南京 210016;3.南京航空航天大学 通用航空与飞行学院,江苏 溧阳 213300)摘 要:为解决实际工况中飞机管道疲劳性能问题,研究飞机管道安装应力环境下的疲劳寿命分析方法,首先,建立飞机管道有限元模型;然后,利用有
2、限元软件ANSYS Workbench对不同轴向装配偏差情况下的管道进行模态分析以及谐响应分析;进而,提取出管道危险点应力幅值,利用材料的S-N曲线进行疲劳寿命预测。最后,设计不同安装应力情况下的管道共振疲劳试验,并对仿真结果进行验证。仿真和试验的对比结果表明:根据仿真和试验得到的管道发生断裂的位置一致,两者管道疲劳寿命循环次数契合,随着轴向装配偏差增大,管道疲劳寿命逐渐下降。关键词:振动与波;飞机管道;装配应力;疲劳性能;疲劳试验;有限元中图分类号:TB534.3文献标志码:ADOI编码:10.3969/j.issn.1006-1355.2023.05.037SimulationAnalys
3、is and Test Verification ofAircraft PipelineFatigue PerformanceZHAO Zhengda1,CUN Wenyuan1,QIAN Jin2,ZHAO Xusheng2,SHU Yang1,CHEN Guo3(1.ChengduAircraft Industrial(Group)Company Ltd.,Chengdu 610092,China;2.College of CivilAviation,Nanjing University ofAeronautics andAstronautics,Nanjing 210016,China;
4、3.College of GeneralAviation and Flight,Nanjing University ofAeronautics andAstronautics,Liyang 213300,Jiangsu China)Abstract:The fatigue performance of aircraft pipeline in actual working conditions is studied,the fatigue life analysismethod considering the installation stress environment of aircra
5、ft pipeline is established.Firstly,the aircraft pipeline finiteelement model is established,and the modal analysis and harmonic response analysis of the pipeline under different axialassembly deviation are carried out using the finite element software ANSYS Workbench.Then,the stress amplitude at the
6、critical point of the pipeline is extracted,and the fatigue life is predicted by using the S-N curve of the material.Finally,theresonant fatigue test of the pipe under different installation stresses is designed and performed,and the simulation results areverified.The results show that the fracture
7、locations of the pipes obtained from the simulation and the test are consistent,andboth results of the numbers of cycles for the fatigue of the pipes are nearly the same,the fatigue life of pipes graduallydecreases with the increase of the axial assembly deviation.Key words:vibration and wave;aircra
8、ft pipeline;assembly stress;fatigue performance;fatigue test;finite element随着飞机功能和性能的不断升级,对于各部件的性能要求也逐步提高,而液压管路系统相当于人体的“血管脉络”,遍布于飞机各个部位,将航空液压油、燃油等介质传送到飞机各处。由于飞机飞行收稿日期:20220524基金项目:国家科技重大资助专项(2017-0008-0045);国家自然科学基金资助项目(51675263)作者简介:赵正大(1981),男,河南省开封市人,研究员级高级工程师,专业方向为管路可靠性研究。E-mail:强度不断增加,液压管路系统也长期
9、处于剧烈振动的工作环境中,极易产生断裂和造成介质泄漏,已经成为引起飞机故障的主要因素之一,严重影响飞机飞行的安全性和可靠性。目前,国内外学者对飞机管道密封和疲劳性能进行了广泛的研究。王晶等1通过强迫位移法对飞机液压管路分别进行了装配应力较大、中等及较小3种情况下的模态仿真分析,分析结果表明装配应力会导致管路固有频率变化。程小勇等2基于ANSYS软件建立了管路有限元模型并得到了其在装配应力第43卷噪声与振动控制影响下的固有频率变化规律,通过管路模态试验验证了仿真结果的有效性,并据此开发了管路装配应力监测系统。姜子晗等3以装配偏差为重点对战斗机液压导管疲劳寿命进行了仿真,分析了装配偏差对液压管路疲
10、劳寿命影响。寸文渊等4通过对故障管路进行模态分析发现导致管道故障的危险模态,通过对管道进行改进避免该阶危险模态的出现,并将其应用到实际飞机管路系统中,验证该方法的正确性。权凌霄等5采用C919飞机一段管路系统进行研究,通过随机振动响应分析并结合S-N曲线对管路危险部位进行了疲劳寿命预估。Pettit6采用试验和仿真相结合的方法分析管接头在动力学载荷作用下的应力松弛情况。周帅等7通过振动疲劳试验获得不同应力幅值下1Cr18Ni9Ti管道对接焊缝的振动疲劳寿命。王立文等8基于有限元软件根据飞机管路相关材料属性进行疲劳寿命分析,得到了管道疲劳断裂发生的位置。齐晓燕等9对某型飞机液压管路进行试验得出管
11、道危险点位置,基于Miner线性疲劳累积损伤理论对管道疲劳寿命进行了预测。在外部环境影响下,飞机发动机管道疲劳性能的变化过程、危险点位置以及危险点应力幅值对管道疲劳性能的影响需要通过仿真与试验进行系统化研究。基于此,本文针对某型飞机实际液压管道,基于有限元分析方法,建立管道及其连接件模型,通过模态分析以及谐响应分析计算得出不同轴向装配偏差下管道疲劳危险点位置和应力幅值,结合S-N曲线进行管道疲劳寿命预估,设计了管道疲劳试验,验证了仿真结果的正确性。本文方法对于实际飞机液压管道疲劳寿命的预测,以及安装应力的控制均具有重要的工程应用价值。1管道有限元建模1.1 三维实体模型扩口式管路连接件是飞机液
12、压系统中应用最为广泛的管路连接件10,根据其在实际工程应用中的结构尺寸建立扩口式管路连接件的三维实体模型是进行后续有限元分析的先决条件。本文根据航标HB4规定第1尺寸系列d0=4 mm利用CATIA建立管道装配实体模型,模型由管接头、平管嘴、扩口管以及外套螺母组成,如图1所示。将各零件按相关标准规定进行装配,管道装配图如图2所示。其中扩口管材料为1Cr18Ni9Ti,管图 1 管道连接件各零件模型图 2 管道装配图接头、平管嘴、外套螺母材料为45钢,材料参数如表1所示。1.2 Workbench有限元模型将对整根管道导入有限元软件Workbench并对装配体模型进行简化,然后对其采用六面体网格
13、划分,并定义1Cr18Ni9Ti和45钢材料属性,得到的有限元模型如图3所示,单元类型为solid186高阶单元,网格数量为203 583。图3 有限元模型装配后的有限元模型如图4所示。表 1 材料参数材料1Cr18Ni9Ti45钢密度/(kgm-3)7 8507 810弹性模量/GPa206200.1泊松比0.30.269屈服极限/MPa205355强度极限/MPa550696.6240第5期图 4 模型装配图设置4种类型接触对,分别是管接头-扩口管、管接头-外套螺母、外套螺母-平管嘴、平管嘴-扩口管接触对,如图5所示。其中管接头-扩口管、平管嘴-扩口管接触对需要考虑摩擦情况,设置为标准接触
14、,摩擦系数设置为0.15,将管接头-外套螺母、外套螺母-平管嘴接触对设置为不分离接触。图5 接触对设置为模拟实际管道安装情况,在一侧管接头处施加固定约束,在另一侧的管接头施加轴向装配位移偏差,在管道和管接头内部施加2倍工作压力即42MPa。在 外 套 螺 母 处 施 加 螺 栓 预 紧 力,根 据GJB30541997中规定的进行疲劳试验管道的拧紧力矩,按照最大拧紧力矩23.5 Nm进行装配,为加快仿真计算时间,同时不影响仿真结果的准确性,对螺纹部分进行了简化处理,省略外套螺母与直通管接头之间的螺旋副,可以大大提高有限元计算的收敛性与效率。并将所需要施加在外套螺母上的拧紧力矩转换为轴向预紧力。
15、利用拧紧力矩与轴向预紧力转换关系式11,得到螺栓预紧力Fa=12 000 N,约束及载荷的施加如图6所示。图6 约束及载荷的施加2不同轴向装配偏差对管道影响分析根据GJB30541997规定,每根导管的总长轴向偏差应控制在0.8 mm以内,所以分别设置了轴向偏差为0、0.2 mm、0.4 mm、0.6 mm、0.8 mm、1.0 mm。2.1 装配应力分析通过workbench静力学分析,提取出不同轴向装配偏差下平管嘴末端与扩口管接触部位应力作为管道初始装配应力,并且与通过试验测得的初始应力进行对比,结果如图7所示。图 7 不同轴向装配偏差下的管道初始装配应力由图7可以看出,仿真值与实验值在轴
16、向偏差为00.8 mm时较为接近,分别仅为0.74 MPa、6.99MPa、2.89 MPa、6.99 MPa、5.80 MPa,但在1.0 mm时两者差值达到11.60 MPa,且管道初始装配应力随着轴向偏差的增大而不断增加。2.2 模态分析当激励频率接近管道固有频率时,就会发生共振现象。在进行装配应力分析后,为了更好了解管道动态特性,对管道进行模态响应分析,同时通过模态分析确定管道危险点位置为后续谐响应分析、疲飞机管道疲劳性能仿真分析与试验验证241第43卷噪声与振动控制劳寿命预测奠定基础。通过模态分析得到不同轴向偏差下的管道前3阶固有频率,并且与通过试验测得的管道第一阶固有频率进行对比,
17、如图8所示。图 8 不同轴向装配偏差下的管路连接件前3阶固有频率根据图8可以得知,1阶固有频率仿真值与实验值结果较为接近,且管道固有频率随着管道轴向偏差的增大而不断增加。2.3 谐响应分析进行管道谐响应分析时,在整个有限元模型上施加大小为1 g的竖直方向的输入激励。根据模态分析的结果,谐响应分析中激励范围设置为0300Hz。根据不同轴向偏差下的管道模型设置对应的阻尼比进行计算,通过谐响应分析得到管道扩口处的应力危险点位置,即为管道发生疲劳断裂的初始位置,如图9所示。图 9 管道扩口处的应力危险点位置由图9可以看出,扩口管上的危险点位置主要集中在扩口管与平管嘴接触部分,根据谐响应分析结果提取出危
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