结构振动疲劳技术-姚起杭老师分解.ppt

5.2.4 声疲劳预计分析和声疲劳设计问题 飞机结构声疲劳预计分析是受强噪声作用的结构设计工作的一项重要内容，这一工作乃是建立在获得有关结构元件或结构部件声疲劳试验S-N 数据或等效的随机振动疲劳试验S-N 数据（包括有关工艺、材料及应力集中特性）以及结构动特性及动力响应分析的基础上。在飞机设计初期所需的声疲劳数据可以参考相近似的有关试验数据，声疲劳分析本身主要是参考常规的结构疲劳分析方法以及有关工程经验方法如波音DSR 方法等。 对于结构耐声疲劳设计问题，在结构初步设计及改进中都必需选择合理的结构型式和参数、结构材料、连接方式、工艺方法以及合理地考虑应力集中、边界连接、结构阻尼、其它环境条件、表面保护等问题才能保证结构具有良好的耐声疲劳品质。在这些方面合理地应用以往的结构设计及使用经验、有关结构动力学设计方法和常规疲劳设计的经验和方法将是非常必要的。 5.2.5 声载荷测量和声疲劳试验 结构声疲劳验证试验是检验设计和保证使用安全的一项重要手段。 声载荷测量的目的是为验证声载荷预计分析和编制结构声疲劳试验载荷谱提供实测数据。结构声疲劳试验载荷谱一般是依据飞行任务剖面（状态）时间数据和状态声载荷测量结果利用所考虑的结构部件的声疲劳元件试验S-N 曲线进行归纳整理得到的。 声疲劳试验是一种高声强试验，一般按结构部件所处声场性质的不同划分为行波管试验、混响室试验以及外场模拟（喷气）噪声试验三种类型;根据结构使用中的环境和载荷状况，试验时可考虑附加其它载荷（如静载）和其它环境（如高温）条件。 5.3 结构声疲劳与振动疲劳技术的统一 根据我们前面对于振动疲劳的定义可见，声疲劳现象除载荷不同外，本质上就是一种分布随机动态载荷作用下的振动疲劳问题，因而两种问题完全可以在技术处理上统一起来，例如： 声疲劳S-N 曲线可以用随机振动试验给出; 声疲劳分析可以基于结构动力分析和动力响应分析来进行; 抗声疲劳设计可以综合采用结构动力学优化设计，阻尼附加设计以及常规的抗疲劳设计技术来进行; 使用中发生的声疲劳裂纹维修技术也和振动疲劳裂纹维修一样，采用阻尼附加，局部结构及工艺改进等方法进行; 声疲劳试验也可以采用（拟）分布随机动载荷的随机振动试验技术来进行，这将远比以往昂贵且不能有效摸拟实际的高声强试验技术更为合理。 备注： 有关结构声疲劳技术的详细介绍请参见下列著作： 《飞机结构声疲劳设计手册》（姚起杭主编，航空工业出版社1998年出版） 《飞机结构声疲劳文集》（姚起杭主编，航空工业出版社1991年出版） (3) 应力响应 自（19）式算出均方响应 ，然返回物理坐标可解出均方位移响应 。再由之计算应力均方响应 ，有 (20) 式中：Z为梁断面系数。 由上式可以推出，对于一定阶数的共振，应力均方值 与l成正比。 (4) 具体算例 取梁材料为铝，l =3m，b =0.6m， h =0.2m（展弦比1/b=5），由于分 布载荷无法给定，下面只考虑基础 振动激励，可取GJB150标准规定 的喷气式飞机激励谱如图所示 （只考虑低频部分）。 0.04 W, g2/Hz f, Hz 15 200 图4 基础激励谱图 代入数据，只取前八阶共振可以估算出梁根部均方根应力 计算中取各阶阻尼系数均为ζ=0.025，铝材LY12的杨式模量：E=69×103Mpa 考虑到L/12的拉伸强度极限σb=412MPa 屈服极限为，σS =274MPa 静态疲劳持久极限σ-1=95~160MPa。 动态疲劳持久极限无数据，但我们对铝材的随机振动疲劳试验给出σ-N曲线有低限应力：σ=35MPa。 结论：按所取数据，此梁不会发生振动疲劳破坏。 2.4 薄壁结构的振动疲劳寿命计算 飞机上薄壁结构包括：蒙皮壁板及它们与桁、肋、框构成的组合结构，包括进气道壁板、尾喷口蒙皮、机身侧壁、机尾翼前缘、下壁板、根部及梢部蒙皮、发动机罩蒙皮等裂纹多发部位。振源有气动附面层紊流，不规则表面引起的气流分离，突出物引起的绕流，发动机强噪声以及空腔振动与噪声等。 波音公司在其疲劳手册（B手册）中给出了这类结构的声疲劳计算DSR（细节声额定值）方法，这里将它改造为随机振动疲劳分析之用，这样就可以利用该手册中给出的有关特定结构、材料、工艺的试验曲线与参数、图表。 DSR方法的计算步骤如下： 2.4.1 结构共振频率估算 对典型薄壁结构（图5），其一阶共振的响应频率f有经验公式 (Hz) (21) 式中：a，b分别为板长，短边尺寸（米）；fs 板厚（米）；ks 频率形状修正因子（图6）； kr 曲率修正