結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞技術(shù)-姚起杭老師課件

1、結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞技術(shù)結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞技術(shù) 西北工業(yè)大學(xué)振動(dòng)沖擊噪聲工程技術(shù)中心西北工業(yè)大學(xué)振動(dòng)沖擊噪聲工程技術(shù)中心 姚起杭姚起杭 目目 次次一、概述1.1 引言1.2 結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞問題的提出1.3 振動(dòng)疲勞的定義1.4 工程中的振動(dòng)疲勞問題舉例1.5 振動(dòng)疲勞問題的特點(diǎn)及其與靜態(tài)疲勞的區(qū)別1.6 有關(guān)飛機(jī)設(shè)計(jì)規(guī)范中關(guān)于振動(dòng)疲勞的規(guī)定二、振動(dòng)疲勞分析方法2.1 振動(dòng)破壞類型分析2.1.1 振動(dòng)疲勞破壞2.1.2 振動(dòng)峰值破壞（多次穿越破壞）2.2 結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞壽命計(jì)算2.2.1 隨機(jī)振動(dòng)應(yīng)力計(jì)算2.2.2 適用的振動(dòng)疲勞曲線2.3 一般結(jié)構(gòu)的振動(dòng)疲勞壽命計(jì)算2.3.1 周期振動(dòng)2.3.2 隨機(jī)振動(dòng)2.3

2、.3 簡單結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞計(jì)算舉例2.4 薄壁結(jié)構(gòu)的振動(dòng)疲勞壽命計(jì)算2.4.1 共振頻率計(jì)算2.4.2 確定細(xì)節(jié)聲額定強(qiáng)度DSR2.4.3 確定相關(guān)任務(wù)狀態(tài)及時(shí)間2.4.4 確定應(yīng)力循環(huán)次數(shù)2.4.5 振動(dòng)疲勞應(yīng)力計(jì)算2.4.6 振動(dòng)疲勞損傷計(jì)算2.4.7 結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞壽命計(jì)算2.5 綜合載荷作用下的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度校核2.5.1 結(jié)構(gòu)受到靜應(yīng)力和周期性振動(dòng)應(yīng)力同時(shí)作用2.5.2 結(jié)構(gòu)受到靜應(yīng)力與隨機(jī)振動(dòng)應(yīng)力同時(shí)作用情況三、防止結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞的設(shè)計(jì)原則3.1 減輕振（聲）源強(qiáng)度的設(shè)計(jì)原則3.2 降低結(jié)構(gòu)振動(dòng)傳遞的設(shè)計(jì)原則3.3 振動(dòng)控制設(shè)計(jì)技術(shù)3.3.1 結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)3.3.2 附加復(fù)合阻尼層3.3.3

3、微型動(dòng)力吸振器3.3.4 顆粒阻尼器3.3.5 減振器技術(shù)3.4 蒙皮壁板結(jié)構(gòu)抗振動(dòng)疲勞設(shè)計(jì)的具體技術(shù)3.4.1結(jié)構(gòu)型式3.4.2 工藝方法3.4.3 連接方法四、結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞試驗(yàn)的技術(shù)要求4.1 試件要求4.2 試驗(yàn)夾具及安裝要求4.3 試驗(yàn)載荷譜及加載要求4.4 試驗(yàn)結(jié)果處理一、概述一、概述1.1 引言引言 振動(dòng)是物質(zhì)運(yùn)動(dòng)的普遍形式之一，它是物體相對于一定位置的往復(fù)運(yùn)動(dòng)現(xiàn)象。 振動(dòng)有很多危害但也有一些有利的應(yīng)用。 振動(dòng)的危害主要表現(xiàn)為： 儀器、設(shè)備的工作失靈問題； 人員的工效性和健康損失問題； 結(jié)構(gòu)的振動(dòng)強(qiáng)度主要是振動(dòng)疲勞問題； 復(fù)雜設(shè)備、系統(tǒng)的振動(dòng)可靠性問題。 . 振動(dòng)產(chǎn)生噪聲污染環(huán)境。

4、 振動(dòng)技術(shù)研究的進(jìn)展 傳統(tǒng)的振動(dòng)技術(shù)研究主要側(cè)重于動(dòng)力分析、振動(dòng)測量、試驗(yàn)以及振動(dòng)穩(wěn)定性和振動(dòng)控制等等方面，筆者在上世紀(jì)末領(lǐng)導(dǎo)航空工業(yè)部結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)課題研究期間和同仁們一起除致力于研究振動(dòng)控制及振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)外還開創(chuàng)了動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)、振動(dòng)疲勞及動(dòng)態(tài)可靠性技術(shù)研究，力圖推進(jìn)振動(dòng)技術(shù)與設(shè)計(jì)、疲勞及可靠性技術(shù)的交叉，使其具有更廣泛的應(yīng)用價(jià)值與發(fā)展空間。 一下面介紹的振動(dòng)疲勞技術(shù)總結(jié)了筆者在這方面的研究和應(yīng)用成果，將從定義到分析方法、設(shè)計(jì)方法、試驗(yàn)技術(shù)等方面給出完整的使用方法以便工程人員直接掌握應(yīng)用，應(yīng)當(dāng)指出在傳統(tǒng)的疲勞問題中有很大一部分本來就是振動(dòng)疲勞向題，應(yīng)當(dāng)改按本文介紹的方法進(jìn)行處理，才能更好的符合客觀

5、實(shí)際并創(chuàng)造更好的經(jīng)濟(jì)效益。1.2 結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞問題的提出結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞問題的提出 蒸汽機(jī)車發(fā)明后，十九世紀(jì)中葉，人們發(fā)現(xiàn)機(jī)車車輪結(jié)構(gòu)可以在遠(yuǎn)小于其靜強(qiáng)度極限應(yīng)力下發(fā)生破壞因而研究提出了常規(guī)的疲勞問題。人們也發(fā)現(xiàn)，在結(jié)構(gòu)共振頻率下，比一般疲勞載荷小得多的載荷就能使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生振動(dòng)破壞。 上世紀(jì)六十年代，S.H.Crandall及W.D.Mark在他們所著“機(jī)械系統(tǒng)的隨機(jī)振動(dòng)”一書中，首次將振動(dòng)疲勞描述為是一種不可逆的具有損傷累積性質(zhì)的振動(dòng)破壞；顯然，這不是一個(gè)說明問題本質(zhì)的定義。 隨后在許多文獻(xiàn)、書籍甚至標(biāo)準(zhǔn)、規(guī)范中都常常出現(xiàn)“振動(dòng)疲勞”一詞，但都沒有很好解釋。1.3 振動(dòng)疲勞的定義振動(dòng)疲勞的定義 我

6、們基于長期研究實(shí)踐提出以下定義： 振動(dòng)疲勞（或稱動(dòng)態(tài)疲勞）是指結(jié)構(gòu)承受的動(dòng)態(tài)載荷（振動(dòng)、沖擊、噪聲）的頻率分布與結(jié)構(gòu)固有頻率分布具有交集或相接近引起結(jié)構(gòu)共振所產(chǎn)生的疲勞破壞。由此定義可見： 1）振動(dòng)疲勞屬于常規(guī)疲勞問題的一個(gè)分支，其另一部分可以稱之為靜態(tài)疲勞問題。 2）聲疲勞及沖擊引起的疲勞都是由于激起結(jié)構(gòu)共振而產(chǎn)生的疲勞，可以統(tǒng)一為振動(dòng)疲勞問題或稱為動(dòng)態(tài)疲勞。因此聲疲勞除載荷形式不同外其計(jì)算和試驗(yàn)技術(shù)也完全可以和振動(dòng)疲勞一樣。 3）結(jié)構(gòu)非共振響應(yīng)如外部振動(dòng)力（頻率不與共振頻率接近）并沒有激起共振而發(fā)生的疲勞破壞，仍應(yīng)按靜態(tài)疲勞問題處理。1.4 工程中的振動(dòng)疲勞問題舉例工程中的振動(dòng)疲勞問題舉例

7、 1）飛機(jī)液壓導(dǎo)管振裂，導(dǎo)致燒毀飛機(jī) 查明原因：該導(dǎo)管固有頻率為535537Hz，而液壓泵工作頻率528540Hz，激起導(dǎo)管共振破壞。 2）飛機(jī)加力燃油總管振裂、噴油，導(dǎo)致后機(jī)身燒毀。 查明原因： 燃油總管在支撐下的管道共振頻率與發(fā)動(dòng)機(jī)某一頻率接近導(dǎo)致破壞。 3) 飛機(jī)火箭掛梁裂紋 查明原因：火箭懸掛頻率為6.88Hz，而機(jī)翼有6.70Hz的一個(gè)共振頻率，在著陸、滑行、陣風(fēng)時(shí)機(jī)翼的振動(dòng)響應(yīng)引起火箭（類似于動(dòng)力吸振器）的較大共振導(dǎo)致破壞。 4) 飛機(jī)炮架結(jié)構(gòu)裂紋 查明原因：該航炮連發(fā)頻率為22.5Hz，炮架結(jié)構(gòu)共振頻率與連發(fā)頻率的四倍頻一致，導(dǎo)致破壞。1.5 振動(dòng)疲勞問題的特點(diǎn)及其與靜態(tài)疲勞的區(qū)

8、別振動(dòng)疲勞問題的特點(diǎn)及其與靜態(tài)疲勞的區(qū)別1.5.1 結(jié)構(gòu)共振是結(jié)構(gòu)質(zhì)量、剛度、阻尼力與外力綜合平衡的頻域變化特征量，這時(shí)阻尼力分布是決定外力振動(dòng)結(jié)構(gòu)響應(yīng)大小及其破壞的關(guān)鍵因素；而靜態(tài)疲勞既不考慮共振也不考慮阻尼。1.5.2 實(shí)踐中的振動(dòng)疲勞破壞多發(fā)生在結(jié)構(gòu)局部，因而它主要由結(jié)構(gòu)局部的共振特性有關(guān)，同時(shí)還與局部的加工特點(diǎn)和應(yīng)力集中特性有關(guān)；而靜態(tài)疲勞一般只考慮后一種因素。1.5.3 兩種疲勞的SN曲線一般也不相同，靜態(tài)疲勞SN曲線要求在非共振狀態(tài)進(jìn)行試驗(yàn)，而振動(dòng)疲勞按定義應(yīng)當(dāng)跟蹤共振頻率進(jìn)行試驗(yàn)。1.5.4 更重要的是：兩者在應(yīng)用中的抗疲勞設(shè)計(jì)和維修方法不相同，避免振動(dòng)疲勞主要是避免共振和消除應(yīng)

9、力集中，靜態(tài)疲勞只著重于后者。1.5.5 即使是同一結(jié)構(gòu)在兩種疲勞載荷下同一部分的表面應(yīng)力測量結(jié)果相同，但由于兩種載荷引起該部分的三維應(yīng)力分布一般不會(huì)相同；振動(dòng)疲勞與所處共振模態(tài)在該部位的三維應(yīng)變分布有關(guān)，靜態(tài)疲勞在該部位產(chǎn)生的是靜彈性引起的三維應(yīng)力分布，所以兩者的疲勞壽命一般并不會(huì)相同。1.5.6 兩者的裂紋擴(kuò)展特性也不會(huì)相同，振動(dòng)疲勞的裂紋擴(kuò)展特性應(yīng)當(dāng)按照趨向共振和離開共振兩種情況來分析。1.5.7根據(jù)振動(dòng)疲勞的定義和特點(diǎn)可知除了由飛一續(xù)一飛等極低頻大載荷產(chǎn)生的飛機(jī)機(jī)翼、機(jī)身整體構(gòu)件裂紋問題外，其它大部分飛機(jī)拘件、蒙皮、桁、肋的局部裂紋，大多是經(jīng)受一定振動(dòng)力產(chǎn)生共振導(dǎo)致的振動(dòng)疲勞向題，艦船

10、及民用機(jī)械的大部分疲勞問題也都屬于振動(dòng)疲勞問題。所以建立和普及振動(dòng)疲勞技術(shù)以代替以往只用靜態(tài)疲勞方法處理這些問題有非常重要的實(shí)用意義和經(jīng)濟(jì)價(jià)值，這也是振動(dòng)工作者當(dāng)前面臨的一項(xiàng)非常重要的工作。1.6 有關(guān)飛機(jī)設(shè)計(jì)規(guī)范中關(guān)于振動(dòng)疲勞的規(guī)定有關(guān)飛機(jī)設(shè)計(jì)規(guī)范中關(guān)于振動(dòng)疲勞的規(guī)定 盡管國內(nèi)外對振動(dòng)疲勞問題在理論上還沒有正確的認(rèn)識，但在實(shí)踐上卻很重視這個(gè)問題，各國軍機(jī)規(guī)范對此均有規(guī)定。1.6.1 國軍標(biāo)GJB67.885“軍用飛機(jī)的強(qiáng)度和剛度規(guī)范.振動(dòng)” 其中之2.2.1條結(jié)構(gòu)振動(dòng)，在飛機(jī)使用壽命期內(nèi)或可更換部件的規(guī)定使用期內(nèi)，飛機(jī)結(jié)構(gòu)不應(yīng)產(chǎn)生過度振動(dòng)或振動(dòng)疲勞破壞。1.6.2 MILA87221飛機(jī)結(jié)構(gòu)

11、通用規(guī)范 其中之3.6.1條結(jié)構(gòu)振動(dòng)，3.6.3條系統(tǒng)振動(dòng)，都規(guī)定其結(jié)構(gòu)部件不應(yīng)產(chǎn)生過度振動(dòng)或疲勞破壞。1.6.3 MILA8870B(AS)振動(dòng)、顫振和發(fā)散 其附錄A中，30.2.4條要求進(jìn)行結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)疲勞分析，和動(dòng)態(tài)疲勞壽命預(yù)計(jì)，并規(guī)定應(yīng)使用隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)得出的SN曲線。1.6.4 JSSG2006美聯(lián)合使用設(shè)計(jì)規(guī)范 其中之36條規(guī)定，必要時(shí)要采用阻尼及隔振措施，防止結(jié)構(gòu)或其部件產(chǎn)生疲勞破壞或過度振動(dòng)。 其中之A4.6.1條規(guī)定，在缺少基本的振動(dòng)疲勞SN曲線時(shí)應(yīng)做試驗(yàn)，只有分析是不能驗(yàn)證結(jié)構(gòu)抗振動(dòng)疲勞特性的。1.6.5 MILA8860B(AS)系列，地面試驗(yàn)一冊中392條，393條分別規(guī)定了

12、進(jìn)行尾翼動(dòng)態(tài)疲勞試驗(yàn)和構(gòu)件動(dòng)態(tài)疲勞研制試驗(yàn)的要求。二、振動(dòng)疲勞分析方法二、振動(dòng)疲勞分析方法2.1 振動(dòng)破壞類型分析振動(dòng)破壞類型分析 S.H.Crandall提出了振動(dòng)疲勞破壞，首次穿越破壞及某種振動(dòng)瞬時(shí)值比例過大三種振動(dòng)破壞模型，H.R.Sptnce和H.N.Luhre提出了一種振動(dòng)峰值破壞模型，筆者在“振動(dòng)環(huán)境工程”一書中曾經(jīng)以對這四種破壞模型進(jìn)行了分析，指出首次穿越是峰值破壞模型的特例，瞬時(shí)值比例過大模型和峰值破壞模型也是一致的，所以通常只考慮兩種振動(dòng)破壞類型。2.1.1 振動(dòng)疲勞破壞振動(dòng)疲勞破壞 振動(dòng)疲勞破壞除了振動(dòng)應(yīng)力和振動(dòng)循環(huán)次數(shù)計(jì)算不同外，其它均參照常規(guī)疲勞分析方法進(jìn)行。 (1)

13、累積損傷與破壞判據(jù) Miner 線性累積損傷理論：假定結(jié)構(gòu)臨界部位有m個(gè)振動(dòng)應(yīng)力Si作用miiiNnD1ni：振動(dòng)應(yīng)力Si對應(yīng)的循環(huán)次數(shù)；Ni：在SN曲線上Si對應(yīng)的達(dá)破壞循環(huán)次數(shù)；D：試件臨界部位產(chǎn)生的振動(dòng)疲勞損傷量。Miner建議取D=1作為破壞判據(jù)，長期使用證明它是保守的，對于振動(dòng)疲勞我們根據(jù)試驗(yàn)研究建議?。褐芷谡駝?dòng)D=1.2，隨機(jī)振動(dòng)D=1.5。 (1) (2) 載荷壽命關(guān)系式 SN曲線 可以針對特定的材料、構(gòu)件和載荷形式，用試驗(yàn)做出其SN曲線，經(jīng)驗(yàn)表明大多數(shù)SN曲線的有用部分（如104108次之間）一般都表現(xiàn)為雙對數(shù)直線形式，即HHHHbHCbNbSCNSHlog1log1log,

14、或上式中，bH、CH為 曲線的斜率參數(shù)，和截矩參數(shù)下標(biāo)H表周期或正弦。(2)lgS（lg）0logN圖一、典型的振動(dòng)疲勞SN曲線對隨機(jī)振動(dòng)有N曲線rbrCN (3) 下標(biāo)r表隨機(jī)。2.1.2 振動(dòng)峰值破壞（多次穿越破壞）振動(dòng)峰值破壞（多次穿越破壞） 峰值破壞是假定只有超過一定閾值的振動(dòng)峰才能對試件有損壞作用，它在連續(xù)作用達(dá)到一定次數(shù)（時(shí)間）后才可以造成振動(dòng)故障（累積性），而如果一旦振動(dòng)停止，其損壞作用立即歸零（可逆性），試件又可正常工作。許多電子設(shè)備的振動(dòng)故障（失靈問題）近似屬于這一類型。 小阻尼單自由度系統(tǒng)受到零均值的正態(tài)隨機(jī)激勵(lì)其共振響應(yīng)為窄帶正態(tài)過程，峰值yp服從瑞利分布，即其概率密度反

15、函數(shù)P(yp)為222exp2ypyppyyyP(4) yp響應(yīng)峰值； y響應(yīng)瞬時(shí)值的均方根值。 假定破壞閾值為a，則yp超過a的次數(shù)與總峰值次數(shù)之比為222expypapadyyP(5) 只考慮單向峰，總響應(yīng)峰的期望 總數(shù)為總nRtfn0總(6) tR振動(dòng)作用時(shí)間；f0響應(yīng)yp的平均穿零頻率即平均頻率。超過閾a的響應(yīng)峰yp平均次數(shù)aPn為222expyaapann總NNaap (7)aPn假定達(dá)到一定數(shù)目Na發(fā)生故障，即破壞準(zhǔn)則為的期望壽命tR為2202expyaRafNt(8) 取Na=1，即與Crandall關(guān)于首次穿越的結(jié)果相同。 一些設(shè)備、系統(tǒng)在振動(dòng)作用下是否發(fā)生功能失靈，將主要取決

16、于它連續(xù)經(jīng)受的振動(dòng)響應(yīng)峰超過閾a的次數(shù)（時(shí)間）是否達(dá)到期望壽命值，由于這種破壞的可逆性，振動(dòng)一旦停止或降低到閾值a以下設(shè)備又能正常工作。所以在一般振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)中檢驗(yàn)設(shè)備、系統(tǒng)在其使用振動(dòng)環(huán)境作用下是否失靈就取它們使用中發(fā)生較大振動(dòng)量值的最長連續(xù)時(shí)間（對于飛機(jī)這一時(shí)間通常不會(huì)超過30分鐘）來進(jìn)行檢驗(yàn)性試驗(yàn)。便可得到試件2.2 結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞壽命計(jì)算結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞壽命計(jì)算 計(jì)算結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞壽命的關(guān)鍵問題是： 振動(dòng)應(yīng)力計(jì)算特別是隨機(jī)振動(dòng)作用下局部結(jié)構(gòu)的振動(dòng)響應(yīng)應(yīng)力計(jì)算； 適用的振動(dòng)疲勞曲線。 2.2.1 隨機(jī)振動(dòng)應(yīng)力計(jì)算隨機(jī)振動(dòng)應(yīng)力計(jì)算 計(jì)算方法有： 1）各種商用程序； 2）經(jīng)驗(yàn)方法：如波音公司疲勞手冊

17、中給出的一些加強(qiáng)蒙皮壁板結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)疲勞應(yīng)力計(jì)算經(jīng)驗(yàn)公式； 3）解析方法：對一些簡單結(jié)構(gòu)，可以求出解析解，類似如下面2.3.3中的例子； 4）半解析方法：即將隨機(jī)激勵(lì)譜分解，給出近似的解析解： 下面只介紹筆者早年提出的一種半解析方法1）簡化譜形 假定隨機(jī)激勵(lì)具平穩(wěn)、正態(tài)，各態(tài)歷經(jīng)性質(zhì)，其譜密度如圖2(a)所示，根據(jù)功率譜的可加性將其分解為(b)，(c)兩部分；同時(shí)將結(jié)構(gòu)分解為模態(tài)坐標(biāo)下各個(gè)分離的單自由度系統(tǒng)，分別求解后再變換回物理坐標(biāo)，得出物理響應(yīng)均方值。 (a)W (f)（b)0f1f2f3f4fA/2W (f)Af1f0f2f（c)圖2 隨機(jī)激勵(lì)的分解 2） 有限帶寬平譜的均方響應(yīng) 單自由系

18、統(tǒng)應(yīng)力與位移成比例 力激勵(lì)下單自由度系統(tǒng)位移響應(yīng)頻響函數(shù)H(if) nnffiffifH2112 (9) 式中，fn和分別為共振頻率及阻尼系數(shù) 如果取圖2(b)中某一有限帶寬平譜為激勵(lì)WE(f) 其它處021fffWfWEES.H.Crandall給出了這種情況下單自由度系統(tǒng)均方響應(yīng)r的表達(dá)式 ,4120202nnEnErffIffIWfdfWifH式中： (10)2122222121112112ln12nnnnnnfffftgffffffffI(11) 3） 窄帶峰譜的均方響應(yīng)為了解出圖2(c)中各窄帶峰譜的均方響應(yīng)，筆者給出一個(gè)擬合典型窄帶峰似函數(shù)S(f)為 20220201gffffgf

19、AffS(12) 激勵(lì)為 其它處021ffffSfWE式中：f0為窄帶峰的峰值頻率；A為窄帶峰的峰值譜密度；g稱為銳度因子，g=f0f；f為兩個(gè)半峰（A/2）點(diǎn)之間帶寬。此時(shí)有 dffSifHffr2221求積并作近似處理后當(dāng)假定f0與fn接近時(shí)得到gQAQfnr222 (13)式中，Q= 1 / 2，單自由度系統(tǒng)共振放大倍數(shù)。如果fn遠(yuǎn)離f0，其響應(yīng)一般可以忽略不計(jì)。有關(guān)曲線： 筆者曾對鉛、鋼、銅等材料做出過材 料的正弦及隨機(jī)振動(dòng)疲勞SN曲線，同時(shí)在筆者主編的“飛機(jī)結(jié)構(gòu)聲疲勞設(shè)計(jì)手冊”中收集過33條國外有關(guān)典型結(jié)構(gòu)型式及材料工藝的隨機(jī)振動(dòng)疲勞SN曲線，其中有： 鋁合金曲線17條 不銹鋼合金曲

20、線1條 鈦合金曲線9條 鎳合金曲線11條 玻璃纖維曲線2條2.2.2 適用的振動(dòng)疲勞曲線適用的振動(dòng)疲勞曲線(2) 等效轉(zhuǎn)換方法： 實(shí)際應(yīng)用中涉及到的結(jié)構(gòu)型式、材料、工藝以及應(yīng)力集中形式多種多樣，需要通過試驗(yàn)給出大量的振動(dòng)疲勞曲線數(shù)據(jù)。 但有時(shí)可能已經(jīng)擁有某一種結(jié)構(gòu)材料的周期（或者隨機(jī)）振動(dòng)的疲勞曲線，作為近似處理，希望將它轉(zhuǎn)換為隨機(jī)（或周期）振動(dòng)的疲勞曲線提供應(yīng)用。 可以利用Miles上世紀(jì)六十年代發(fā)展的正弦隨機(jī)疲勞等效技術(shù)來推導(dǎo)疲勞曲線的轉(zhuǎn)換關(guān)系。這里指出，早已證明并不存在普遍的正弦隨機(jī)疲勞等效關(guān)系，但對同一種結(jié)構(gòu)形式及材料工藝可以推出兩種疲勞曲線的轉(zhuǎn)換關(guān)系，近似有brCCbbhHrHr (

21、14)bbrHH1122式中：表示伽瑪函數(shù)2.3 一般結(jié)構(gòu)的振動(dòng)疲勞壽命計(jì)算一般結(jié)構(gòu)的振動(dòng)疲勞壽命計(jì)算2.3.1 周期振動(dòng)周期振動(dòng) 設(shè)飛機(jī)一個(gè)典型起落中對所考慮構(gòu)件振動(dòng)疲勞有影響的飛行狀態(tài)有m個(gè)(k=1m)，持續(xù)時(shí)間為tk，第k狀態(tài)中有l(wèi)個(gè)有影響的正弦振動(dòng)，對應(yīng)振動(dòng)頻率為fki (i=1l)，產(chǎn)生的振動(dòng)應(yīng)力為Ski。 則在狀態(tài)k中，第i個(gè)正弦振動(dòng)產(chǎn)生應(yīng)力Ski發(fā)生次數(shù)為kikitfn設(shè)Ski在SN曲線上對應(yīng)達(dá)破壞次數(shù)為Nki，則Ski所產(chǎn)生損傷量為kikkikiNtfD(15) 對k，i求和得出該構(gòu)件一個(gè)飛行起落產(chǎn)生的損傷量 limkkikkiNtf11若取破壞準(zhǔn)則為D=DH則使該構(gòu)件達(dá)破壞的

22、飛行起落數(shù)止QH為 limkkikkiHHNtfDQ112.3.2 隨機(jī)振動(dòng)隨機(jī)振動(dòng) 設(shè)某構(gòu)件在一個(gè)典型飛行起落中有m個(gè)狀態(tài)對其產(chǎn)生隨機(jī)振動(dòng)疲勞損傷，時(shí)間為tk，設(shè)第k狀態(tài)隨機(jī)振動(dòng)有l(wèi)個(gè)窄帶響應(yīng)峰，對立的峰值頻率為發(fā)fki，均方根應(yīng)力響應(yīng)為ki，則應(yīng)力的平均作用次數(shù)為kikkiftnki對應(yīng)的平均達(dá)破壞循環(huán)次數(shù)為Nki，對應(yīng)產(chǎn)生損傷量kikikkikikiNftNnD對所有需考慮的狀態(tài)和響應(yīng)峰求和，有一個(gè)起落的總損傷量為 limkkikkiNtf11設(shè)破壞準(zhǔn)則為D=Dr，則有達(dá)破壞時(shí)之起落數(shù)Qr為 limkkikkirrNtfDQ11(16) 如果一個(gè)構(gòu)件同時(shí)經(jīng)受有周期振動(dòng)和隨機(jī)振動(dòng)，則可同時(shí)

23、算出各自的損傷量，再對損傷準(zhǔn)則取某種折衷或加權(quán)平均處理，最后算出達(dá)破壞的起落數(shù)。 實(shí)際計(jì)算中還要考慮到應(yīng)力集中、環(huán)境影響以及裂紋擴(kuò)展等等問題，這些都可以參照常規(guī)靜態(tài)疲勞對這些問題的處理方法進(jìn)行處理。2.3.3 簡單結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞計(jì)算舉例簡單結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞計(jì)算舉例 受到基礎(chǔ)運(yùn)動(dòng)隨機(jī)激勵(lì)和分布力隨機(jī)激勵(lì)的懸臂梁疲勞計(jì)算。P (x, t)u (t)lbhx圖3 受兩種隨機(jī)激勵(lì)的懸臂梁結(jié)構(gòu)梁長寬高為（l，b，h）基礎(chǔ)振動(dòng)u(t)的加速度譜密度為 uw uw 均布的隨機(jī)力的單位長度載荷為P (x, t)=P (t)，譜密度為WP。(1) 梁固有頻率, 2, 1,2nmEIlnn(17) 式中：E 彈性模量；

24、m 梁單位長度質(zhì)量；I 梁截面慣矩； n 無量綱參數(shù)，此處為 0cos1nnch的解。 由上式可見，當(dāng)m，E，I不變時(shí)，對于一定的階數(shù)n，園頻率n與l2成反比。 22444522,dtudmtPxymEIxtymCIttxy , 2, 1,22numPnnnnnnn(2) 運(yùn)動(dòng)方程式中：n為廣義坐標(biāo)(18)C為阻尼，寫成模態(tài)坐標(biāo)(19)mEIlCnn2 dxxdxxlnln020 lxshlxchlxchlxchxnnnnnnnnnsincoscossin模態(tài)阻尼系數(shù)：；廣義力因子：振型函數(shù)：2n xy2 x2 132222222nnnnPudxxdmWWZEIx (3) 應(yīng)力響應(yīng)自（19）式

25、算出均方響應(yīng)，然返回物理坐標(biāo)可解出均方位移響應(yīng)。再由之計(jì)算應(yīng)力均方響應(yīng)，有 (20)式中：Z為梁斷面系數(shù)。 由上式可以推出，對于一定階數(shù)的共振，應(yīng)力均方值 x2與l成正比。 (4) 具體算例 取梁材料為鋁，l =3m，b =0.6m，h =0.2m（展弦比1/b=5），由于分布載荷無法給定，下面只考慮基礎(chǔ)振動(dòng)激勵(lì)，可取GJB150標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定的噴氣式飛機(jī)激勵(lì)譜如圖所示（只考慮低頻部分）。 0.04W, g2/Hzf, Hz15200圖4 基礎(chǔ)激勵(lì)譜圖 代入數(shù)據(jù)，只取前八階共振可以估算出梁根部均方根應(yīng)力 Mpaxx66. 50計(jì)算中取各階阻尼系數(shù)均為=0.025，鋁材LY12的楊式模量：E=6910

26、3Mpa考慮到L/12的拉伸強(qiáng)度極限b=412MPa屈服極限為，S =274MPa靜態(tài)疲勞持久極限-1=95160MPa。動(dòng)態(tài)疲勞持久極限無數(shù)據(jù)，但我們對鋁材的隨機(jī)振動(dòng)疲勞試驗(yàn)給出-N曲線有低限應(yīng)力：=35MPa。結(jié)論：按所取數(shù)據(jù)，此梁不會(huì)發(fā)生振動(dòng)疲勞破壞。 2.4 薄壁結(jié)構(gòu)的振動(dòng)疲勞壽命計(jì)算薄壁結(jié)構(gòu)的振動(dòng)疲勞壽命計(jì)算 飛機(jī)上薄壁結(jié)構(gòu)包括：蒙皮壁板及它們與桁、肋、框構(gòu)成的組合結(jié)構(gòu)，包括進(jìn)氣道壁板、尾噴口蒙皮、機(jī)身側(cè)壁、機(jī)尾翼前緣、下壁板、根部及梢部蒙皮、發(fā)動(dòng)機(jī)罩蒙皮等裂紋多發(fā)部位。振源有氣動(dòng)附面層紊流，不規(guī)則表面引起的氣流分離，突出物引起的繞流，發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)噪聲以及空腔振動(dòng)與噪聲等。 波音公司在其

27、疲勞手冊（B手冊）中給出了這類結(jié)構(gòu)的聲疲勞計(jì)算DSR（細(xì)節(jié)聲額定值）方法，這里將它改造為隨機(jī)振動(dòng)疲勞分析之用，這樣就可以利用該手冊中給出的有關(guān)特定結(jié)構(gòu)、材料、工藝的試驗(yàn)曲線與參數(shù)、圖表。 DSR方法的計(jì)算步驟如下：2.4.1 結(jié)構(gòu)共振頻率估算對典型薄壁結(jié)構(gòu)（圖5），其一階共振的響應(yīng)頻率f有經(jīng)驗(yàn)公式26101024. 1btkkfsrs (Hz) (21)式中：a，b分別為板長，短邊尺寸（米）；fs 板厚（米）；ks 頻率形狀修正因子（圖6）； kr 曲率修正系數(shù)，對平板kr=1，曲板見圖7圖5 典型薄板幾何尺寸 圖6 頻率形狀比修正系數(shù)krk圖7 曲率修正系數(shù) 圖7 曲率修正系數(shù) 2.4.2

28、確定細(xì)節(jié)聲額定強(qiáng)度確定細(xì)節(jié)聲額定強(qiáng)度DSR所謂所謂DSR值對于隨機(jī)振動(dòng)就是N曲線上對應(yīng)10的6次方循環(huán)時(shí)的動(dòng)態(tài)疲勞強(qiáng)度值。)(KpaUCBADSRDSRssssBASE式中：DSRBASE，基本聲額定強(qiáng)度，見表1，表2，表3 As孔充填系數(shù)見表4 Bs材料系數(shù)見表5 Cs鉚釘埋頭系數(shù)見圖8 Us加強(qiáng)墊凸臺系數(shù)見表6(22)表1 加強(qiáng)蒙皮腹板BASEDSR值BASEDSR值 表2 框加強(qiáng)件組合結(jié)構(gòu)的 表3 開孔壁板的BASEDSR值 表4 系數(shù)sA孔充填系數(shù)（各種緊固件） 表5 系數(shù)sB材料系數(shù) 表6 系數(shù)sU加強(qiáng)墊凸臺系數(shù)圖8 系數(shù)sC，鉚釘埋頭系數(shù)2.4.3 確定相關(guān)任務(wù)狀態(tài)及時(shí)間確定相關(guān)任

29、務(wù)狀態(tài)及時(shí)間 根據(jù)飛機(jī)飛行剖面確定與所考慮構(gòu)件振動(dòng)疲勞有關(guān)的飛行狀態(tài)及其持續(xù)時(shí)間，設(shè)相關(guān)狀態(tài)共有m個(gè)，各自的持續(xù)時(shí)間分別為tk，k=1m；2.4.4 確定應(yīng)力循環(huán)次數(shù)確定應(yīng)力循環(huán)次數(shù) 只考慮第一階共振頻率f1，在第k個(gè)相關(guān)狀態(tài)中應(yīng)力循環(huán)次數(shù)為nk=f1tk2.4.5 振動(dòng)疲勞應(yīng)力計(jì)算振動(dòng)疲勞應(yīng)力計(jì)算 詳見2.2.1節(jié)。2.4.6 振動(dòng)疲勞損傷計(jì)算振動(dòng)疲勞損傷計(jì)算按按DSR定義，設(shè)結(jié)構(gòu)在第k狀態(tài)均方根隨機(jī)應(yīng)力k下的疲勞壽命為Nk有610bkkDSRN (23)第k個(gè)狀態(tài)中1個(gè)應(yīng)力循環(huán)的損傷量Mk1為61101bkkkDSRNM第k個(gè)飛行狀態(tài)的總疲勞損傷量Mk =Mk1 nkmkkTMM1 (24

30、) 每個(gè)飛行起落全部有關(guān)狀態(tài)的損傷量即為該起落的損傷量MT2.4.7 結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞壽命計(jì)算結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞壽命計(jì)算設(shè)飛機(jī)有設(shè)飛機(jī)有n個(gè)飛行起落，所考慮構(gòu)件的總損傷量為 Dn = nMT 若取D = Dr作為破壞準(zhǔn)則，則若該構(gòu)件的振動(dòng)疲勞壽命為n總個(gè)起落，有TrMDn總 (25) 2.5 綜合載荷作用下的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度校核綜合載荷作用下的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度校核 實(shí)踐中可能有量級相當(dāng)?shù)撵o、動(dòng)、疲勞載荷作用于同一構(gòu)件，即所謂綜合載荷作用下的綜合強(qiáng)度問題。 以前，有人對靜、動(dòng)載荷同時(shí)作用情況，采取將動(dòng)載乘一定放大倍數(shù)與靜載迭加進(jìn)行靜強(qiáng)度校核，這就忽略了動(dòng)載的共振時(shí)間效應(yīng)即振動(dòng)疲勞問題。同樣以往也只按靜態(tài)疲勞處理動(dòng)態(tài)疲勞問

31、題，從而忽略了兩者在SN曲線及破壞特征方面的差別。 一般而言，靜動(dòng)載荷同時(shí)作用時(shí)應(yīng)將靜載與動(dòng)載幅值相加作靜強(qiáng)度校核，同時(shí)要以靜應(yīng)力為均值進(jìn)行動(dòng)應(yīng)力作用下的振動(dòng)疲勞校核。 振動(dòng)、疲勞兩種載荷同時(shí)作用時(shí)，應(yīng)分別計(jì)算兩種載荷引起的振動(dòng)疲勞損傷量和靜態(tài)疲勞損傷量，然后將二者相加取一個(gè)折衷的破壞次數(shù)，則求出其綜合的疲勞壽命。2.5.1 結(jié)構(gòu)受到靜應(yīng)力和周期性動(dòng)應(yīng)力同時(shí)作用結(jié)構(gòu)受到靜應(yīng)力和周期性動(dòng)應(yīng)力同時(shí)作用設(shè)構(gòu)件一定部位受到靜應(yīng)力設(shè)構(gòu)件一定部位受到靜應(yīng)力S0，周期性動(dòng)應(yīng)力F(t) 1000sincos2nnntnbtnaatF (26)假定F(t)分解后只有有限項(xiàng)量值較大應(yīng)加考慮，其中有P項(xiàng)的頻率與結(jié)構(gòu)

32、某些階共振頻率相同或相近，有項(xiàng)則遠(yuǎn)離構(gòu)件共振頻率。 tfssmax0此時(shí)產(chǎn)生的最大靜應(yīng)力為應(yīng)按靜強(qiáng)度校核。對P項(xiàng)與共振有關(guān)的應(yīng)力應(yīng)求出其振動(dòng)疲勞損傷量（平均應(yīng)力為S0+a0/2），對Q項(xiàng)靜態(tài)疲勞應(yīng)力按靜態(tài)疲勞曲線計(jì)算其損傷量（平均應(yīng)力亦為S0+a0/2），然而再取一折衷的破壞準(zhǔn)則計(jì)算疲勞壽命。2.5.2 結(jié)構(gòu)受到靜應(yīng)力與隨機(jī)振動(dòng)應(yīng)力同時(shí)作用情況結(jié)構(gòu)受到靜應(yīng)力與隨機(jī)振動(dòng)應(yīng)力同時(shí)作用情況 設(shè)結(jié)構(gòu)受到靜應(yīng)力為S0，且結(jié)構(gòu)有m個(gè)共振，在寬帶隨機(jī)激勵(lì)下有m個(gè)窄帶應(yīng)力響應(yīng)F1(t),，F(xiàn)m(t)，它們的均值及均方根值分別為 1,，m，1，m； 設(shè)它們的合應(yīng)力為F(t)，在相互獨(dú)立且無關(guān)的條件下有總均值、總

33、均方根值為miimi，121 利用工程上公認(rèn)的“3準(zhǔn)則”即由于阻尼、非線性等因素，可以不考慮隨機(jī)事件中那些極小概率下的大量值發(fā)生可能性，對于正態(tài)分布，即忽略掉小于0.26%的概率下發(fā)生大于3量值的可能性。 這樣靜強(qiáng)度校核應(yīng)力取為30 SS同時(shí)在平均應(yīng)力分別為S0+i下計(jì)算各第i個(gè)共振產(chǎn)生的振動(dòng)疲勞損傷Di，總損傷量為miiDD1對此進(jìn)行振動(dòng)疲勞校核。 三、防止結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞的設(shè)計(jì)原則三、防止結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞的設(shè)計(jì)原則3.1 減輕振（聲）源強(qiáng)度的設(shè)計(jì)原則減輕振（聲）源強(qiáng)度的設(shè)計(jì)原則(1) 選用低振動(dòng)、低噪聲動(dòng)力裝置；(2) 盡量避免開口、突出物或不規(guī)則表面設(shè)計(jì)；(3) 對于孔、洞引起的空腔噪聲和振動(dòng)，

34、可附加阻尼處理或設(shè)置擾流板等；(4) 對腹鰭、天線等突出結(jié)構(gòu)可進(jìn)行動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)與附加阻尼處理或穿孔處理。(5) 改善結(jié)構(gòu)外形設(shè)計(jì)，避免形狀收斂過快，安裝角或仰角過大等易于引起擾流及分離流抖振的設(shè)計(jì)；(6) 改進(jìn)操縱面旋轉(zhuǎn)剛度，增加阻尼，減少間隙以防止嗡鳴。 3.2 降低結(jié)構(gòu)振動(dòng)傳遞的設(shè)計(jì)原則降低結(jié)構(gòu)振動(dòng)傳遞的設(shè)計(jì)原則 (1) 在連接接頭處，應(yīng)采用機(jī)械阻抗失配設(shè)計(jì)，如采用不同材料不同構(gòu)造形式等，以降低相連結(jié)楊之間的聲及振動(dòng)傳遞能力，傳遞能力可用下式估計(jì)，設(shè)d為傳遞系數(shù)，有 zzzzd122142zz21,分別為兩廣連接件的阻抗 (2) 在振動(dòng)主要傳播途徑上附加動(dòng)力吸振器，它近似于一個(gè)接地點(diǎn)。 (3

35、) 對有關(guān)振源和易振局部結(jié)構(gòu)、系統(tǒng)，采取減振連接或安裝減振器， 如： 動(dòng)力裝置的減振安裝 特設(shè)系統(tǒng)的減振器安裝 局部易振構(gòu)件的阻尼處理 附加屏蔽裝置防止強(qiáng)噪聲與壓力波的直接作用3.3 振動(dòng)控制設(shè)計(jì)技術(shù)振動(dòng)控制設(shè)計(jì)技術(shù)3.3.1 結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì) 這是在設(shè)計(jì)階段防止過度振動(dòng)或振動(dòng)疲勞的設(shè)計(jì)技術(shù)，即使得所設(shè)計(jì)構(gòu)件的共振頻率與振源頻率或相關(guān)安裝結(jié)構(gòu)的共振頻率分開，或者使其響應(yīng)不超過許可值，這是一種前置的振動(dòng)控制設(shè)計(jì)措施，對1.4節(jié)中的幾個(gè)例子如果能進(jìn)行動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)就可以避免事故。當(dāng)然在事后改進(jìn)設(shè)計(jì)也需要應(yīng)用這一方法。3.3.2 附加復(fù)合阻尼層附加復(fù)合阻尼層 飛機(jī)振動(dòng)疲勞裂紋多發(fā)生在一些薄壁

36、結(jié)構(gòu)以及管道、油箱的局部區(qū)域，如果所受載荷為寬帶隨機(jī)載荷則最有效的控制措施就是附加一種由多層、多種阻尼材料復(fù)合而成的阻尼層，它是一種減振止裂貼層，我們已研制有四層及六層的復(fù)合層（Fz1與Fz2兩型），應(yīng)用在新舟60及強(qiáng)五飛機(jī)產(chǎn)生裂紋處，收到了良好的效果。采用多種多層阻尼材料復(fù)合主要是拓寬有效溫度和頻率范圍并加重效果。3.3.3 微型動(dòng)力吸振器微型動(dòng)力吸振器 如果薄壁結(jié)構(gòu)受到的主要不是隨機(jī)振動(dòng)而是若干固定頻率的振動(dòng)，這時(shí)就需要應(yīng)用微型動(dòng)力吸振器技術(shù)，它是重量輕、尺寸小的吸振器，貼在一塊四邊簡支薄板的中心，可吸收60%以上的壁板振動(dòng)。我們在運(yùn)八、運(yùn)十二飛機(jī)上都有應(yīng)用。3.3.4 顆粒阻尼器顆粒阻尼

37、器 許多飛機(jī)的機(jī)、尾翼梢部都有一個(gè)配重，它們往往會(huì)在連接處產(chǎn)生振動(dòng)裂紋，我們建議將其改造為一種空心的顆粒碰撞阻尼器，既可減振又可起顫振平衡配重的作用，這已經(jīng)在飛機(jī)平尾翼尖配重作了嘗試。3.3.5 減振器技術(shù)減振器技術(shù) 對有關(guān)振源（發(fā)動(dòng)機(jī)、APU、泵、壓縮機(jī)等）及有關(guān)振動(dòng)敏感構(gòu)件及特設(shè)、系統(tǒng)安裝減振器，是防止發(fā)生多種振動(dòng)疲勞破壞的重要措施，我們已研制了可以三向減振三向承載的各型金屬絲網(wǎng)減振器如表6所列。型號載荷（N）固有頻率（Hz）共振放大系數(shù)（Q）隔振效率（Hz）隔振頻帶（Hz）單件質(zhì)量（Kg）安裝極限尺寸長寬高（mm）安裝孔距（mm）AAW301010202222.580%3020000.0

38、3438383029AAW301210202312.585%3020000.030323229.526.8AAW30185202012.583%3020000.036262631.220AAW302210201913.087%2320000.08438383129AAW30075202412.580%3520000.03035353026AAW302025183.087%2820000.02832323023AAW0130501923.080%3020000.08044444735AAW0250701623.080%2520000.12352525542AAW031001502343.080%

39、3020000.21059596347AAW705002001923.080%2520000.53460605644AAW1008002001823.080%2520001.02880806260表6 部分金屬絲減振器產(chǎn)品主要性能及安裝尺寸綜合表3.4 蒙皮壁板結(jié)構(gòu)抗振動(dòng)疲勞設(shè)計(jì)的具體技術(shù)蒙皮壁板結(jié)構(gòu)抗振動(dòng)疲勞設(shè)計(jì)的具體技術(shù) 以下是國外有關(guān)試驗(yàn)研究結(jié)果，已給出的一些結(jié)論。3.4.1結(jié)構(gòu)型式 （1）同樣條件下夾層板、波紋板、整體壁板抗振動(dòng)疲勞性能好，但成本高； （2）蒙皮長桁鉚接板及點(diǎn)焊板抗振動(dòng)疲勞性能差，但成本低； （3）加筋板比光板抗振動(dòng)疲勞能力強(qiáng)； （4）復(fù)合材料板比鋁板抗振動(dòng)疲勞能力強(qiáng)；

40、 （5）改進(jìn)連接強(qiáng)度，增加厚度，減小曲率對提高振動(dòng)疲勞強(qiáng)度有利。3.4.2 工藝方法工藝方法 (1) 膠接工藝可以減少預(yù)應(yīng)力和應(yīng)力集中； (2) 整體加工要防止邊緣損傷； (3) 鉚接、點(diǎn)焊易產(chǎn)生應(yīng)力集中； (4) 加工及安裝時(shí)要防止出現(xiàn)加工應(yīng)力及安裝應(yīng)力； (5) 鋁板的表面陽級化處理及園頭鉚釘加高分子聚脂襯墊均可提高抗振動(dòng)疲勞性能。3.4.3 連接方法連接方法 (1) 埋頭鉚釘連接的T型蒙皮加筋結(jié)構(gòu)易產(chǎn)生振動(dòng)疲勞、但在蒙皮和筋條向增加一層或多層粘性襯墊可消除間隙，提高抗疲勞性能； (2) L型與Z型的筋條與蒙皮的連接不如T型連接好； (3) 壁板邊緣的連接，螺接時(shí)采用雙層襯墊固定較好，連接

41、處應(yīng)避免剛度突變； (4) 壁板邊界處采用雙排無偏心矩鉚接比單排好，高精度帶凸頭的螺栓固定比埋頭螺栓固定好，劃窩越深越不利，加襯墊比不加襯墊好。 四、結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞試驗(yàn)的技術(shù)要求四、結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞試驗(yàn)的技術(shù)要求4.1 試件要求試件要求4.1.1 試件的質(zhì)量分布、剛度分布、阻尼分布應(yīng)與使用件一致。4.1.2 試件的材料、結(jié)構(gòu)型式、加工工藝、連接形式、表面處理均應(yīng)與使用件一致。4.1.3 試件應(yīng)采用正常生產(chǎn)件，如果件數(shù)很多應(yīng)進(jìn)行隨面抽樣。4.2 試驗(yàn)夾具及安裝要求試驗(yàn)夾具及安裝要求4.2.1 用試驗(yàn)夾具安裝試件時(shí)應(yīng)模擬試件實(shí)際安裝的動(dòng)力特性，即試件安裝在飛機(jī)上與試件安裝在夾具及試驗(yàn)臺上的安裝頻率、模態(tài)

42、及動(dòng)力響應(yīng)特性應(yīng)當(dāng)一致，這就是所謂的機(jī)械阻抗等效或相互作用等效。 這就要求應(yīng)對夾具進(jìn)行動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)。完全做到這一點(diǎn)比較困難，但應(yīng)當(dāng)使前三階頻率一致，如飛機(jī)尾翼的振動(dòng)疲勞試驗(yàn)夾具應(yīng)能模擬后機(jī)身垂直彎曲水平彎曲及扭轉(zhuǎn)三個(gè)第一階頻率。4.2.2 試件在夾具上的安裝特性應(yīng)當(dāng)符合它在飛機(jī)上的安裝特性，必要時(shí)可用剛度試驗(yàn)加以驗(yàn)證。4.3 試驗(yàn)載荷譜及加載要求試驗(yàn)載荷譜及加載要求4.3.1 應(yīng)當(dāng)根據(jù)試件的使用剖面和環(huán)境剖面進(jìn)行地面及飛行振動(dòng)測量并采用合理的振動(dòng)數(shù)據(jù)處理及歸納方法制定出適當(dāng)?shù)脑嚰駝?dòng)疲勞載荷譜。4.3.2 試驗(yàn)加載方式也應(yīng)當(dāng)模擬實(shí)際加載情況，例如，同時(shí)具有集中與分布載荷作用時(shí)兩者也應(yīng)當(dāng)同時(shí)模擬，

43、如果有靜載及有關(guān)環(huán)境條件也應(yīng)當(dāng)同時(shí)加以模擬。4.3.3 試驗(yàn)設(shè)備不應(yīng)當(dāng)對試件附加不必要的影響，否則應(yīng)進(jìn)行改進(jìn)或修正。4.4 試驗(yàn)結(jié)果處理試驗(yàn)結(jié)果處理4.4.1 應(yīng)對試件進(jìn)行動(dòng)力分析和相互作用等效分析，以說明試驗(yàn)結(jié)果是可靠的。4.4.2 應(yīng)對試件進(jìn)行破壞或損傷分析，給出破壞原因、剩余損傷量，提出改進(jìn)設(shè)計(jì)的意見。4.4.3 與常規(guī)疲勞試驗(yàn)一樣，可能情況下應(yīng)對試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析。 五 、結(jié)構(gòu)聲疲勞問題5.1 結(jié)構(gòu)的聲疲勞 眾所周知，聲波是一種通過媒質(zhì)傳播的壓力脈動(dòng)，當(dāng)它作用于人耳時(shí)，按照其強(qiáng)度及頻率特征，人們往往將它劃分為不同的類型，如次聲、可聞聲、超聲、樂聲、噪聲等。 噪聲對結(jié)構(gòu)和物體的作用本質(zhì)

44、上是一種空間分布的，并且往往是隨時(shí)間變化的具有一定頻率分布特征的動(dòng)態(tài)隨機(jī)壓力載荷。當(dāng)這種載荷的量值相對較小時(shí)，如一般人耳所能承受的聲壓級或更大一些，尚不會(huì)對結(jié)構(gòu)產(chǎn)生影響，隨著聲載荷作用量值繼續(xù)增大，如聲壓級超過140dB以上，便可能在結(jié)構(gòu)上產(chǎn)生一定的分布應(yīng)力響應(yīng)，特別是當(dāng)噪聲的頻率分布特性和它所作用結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)特性互相耦合時(shí)，結(jié)構(gòu)就會(huì)發(fā)生顯著的應(yīng)力響應(yīng)。在這種動(dòng)態(tài)應(yīng)力的長時(shí)間作用下，就如同一般的振動(dòng)疲勞問題一樣，在結(jié)構(gòu)上應(yīng)力集中或其它缺陷部位會(huì)產(chǎn)生疲勞裂紋直至發(fā)展為疲勞破壞。這就是所謂的結(jié)構(gòu)聲疲勞問題。當(dāng)然如果聲載荷作用量值繼續(xù)增大如聲壓級超過180dB以上，它可能產(chǎn)生靜強(qiáng)度破壞。 自20世紀(jì)50

45、年代未期開始，飛機(jī)結(jié)構(gòu)聲疲勞問題就己經(jīng)成為飛機(jī)設(shè)計(jì)、分析、試驗(yàn)以及使用維護(hù)中必須加以考慮的一個(gè)專門技術(shù)問題。從20世紀(jì)70年代起，各種飛機(jī)設(shè)計(jì)規(guī)范和標(biāo)準(zhǔn)已正式列入了處理聲疲勞問題的有關(guān)具體規(guī)定。 實(shí)踐表明，軍用飛機(jī)在使用中會(huì)常常出現(xiàn)各種類型的聲疲勞破壞現(xiàn)象。其中大多表現(xiàn)為：各種翼面蒙皮及機(jī)身側(cè)壁蒙皮裂紋、掉鉚釘，甚至發(fā)展到相應(yīng)的翼肋和機(jī)身環(huán)框裂紋，進(jìn)氣道內(nèi)蒙皮裂紋、掉鉚釘和相應(yīng)結(jié)構(gòu)損壞，機(jī)尾結(jié)構(gòu)在噴流熱噪聲聯(lián)合作用下也會(huì)產(chǎn)生各種破壞現(xiàn)象。盡管一般認(rèn)為這類問題可以被早期發(fā)現(xiàn)、修理，不可能導(dǎo)致重大飛行事故。但如果不在設(shè)計(jì)、研制中較好地解決這一問題，仍將會(huì)給飛機(jī)使用帶來極大的不方便并將付出可觀的維修

46、費(fèi)用。所以飛機(jī)使用方通常都要求飛機(jī)制造廠商嚴(yán)格執(zhí)行有關(guān)規(guī)范及標(biāo)準(zhǔn)中關(guān)于聲疲勞問題的規(guī)定，要在設(shè)計(jì)、研制中采取措施，并通過可靠的分析和試驗(yàn)驗(yàn)證表明：1) 承受聲激勵(lì)的飛機(jī)結(jié)構(gòu)的任何部位不得產(chǎn)生聲疲勞裂紋：2) 如果產(chǎn)生了聲疲勞裂紋，必須采取有關(guān)維修措施，以保證這種裂紋不可能引起災(zāi)難性的破壞。5.2 結(jié)構(gòu)聲疲勞設(shè)計(jì)、分析和試驗(yàn)工作內(nèi)容 國內(nèi)外制定的有關(guān)飛機(jī)聲疲勞設(shè)計(jì)規(guī)范或標(biāo)準(zhǔn)中規(guī)定;在飛機(jī)設(shè)計(jì)、研制過程中為確保飛機(jī)研制質(zhì)量和使用安全而進(jìn)行的飛機(jī)結(jié)構(gòu)聲疲勞設(shè)計(jì)、分析和試驗(yàn)工作主要包括以下幾個(gè)方面：5.2.1 聲疲勞大綱 飛機(jī)設(shè)計(jì)師在考慮可能經(jīng)受強(qiáng)噪聲聲壓級（超過140dB）作用的結(jié)構(gòu)件設(shè)計(jì)問題時(shí)，應(yīng)

47、當(dāng)首先制定一個(gè)聲疲勞大綱，用以規(guī)定按照規(guī)范或標(biāo)準(zhǔn)需要進(jìn)行的各項(xiàng)分析、測量漢驗(yàn)證試驗(yàn)工作計(jì)劃。此項(xiàng)大綱應(yīng)是結(jié)構(gòu)完整性大綱的一個(gè)組成部分，它應(yīng)當(dāng)包括下列各項(xiàng)內(nèi)容：作用在飛機(jī)結(jié)構(gòu)表面上的各種聲載荷的預(yù)計(jì)分析，最終給出綜合的結(jié)構(gòu)聲載荷分布;考慮到結(jié)構(gòu)型式、連接件及工藝、材料特性的有關(guān)結(jié)構(gòu)部件聲疲勞數(shù)據(jù)的獲得;結(jié)構(gòu)初步設(shè)計(jì)以及相關(guān)的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)優(yōu)化設(shè)計(jì)分析和聲疲勞壽命預(yù)計(jì)分析;用早期生產(chǎn)型飛機(jī)對有關(guān)結(jié)構(gòu)表面進(jìn)行的聲測量并制定聲疲勞試驗(yàn)載荷譜;有關(guān)結(jié)構(gòu)的全尺寸構(gòu)件聲疲勞驗(yàn)證試驗(yàn);A.結(jié)構(gòu)改進(jìn)方案以及使用中的維護(hù)措施。5.2.2 聲載荷預(yù)計(jì)分析 飛機(jī)結(jié)構(gòu)發(fā)生聲疲勞的根本原因在于聲載荷的作用，雖然飛機(jī)在其使用過程中始終伴隨有強(qiáng)噪聲存在，但一般規(guī)范規(guī)定只有當(dāng)飛機(jī)結(jié)構(gòu)部件承受的聲載荷聲壓級超過140dB 時(shí)才需要考慮其聲疲勞問題;在飛機(jī)上對結(jié)構(gòu)可能產(chǎn)生超過140dB 聲壓級的聲源主要有以下幾種：A. 動(dòng)力裝置（推進(jìn)系統(tǒng)）工作產(chǎn)生的噪聲，如噴氣噪聲、渦輪風(fēng)扇及壓氣機(jī)噪聲、螺旋漿噪聲等;B. 飛行中空氣動(dòng)