1、工HB 6755-93 1994-06-01发布1994-06-01实施中公司批准目次1 主题内容与适用范围-1. 1 主题内容1. 2 适用范围-2 引用文件3 技术要求3. 1 导管、接头及其连接型式.3.2 导管规格的确定3.3 管路布置-3.4 支承、卡箍和搭接. 3.5 导管的尺寸精度. 3. 6 导管应力3. 7 允许的导管缺陷和修理. . . . 3. 8 保护层3.9 挠性连接. . 3.10 污染控制. 3.11 导管的标记.3.12 导管模型和鉴定.3.13 检验、测试和试验程序. 附录A(参考件) )且Ea1AAOb。，。LAUn吨MAUndqnun臼tagdgdaun3
2、5 1O18 6 1830 8 3.5.2 导管端部mm 为检查导管组件的尺寸精度，可将导管的一端放在正确的安装位置，松弛地装上卡箍，用板子轻度地拧紧导管组件一端的外套螺母后，检查导管另一端的各项偏差。3. 5. ,. 2. , 角度偏差导管自由端须与接头或附件接嘴平行，允许的偏差不超过2.。如图1所示。11 HB 6755-93 a，屯O.ld时用厚壁计算法za.P (D+d)!(D-d) 导管呈椭圆时，周向应力建议按下式计算g式中;K(a-b)!b;D2 + d2 1 I , 7.r D2 + d2 , P(一?一一丁)(1 + 2K -:., , -;,) D - d2/ I ，a D2
3、 _ d2 a.b 椭圆长、短轴的长度(m)。3.6. .2 动态压力动态压力指的是液压冲击压力的脉动压力。这两种压力的产生和传播机理不同，对管路的影响也不同。3.6. 1.2. , 液压冲击压力流速突变会在管路系统中产生冲击压力。电液阀切换会产生大的冲击压力。作动筒活塞移动到端点时也会引起液压冲击。冲击压力在导管中以音速传播。当压力传到导管转弯处就产生一个侧向力，使导管弯曲，并使导管承受弯曲应力。弯曲成U型和Z型的导管受影响较大。一些固定不良的管路系统，当产生液压冲击时会发生大的导管位移和振动。如图4所示，应在A或B处设置管夹，仅在C处设置管夹则难以阻止导管运动，衬垫易磨损，导管也易受损。3
4、. 6. ,. 2. 2 脉动压力油泵、马达等附件会产生高频压力脉动。过大的压力脉动幅值会使液压容器疲劳破坏，也会使附件的内部元件损坏，但更重要的是会激起导管的强烈振动。在共振的情况下，可使导管14 HB 6755-93 A A C B B 图4Z型和U型导管在几分钟内疲劳断裂，或使导管和附件的安装衬垫磨损，导致安装件损坏。对21.OMPa的系统根据大量试验表明，关键部位的脉动水平和潜在问题的关系如下:a.当压力脉动幅值大于4.2MPa时，泵供压管路很容易破坏，安装结构件也易破坏，主要附件的固有功能可能丧失;b当脉动幅值小于1.OMPa时是无故障长寿命系统;C.脉动幅值在1.OMPa到4.2M
5、Pa之间时，损害水平是很复杂的问题。有可能在相当长的时间后才暴露出问题。管夹衬垫易磨损，卡箍寿命低，单向阀易损坏，因此需经常检查。由于管路系统的机械响应不同，每种飞机的可接受的压力脉动水平是不同的，即对一种型号的飞机是可接受的压力脉动水平，对另一种型号可能是不可接受的。因此，最好的办法是在液压系统模拟器上和在飞机上验证可接受的压力脉动和应力水平。如应力水平不能接受则必须设法降低。改变系统阻抗有助于降低压力脉动。改变导管直径、长度，修改油滤安装位暨，加装调谐或宽频衰减装置等都是有效的办法。改变导管的弯曲形状、安装固定方法等即可改变管路系统的机械响应特征，也有利于降低应力水平。有时需同时采用这三种
6、方法。但也必须指出，在一个成熟的系统中，上述参数的改动也可能带来不可接受的压力脉动和应力水平。因此，更改必须慎重。3. 6. 2结构变形导管应安装或固定尹IJt机结构L飞行中E机结构会因种种原因发生变形，其中最突出的原因是因机动飞行、着陆，以及燃油液面晃动等产生的附加载荷。当结构变形时，与结构相连的导管也将通过连接点承受载荷。发动机开车后由于发动机推力，在发动机的结构之间会产生相对位移，因此发动机和飞机结构之间的连接导管也要承受相当大的载荷。3.6.3振动所有飞机都有一个诱导振动的环境。飞机发动机、内外气流、齿轮箱和其他旋转机械以及液压系统本身都是振源。液压导管振动的强弱取决于振源的特性和距振
7、源的距离以及阻尼特性。发动机振动通过连接点传给飞机结构，进而传到液压系统。发动机振动也通过液压泵直接传给连接在泵上的导管。安装软管有利于隔离这种振动。一般情况下，如不导致共振，振动对管路系统并无显著影响，但当激振频率和导管固有频15 HB 675593 率重合而发生共振时情况就不同了。理论上无阻尼共振的振幅将趋向无穷大。实际上完满泊液的导管本身具有相当的阻尼作用，所以共振的影响并不那样严重。但若强迫振动过于强烈，导管也会很快破坏。因此，要精心设计导管的敷设和固定，使其即使在较强的激振条件下也不致发生共振破坏。在喷气飞机(:，发动机是重要的振源，它的基波约在150Hz，也有高一些的，但很少超过2
8、00Hz。对于具体飞机来说应根据发动机转速来确定最大允许导管支承问距。附录A的A6.1给出r直导管固有频率的计算方法，但导管固有频率受支承条件及弯曲形状的影响，最好的办法是用实验测定。3.6.4 温度最高、最低温度和温度变化率是温度环境的三个主要特征，它们对管路系统有重要的影响。管材所能承受的极限应力往往取决于最高温度。管材的极限应力也可能间接取决于最低温度，因为在低温下管材的缺口敏感度有增加的趋势。然而在温度的三个主要特征中，温度变化率对管路系统的影响最大.它使导管承受热应力，而频繁的热冲击可能导致热疲劳。附录A6.2给出了典型液压系统工作温度的近似时间分配曲线和温度变化率的分配趋势。3.
9、6. 5 复合应力飞机液压系统的导管都是用塑性材料制成的。如略去导管所受的扭转作用，贝u导管所受的应力计有周向、轴向和径向应力，且这些应力都是主应力。在轴向应力中包含导管弯曲和拉压引起的应力。对导管通常可采用最大剪应力准则，即=lZZ二b式中州最大主应力(Pa); 2 最小主j吱力(Pa); 。b材料强度极限应力(Pa)o3. 6. 6 导管组件应力试验导管组件应进行爆破试验，新型管材戎接头型式的导管组件还应进行脉冲和弯曲强度试验。3. 6.6.1 爆破试验试验组件应是按最小弯曲半径成形，两端头间至少有204mm自由长度，并且带有允许缺陷的合格导管组件。半数接头以最小拧紧力矩装配，半数接头以最
10、大拧紧力矩装配。试验压力的升压速率为140土35MPa/min，直至到四倍工作压力，组件不应出现破裂戎渗漏。3.6.6.2 脉冲试验试验组件应是按最小弯曲半径成形为U型，并带有允许缺陷的合格导管组件，安装在符合规定的试验台上。导管应以最小拧紧力矩装配连接。脉忡试验应符合HB6133的规定，不应出现破裂或渗漏。3. 6.6.3 弯曲疲劳试验试验组件为带有允许缺陷的合格导管组件，导管组件按最大拧紧力矩装配连接。弯曲疲劳试验应符合HB6442的规定。16 HB 6755-93 3. 6.6.4 管路系统脉动压力和脉动应力测量新型飞机液压系统应在模拟器上和首飞的飞机上进行管路脉动压力和脉动应力测量，以
11、确保任何装置都不产生共振脉动频率而对液压系统或飞机产生有害或破坏性影响，试验中应注意如下问题23.6. 6.4. 1 试验装置用于管路系统脉动压力和脉动应力测量的试验装置应符合GB638规定的液压模拟器和用于首飞的飞机。3. 6. 6. 4. 2 试验状态试验状态应包含飞机在地面和所有飞行状态F液压系统的全部工作状态。3. 6. 6. 4.3 传感器的安装用于测量的传感器及其安装应对系统的流态、管系的脉动特性和振动特性影响最小，以保证测量结果的准确性。用于脉动压力和脉动应力测量的导管样件应分别满足各自要求，采用两套试件。为保证测量数据的完整性，脉动应力测量的传感部分宜采用余度备份。3.6.6.
12、4.4 重点测量部位试验应查找出系统的最大脉动压力和最大脉动应力的部位及相应的状态。一般来说，系统油泵和压力管路的蓄压器之间的管路，特别是油泵到压力油滤间为重点监测部位。对于脉动成力测量还应当注意有旋转部件和有很大惯性载荷的区域，如发动机和机炮振动影响区等。还必须仔细检查高频循环输入部位如飞控系统部分。3. 6. 6. 4. 5 脉动压力和脉动应力控制要求应通过试验确定系统的最大脉动压力和脉动应力，并验证在安全水平范围内。必须在每共振频率上或严重的应力水平上进行足够长的试验，以保证管路系统有足够的疲劳寿命。3. 6. 6. 4. 6 试验仪器测试仪器的功能、精度应适应系统脉动压力和脉动应力的测
13、量要求，测试记录应具有复现性和良好的数据处理性能。3. 6. 6. 4. 7 机上脉动应力和脉动压力测量应避免受机上电磁场的影响，应采取措施，保证测最数据的准确性。3. 7 允许的导管缺陷和修理导管在制造和安装过程中可能会造成干些损伤，即缺陷。只要这些缺陷不会引起系统故障，则是允许的。弯曲、划伤、磨损和压痕都使导管壁厚变薄，这些缺陷是否允许取决于缺陷的严重程度。导管的使用条件(温度、振动、冲击、弯曲、抖动和压力脉动等)是分析判断缺陷的一个因素。精确地确定各种缺陷的极限值是十分困难的，因此这里给出的各种缺陷的允许值仅仅提供一个指南，以便对各种情况作出判断。3.7. 1 常见缺陷及其处理a.纵向划
14、伤，无论深浅，在扩口管的扩口内表面或无扩口管套与相配接头接触的密封表17 HB 675593 面上都是不允许的zb.接头、喇叭口、管套和导管的裂纹都是不允许的zc.导管上的压痕只要不影响流量和在压痕范围内不致引起应力增加则是允许的。光滑压痕是一个圆形的凹陷.它的表面不应有骤然的弯曲，不应有折痕、划伤、擦伤和金属的损失。表4给出的数据可作为决定最小压痕半径的指南sd.使泊液发生节流的压痕深度，对液压泵吸油管路可能是非常危险的。液压泵吸油管路的压痕深度值不允许超过导管外径的20%; e.由毛坯或拉拔导管而号|起的重叠、裂纹和各种材料缺陷都是不允许的gf在导管急弯处的面上不允许有裂纹、划伤、磨损，因
15、为在弯曲成形过程中这个部位的金属已被拉伸变薄了。表4允许的最小压痕半径mm 材料外径壁厚最小压痕半径5 o. 40. 5 6 0.41.0 2.0 8 O. 51. 0 10 0.70 12 0.71.0 2. 5 钢14 O. 71. 0 管16 O. 91. 5 或18 O. 91. 5 3. 0 铝20 0.95 管22 0.75 25 0.77 2.0 28 0.77 32 O. 41. 0 35 0.42 1. 0 38 0.42 3.7.2 新飞机允许的缺陷一般来说，装在新飞机上的导管应没有压痕、划伤、磨损或擦伤等缺陷。当发现交付装配的新机导管有缺陷小于公称壁厚5%的外表划伤除外)
16、时，应退回导管制造部门重新进行耐压检查，视情况进行修复或更换。保留的允许缺陷应有检验部门认可的标志或手续。已安装在飞机上的具有缺陷(小于公称壁厚5%的外表划伤除外)的新导管，如没有导管制造部门所属检验部门的标志或手续，则这种导管应与有关的设汁部门再进行检查，同意后方可保留在飞机上，并作出有关部门认可批准的标志或手续。18 HB 6755-93 不经设计部门的批准，在新机上绝不允许修改导管的标准外形或用添接方法进行修理。3.7.3 使用中飞机导管缺陷的修理如果导管的制造质量及装配都能理想地符合原设计的要求，贝u导管应是与机体结构同寿命的，并且在整个寿命期内都能正常地工作，不需进行修理或更换，然而
17、即便是在这种理想的条件下，飞机上的导管组件仍应是标准的、可更换的，并且应考虑到在更换时，应保证导管组件的标准结构不变。附录A7给出飞机上导管维修的一般原则及方法，供参考。3. 8 保护层3. 8. 1 表面处理铝合金导管的内部和外部表面必须按HB;Z5077进行保护和氧化。不锈钢管不需要处理。3.8.2 外露部位处理所有外露部位的导管，如轮舱、武器舱和凹处等导管，特别是与接头上平管嘴或管套接触部分都应考虑适当的保护措施。3.9烧性连接3. 9. 1 挠性连接的应用原则挠性连接装置常用于两个固定点有相对运动和承受振动的地方。一般用于以下的场合=导管与运动附件相连，运动附件在工作中有较大的位移(如
18、液压作动筒); b.用作补偿导管受热、受载的变形和安装的误差;C.用于隔离振动和阻尼振动。3.9.2 软管适用于飞机液压系统的软管类型并不多，在附录A8中介绍了二种型式。3. 9. 3 软管安装在需要承受弯曲的地方，一般要装软管，但必须要满足使用要求。当采用软管时，其安装应符合以下的要求及图5的规定。采用直接头虽有很多优点，但有时采用450或90。的弯接头可能有较好的装配效果。3. 9. 3. 1 松弛或弯曲高压软管在安装后不应使其承受机械载荷，升压后软管的长度将有4十2%的变化。应该如图5-A那样使其有足够的松弛段或弯曲段，用以补偿长度的变化及长度公差的影响。3. 9. 3. 2 防护隔板处
19、在高温热源如热管或热总管处的软管，必须用防火套或如图5-B所示的金属隔板加以保护。3. 9.3.3 弯曲裕量当软管装置承受较大的弯曲如图5-C所示，或振动时，应在两个刚性接头之间留有足够的松弛段，管路的弯曲点不应出现在末端接头处。3.9.3.4扭转软管安装时不应扭转如图5-1)所示，以免管路发生破裂或使螺母松动。在外套戎管套上画上一条或几条轴向线，这样可以便于检查安装时或工作中发生的扭转。如在一端或两端安装19 旋转接头，则可以消除扭曲应力。3.9.3.5 弯曲半径HB 6755-93 应避免出现如图5一E所示的小半径弯曲，弯曲半径通常应为软管外径的五倍或更大。对于所选用的软管，如专用技术规范
20、有明确规定时，则其安装的最小弯曲半径值不能小于规范要求。3. 9. 3. 6 接头布置正确地使用弯头和接头如图5-F所示，以避免管路杂乱，并便于检查和维修，同时也可使管路拐过一个较大的弯而不需过多的松弛段。应仔细地选用接头型式和规格，以防止同样规格但不同线路的导管交错连接。3. 9. 3. 7 间隙在各种工作条件下，软管都应与所有其他管路、设备、相邻结构保持一定距离，以免损伤、损坏，或由于振动、弯曲以及某些部位的气动颤振而发生磨损。3. 9.3.8 支承软管的支承应使其在相对运动时，硬管不承受弯曲。在两个刚性连接中间的软管也可根据需要加上必要的支承，但不能用紧丽硬的卡箍在外径上进行刚性固定。如
21、两个刚性连接中间的软管必须做轴向移动，在中问只能采用如滑动尼龙块型卡箍那样型式的固定装置，这种装置不会使软管管套磨坏。3. 9.4 转动接头转动接头一般用在有大角度转动，且空间又相对窄小的地方，与采用软管相比是具有质量少的优点，但如装配不当，易造成泄漏，同时也增大了扭矩。转动接头的设计应尽可能地考虑液压平衡，以减小接合处的磨损和消除端部载荷。转动接头的安装需特别的仔细，除保证在安装的过程中不损坏密封胶圈外，还需保证有良好对中，并在设计的活动范围内转动自如。接头不承受非转动平面内的力，拐折会使密封处漏油而影响液压系统的正常工作。为了避免振动的不利影响，应尽可能对转动接头作刚性固定。3. 10 污
22、染控制3.10.1 污染控制要求导管组件和软管组件的污染度验收水平原则上不高于GJB4207/A级或16/13/B级。清洗和泊样采集方法按HB6649的有关规定，泊样的检验方法按GJB380和HB5931.8的规定。3. 10. 2 净化流体3. 10. 2. 1 清洗液清洗液应与被清洗的管路组件相容，避免引起化学腐蚀，清洗液的污染度应与管路的污染度控制要求相适应，一般应低于管路污染度验收水平12级。3.10.2.2 净化气体用于管路净化、干燥和试验的气体应采用干净、干燥的氮气或空气。其污物的质量应小于3PPM，在压力为101KPa、温度为20.C条件下的含湿量应低于O.02g/m , 20
23、HB 6755-93 雷UHW厅 H T，泊液通道为逐渐关闭，为非完全冲击，此时冲击压力可由下式计算:M T P C V ,/t 由上式可知z此时不完全冲击压力比完全冲击压力要小，而且t越大，则tP越小。因此在大流速管路系统内，必须慎重确定阀的关闭时间，阀的关闭时间t可用下式确定ztM.Tr/Ma 式中ZAP由于阀的瞬间关闭所致的冲击压力(Pa); Ma ft许的冲击压力值(Pa); Tr 冲击压力波往返时间(s)，亦即，Tr2L/CA2. .4 吸油管径的确定31 HB 6755-93 正确地选定泊泵的吸油管径，能保证泊泵在正常工作的条件下不产生气穴现象。油箱的增压压力值应同时满足稳态和瞬态
24、的工作条件。稳、态计算用于确定在吸油管路内和在吸油管路内的附件(如果有的话及泊泵吸泊嘴间的压降;瞬态计算则考虑了当系统的流量需求变化时，在油箱和泵入口之间的吸油管路内增加流量所需的压力值。瞬态估算可按下式进行:P L V p/t 式中:P油箱增压压力(Pa); L一一吸油管路长度(m); V 吸泊管路内的油液流速(m/s); p 油液密度(kg/m); t 油泵响应时间(，)。在泊箱增压压力已确定的条件下，可以求得泊液流速，以此来确定吸油管径。A2.2 确定壁厚的方法A2. 2. 1 薄壁圆筒壁厚的计算公式受均布内压作用的薄壁圆筒的周向应力为2 P .d/(2) GJB638规定=导管的爆破压
25、力至少是工作压力的四倍，在工作压力氏和导管的内径d给定的条件下，导管的壁厚8为z8_,. 4P, d/(2 式中:b为导管材料的拉伸强度极限最小值(Pa)。当导管壁厚小于或等于0.05的内径时，方可用此式计算。A2. 2. 2 厚壁圆筒的计算公式当导管的壁厚接近或超过O.1的外径时，应采用厚壁筒的应力计算公式: P, . (D + d)/(D - d) 式中，一一导管的周向应力(Pa); D 导管的外径(m); d 导管的内径(m); P，一一爆破压力值(Pa).为4倍的工作压力，由上式可求得壁厚z8.,. O. 5 D l -( -P，)/(b十P，)J)A2. 2. 3 实用的壁厚计算公式
26、此公式在计算壁厚值时考虑了导管材料的变薄值及璧厚的公差值，此公式是源于二向应力的薄壁筒公式。二d，P/(2+ O. 8P) + C 10- 式中gd为导管的内径(m); P 为导管的工作压力(P.); 一一为导管的许用应力(Pa).J叽/4.b为导管材料的拉伸强度极限最小值，C 为安全余量(mm)，其值由表A4给出。32 HB 6755-93 表A4不同管径安全余量推荐值m m ( 导管外径6 8 10 12 14 16 18 20 22 25 C 0.06 0.08 0.10 0.12 0.14 0.17 O. 18 O. 19 0.21 O. 24 A2. 2. 4 薄壁管管壁公式管路设计
27、中对导管壁厚进行计算时，可采用一个含有管材拉伸极限值和屈服极限值关系在内的公式z8二P， D/(2K b十1.4P,) 式中2pb一一导管的爆破压力值(Pa)，为4倍的工作压力;D 导管的名义外径(m); K 计算系数，K=0.6十O.4 .0.2/ 0.2 拉伸屈服极限最小值(Pa); b 拉伸强度极限最小值(Pa)。当0.20.5.b时，上述公式不能应用，此时IJ = P, D/(2 K 队2+ 1. 4P,) 式中P，导管的耐压压力(Pa)，为2倍的工作压力。A2. 2. 5爆破压力的经验公式对导管的壁厚经初步计算确定后，可用下式进行爆破压力计算2p.i =同(d/IJ.，.+ 1)/0
28、. 5(d/礼) 2十d/仇，.+ lJ 式中zPm一一最小爆破压力(Pa); 占.最小壁厚(m)，应当it入极限公差在内2d 导管内径(m); 4 导管的拉伸强度极限最小值(Pa)。当由上式核定的最小爆破压力不能满足大于或等于4倍工作压力的要求时，应当对所选取的导管壁厚值进行修正，以满足要求。A3 并列管的间隔系统导管推荐的最小间隔是根据扳手和连接相配导管的其他工具使用要求决定的。导管间的问隔应尽可能地大一些。图A1和表A5给出的导管中心线间的最小尺寸仅用于空间尺寸受到极大限制的地方。在这些地方如不拆下相邻管路就没布足够的空间进行导管的维修。图A2和表A6给出的导管中心线间的最小尺寸考虑了扳
29、手的使用，适用于相邻导管所装接头不在同一平面内，以及相间的导管所装接头可以在同一平面内的情况。图A3和表A7给出的导管中心线间的最小尺寸考虑了扳手的使用，适用于过隔板接头戎相邻导管所装接头在同一平面内的情况。33 管外径6 8 10 12 14 16 18 20 22 24 34 HB 6755-93 图A1最小管间间隔(未考虑扳手所需要空间)表A5最小管间间隔(不带接头)6 8 10 12 14 16 18 12 13 14 14 15 16 15 16 17 18 16 17 18 19 20 17 18 19 20 21 22 18 19 20 21 22 23 24 19 20 21
30、22 23 24 25 20 21 22 23 24 25 26 21 22 23 24 25 26 27 mm 20 22 24 26 27 28 28 29 30 HB 6755-93 图A2装配相间排列接头扳手所需空间表A6最小管间间隔(相间排列接头)mm 管外径6 8 10 12 14 16 18 20 22 24 6 22 8 22 24 10 26 26 26 12 28 30 30 32 14 30 30 32 34 34 16 30 30 32 34 34 34 18 34 34 36 36 36 38 38 20 36 38 38 40 40 40 42 42 22 42 4
31、2 44 44 44 46 48 48 50 24 42 42 44 44 44 46 48 48 50 50 35 HB 6755-93 图A3装配相邻排列接头扳手所需空间表A7最小管间间隔(相邻排列接头)mm 管外径6 8 10 12 14 16 18 20 22 24 6 25 8 25 25 10 28 28 28 12 30 30 30 32 14 34 34 34 34 36 16 34 34 34 34 36 36 18 34 34 34 36 38 38 40 20 36 36 36 38 40 40 40 44 22 36 38 40 42 44 44 46 50 50 24
32、 36 38 40 42 44 44 46 50 50 50 A4 弯曲部位导管端头直线段和两个弯曲之间的直线段(如图A4所示)应不小于表A8的规定。36 导管外径A D A5 支承的型式和应用A5.1 P型单卡箍6 35 25 HB 6755-93 2 图A4弯曲导管的最小直线段表A8弯曲导管的最小直线段8 10 12 14 16 36 38 40 52 54 25 25 25 30 35 mm 18 20 22 24 55 57 60 64 35 40 60 75 P型单卡箍可以支承单个导管，也可以用合适的Y或X形分隔垫来支承34个小直径导管组成的管束。HB3-25、HB3-26、HB3-
33、27都是P塑单卡箍的标准，可根据固定要求选用。采用P型单卡箍时，为了提高导管装置在振动条件下的疲劳寿命，应使卡箍固定在一个弯的支座结构上，如图A5所示，使P型单卡箍可在两个方向上具有可靠的支承作用。如果用简单的固定支座时，则卡箍仅在一个方向上具有可靠的支承作用。当导管固定在飞机结构变形频繁的地方而被迫产生相对运动时，P型单卡箍将绕单个的安装螺钉发生扭转。这种扭转会使卡箍卡死在结构上，并使金属带磨损衬垫切入导管。所以应避免将P型单卡箍装在结构变形频繁的地方。如需要安装时，应采取措施防止扭转、卡死。支承应适应导管规定的不同心度要求。如管路上一些附件无法以固定支架定位，则应允许较大的不同心度。由于这
34、种考虑，为使导管得到正确的安装位置，应该允许对不对中的导管末端施加一个侧向力，但应对这种侧向力规定个极限值，该值决定于导管的强度特性及以最后一个支承到偏移的连接端的距离。37 HB 6755-93 应尽量将导管支承安装在检查和维修时便于接近的地方。量荷载俯图A5支座对卡箍的约束A5.2 多管夹多管夹可用来回定在局部彼此平行靠近的导管束。A6导管应力A6.1 振动已知管长的直导管的固有频率可按下式计算3/. (k. ./)/(21) (E. J/W)U 式中zfl一导管1阶共振频率(Hz); k. 1 直导管频率方程的解;l 导管长度(m); E一一导管材料和弹性模数(Pa); J 导管横截面的
35、袖惯矩(旷); W 导管内部液体的单位长度质量(kg/m)。固有频率为fi的直导管的最大允许支承间距可按下式计算.1辑荷1 (晶.1)1/(211 /,) (E J /W)oJ 式中ki 1是直导管频率方程的解，不同支承条件的频率方程是不同的。对两端饺支的频率方程:sin(晶，.I)O解为zkl=1 i=O, 1, 2 , 3 ,. 对两端困支的频率方程3cos (k. 1) ch (k, 1) 0 解为:k, .llk, .llk, .llk, .ll 。14.7317. 853 110. 9961. . . . . . 对一端固支，一端绞支的频率方程z38 钱街解为=HB 6755-93
36、tan(是， l) th (k, l) k, .llk2 .llk3 .11. . 3.92717.069110.2101. . 在不同的支承条件下，允许的最大支承间距值也不同，两端饺支条件下算出的支承|时距最小。实际选用时应考虑支承和卡箍情况。表2是在研究了大部分承载情况下给出的部分导管的支承间距推荐值，但最好的办法还是实验测定。在有些现代飞机的某些部位会出现很高的激振频率，且强度很大，能克服管路系统的固有阻尼，使导管发生高阶次共振。和低阶次共振比较，高阶次共振虽然振幅可能减小了，但由于波形增多，导管的曲率变化率反而增大了，因而弯曲应力也增大了，所以具有更大的破坏力。系统油泵供压管路由于靠近
37、泊泵，因而管内的压力脉动较大，往往会激起强烈的导管共振，并且压力脉动的频率较高，可能引起高阶次共振。通过系统的供压汹滤后，压力脉动幅值常有较大的降低。因此，对泵到供压油滤之间的导管必须给予特别的注意。前面所说的导管支承间距是对发动机引起的振动而言的。压力脉动的频率可能是它的4倍或6倍甚至更高。A6.2温度飞机液压系统在不同温度下工作时的时间分配都各具特点，它取决于系统的特征和飞机的工作环境。图A6是I、E型曲型液压系统在各种温度下工作的近似分布曲线。此图表明I型系统(最高设计温度为70C)在大部分工作期间的泊液平均温度(按油液容积-一以下同)是50C左右，出现一18C以下的情况是极少的，且时间
38、很短。另一方面图A6也表明在一些非常情况下，管路系统的温度将略高于最高设计温度。E型系统035C)的温度时间分布曲线比较宽。大部分工作时间的油液平均温度在82C: 左右。图A6的高温部分(即右边下斜部分)，类似地显示了大部分材料的耐疲劳性能特征。即在一定的应力下(静载下的蠕变或较剧烈的冲击循环)，当温度升高时材料往往会提前破坏，即工作时间缩短或能经受的循环次数减少。通常将系统内某处的温度变化率大于或等于5.6C/s的现象定义为热冲击。热冲击的强度取决于温度变化率及温度改变时油液与结构环境之间的温差。图A7给出了l、E型系统温度变化率的分配趋势。飞机的飞行高度、速度和系统温度较高时同一温度变化率
39、的出现次数将有明显增加。A7 使用中飞机导管缺陷的修理A7.1 导管修理的基本原则在考虑安全和可靠性的同时，应尽可能地降低使用维护费用。对需要修理的导管，要求采用次完成的永久性修理，而不要采用反复不断的临时性修理措施。A7.2 添接件的使用添接件是由短管组件构成，用接头连到装配好的导管组件上，用以更换因导管组件局部损坏而被截去的部分。原则上不提倡使用添接件的方式来修理导管，但当这种方法确有必要用于对使用中飞机修理时，贝u仍需满足下列要求239 HB 6755-93 DE-E 报这时卧丑40 1型革统(70(;)11型最统(135(;)曲线下的面帜彼此相等且与飞机的工作寿命栩当-50 0 50
40、1回150王作温度t图A6时间温度分布曲线热冲击定x.值F限 阳、Ea-、lk 飞、飞飞h飞飞、。5.5 11.0 温度变化率CCI秒图A7热冲击HB 6755-93 a.添接件可装在装配好的导管中间(此时需两个连接接头)或者装在装配好的导管的任何一端(仅需一个连接接头); b.添接件被认为是一种永久性修理方式，不需要用原相应图号的导管组件来更换它$c.只要添接件和原装配的导管组件因为局部损坏而被截去的部份一样，则对添接件的数量原则上无限制，但值得注意的是，每增加个连接密封面，都将导致液压系统的可靠性下降。A7.3 高强度导管的修复对于强度高、管壁薄的21Cr6Ni9Mn导管，不能用74。扩口
41、或卡套式无扩口连接形式进行永久性修理，原因为:74扩口连接形式仅适用于强度低、塑性较好的管材，并能有较好的连接可靠性z而卡套式无扩口连接形式，因管套的刃口对高强度管材不能有效而可靠地切入，同时因管壁薄，切入区域易成为导管的破坏点。然而作为短期的临时性修理，可以用卡套式连接件的管套，但必须在短期内进行永久性的修理。A7.4 无扩口导管组件的替换当外场维护缺乏必要的无扩口预装工具，而又需更换导管组件时，卡套式无扩口管路连接件可替换挤压式无扩口管路连接件，而管材可以lCrl8Ni9Ti来替换21Cr6Ni9Mn高强度薄壁管材。A7.5 连接件的替换对采用挤压式无扩口管路连接件的飞机液压系统，在外场缺
42、乏挤压式及卡套式无扩口连接件预装工具时，可用卡套式管套装上相应的外套螺母后在导管上直接拧紧使用，以对付飞机应急飞行的需要。但这仅仅是一个短期的应急措施，应尽快地采用永久性的修理方法。A7.6 修理中导管的再取样对于某一特定的飞机，为了更好地修理装配，允许对导管的长度和弯曲角度作适当的修正。A7.7 外场维修时缺陷的处理当外场维修缺乏必要的液压试验设备时，对于导管上的缺陷应慎重对待。当怀疑有超出本标准所允许的缺陷时，应及时予以更换。A7.8 软管替换硬管的基本原则当永久性修理很不经济或缺乏必要的管路连接件以构成导管组件时，可以用软管来更换被损坏的导管，以作为一种临时性修理，但此时需遵循的原则为:
43、a高压(21.OMPa)软管组件可替换系统的供压及工作管路，高压或中压(5.0MPa)软管组件可被用于替换吸泊或回油管路;b.推荐使用氟塑料软管，因为它和所有的液压油都是相容的zc由于软管组件的外径要比相应的硬管组件大，通过原导管的走向路径可能是十分困难的，在保证正常使用功能的情况下允许用一根比原来导管内径尺寸较小的软管来替换，d.用软管组件替换硬管的临时性修理，应当尽早地使用永久性修理来代替。所有留下的临时性修理用的软管，应在飞机大修时全部给予更换。A8 软管种类41 HB 6755-93 A.l 橡胶软管橡胶软管应用较广，其工作温度的范围受橡胶材料的限制，在飞机液压系统中，低压橡胶软管-般
44、用于泊泵的吸油管路中，和系统回油管路中。中高压橡胶软管常常用于工作压力不很高的传动部分(如飞机刹车系统)的管路中，其缺点是质量大，径向尺寸大，弯曲半径大，容易老化，长期使用易对油液产生污染。安装在飞机上的橡胶软管，都应打上规定的标记，以免误将过期化或不适于在飞机以及飞机辅助设备上应用的橡胶软管装上。标记还可以避免因为情况不明而发生争议。在使用中应慎重考虑橡胶材料与所使用油液以及环境条件的适应性。A.2 氟塑料软管氟塑料软管是由氟塑料内管和钢丝缠绕层及编织层组成。通过增加钢丝缠绕层数吁以提高其耐压强度。42 其特点为a.耐高温，其工作温度的范罔为55十200仁:b液阻小zC.化学性能稳定，与任何泊液均相容gd.有较长的使用周期se.与橡胶软管相比，径向尺寸相对较小，便f安装。附加说明=本标准由中国航空工业总公司三。一研究所提出。本标准由中国航空工业总公司六一一研究所负责起草。本标准起草人:蒋德义、徐德生、高德瑶、王非洲、苗建军。
