航空飛行器用減壓閥特性研究方法探析

楊星 嚴洪英

摘要：復雜的航空環境對航空器用減壓閥的特性、振動、噪聲及疲勞壽命特性等提出了更高的要求。本文針對目前國內外軍用航空器用減壓閥在設計和使用過程中的靜、動態特性分析方法，以及振動、噪聲和疲勞壽命設計等進行整理和分析，并針對我國目前航空器用減壓閥疲勞壽命設計方法和疲勞損傷積累理論等進行綜述。綜合國內外發展歷程和發展現狀，數值仿真和工程計算技術的發展使得目前特性研究方法已經日漸成熟。

關鍵詞：航空器;減壓閥;特性;振動和噪聲;疲勞壽命

Abstract：The complex aviation environment puts forward higher requirements on the characteristics， vibration， noise and fatigue life characteristics of aircraft pressure reducing valves. In this paper， the static and dynamic characteristic analysis methods， vibration， noise and fatigue life design of pressure reducing valves for military aircraft at home and abroad are sorted and analyzed， and the fatigue life design methods and fatigue damage accumulation theory of pressure reducing valves for aircraft in China are summarized. The development of numerical simulation and engineering calculation technology makes the characteristic research methods mature day by day.

Key Words： Aviation aircraft; Pressure reducing valve; Characteristic; Vibration and noise; Fatigue life

靜態分析和動態分析是航空用減壓閥特性分析的兩個重要方面。目前，國內外學者通常從理論分析入手，通過仿真和試驗相結合的手段對其進行研究。除特性研究之外，振動與噪聲特性關系、疲勞壽命特性等也是評價減壓閥性能的重要指標[1]。國內外專家對航空飛行器用減壓閥進行了大量而豐富的研究。以沈涌濱[2-6]為代表的相關專家主要研究了結構參數的變化對航空飛行器燃油系統減壓閥特性的影響，研究方法集中在仿真和實驗的對比分析上。G.Licsko[7]、Sorli M[8]等人曾經通過建立相關的數學模型對其靜、動態特性進行了研究，研究結果顯式，介質沖擊能夠對其產生較大的影響，關鍵物理參數在負載情況下對其動態特性同樣有著重要的影響[9]。

不難看出，目前所流行的針對單結構參數進行優化的方法難以找到影響減壓閥特性的最優結構參數。

1減壓閥特性

復雜多變的飛行環境使得航空飛行器在工作過程中對減壓閥的特性提出了較為苛刻的要求[10]。一方面，在滿足其靜態要求的基礎上要求其能夠滿足動態穩定性;另一方面，當減壓閥受到沖擊時，其動態平衡遭到破壞所帶來的動態特性問題是工程實踐中所必須重點關注的。如何能夠保證減壓閥動態穩定，關系著整個飛行器及飛行人員的安全。

1.1靜態特性

輸出壓力滿足其額定穩壓精度、調節范圍的性能和工作過程中的波動性是靜態特性研究中具有針對性的兩個研究方向，即所謂的調壓范圍和穩定性研究

尤裕榮[3][11]等在研究過程中發現，壓力差、穩定判據及實驗參數等對其靜態特性均有著不同程度的影響;其中閥體內部摩擦力對其靜態特性的影響尤甚。

劉建峰[12]、梁俊哲[13]等在研究過程中建立了相應的數學模型和仿真模型，并且通過試驗、仿真對比預估了其靜態可靠性，并且建立了減壓閥固定節流孔和噴嘴擋板之間的節流面積公式。

1.2動態特性

減壓閥動態特性是指其在失去原來平衡狀態這一過程中，所表現出來的特性，系統動作和外界干擾是影響減壓閥動態特性的兩個重要因素[14]，因此，在減壓閥動態工作過程中，各變量隨時間變化就決定了整個系統的穩定性。

受工程計算能力的限制，20世紀70、80年代國內外減壓閥動態特性研究主要集中在直動式減壓閥的經典控制理論方面[15][16]。20世紀70年代以前，國外在設計上還沒有可供使用的、成熟有效的方法，在其動態研究過程中還僅僅停留在數學建模上，相關研究工作仍有待開發。20世紀70年代以后，隨著科學技術的發展和研究的不斷深入，若干判定準則不斷被提出。20世紀90年代以后，隨著自然學科應用的發展，許多工程實際問題不斷得到解決，對減壓閥的研究分析不斷向氣體介質和復雜的導控式減壓閥過渡，同時，綜合理論和數值計算在減壓閥動態特性研究中也取得了長久發展[17]。相比之下，我國從20世紀80年代開始有意識地著手減壓閥特性的研究，到目前為止，雖然國內正在對其開展復雜的數學建模工作，但是仍處于起步階段。開展動態特性的研究仍需要做大量的工作。

在具體研究上Dasgupta K[18]在導控式減壓閥動態特性數值模擬過程中考慮了非線性影響因素，研究表明，閥體內部零件的同軸度及內部零件之間阻尼系數的存在是影響其動態特性的重要原因。相比之下，Maiti R[19]通過對阻尼孔等非線性影響因素的研究，利用仿真和試驗數據的對比研究驗證了相關Simulink模型的正確性，為對非線性影響因素的研究提供了參考依據。Gad.o[20]在對液壓三通式減壓閥的研究過程中，通過對非線性速度和排放系數的仿真和計算發現，影響減壓閥動態特性的主要因素是節流孔的形狀和尺寸。

陳曉琴[21]、張雪梅[22]等人建立了非線性動態數學模型，分析了減壓閥的穩定性受過度時間和超調量的影響規律，同時分析了工作參數對動態特性的影響。

2減壓閥流場仿真及振動與噪聲

減壓閥工作過程中的噪聲來源于節流過程中湍流的產生[23]。減壓閥口氣流漩渦所帶來的周期性相當激振力等于或接近閥體固有頻率時便會引起共振，進一步引起湍流噪聲;而噴注噪聲的產生則來源于節流口氣流旋渦的存在。主閥口與管系之間形成了共振腔結構，當聲學頻率和噪聲頻率相同時所產生的聲腔共鳴則進一步加劇了聲共振的強度。閥體內部的共振將嚴重影響減壓閥的正常工作，降低減壓閥的使用壽命。

國內外對減壓閥內部噪聲的研究起步較晚，并且缺乏系統的總結和理論支撐，早期的研究主要集中在成本高、耗時長的試驗研究上。隨著數值計算的發展，通過數值模擬對減壓閥內部流場進行仿真分析，能夠獲取詳細的內部流體流動信息，進而快速、準確地分析振動和噪聲的來源與起因。

陳珉芮[24]借助Fluent軟件，建立了k-ε和寬頻噪聲模型，對在直角形多級套筒式減壓閥后設置降噪孔板的流道進行了數值模擬，在相同工況下，分析過熱流體的流動情況及聲功率級，研究了不同結構降噪孔板的降噪性能，為減壓閥降噪措施的研究提供了新參考。王祖溫[25]等對閥振動的影響因素進行了詳細研究，并提出了相應的改進措施。王冬梅[26]等則通過二維理論計算和定性分析的方法改進閥芯并以此來削弱閥門中的異常振動。

Lim S G[27]、Hos C[28]、Wei L[29]通過計算流體力學理論（CFD）模擬了聲共振現象，證明了聲場中不穩定的流體剪切層之間的相互激勵作用加劇了聲共振現象，揭示了分岔振蕩失穩機理。同時，通過聲比擬方法證明了閥體底部的多孔板能夠有效減小噪聲的產生。

3減壓閥疲勞壽命

在航空閥體系統中，閥體內部金屬膜片的感應壓力和控制作用要求其在理想狀態下能夠保持全壽命。但是高溫、變溫工作環境使得金屬膜片極易疲勞產生裂紋破損失效[30]。

3.1疲勞設計

疲勞壽命的定義來源于零構件在所受應力、應變作用下的裂紋擴展和最終斷裂，載荷循環次數很好地評價了疲勞壽命情況。疲勞設計方法包括了名義應力法、局部應力應變法、損傷容限法和概率疲勞設計法等[31]。

3.1.1 名義應力法

將應力幅值作為設計參數并通過試樣的名義應力循環次數來評價疲勞壽命稱為名義應力法。該方法適用于應力水平較低并且循環次數較大的循環載荷作用下，需要對疲勞壽命進行系數修正，從而獲得實際材料的疲勞壽命曲線。

3.1.2 局部應力應變法

該法是一種應用于循環次數較少的零構件的預測方法，并允許應力達到屈服極限，將應變過程中最大應力、應變作為設計參數，相等局部應力、應變情況下，疲勞壽命相同，進而得出ε-N疲勞壽命曲線。

3.1.3 損傷容限法

該方法承認零構件內部裂紋的存在并引入強度因子K來預估裂紋的擴展速率，確保下一次定期檢查出現裂紋之前，零構件不會發生斷裂破壞。

3.1.4 概率疲勞設計法

概率疲勞設計通過分析不同應力下的疲勞破壞概率從而得到零構件的設計可靠度，也稱為可靠性設計。

3.2疲勞壽命

影響航空用減壓閥疲勞壽命的因素有很多，隨著現代計算機數值模擬技術的發展，目前國內外研究主要集中在表面狀況、平均應力、形狀因素、復合應力、尺寸大小、環境溫度等方面[32]。

3.2.1 應力集中

應力集中的出現會在不同程度上降低零構件的疲勞壽命。而應力集中往往不可避免地存在于零構件的軸肩、孔、槽處。改進航空用減壓閥的內部結構以減小應力集中對疲勞壽命的影響就成為了一個重要的研究方向。

3.2.2 表面質量的影響

受制造工藝的影響，零構件表面往往不可避免地出現裂紋，裂紋的存在嚴重地影響了零構件的表面質量進而影響其疲勞壽命，因此，表面質量是應力集中之外對零構件的疲勞壽命有著重要影響的另一個因素。

3.2.3 平均應力的影響

在變幅載荷的作用下，其平均應力成為了衡量零構件疲勞壽命的另一個重要因素，在相同幅度的變載荷作用下，平均應力越大，則零構件的疲勞壽命越短。而疲勞壽命曲線往往是通過標準試件在恒定應力的作用下得到的，需要進行應力修正才能對其進行準確評價。

3.2.4 加載頻率的影響

5～300Hz（正常低頻區）的加載頻率會使零構件的疲勞極限降低，但此時頻率的變化不會對其疲勞強度產生影響;當頻率在300～100000Hz（高頻區）時，零構件的發熱量會隨著其尺寸的增大而增加，但是這種發熱量的增加會使得其疲勞極限輕微升高，當這種由于頻率和零構件尺寸的增加而增加的熱量引發零構件材料發生蠕變時將會對其疲勞壽命產生不良影響。

3.3疲勞損傷積累理論

航空用減壓閥的疲勞損傷是指其在工作過程中受往復載荷的作用時其材料性能的衰減現象。

3.3.1 （雙）線性積累疲勞損傷理論

零構件疲勞損傷的線性疊加作用理論來源于其在不同載荷下的損傷互不影響原理[33]。其中，Miner法則認為：假設零構件在某一載荷的作用下發生疲勞失效的循環次數為N，則每一次循環造成的疲勞損傷為1/N。若零構件僅受單一幅值載荷作用，則當累積總損傷為1時，發生疲勞失效。若零構件受m種幅值的載荷作用，第i種載荷下失效的循環次數為Ni，ni 為第i種載荷的實際循環次數，則累積總損傷為：

D=∑_（i=0）^m?n_i/N_i

當總損傷與疲勞失效臨界值Df相等時，零構件發生疲勞斷裂。而雙線性累積損傷理論則認為，在零構件疲勞失效過程中，裂紋萌生和裂紋發展兩個過程中的線性累積，應當分別計算再累積處理。

3.3.2 非線性累積損傷理論

該理論認為，疲勞損傷與載荷的加載過程并非正相關關系且并不獨立，載荷的加載順序等能夠影響疲勞損傷的發展態勢[34]。Corten-Dolan理論和損傷曲線法能夠很好地解釋這一觀點。

3.3.3 熱力學疲勞損傷理論

該理論認為零構件的疲勞損傷是一個力、熱作用下復雜的發展過程，力損傷和熱損傷同時存在且相互影響，通過復雜的數學推導和計算能夠建立其反應損傷發展的數學模型[35]。但因其復雜性，現階段未能在工程實際中大范圍推廣。

4結語

隨著計算流體力學、MATLAB/Simulink等數值仿真技術的發展和基礎學科在工程計算中的應用，現代控制理論得以在航空閥體系統的特性研究中得到普及。目前研究正在向著數值仿真、動畫模擬和虛擬現實的研究方向發展。

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