導(dǎo)語：航空機載溫度傳感器研究一文來源于網(wǎng)友上傳，不代表本站觀點，若需要原創(chuàng)文章可咨詢客服老師，歡迎參考。

摘要：為了保障飛機的使用壽命，確保飛機飛行安全，開展耐久性分析具有重要意義。文章以某型航空機載溫度傳感器為研究對象，通過耐久性主機理分析和有限元仿真預(yù)計相結(jié)合的方法，圍繞耐久性及疲勞壽命預(yù)測展開研究，結(jié)果表明：傳感器的耗損原因為承受機械或疲勞載荷，主要損耗激勵為疲勞或循環(huán)應(yīng)力;傳感器承受循環(huán)應(yīng)力振動載荷循環(huán)次數(shù)遠遠超過107，傳感器整體結(jié)構(gòu)接近無限壽命，能夠滿足規(guī)定的耐久性要求。

關(guān)鍵詞：溫度傳感器；耐久性分析；有限元仿真；疲勞壽命預(yù)計

當(dāng)今世界上許多先進民用飛機的疲勞壽命已達60000～90000飛行小時，而我國飛機的疲勞壽命僅為25000～30000飛行小時[1-2]。究其原因，除了在材料、使用維護等方面與國外存在差距外，另一個主要原因是機載設(shè)備在結(jié)構(gòu)設(shè)計與制造上不能滿足耐久性要求，造成我國飛機的安全使用壽命較低[3]。為了保障飛機使用壽命的各項性能指標(biāo)，確保飛行安全，滿足飛機結(jié)構(gòu)的長壽命、高可靠性、高出勤率和低維修成本的綜合要求，研究機載設(shè)備結(jié)構(gòu)的耐久性具有重要意義[4-5]。裝配于航空發(fā)動機的傳感器通常所處工作環(huán)境惡劣，在相當(dāng)短的時間內(nèi)會經(jīng)受大溫度梯度變化和大量級振動載荷，從而引起較大的交變應(yīng)力，振動疲勞損傷嚴(yán)重。因此，在傳感器設(shè)計階段即需要開展耐久性研究工作。本文首先簡要介紹了航空機載設(shè)備耐久性分析方法，然后以某型航空機載溫度傳感器為研究對象，通過耐久性主機理分析和有限元仿真預(yù)計相結(jié)合的方法，圍繞耐久性及疲勞壽命預(yù)測展開研究，對傳感器結(jié)構(gòu)進行振動疲勞壽命預(yù)計，從而對傳感器進行較全面的安全評估。

1航空機載設(shè)備耐久性分析方法

航空機載設(shè)備結(jié)構(gòu)設(shè)計方法主要有靜強度設(shè)計、氣動彈性（剛度）設(shè)計、疲勞安全壽命設(shè)計、破損安全設(shè)計、損傷容限分析等。其中，綜合了可靠性設(shè)計思路的耐久性損傷容限設(shè)計逐漸成為機載設(shè)備設(shè)計中必不可少的考慮因素之一，特別是對于壽命和可靠性要求較高的航空機載設(shè)備，目前均已要求通過耐久性定量分析技術(shù)，綜合評定設(shè)備戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能、環(huán)境適應(yīng)能力和維護成本等指標(biāo)，從而實現(xiàn)設(shè)計和使用要求[6]。耐久性分析流程如圖1所示，包含五方面的內(nèi)容：主要耗損機理確定、數(shù)字樣機建模、仿真應(yīng)力分析、耗損型失效時間計算和理論壽命預(yù)計，其主要是利用NXUG軟件進行三維建模，AnsysWorkbench軟件中的Geometry模塊進行數(shù)字樣機修正，Mesh模塊進行有限元網(wǎng)格劃分，Har－monicResponse模塊進行諧響應(yīng)分析，nCodeDesign-Life模塊進行壽命預(yù)計仿真分析。

2某型溫度傳感器產(chǎn)品簡介

2.1產(chǎn)品功能。某型航空機載溫度傳感器主要用于測量發(fā)動機排出燃氣的平均溫度，安裝于發(fā)動機排氣段機匣。使用時，單支傳感器通過一對接線柱輸出一組熱電勢信號，多支傳感器輸出的熱電勢信號通過ITT電纜并聯(lián)形成兩組輸出，經(jīng)過補償后供給EEC以監(jiān)控發(fā)動機的工作狀態(tài)。傳感器的功能模型為串聯(lián)模型，如圖2所示，模型中任一單元失效，系統(tǒng)即發(fā)生故障。2.2產(chǎn)品組成及功能框圖。某型航空機載溫度傳感器由螺母（1）、接線柱（2）、熱電偶組合（3）、安裝座（4）、端蓋（5）、卡簧（6）、保護套（7）、螺母（8）和接線柱（9）組成。傳感器結(jié)構(gòu)圖見圖3。

3耐久性主機理分析

耐久性主機理分析用于確定傳感器在壽命期內(nèi)可能潛在的故障模式與故障機理（含耗損特征），及其對應(yīng)的工作應(yīng)力或環(huán)境應(yīng)力。其定性分析結(jié)果為開展基于不同耗損特征的各項定量分析以及耐久性薄弱環(huán)節(jié)的確定奠定基礎(chǔ)，為耐久性仿真分析和壽命試驗方案設(shè)計提供參考。3.1傳感器總壽命要求。圖3所示某型航空機載溫度傳感器的總壽命要求為不低于4000發(fā)動機小時/10年。3.2結(jié)構(gòu)分解。在明確傳感器工作原理、結(jié)構(gòu)組成及工作特性的基礎(chǔ)上，將傳感器的結(jié)構(gòu)層次分解為以下三部分：（1）熱電偶組合：用于生成反應(yīng)測量溫度熱電勢信號，為傳感器功能實現(xiàn)的核心元件。（2）安裝座：用于固定熱電偶組合，同時將傳感器與發(fā)動機殼體連接。（3）接線柱：將熱電勢信號傳輸給電子控制器，以監(jiān)控發(fā)動機的工作狀態(tài)。3.3載荷分析。根據(jù)傳感器的載荷譜或任務(wù)剖面，分析確定傳感器全壽命周期內(nèi)所有可能的工作載荷與環(huán)境載荷類型及其作用方式。根據(jù)分析可知，傳感器主要承受的載荷為機械振動應(yīng)力和疲勞載荷。3.4機理確定。在結(jié)構(gòu)分析與載荷分析的基礎(chǔ)上，針對每個結(jié)構(gòu)層次單元，考慮所有可能的載荷類型，進行一一映射關(guān)系研究，分析確定每一種層次單元所有可能的耗損性故障機理，并對會引起同一故障模式的機理進行合并。根據(jù)分析可知，傳感器主要損耗機理為循環(huán)應(yīng)力和疲勞損耗。3.5結(jié)果分析。傳感器耐久性主機理分析結(jié)果見表1所示。傳感器在使用過程中主要故障模式為結(jié)構(gòu)斷裂和疲勞裂紋，兩者最終均會導(dǎo)致傳感器因測量偏差或無輸出而失效，故障機理為循環(huán)應(yīng)力和疲勞損耗，需采用疲勞壽命分析的方法進行耐久性定量計算，以確定產(chǎn)品壽命的安全系數(shù)。

4耐久性仿真預(yù)計

根據(jù)耐久性主機理分析結(jié)果可知，傳感器的三個結(jié)構(gòu)層次單元在使用過程中主要故障模式為結(jié)構(gòu)斷裂和疲勞損傷，主要損耗機理為循環(huán)應(yīng)力載荷。名義應(yīng)力法適用于高周疲勞壽命估算，是以材料的S-N曲線為基礎(chǔ)，對照結(jié)構(gòu)疲勞危險部位的應(yīng)力集中系數(shù)和名義應(yīng)力，結(jié)合疲勞累積損傷理論計算疲勞壽命[7]。本部分基于壽命計算理論，采用名義應(yīng)力法，對照結(jié)構(gòu)疲勞危險部位的名義應(yīng)力和應(yīng)力集中系數(shù)，結(jié)合疲勞累積損傷理論，利用nCodeDesign-Life軟件進行疲勞仿真分析，校核產(chǎn)品的疲勞強度，計算出疲勞壽命。4.1確定疲勞特性薄弱部位。由于疲勞主要發(fā)生在承受交變載荷的零部件上，疲勞破壞位置通常發(fā)生在零部件截面突變處。對傳感器施加沿X軸加速度大小為17.2g（量級大于功能振動譜量級）的正弦循環(huán)載荷，將分析所得的響應(yīng)結(jié)果作為疲勞壽命分析的輸入量。4.2確定薄弱部位材料的疲勞特性曲線。材料的疲勞特性包括材料抗拉強度σb、疲勞極限Sae、S-N曲線等。當(dāng)材料承受的疲勞載荷小于理論疲勞極限Sae時，不發(fā)生疲勞損傷，此時的疲勞壽命為無窮大；當(dāng)疲勞載荷應(yīng)力大小等于材料的抗拉強度σb時，N=1/4?？紤]抗拉強度和理論疲勞極限Sae對疲勞S-N曲線的影響，給出了包含低周區(qū)域、高周區(qū)域和超高周區(qū)域的S-N曲線公式：式中，a為形狀參數(shù)，反映了疲勞壽命隨應(yīng)力增大的下降速率，參數(shù)a值越大，高周疲勞區(qū)內(nèi)曲線下降的越快；b為尺度參數(shù)，反映了材料的抗疲勞性能，b值越大，材料的抗疲勞性能越好。傳感器結(jié)構(gòu)薄弱部位熱電極殼體材料為高溫合金GH3128，材料抗拉強度σb為814MPa，疲勞極限Sae為190.26MPa，參數(shù)a取1.81，參數(shù)b取106.03。高溫合金GH3128的疲勞S-N曲線如圖7所示[8]。4.3確定疲勞分析載荷譜。對于承受隨機振動載荷的結(jié)構(gòu)，為了估算結(jié)構(gòu)的使用壽命，必須得到反映真實使用工況下的疲勞載荷譜。通過有限元分析軟件，對加載后的結(jié)構(gòu)進行模態(tài)分析和應(yīng)力分析，得出危險截面的應(yīng)力時間歷程，結(jié)合材料的S-N曲線、疲勞累積損傷理論等進行壽命預(yù)計。根據(jù)傳感器的振動載荷任務(wù)剖面，進行受力分析，獲得薄弱疲勞特性薄弱部位的應(yīng)力循環(huán)特征。本文疲勞分析載荷譜采用正弦循環(huán)振動譜，使用Goodman修正方法。4.4疲勞壽命仿真及結(jié)果分析。根據(jù)傳感器承載情況，確定了結(jié)構(gòu)頻率失效模式為高周疲勞類型，分析采用名義應(yīng)力疲勞設(shè)計法（S-N法）。以名義應(yīng)力為基本設(shè)計參數(shù)、以S-N曲線為主要設(shè)計依據(jù)的高周疲勞設(shè)計方法。用S-N法進行疲勞壽命分析主要基于疲勞累積損傷理論，疲勞累積損傷理論是假定疲勞損傷和破壞是不斷累積的，最終達到破壞極限值，導(dǎo)致疲勞破壞。利用ANSYSWorkbench中的nCodeDesign-Life疲勞仿真分析模塊，建立的循環(huán)應(yīng)力下的疲勞壽命仿真分析流程，得出傳感器產(chǎn)品該應(yīng)力載荷下的疲勞壽命。如圖8所示為傳感器在承受正弦循環(huán)載荷時的疲勞壽命分析結(jié)果，對傳感器72901個節(jié)點承載情況進行了計算，僅3個節(jié)點的疲勞壽命在1030次循環(huán)以下，分別為：39463號節(jié)點疲勞壽命為1.778×1017次循環(huán)，39471號節(jié)點疲勞壽命為8.008×1027次循環(huán)以及39565號節(jié)點疲勞壽命為8.082×1027次循環(huán)。由于傳感器所有節(jié)點承受振動載荷循環(huán)次數(shù)遠遠超過107，可認為傳感器整體結(jié)構(gòu)接近無限壽命，遠高于規(guī)定的壽命指標(biāo)，能夠滿足規(guī)定的耐久性要求。

5結(jié)論

長期以來，航空機載設(shè)備耐久性試驗及疲勞壽命預(yù)測一直是國內(nèi)外傳統(tǒng)動力學(xué)研究領(lǐng)域的難點和熱點之一。本文以某型航空機載溫度傳感器為研究對象，通過耐久性主機理分析和有限元仿真預(yù)計相結(jié)合的方法，圍繞耐久性及疲勞壽命預(yù)測展開了研究，得到以下結(jié)論：（1）通過對傳感器進行耐久性主機理分析可知，傳感器的耗損原因為承受機械或疲勞載荷，主要耗損激勵為疲勞或循環(huán)應(yīng)力，需采用疲勞壽命分析驗證其耐久性。（2）通過耐久性仿真預(yù)計分析可知，傳感器承受循環(huán)應(yīng)力振動載荷循環(huán)次數(shù)遠遠超過107，傳感器整體結(jié)構(gòu)接近無限壽命，遠高于規(guī)定的4000發(fā)動機小時/10年的壽命指標(biāo)。

作者:王尊敬 彭艷 王天資 單位:蘇州長風(fēng)航空電子有限公司