某型飛機(jī)蓄壓器結(jié)構(gòu)優(yōu)化

周魏雄，吳德樂(lè)，焦奇峰，龍思海

(航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024)

0 引言

蓄壓器作為飛機(jī)液壓系統(tǒng)的重要部件，具有多種功能及用途：1）可向自供增壓油箱提供初始預(yù)增壓壓力 （包含氣壓增壓方式和液壓增壓方式）；2）可向機(jī)輪剎車提供一定壓力及容積的液壓油，作為飛機(jī)停放剎車、應(yīng)急剎車液壓源；3）當(dāng)液壓系統(tǒng)短時(shí)能源供應(yīng)不足時(shí)，向系統(tǒng)提供能源補(bǔ)給，同時(shí)可用于吸收系統(tǒng)動(dòng)態(tài)液壓沖擊力；4）可向飛機(jī)其它執(zhí)行部件提供應(yīng)急能源。某型飛機(jī)蓄壓器功能為吸收動(dòng)態(tài)液壓沖擊力（包含脈動(dòng)壓力和閥切換等產(chǎn)生的沖擊力）以及短時(shí)能源供給。該型蓄壓器在試驗(yàn)過(guò)程中出現(xiàn)螺紋拉脫、端蓋裂紋等兩起故障現(xiàn)象，本文針對(duì)此兩起故障進(jìn)行了分析。力6MPa氣體并保持，此時(shí)活塞運(yùn)動(dòng)至端蓋極限位置氣腔容積最大。系統(tǒng)啟動(dòng)，高壓油液進(jìn)入液腔，液腔壓力逐漸升高至系統(tǒng)額定壓力20.6MPa，此時(shí)系統(tǒng)停止向蓄壓器充油，活塞運(yùn)動(dòng)至蓋子極限位置時(shí)，氣腔容積最小。在蓄壓器工作過(guò)程中，活塞往復(fù)運(yùn)動(dòng)，液腔及氣腔容積變化，達(dá)到補(bǔ)油及吸收動(dòng)態(tài)液壓沖擊力的作用。蓄壓器結(jié)構(gòu)如圖1所示，該蓄壓器結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，壽命要求長(zhǎng)。

圖1 蓄壓器結(jié)構(gòu)圖

1 蓄壓器工作原理

某型飛機(jī)蓄壓器為活塞式蓄壓器，主要由端蓋、筒體、活塞、蓋子等組成。蓄壓器內(nèi)部包含有氣腔和液腔，由活塞隔開。初始階段，氣腔在地面充額定工作壓

2 故障現(xiàn)象

蓄壓器在試驗(yàn)過(guò)程中發(fā)生兩起故障：1）爆破壓力試驗(yàn)，在蓄壓器液壓口加壓至額定工作壓力3.2倍（約66MPa）時(shí)，蓄壓器蓋子與筒體間螺紋拉脫，未滿足4倍額定工作壓力（82.4MPa）的設(shè)計(jì)指標(biāo)要求；2）耐久循環(huán)試驗(yàn)，在高溫條件下循環(huán)壓力0～20.6～0MPa、循環(huán)次數(shù)至21897次 （此項(xiàng)試驗(yàn)循環(huán)次數(shù)為50000次）時(shí)，發(fā)現(xiàn)蓄壓器液腔壓力為零，氣腔端蓋出現(xiàn)裂紋，液腔的油液全部流出。

3 故障分析

3.1 螺紋強(qiáng)度分析

蓄壓器蓋子與筒體間螺紋承受外載作用，外載F為充氣壓力p與蓄壓器內(nèi)腔橫截面積s的乘積，即：

螺紋承受外載作用時(shí)，螺紋部分將產(chǎn)生擠壓、彎曲和剪切變形，因此對(duì)螺紋進(jìn)行擠壓、彎曲和剪切強(qiáng)度校核[1]。

螺紋彎曲：

螺紋擠壓：

式中β為螺紋充滿系數(shù)，公制螺紋β=0.875；d1為螺紋內(nèi)徑；d0為螺紋外徑；t為螺距。代入數(shù)值計(jì)算，螺紋彎曲強(qiáng)度 σwq=1033.4MPa＜1175MPa材料破壞強(qiáng)度，螺紋擠壓強(qiáng)度σjy=895MPa＜1175MPa材料破壞強(qiáng)度，則螺紋彎曲、擠壓強(qiáng)度滿足要求。

圖2 螺紋示意圖

圖3 螺紋裝配示意圖

蓄壓器筒體與蓋子間的螺紋配合為M135×1.5-6H/6h，螺牙12扣，螺紋齒形如圖2所示?？紤]螺紋加工及裝配誤差，螺紋剪切面積將受影響。圖3所示為螺紋裝配示意圖。蓄壓器蓋子內(nèi)螺紋中徑D2上偏差ES為0.224mm，下偏差為0，蓄壓器筒體外螺紋中徑d2上偏差為0，下偏差ei為-0.170mm[2]。以中徑的極限配合公差代表蓄壓器筒體與蓋子的螺紋配合公差，即螺紋間隙：

代入數(shù)值計(jì)算螺紋間隙δ=0.394mm。按螺紋剪切計(jì)算公式[1]，考慮最不利的螺紋配合進(jìn)行分析。當(dāng)螺紋緊密配合時(shí)，則剪切力作用面為螺紋底部，但螺紋配合公差會(huì)使得剪切面脫離螺紋底部往上移動(dòng)，即剪切面移動(dòng)到距螺紋底部δ位置。螺紋剪切應(yīng)力修正為：

3.2 端蓋強(qiáng)度分析

蓄壓器氣腔在循環(huán)油壓0～20.6MPa～0條件下進(jìn)行充放壓試驗(yàn)，端蓋承受大幅值循環(huán)外載。按20.6MPa壓力載荷對(duì)端蓋進(jìn)行有限元計(jì)算分析，端蓋應(yīng)力分布結(jié)果如圖4所示。

根據(jù)計(jì)算分析結(jié)果，螺紋限位凸臺(tái)倒圓角處（即氣腔端蓋斷裂處）存在明顯應(yīng)力集中，為端蓋最危險(xiǎn)部位，在20.6MPa壓力下，該部位應(yīng)力達(dá)到891.4MPa。在該應(yīng)力水平下，端蓋不能滿足疲勞壽命要求。

4 蓄壓器結(jié)構(gòu)優(yōu)化

4.1 螺紋結(jié)構(gòu)改進(jìn)

根據(jù)螺紋強(qiáng)度分析可知，試驗(yàn)過(guò)程中蓄壓器蓋子與筒體間螺紋拉脫，說(shuō)明連接螺紋為強(qiáng)度薄弱部位。為提高蓄壓器蓋子剛度，改善蓄壓器蓋子車削螺紋的加工性能，減小加工變形量，提高螺紋裝配精度，保證螺紋段的圓度，將蓄壓器蓋子螺紋段壁厚增加，如圖5所示。對(duì)改進(jìn)后蓋子進(jìn)行強(qiáng)度校核分析，有限元計(jì)算應(yīng)力分布云圖如圖6所示，圖中最大應(yīng)力為568.9MPa，滿足疲勞壽命要求，但接管嘴位置處于高應(yīng)力水平環(huán)帶內(nèi)，加劇了應(yīng)力集中度。

圖4 蓄壓器端蓋應(yīng)力云圖

圖5 蓄壓器蓋子結(jié)構(gòu)改進(jìn)

圖6 蓄壓器蓋子結(jié)構(gòu)改進(jìn)應(yīng)力云圖

4.2 端蓋結(jié)構(gòu)改進(jìn)

根據(jù)端蓋強(qiáng)度分析，試驗(yàn)過(guò)程中蓄壓器端蓋螺紋限位凸臺(tái)倒圓角處（即氣腔端蓋斷裂處）存在明顯應(yīng)力集中，為強(qiáng)度薄弱部位。為解決凸臺(tái)應(yīng)力集中，加強(qiáng)端蓋結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，提高蓄壓器疲勞壽命，將凸臺(tái)進(jìn)行圓度光滑處理，如圖7所示。對(duì)改進(jìn)后端蓋進(jìn)行強(qiáng)度校核分析，有限元計(jì)算應(yīng)力分布如圖8所示，圖中最大應(yīng)力降低至515.5MPa，在該應(yīng)力水平下，端蓋滿足疲勞壽命要求。

圖7 蓄壓器端蓋結(jié)構(gòu)改進(jìn)

圖8 蓄壓器端蓋結(jié)構(gòu)改進(jìn)應(yīng)力云圖

4.3 蓄壓器結(jié)構(gòu)綜合改進(jìn)

上文針對(duì)出現(xiàn)的兩起故障進(jìn)行了蓄壓器蓋子和端蓋結(jié)構(gòu)優(yōu)化，但蓄壓器仍存在如下問(wèn)題：

1）液腔蓋子管嘴在側(cè)邊上，蓋子加工難度大且應(yīng)力集中；

2）活塞運(yùn)動(dòng)至蓋子極限位置時(shí)，液腔管嘴會(huì)被部分封堵；

3）活塞與蓋子限位接觸面積較??；

4）端蓋及蓋子與筒體配合處過(guò)渡倒角小，裝配時(shí)容易剪切筒體上密封圈及擋圈。因此，對(duì)蓄壓器結(jié)構(gòu)進(jìn)行綜合改進(jìn)，包括密封結(jié)構(gòu)、活塞結(jié)構(gòu)形式、液腔端蓋管嘴位置等，如圖9所示。

圖9 蓄壓器結(jié)構(gòu)綜合改進(jìn)圖

5 結(jié)論

針對(duì)某型飛機(jī)蓄壓器在壽命試驗(yàn)過(guò)程中出現(xiàn)蓋子與筒體間螺紋拉脫故障以及端蓋破裂故障，本文計(jì)算分析了蓄壓器螺紋強(qiáng)度以及端蓋強(qiáng)度，并在此基礎(chǔ)上優(yōu)化蓄壓器結(jié)構(gòu)。結(jié)構(gòu)優(yōu)化顯著提高了蓄壓器工作可靠性，改善了加工及裝配工藝性，滿足壽命試驗(yàn)考核要求。