【畢業(yè)學(xué)位論文】(Word原稿)飛機(jī)液壓管道動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)及裝配應(yīng)力分析-飛機(jī)液壓管道振動(dòng)

中圖分類號(hào) 論文編號(hào) 1028707 13科分類號(hào) 085222 碩士學(xué)位論文 飛機(jī)液壓管道動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)及裝配應(yīng)力分析 研究生姓名 王晶 學(xué)科、專業(yè) 交通運(yùn)輸工程 研究方向 飛機(jī)液壓 管道 振動(dòng) 指導(dǎo)教師 陳 果 教授 南京航空航天大學(xué) 研究生院 民航學(xué)院 二一三年一月 y of 2013 承諾書(shū) 本人鄭重聲明：所呈交的學(xué)位論文，是本人在導(dǎo)師指導(dǎo)下，獨(dú)立進(jìn)行研究工作所取得的成果。盡我所知，除文中已經(jīng)注明引用的內(nèi)容外，本學(xué)位論文的研究成果不包含任何他人享有著作權(quán)的內(nèi)容。對(duì)本論文所涉及的研究工作做出貢獻(xiàn)的其他個(gè)人和集體，均已在文中以明確方式標(biāo)明。 本人授權(quán)南京航空航天大學(xué)可以有權(quán)保留送交論文的復(fù)印件，允許論文被查閱和借閱 ,可以將學(xué)位論文的全部或部分內(nèi)容編入有關(guān)數(shù)據(jù)庫(kù)進(jìn)行檢索，可以采用影印、縮印或其他復(fù)制手段保存論文。 (保密的學(xué)位論文在解密后適用本承諾書(shū) ) 作者簽名： 日 期： 南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文 i 摘 要 飛機(jī)管道的結(jié)構(gòu)完整性是整個(gè)飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性和可靠性的重要組成部分。目前，在新機(jī)研制過(guò)程中，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。管道故障大部分是由導(dǎo)管設(shè)計(jì)方面和裝配方面原因引起的，鑒于此，本文主要研究以下內(nèi)容： （ 1） 以某型飛機(jī)液壓管道為研究對(duì)象，使用典型六面體單元對(duì)管道進(jìn)行有限元建模，得到管道的質(zhì)量矩陣和剛度矩陣 ，介紹了管道模態(tài)計(jì)算方法、管道響應(yīng)計(jì)算和強(qiáng)度理論，并使用液壓試驗(yàn)臺(tái)上的管道從仿真和試驗(yàn)的角度對(duì)管 道有限元模型進(jìn)行驗(yàn)證。 （ 2） 從流體壓力脈動(dòng)、基礎(chǔ)振動(dòng)、沖擊壓力和管道附件振動(dòng)四個(gè)方面對(duì)引起管道振動(dòng)的原因進(jìn)行分析，推導(dǎo)出管道的壓力脈動(dòng)計(jì)算公式，并在 模擬管道的振動(dòng)環(huán)境，為研究管道的振動(dòng)抑制技術(shù)提供基礎(chǔ)。 （ 3） 從振源抑制、 調(diào)節(jié) 管道固有頻率和施加阻尼三個(gè)角度對(duì)管道的振動(dòng)抑制技術(shù)進(jìn)行研究。其中，改變管形 、調(diào)節(jié) 管道的固有頻率、施加卡箍可以有效的減小管道因基礎(chǔ)激勵(lì)、壓力脈動(dòng)和沖擊壓力引起的振動(dòng)；施加阻尼可以明顯的減小管道共振時(shí)的振動(dòng)。這一結(jié)論與實(shí)際應(yīng)用達(dá)到了很好的一致性，能夠?yàn)閷?dǎo)管的優(yōu)化配置提供指導(dǎo)意義。 （ 4） 裝配應(yīng) 力過(guò)大 是 引起管道故障的又一原因。本文以實(shí)際的液壓管道為研究對(duì)象， 一方面，將管道的安裝應(yīng)力分為三種情況進(jìn)行討論。第一、管道的安裝應(yīng)力過(guò)大，管道產(chǎn)生塑性變形；第二、管道的安裝應(yīng)力處于中等情況，管道處于彈性變形范圍內(nèi)；第三、管道的安裝應(yīng)力較小，沒(méi)有產(chǎn)生任何變形。模擬仿真以上三種情況，對(duì)管道進(jìn)行模態(tài)分析，得出管道固有頻率的變化情況 。另一方面，從試驗(yàn)的角度模擬管道的安裝應(yīng)力，通過(guò)分析得出管道存在安裝應(yīng)力與否對(duì)固有頻率影響較大。仿真與試驗(yàn)得出的結(jié)論一致。 為開(kāi)發(fā)管道裝配應(yīng)力監(jiān)測(cè)系統(tǒng)提供依據(jù)。 關(guān)鍵詞： 飛機(jī)液壓管道，基礎(chǔ) 激勵(lì)，壓力脈動(dòng)，沖擊壓力 ， 裝配應(yīng)力飛機(jī)液壓管道動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)及裝配應(yīng)力分析 he of is an of At is of of by of So as (1) by to by of of (2) of in it of (3) by a It of (4) is of as on is is is in is t of of On of of of is It 京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文 I 目 錄 第一章 緒論 . 1 題研究的意義 . 1 內(nèi)外研究現(xiàn)狀 . 3 于管道振動(dòng)設(shè)計(jì)的國(guó)內(nèi)外相關(guān)標(biāo)準(zhǔn) . 3 道振動(dòng)抑制技術(shù)研究現(xiàn)狀 . 5 道初始安裝應(yīng)力研究現(xiàn)狀 . 7 前研究中存在的問(wèn)題 . 10 文的主要研究?jī)?nèi)容 . 10 第二章 飛機(jī)液壓管道振動(dòng)建模理論 . 11 言 . 11 于六面體單元的管道有限元建模 . 11 面體單元質(zhì)量矩陣和剛度矩陣 . 11 部坐標(biāo)系與整體坐標(biāo)系的坐標(biāo)變換 . 13 體剛度矩陣和質(zhì)量矩陣組裝 . 14 道模態(tài)分析計(jì)算方法 . 16 道響應(yīng)計(jì)算方法 . 17 度理論 . 18 型驗(yàn)證 . 20 真分析 . 20 驗(yàn)驗(yàn)證 . 20 真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比 . 21 章小結(jié) . 22 第三章 飛機(jī)液壓管道激勵(lì)源分析 . 23 言 . 23 型飛機(jī)液壓管道簡(jiǎn)介 . 23 體壓力脈動(dòng) . 24 流體壓力脈動(dòng)引起管道振動(dòng)的原因 . 24 力脈動(dòng)計(jì)算 . 25 模擬管道壓力脈動(dòng) . 25 道壓力脈動(dòng)響應(yīng)分析 . 26 飛機(jī)液壓管道動(dòng)力學(xué) 設(shè)計(jì)及裝配應(yīng)力分析 礎(chǔ)振動(dòng)引起的管道振動(dòng) . 27 礎(chǔ)激勵(lì)引起管道振動(dòng)的原因 . 27 模擬管道的基礎(chǔ)振動(dòng) . 29 道基礎(chǔ)激勵(lì)響應(yīng)分析 . 30 態(tài)沖擊壓力引起的管道振動(dòng) . 30 態(tài)沖擊壓力引起管道振動(dòng)的原因 . 30 模擬管道的瞬態(tài)沖擊壓 力 . 31 道沖擊壓力響應(yīng)分析 . 32 道附件引起的振動(dòng) . 33 章小結(jié) . 34 第四章 飛機(jī)液壓管道振動(dòng)抑制技術(shù)研究 . 35 機(jī)液壓管道振動(dòng)抑制技術(shù)分類 . 35 源抑制技術(shù)研究 . 35 有頻率調(diào)節(jié) . 36 尼的應(yīng)用 . 36 變管形對(duì)管道振動(dòng)的影響分析 . 36 變管形對(duì)管道壓力脈動(dòng)影響分析 . 37 油管管形改變對(duì)管道壓力脈動(dòng)影響分析 . 37 油管管形改變對(duì)管道壓力脈動(dòng)影響分析 . 39 形改變對(duì)管道沖擊壓力影響分析 . 42 變支撐結(jié)構(gòu)對(duì)管道振動(dòng)影響分析 . 43 變支撐結(jié)構(gòu)對(duì)直管道影響分析 . 43 . 45 尼對(duì)管道振動(dòng)影響 . 48 尼對(duì)管道壓力脈動(dòng)的影響 . 48 尼對(duì)管道基礎(chǔ)激勵(lì)的影響 . 49 章小結(jié) . 50 第五章 飛機(jī)液壓管道初始裝配應(yīng)力仿真分析 . 51 言 . 51 道安裝應(yīng)力計(jì)算理論 . 51 道裝配應(yīng)力仿真分析 . 53 道裝配應(yīng)力仿真分析預(yù)處理 . 53 道裝配應(yīng)力較大的情況 . 54 南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文 管道裝配應(yīng)力中等的情況 . 56 道裝配應(yīng)力較小的情況 . 56 壓管道試驗(yàn)臺(tái)安裝應(yīng)力測(cè)試 . 57 驗(yàn)?zāi)B(tài)分析理論 . 57 壓管道試驗(yàn)臺(tái)簡(jiǎn)介 . 57 態(tài)實(shí)驗(yàn)設(shè)備 . 58 于錘擊法的管道模態(tài)實(shí)驗(yàn) . 60 試驗(yàn)結(jié)果分析 . 61 章小結(jié) . 62 第六章 總結(jié)與展望 . 63 文工作總結(jié) . 63 文工作展望 . 63 參考文獻(xiàn) . 64 致 謝 . 68 攻讀碩士學(xué)位期間所發(fā)表的學(xué)術(shù)論文 . 69 飛機(jī)液壓管道動(dòng)力學(xué) 設(shè)計(jì)及裝配應(yīng)力分析 表清單 圖 故障管道隨時(shí)間的變化 趨勢(shì)圖 . 1 圖 導(dǎo)管故障按批次 的統(tǒng)計(jì)結(jié)果 . 1 圖 導(dǎo)管故障 類型 分類 . 2 圖 飛機(jī)液壓導(dǎo)管故障圖 . 2 圖 約束前后應(yīng)力比較 . 5 圖 消振器原理圖 . 6 圖 加消振 器前后管道加速度譜 . 6 圖 兩種緩沖器 . 7 圖 管道安裝應(yīng)力模擬過(guò)程 . 9 圖 爐體框架應(yīng)力、應(yīng)變及變形檢測(cè)原理 . 9 圖 六面體正規(guī)單元 . 11 圖 局 部坐標(biāo)系與 系統(tǒng) 整體坐標(biāo)系 . 14 圖 研究管道 . 20 圖 管道三維實(shí)體模型圖 . 20 圖 方向分別敲擊 . 21 圖 管道沿 X、 Y、 Z 方向的加速度頻響函數(shù) . 21 圖 本文研究使用的某型飛機(jī)真實(shí)液壓管道 . 24 圖 模擬管道壓力脈動(dòng)時(shí)的約束條件 . 26 圖 管道 253 壓力脈動(dòng)時(shí)的位移響應(yīng)曲線 . 27 圖 發(fā)動(dòng)機(jī)艙載荷曲線 . 29 圖 模擬管道基礎(chǔ)激勵(lì)時(shí)的約束條件 . 30 圖 管道 113 基礎(chǔ)激勵(lì)時(shí)的位移響應(yīng)曲線 . 30 圖 導(dǎo)管極限工作壓力脈沖 . 31 圖 壓力曲線 . 31 圖 3. 9 模擬管道瞬態(tài)沖擊壓力時(shí)的約束條件 . 32 圖 道 2沖擊環(huán)境下的加速度響應(yīng)曲線 . 32 圖 道 2沖擊環(huán)境下應(yīng)力曲線 . 33 圖 道 2沖擊環(huán)境下位移響應(yīng)曲線 . 33 圖 壓系統(tǒng) . 33 南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文 V 圖 彎管處引起的激振力 . 35 圖 異徑管處引起的激振力 . 35 圖 管道 1. 37 圖 管道 2. 37 圖 管道 253 改變前后施加固定約束時(shí)應(yīng)力和位移比較 . 37 圖 管道 253 改變前后施加彈性約束時(shí)應(yīng)力和位移比較 . 38 圖 管形改變后的管道 . 39 圖 管道改變管形后的振動(dòng)應(yīng)力比較 . 39 圖 改變管形前后的吸油管道 166 . 40 圖 道 166 改變前后施加 固定 約束時(shí)應(yīng)力和位移比較