飞机机翼液压导管应力验证技术探讨

王毅翔　夏鹤鸣　哈晓春　王鸿鑫

【摘 要】为验证飞机液压导管设计是否符合适航条款要求，需对飞机液压导管应力进行符合性验证。本文对民用飞机机翼液压导管应力验证方法进行了探讨。首先给出了计算机有限元仿真分析验证方法，并提出了仿真计算注意事项。其次给出了导管应力验证试验方法与潜在的试验方案。基于以上探讨，提出一种仿真与试验结合的机翼液压导管应力水平验证技术方案。

【关键词】飞机；液压系统；机翼导管；应力水平；试验验证

0 引言

民用飞机液压导管设计需符合适航条款25.301、25.303、25.1435[1]要求。这些条款要求液压导管“能承受设计使用压力和作用于其上的结构限制载荷而不产生妨碍其预定功能的变形”、“能无损坏地承受1.5倍的设计工作压力与合理地可能同时产生的结构极限载荷的组合载荷”等。民用飞机的机翼结构变形大，导致机翼中的液压导管需承受的结构载荷大[2]。在设计机翼液压导管的时候，通过对导管应力进行分析，可以验证导管强度是否满足适航条款要求。本文提供一种仿真与试验结合的机翼导管应力验证技术方案。

1 机翼液压导管应力计算机有限元仿真分析

民用飞机绝大多数使用液压能源系统为飞控系统、起落架系统以及反推力系统等负载提供动力源[3]。因此液压能源系统作为飞机的二次能源之一，在保证飞机的飞行安全上有着非常重要的地位[4]。液压能源系统的用户广泛布置于飞机机翼与尾翼部分，机翼上布置有大量的液压管路，因此机翼液压管路布局、强度特性、疲劳特性对飞机安全有着重要的影响。

为了验证民用飞机机翼液压导管是否满足适航条款要求，一个方法是通过计算机模型进行有限元仿真分析。在计算机中建立准确的导管模型及与之配套的支撑结构模型（包含卡箍、支架、过框处的框板信息），在导管内部设置合理的工作压力和温度，在其外部考虑机翼结构本身的变形，施加可能的边界结构载荷。使用有限元的方法进行仿真分析，可以得到机翼液压导管在工作时的应力水平的仿真结果，如图1所示。利用该仿真结果，可以对液压管路进行应力校核，检验其是否达到适航条款要求的强度水平。

机翼液压导管计算机建模时需考虑如下因素：

（1）导管材料

不同的导管材料，物理性能差别很大，民用飞机液压导管常用的导管材料包括：铝合金、不锈钢和钛合金，在计算机建模时，应对不同材料设定不同的性能参数。

（2）导管工作压力及脉动

在飞机实际工作中，液压导管内的油液压力水平对导管应力特性具有一定影响。同时，液压导管内的油液压力具有一定的脉动范围，在仿真分析时也需将脉动考虑在内。

（3）导管工作温度

温度的变化会引起液压导管的热胀冷缩，造成显著的热应力效应，因此在计算机仿真分析时，应考虑不同温度造成的导管应力变化。

（4）机翼变形

民用飞机机翼结构变形大，由于机翼内的液压导管需由结构支撑，结构的变形必然引起导管的变形。因此，仿真分析时需考虑机翼的变形，将机翼的变形转化为导管各支撑处的变形，作为导管应力仿真的边界载荷。

2 机翼液压导管应力测试试验验证

由于计算机仿真不可避免的对实际状态进行简化，应力仿真结果必然与机翼液压导管的实际应力水平有一定偏差。为了验证仿真分析的准确性，需要对部分机翼液压导管进行应力试验测试，通过测试结果与仿真分析结果的对比分析，验证仿真结果的准确性。

为了使试验结果与仿真结果具有可比性，且使试验结果接近飞机的实际工作状态以对飞机的优化改进提供参考意义，测试试验应尽可能模拟机翼液压导管实际工作状态、工作环境，并覆盖适航条款要求的工作范围。

3 机翼液压导管应力测试试验方案

3.1 试验环境选择

飞机机翼液压导管的应力水平，受机翼结构变形的影响很大。因此，应力测试的试验环境，应尽可能保持与飞机实际结构一致，并在试验时能模拟飞机机翼工作时的不同变形状态。

通常，在民用飞机的研制过程中，存在四种带有机翼结构的飞机构型：地面模拟试验台（铁鸟试验台）、取证飞机、静力机、翼身组合体。其中，“铁鸟”（Iron Bird）是飞机研制过程中，飞行控制系统、液压起落架系统和电气系统共用的综合试验平台。其机翼刚度远大于真实飞机机翼刚度，且无法模拟飞机机翼在展向的变形；取证飞机在试验时无法将机翼载荷加载至最大变形的极限载荷。因此，铁鸟试验台和取证飞机都不适合作为机翼液压导管应力试验的试验环境。静力机和翼身组合体是用于进行多种与飞机结构变形有关的试验，验证飞机结构强度的试验平台，具有与实际飞机机翼相同的结构，能模拟飞机机翼工作时的不同载荷和变形状态，因此，适合作为机翼液压导管应力测试试验的试验环境。

3.2 试验导管选择

通常在民用飞机机翼液压导管设计时，为满足转子爆破、鸟撞、燃油箱防爆等相关适航条款的要求，需设置数套互相隔离的液压导管[5]。对机翼液压导管的应力分析，应考虑全机翼不同部位的不同变形，因此，在进行应力测试试验时，可选择一套从翼根至翼尖，贯穿左翼或右翼的管路回路。该试验管路需与飞机上的管路保持一致，并包含一路压力导管和一路回油导管的完整回路。

3.3 试验加载装置

需要一套能够对试验导管进行加载的液压源装置。根据适航条款要求，液压导管需能承受超过设计工作压力的工作载荷。测试导管在不同油液压力下的应力变化，有助于研究油液压力对导管应力的影响规律，因此，测试试验加载装置需能够提供可调的工作压力。

3.4 温度控制装置

导管温度变化引起的热应力是机翼液压导管工作应力的重要组成部分，因此，试验装置需具有温度控制功能。由于飞机机翼液压导管工作时，压力导管、回油导管中的温度随着时间会在一定范围内变化，且压力导管的温度与回油导管的温度在同一时刻也存在差异。试验需覆盖各导管的温度变化范围，因此，要求有一套温度控制装置，能独立、稳定的控制机翼试验导管中压力导管、回油导管的温度。

3.5 应力数据采集装置

飞机机翼液压导管应力集中的地方，是飞机工作时的危险位置。为提高机翼液压导管应力测试试验结果对飞机设计的参考价值，应力测试采集点的布置，应参考计算机有限元应力仿真结果，着重布置在仿真结果中应力集中的地方。此外还应视机翼结构与液压导管具体布置情况，在其他部位也适量布置应力采集点，以全面反映机翼液压导管的应力状况。采用在导管表面贴应变片的方式采集应力数据，应变片的布置方法可参考图2所示。

综上所述，进行机翼液压导管应力测试试验，需要有一个与飞机机翼结构相同、可以模拟飞机机翼变形的试验平台、一套贯穿整个左翼或右翼、与实际导管相同的机翼液压导管、一套可以提供不同工作压力、控制不同温度的加载装置以及一套采集点分布合理的应力采集装置。

4 结论

为了满足民用飞机适航条款的要求，在设计民用飞机机翼液压导管时，需对机翼变形、油液压力与导管温度变化情况下的导管应力水平进行分析。采用计算机有限元仿真分析与应力测试试验结合的方式，可以对民用飞机机翼液压导管应力水平进行分析和校核，验证其对适航条款的符合性。

【参考文献】

[1]中国民用航空局.中国民用航空规章第25部运输类飞机适航标准（CCAR25R4）[M].

[2]《飞机设计手册》总编委会.飞机设计手册第3册材料（上）[M].北京：航空工业出版社，1997.

[3]王占林.飞机高压液压能源系统[M].北京：北京航空航天大学出版社，2004.

[4]李艳军.飞机液压传动与控制[M].北京：科学出版社，2009.

[5]夏鹤鸣，范平，等.民用飞机机翼液压管路设计探讨[J].机械制造与自动化， 2012，41（2）：32-33.

[责任编辑：杨玉洁]