摘要：随着人们生活水平的提高，为了保障飞机的使用寿命，确保飞机飞行安全，开展耐久性分析具有重要意义。文章以某型航空机载温度传感器为研究对象，通过耐久性主机理分析和有限元仿真预计相结合的方法，围绕耐久性及疲劳寿命预测展开研究，结果表明：传感器的耗损原因为承受机械或疲劳载荷，主要损耗激励为疲劳或循环应力;传感器承受循环应力振动载荷循环次数远远超过107，传感器整体结构接近无限寿命，能够满足规定的耐久性要求。 关键词：温度传感器；耐久性分析；有限元仿真；疲劳寿命预计
引言
装配于航空发动机的传感器通常所处工作环境恶劣，在相当短的时间内会经受大温度梯度变化和大量级振动载荷，从而引起较大的交变应力，振动疲劳损伤严重。因此，在传感器设计阶段即需要开展耐久性研究工作。本文首先简要介绍了航空机载设备耐久性分析方法，然后以某型航空机载温度传感器为研究对象，通过耐久性主机理分析和有限元仿真预计相结合的
方法，围绕耐久性及疲劳寿命预测展开研究，对传感器结构进行振动疲劳寿命预计，从而对传感器进行较全面的安全评估。
1概述热熔胶网膜
航空机载传感器所经受的工作环境极为恶劣，在相当短的时间内会经受相当大的随机振动载荷，从而引起很大的交变应力，振动疲劳损伤非常严重。因此，在产品设计阶段，采用随机振动理论对产品及各零部件结构进行振动特性仿真分析，出各设计参数对产品性能的影响规律，并采取相应的改进措施，优化产品的结构，提高产品的结构稳定性，保证传感器在整个任务阶段不出现疲劳破坏。文章针对某型航空机载温度传感器进行了基于ANSYS的有限元振动疲劳仿真分析。通过计算随机振动的峰值应力值来对结构的可靠性进行考察，通过在共振频率点的应力响应来计算随机振动的峰值应力，比较峰值应力与材料的屈服极限的大小来考察结构的可靠性，判断结构的抗振强度及薄弱位置，以确定结构设计方案的优劣，为结构进行改进和提高结构的可靠性提供依据。
2耐久性主机理分析
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耐久性主机理分析用于确定传感器在寿命期内可能潜在的故障模式与故障机理（含耗损特征），及其对应的工作应力或环境应力。其定性分析结果为开展基于不同耗损特征的各项定量分析以及耐久性薄弱环节的确定奠定基础，为耐久性仿真分析和寿命试验方案设计提供参考。
3.1传感器总寿命要求
图1所示某型航空机载温度传感器的总寿命要求为不低于4000发动机小时/10年。
图1某型航空机载温度传感器结构图
结构分解，在明确传感器工作原理、结构组成及工作特性的基础上，将传感器的结构层次分解为以下三部分：（1）热电偶组合：用于生成反应测量温度热电势信号，为传感器功能
实现的核心元件。（2）安装座：用于固定热电偶组合，同时将传感器与发动机壳体连接。（3）接线柱：将热电势信号传输给电子控制器，以监控发动机的工作状态。
3.3载荷分析
根据传感器的载荷谱或任务剖面，分析确定传感器全寿命周期内所有可能的工作载荷与环境载荷类型及其作用方式。根据分析可知，传感器主要承受的载荷为机械振动应力和疲劳载荷。
3.4机理确定
在结构分析与载荷分析的基础上，针对每个结构层次单元，考虑所有可能的载荷类型，进行一一映射关系研究，分析确定每一种层次单元所有可能的耗损性故障机理，并对会引起同一故障模式的机理进行合并。根据分析可知，传感器主要损耗机理为循环应力和疲劳损耗。
3耐久性仿真预计收割机卸粮筒
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根据耐久性主机理分析结果可知，传感器的三个结构层次单元在使用过程中主要故障模式为结构断裂和疲劳损伤，主要损耗机理为循环应力载荷。名义应力法适用于高周疲劳寿命估算，是以材料的S-N曲线为基础，对照结构疲劳危险部位的应力集中系数和名义应力，结合疲劳累积损伤理论计算疲劳寿命。本部分基于寿命计算理论，采用名义应力法，对照结构疲劳危险部位的名义应力和应力集中系数，结合疲劳累积损伤理论，利用nCodeDesign-Life软件进行疲劳仿真分析，校核产品的疲劳强度，计算出疲劳寿命。
3.1确定疲劳特性薄弱部位
由于疲劳主要发生在承受交变载荷的零部件上，疲劳破坏位置通常发生在零部件截面突变处。对传感器施加沿X轴加速度大小为17.2g（量级大于功能振动谱量级）的正弦循环载荷，将分析所得的响应结果作为疲劳寿命分析的输入量。图2为正弦循环载荷施加示意图，图3图4为传感器正弦响应示意图。
图2循环振动载荷施加示意图
图3振幅随频率变化曲线
图4位移量随相位变化曲线
3.2确定薄弱部位材料的疲劳特性曲线
材料的疲劳特性包括材料抗拉强度σb、疲劳极限Sae、S-N曲线等。当材料承受的疲劳载荷小于理论疲劳极限Sae时，不发生疲劳损伤，此时的疲劳寿命为无穷大；当疲劳载荷应力大小等于材料的抗拉强度σb时，N=1/4。考虑抗拉强度和理论疲劳极限Sae对疲劳S-N曲线的影响，给出了包含低周区域、高周区域和超高周区域的S-N曲线公式：
式中，a为形状参数，反映了疲劳寿命随应力增大的下降速率，参数a值越大，高周疲劳区内曲线下降的越快；b为尺度参数，反映了材料的抗疲劳性能，b值越大，材料的抗疲劳性能越好。传感器结构薄弱部位热电极壳体材料为高温合金GH3128，材料抗拉强度σb为814MPa，疲劳极限Sae为190.26MPa，参数a取1.81，参数b取106.03。高温合金GH3128的疲劳S-N曲线如图5所示。
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图5高温合金GH3128疲劳S-N曲线
结语
伤流液长期以来，航空机载设备耐久性试验及疲劳寿命预测一直是国内外传统动力学研究领域的难点和热点之一。本文以某型航空机载温度传感器为研究对象，通过耐久性主机理分析和有限元仿真预计相结合的方法，围绕耐久性及疲劳寿命预测展开了研究，得到以下结论：（1）通过对传感器进行耐久性主机理分析可知，传感器的耗损原因为承受机械或疲劳载荷，主要耗损激励为疲劳或循环应力，需采用疲劳寿命分析验证其耐久性。（2）通过耐久性仿真预计分析可知，传感器承受循环应力振动载荷循环次数远远超过107，传感器整体结构接近无限寿命，远高于规定的4000发动机小时/10年的寿命指标。
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