飞机液压系统管路振动问题是多年来一直困扰着技术人员的主要问题，随着新一代飞机液压系统压力越来越高、流量越来越大、结构越来越复杂，这一问题越来越突出。国内外很多型飞机都出现过类似故障。目前，在新机研制过程中，由于振动过大，导致导管断裂及管接头漏油故障十分频繁，统计资料表明，飞机导管故障已经成为飞机故障的主体。为了避免导管使用过程中产生疲劳裂纹，提高飞机安全性和可靠性，本文对导管进行了疲劳试验研究，装配质量检测与评估，以及导管振动抑制等几方面研究工作，主要成果如下：（1）研究疲劳所造成的失效规律、提高材料的疲劳强度以避免或延缓疲劳破坏发生,对飞机导管材料LF2M进行了疲劳试验，绘出了S-N曲线，得到了材料的疲劳极限，并对材料疲劳极限进行了修正，得到导管结构的疲劳极限；接着，对真实导管进行疲劳测试，对比两种结果，认为飞机管路设计的疲劳极限应参照实验结果。（2）首先对导管装配应力进行仿真分析，计算出装配应力所引起的导管模态频率的变化；然后从实验的角度对导管的装配应力进行模拟，并进行模态测试，验证装配应力对导管模态频率的影响规律；最后，利用对实际的飞机液压管道利用锤击法进行了固有频率测试,实验结果进一步表明，管道安装应力的存在对管道模态频率具有一定影响。在此基础上，开发了管道安装应力测试系统PASTS。（3）基于动力吸振思想，设计了一种适于管路系统减振的弹簧片式动力吸振器。首先对动力吸振器进行了结构设计并进行了参数选择，然后建立了管路有限元模型，理论分析了在安装减振器前后系统的响应，最后用实验验证了所设计的管道减振器具有很好的减振效果。