飞机结构振动疲劳问题

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1、飞机结构振动疲劳问题摘要：本文简要阐明了飞机结构的动态即噪声和振动疲劳问题，并介绍美国军用规范关于动态疲劳的规定，对我国开展飞机结构振动疲劳问题的研究提出看法和建议．关键词：飞机结构；动态疲劳；噪声；振动1．飞机结构的疲劳与动态疲劳众所周知，飞机在使用中会受到由于滑跑、突风、机动、着陆撞击以及坐舱增压等所造成的重复载荷的作用。出于这些重复载荷的作用，飞机结构的一些部位特别是局部高应力区，如局部应力集中区，有缺陷区等部位就会产生由于交变应力引起的疲劳裂纹，交变应力的继续作用，使疲劳裂纹不断扩展而导致疲劳破坏。这就是通常所说的飞机结构的疲劳。应该指出，在地面操作以及空中飞行中

2、，飞机上的某些部位还始终处在于噪声环境之中，如推进系统噪声源包括：喷气噪声、螺旋桨噪声等，空气动力噪声源包括：边界源噪声、空腔噪声。冲击波噪声、气流分离噪声等都对飞机结构产生噪声激励，而产生振动应力，靠近噪声源的结构，这种振动应力尤其严重。对于某些典型结构，如舵面、平尾、垂尾、腹鳍以及外挂架等由于受到扰流的作用而产生随机振动激励，引起随机振动动力响应；从而在这些结构上的一些部位产生疲劳裂纹。这种由噪声、振动的激励而导致结构产生的疲劳现象可称之为动态疲劳(DynamicFatigue)以区别于前面的由突风、机动载荷等引起的飞机结构的疲劳现象。根据以上所述，动态疲劳又可分成两

3、个部分：—是噪声疲劳，二是振动疲劳。    关于噪声疲劳问题，国内有关单位已经认识到其重要性，并从六五后期就开始投资研究，几年的研究已经取得进展，特别是军机结构声疲劳研究，如声疲劳试验技术研究、声疲劳计算方法研究及软件编制，歼x进气道声疲劳定寿研究都取得了一定成果，为今后进—步研究打下了坚实的基础。    对于振动疲劳国内已服役的机种中，也已经出现了这种问题。如歼x飞机的腹鳍、方向舵在飞行了一时间（如200—300飞行小时)后，经常出现裂纹，经初步分析已经确认为是由于随机扰流作用引起的振动疲劳问题．国营一二四厂也发现某机导弹挂架由于振动而发生螺栓的疲劳断裂。另外，直升机的

4、振动疲劳也是急待解决的问题。八五期间，振动疲劳强度的研究已列入“飞机动强度与动力环境研究”计划之内，并开始了初步研究。要搞好该研究，除现有成员团结协作以外，有关领导也应足够重视。在设备、经费等方面给以必要的支持是必不可少的．2．美国军用规范关于动态疲劳的规定美国海军飞机对动态疲劳强度方面的要求，反映在如下的四个规范中：MIL-A-8866B(AS)MIL-A-8868C(AS)MIL-A-8868B(AS)MIL-A-8870MIL-A-8866B有关气动噪声和振动(AcroacousticandVibration)一节中指出：在飞机使用期内，对消除由于振动、气动噪声和其

5、它振动载荷引起的骨架结构或部件的疲劳裂纹形成或分层或任何其它疲劳破坏的要求与MIL-A-8870的规定—致。MIL-A-8867C是关于地面试验的规定，其中动态疲劳试验的要求包括三项试验：1)声疲劳构件试验；2)尾翼动态度劳试验；3)动态疲劳构件发展试验。关于后两项的规定指出：除了对机动载荷的疲劳试验以外，在大纲中应尽早地在尾翼上进行动态疲劳试验。动态试验应根据在飞行振动和噪声试验期间，在全尺寸研制(FSD)飞机上测量的数据。试验施加的动态环境应比模拟预计的环境严重3.5dB，试验应进行到2倍使用寿命。然后继续试验直至4倍使用寿命或者直至一个不可修复的破坏出现。当飞机构件

6、对于振动(除了声激励之外的振动源)敏感时，并且，它们的预计寿命小于4倍使用寿命(载荷环境应比预计的环城严重3.5dB)时，就要求进行构件研制试验。当试验持续的时间比试验件在使用激励中暴露的时间短时，模拟振动环境时，试验幅值应包含压缩因子。试验施加的加速度应比模拟预计的环境严重3.5dB，并进行到2倍使用寿命．然后继续进行试验，直至达到4倍使用寿命或者一个主要的不可修复的破坏出现为止．此外，有关测量和测试设备以及疲劳检测方法都提出了要求．MIL-A-8868b(AS)是关于军方采购飞机时，要求的有关飞机强度资料、刚度方面的资料和报告，该规范规定了87项报告。这些报告涉及如下

7、几个方面：a.动态载荷、疲劳大纲、准则；b.动态载荷环境分析；c.动态疲劳分析；d.确定环境和特性的实验室试验、地面试验；e.试验计划和大纲；f.结构动态飞行试验；g.结构动力手册。在23项与动态疲劳有关的报告中单独或有关振动疲劳的要求有8项：a.振动载荷疲劳分析报告；b.尾翼振动疲劳分析报告；c.动态疲劳分析最终报告；d.振动疲劳构件(元件)试验计划；  e.尾翼振动疲劳试验计划；  f.构件振动疲劳试验报告；  g.尾翼振动疲劳试验报告；h.振动环境测量报告；从美国(海军)军用规范的内容来看，研制新机过程中，有关振动疲劳的