航空液壓導(dǎo)管在飛機(jī)飛行過程中會遇到高溫、高寒、高壓以及壓力的頻繁變化,時(shí)常伴有振動(dòng)、沖擊等外部環(huán)境,因此,導(dǎo)管接頭部位經(jīng)常出現(xiàn)疲勞損傷而導(dǎo)致滲漏甚至是破壞,所以航空導(dǎo)管接頭可靠性非常重要。本文針對無擴(kuò)口導(dǎo)管成形連接的特點(diǎn),采用有限元模擬與成形連接工藝試驗(yàn)相結(jié)合的方法對無擴(kuò)口導(dǎo)管成形連接工藝參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化。通過有限元數(shù)值模擬確定了無擴(kuò)口導(dǎo)管拉脹成形工藝的影響因素主要有三個(gè)方面:成形膠套尺寸、脹形壓力、導(dǎo)管與管套的間隙。分析有限元模擬結(jié)果得到:DN8無擴(kuò)口導(dǎo)管在膠套厚度為1.4mm時(shí),長度應(yīng)該在23~23.8mm之間,厚度為1.5mm時(shí),長度應(yīng)該在21~21.8mm之間,脹形壓力為160~200Mpa;DN10無擴(kuò)口導(dǎo)管在膠套厚度為1.8mm時(shí),長度應(yīng)該在22~23.8mm之間;厚度為1.9mm時(shí),長度應(yīng)該在20~22mm之間,脹形壓力為180~220Mpa。而在0.1mm間隙配合時(shí),脹形壓力應(yīng)提高20Mpa成形結(jié)果才可滿足航標(biāo)要求。根據(jù)優(yōu)化后的工藝參數(shù)進(jìn)行無擴(kuò)口導(dǎo)管擠壓成形連接,通過分析成形后的厚度分布情況與模擬結(jié)果可以發(fā)現(xiàn)有限元模擬結(jié)果與生產(chǎn)的導(dǎo)管接頭厚度分布情況基本一致,最大誤差不超過8%;而且成形的導(dǎo)管通過了航標(biāo)規(guī)定的航空導(dǎo)管耐久性試驗(yàn),更加驗(yàn)證了本文建模的合理性和仿真結(jié)果的準(zhǔn)確性。
【學(xué)位單位】：沈陽航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位年份】：2019
【中圖分類】：V262
【部分圖文】：

沈陽航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文大幅提升，適應(yīng)未來飛行器和發(fā)動(dòng)機(jī)對航空導(dǎo)管系統(tǒng)減輕質(zhì)量、提高壽命和增加可靠性的要求[9]。記憶合金接頭連接方式是一種新型的連接方式，它是依據(jù)自身的形狀記憶效應(yīng)，通過改變環(huán)境溫度使記憶合金接頭連接在導(dǎo)管上，這種方式對導(dǎo)管的損傷較小，安全系數(shù)較高，但是加工空間需求較大，加工過程復(fù)雜，推廣使用需要很長時(shí)間。1.3 無擴(kuò)口導(dǎo)管成形連接工藝無擴(kuò)口導(dǎo)管的成形方法主要分為內(nèi)徑滾壓、內(nèi)脹擠壓兩種。(1) 內(nèi)徑滾壓成形內(nèi)徑滾壓成形的核心成形組件是脹形器，包括滾柱、芯軸、保持架等重要部件。在成形過程中，脹形器的芯軸為主要運(yùn)動(dòng)組件，同時(shí)作兩種運(yùn)動(dòng)一種是以軸線為中心做旋轉(zhuǎn)另一種是軸向前進(jìn)，而滾柱在芯軸的作用下在保持架內(nèi)圍繞芯軸的軸線旋轉(zhuǎn)的同時(shí)芯軸的推進(jìn)使?jié)L柱徑向擴(kuò)張擠壓導(dǎo)管內(nèi)壁，最后管壁被擠壓在管套三個(gè)凹槽內(nèi)成為一個(gè)整體,導(dǎo)管與管套之間形成密封連接[10]，如圖 1.1。

沈陽航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文所研發(fā)的無擴(kuò)口導(dǎo)管成形連接技術(shù)，已徹底實(shí)現(xiàn)電腦自動(dòng)化控制、質(zhì)量輕、密封性好等優(yōu)點(diǎn)。飛機(jī)液壓管路的工作壓力達(dá)到了22、F35、F117 等飛機(jī)上得廣泛應(yīng)用，已經(jīng)開始高溫鈦合金連接研究，漸漸向運(yùn)載火箭和航天飛機(jī)方向發(fā)展[12]。其他國家的研究，鈦合金導(dǎo)管接頭在各類飛機(jī)上得到普遍使用，并研發(fā)了專用的

而且殼單元中面法線niV 繞局部坐標(biāo)軸1iV 的轉(zhuǎn)動(dòng)自由度為 和繞2iV 轉(zhuǎn)動(dòng)自由度為 ，如圖2.1 所示。如果轉(zhuǎn)動(dòng)自由度αi，βi 比較小，可將ni V 表示為：ni 1i i 2i i V V V (2.14)若αi，βi 的絕對值大于參考值時(shí)，使用：
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本文編號：2862947