龔思楚，李森，張憲政，梅李霞

（中航工業(yè)洪都，江西南昌，330001）

某型飛機(jī)進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)聲疲勞分析技術(shù)研究

龔思楚，李森，張憲政，梅李霞

（中航工業(yè)洪都，江西南昌，330001）

針對(duì)某型飛機(jī)進(jìn)氣道口蓋連接區(qū)螺釘松動(dòng)、掉落現(xiàn)象，利用有限元技術(shù)結(jié)合聲疲勞分析DSR法進(jìn)行聲疲勞分析，建立進(jìn)氣道整體有限元模型，并采用Bush單元來(lái)定義口蓋連接處螺釘，通過(guò)細(xì)化有限元模型來(lái)反映結(jié)構(gòu)整體剛度對(duì)結(jié)構(gòu)聲響應(yīng)的影響，結(jié)果表明，進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)抗聲疲勞的細(xì)節(jié)薄弱部位與破壞部位吻合較好。

聲疲勞；隨機(jī)響應(yīng)分析；Bush元；DSR法

0 引言

研究表明，飛機(jī)結(jié)構(gòu)在高強(qiáng)噪聲激勵(lì)作用下會(huì)引起結(jié)構(gòu)動(dòng)應(yīng)力響應(yīng)，出現(xiàn)結(jié)構(gòu)聲疲勞破壞現(xiàn)象［6］。飛機(jī)在飛行過(guò)程中，進(jìn)氣道附近會(huì)產(chǎn)生高強(qiáng)噪聲，進(jìn)氣道內(nèi)部將承受復(fù)雜的氣動(dòng)和噪聲載荷，容易導(dǎo)致聲疲勞破壞，出現(xiàn)連接件松動(dòng)，蒙皮裂紋等現(xiàn)象［5］。根據(jù)以往飛機(jī)結(jié)構(gòu)的聲疲勞分析研究可知，利用有限元分析軟件中的隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)分析模塊對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行聲響應(yīng)分析能夠很好的反映結(jié)構(gòu)的噪聲響應(yīng)，并且與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好，可以準(zhǔn)確預(yù)計(jì)結(jié)構(gòu)抗聲疲勞的細(xì)節(jié)薄弱部位［1］，但是由于實(shí)驗(yàn)條件的限制，分析只針對(duì)典型結(jié)構(gòu)件，通過(guò)合理約束來(lái)替代周邊結(jié)構(gòu)，在對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析時(shí)，并不能充分地考慮周邊結(jié)構(gòu)剛度對(duì)結(jié)構(gòu)噪聲響應(yīng)的影響。本文針對(duì)某型飛機(jī)進(jìn)氣道唇口附近口蓋出現(xiàn)螺釘松動(dòng)和掉落的現(xiàn)象，根據(jù)進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性，建立進(jìn)氣道整體有限元模型，采用Bush單元來(lái)定義口蓋連接處的螺釘，模擬真實(shí)的連接形式，進(jìn)行結(jié)構(gòu)噪聲響應(yīng)分析；并對(duì)進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)不同部位的噪聲響應(yīng)進(jìn)行聲疲勞壽命估算和對(duì)比分析；獲知口蓋連接區(qū)域容易出現(xiàn)聲疲勞破壞，與進(jìn)氣道出現(xiàn)螺釘松動(dòng)、掉落的區(qū)域基本一致。

1 隨機(jī)振動(dòng)過(guò)程

一般工程應(yīng)用中，假設(shè)飛機(jī)噪聲是各態(tài)歷經(jīng)的平穩(wěn)隨機(jī)過(guò)程，作用在結(jié)構(gòu)上的噪聲聲壓是均布的或相同的，這極大的簡(jiǎn)化了隨機(jī)振動(dòng)過(guò)程［2］。工程中噪聲以一組信號(hào)的形式傳遞到結(jié)構(gòu)上，將這一噪聲信號(hào)定義為隨機(jī)變量，其平均功率可以表示為：

則定義：

Sx(ω)表示了信號(hào)平均功率在頻域上的分布。

在聲載荷作用下，結(jié)構(gòu)共振頻率與聲場(chǎng)頻率發(fā)生耦合，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)出現(xiàn)振動(dòng)。由于聲載荷頻率覆蓋范圍較廣，結(jié)構(gòu)的振動(dòng)是多階模態(tài)響應(yīng)疊加的結(jié)果，其疊加方式遵循線性疊加。在隨機(jī)響應(yīng)分析中，聲載荷以功率譜密度的形式施加。假設(shè)聲場(chǎng)在整個(gè)結(jié)構(gòu)受聲面上均勻分布，不隨空間變化，則隨機(jī)載荷的施加可采用非空間場(chǎng)的方式垂直加載于結(jié)構(gòu)受聲面。

一般來(lái)說(shuō)，試驗(yàn)中測(cè)得的聲場(chǎng)為1/3倍頻程的頻帶聲壓級(jí)，而在有限元分析中是以功率譜密度的形式施加聲載荷,因此，需要將測(cè)量得到的頻帶聲壓級(jí)轉(zhuǎn)換為響應(yīng)的功率譜密度譜，把聲壓值換算為等效的功率譜密度壓力值。首先將分貝聲壓級(jí)換算為單位帶寬分貝聲壓級(jí)：

式中：Lf—頻率為f的單位帶寬聲壓級(jí)（dB）；

L—中心頻率為f的效率間隔內(nèi)的聲壓級(jí)；

La—低分辨率時(shí)應(yīng)考慮的載荷精度系數(shù)，對(duì)倍頻程和1/3倍頻程帶圖，取1.0 dB；

ΔL—帶寬修正系數(shù)。

再利用公式：

將Lf轉(zhuǎn)換為均方根壓力值。壓力值的平方即為相應(yīng)頻率功率譜密度的壓力值。聲激勵(lì)載荷的1/3倍頻程帶譜聲壓級(jí)與功率譜密度值引用文獻(xiàn)［1］。

2 有限元模型

由于進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)復(fù)雜，聲載荷激勵(lì)作用于整個(gè)進(jìn)氣道內(nèi)蒙皮，而不能簡(jiǎn)單的將進(jìn)氣道簡(jiǎn)化為典型結(jié)構(gòu)件進(jìn)行聲響應(yīng)分析，因此需建立進(jìn)氣道整體有限元模型。模型中不僅包括進(jìn)氣道內(nèi)蒙皮和框接頭，而且還包括環(huán)向型材、箍和隔框等支持結(jié)構(gòu)，在口蓋連接區(qū)采用Bush單元來(lái)模擬螺釘連接，并通過(guò)合理約束模擬進(jìn)氣道與機(jī)身連接。進(jìn)氣道整體有限元模型如圖1所示，口蓋模型如圖2所示。

圖1 進(jìn)氣道整體有限元模型

3 聲響應(yīng)分析結(jié)果

利用有限元軟件對(duì)進(jìn)氣道模型進(jìn)行隨機(jī)響應(yīng)分析，分析結(jié)果如圖3～圖6所示，對(duì)比圖3與圖5的分析結(jié)果可知，進(jìn)氣道最高應(yīng)力為4.78MPa，位于進(jìn)氣道唇口隔板處，口蓋最高應(yīng)力為2.30MPa，位于與進(jìn)氣道隔板連接處。可知進(jìn)氣道最高應(yīng)力并不在口蓋與隔板連接處，而是進(jìn)氣道隔板處，但是口蓋與進(jìn)氣道隔板連接處的應(yīng)力水平相對(duì)較高，而且與出現(xiàn)螺釘松動(dòng)、掉落的區(qū)域位置基本一致。

4 聲疲勞壽命

結(jié)構(gòu)聲疲勞問(wèn)題的本質(zhì)就是隨機(jī)噪聲激勵(lì)作用使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生動(dòng)應(yīng)力響應(yīng)而導(dǎo)致的疲勞問(wèn)題，在結(jié)構(gòu)聲疲勞壽命分析方法中，DSR法作為一種快速的工程計(jì)算方法而被廣泛采用。DSR法是根據(jù)疲勞累積損傷的原理確定結(jié)構(gòu)的聲疲勞壽命。DSR定義為在噪聲載荷激勵(lì)下所獲得的S-N曲線上對(duì)應(yīng)于106循環(huán)次數(shù)的聲疲勞強(qiáng)度。一般DSR法要計(jì)算基本結(jié)構(gòu)響應(yīng)頻率，結(jié)構(gòu)聲疲勞應(yīng)力，通過(guò)建立結(jié)構(gòu)有限元模型進(jìn)行模態(tài)分析和隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)分析得到，然后確定DSR細(xì)節(jié)聲疲勞額定值，計(jì)算聲疲勞壽命。根據(jù)細(xì)節(jié)疲勞額定值（DSR）的定義，結(jié)構(gòu)在隨機(jī)聲載荷作用下的疲勞壽命為：

圖3 進(jìn)氣道整體應(yīng)力分布云圖

圖4 進(jìn)氣道隔板應(yīng)力分布云圖

圖5 進(jìn)氣道口蓋應(yīng)力分布云圖

圖6 進(jìn)氣道內(nèi)蒙皮應(yīng)力分布云圖

式中：σs—計(jì)算聲疲勞應(yīng)力；

s—聲疲勞S-N曲線的斜度參數(shù)；

DSR為聲激勵(lì)的S-N曲線上對(duì)應(yīng)106次循環(huán)的聲疲勞強(qiáng)度，DSR估算公式為：

式中：DSRjz—結(jié)構(gòu)DSR基準(zhǔn)值MPa；

As—孔填充系數(shù)；

Bs—合金表面處理系數(shù)；

Cs—?jiǎng)澑C深度因子；

Us—加強(qiáng)墊因子。

以上參數(shù)與結(jié)構(gòu)型式、材料、加工工藝及連接方式等因素有關(guān)，由文獻(xiàn)［3］相關(guān)圖表查得。

根據(jù)有限元分析結(jié)果分別對(duì)進(jìn)氣道隔板與口蓋應(yīng)力水平高處進(jìn)行聲疲勞壽命計(jì)算。其中口蓋連接區(qū)最高應(yīng)力值為2.30MPa，再由結(jié)構(gòu)材料和連接形式取DSRjz為51.7MPa，取As、Bs、Cs、Us分別為1.0、1.0、1.0、1.4；則DSR估算值為72.38MPa。通過(guò)文獻(xiàn)查得鋁合金簡(jiǎn)單試件聲疲勞S-N曲線，鋁合金結(jié)構(gòu)斜度參數(shù)s約為1.65。則進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)聲疲勞壽命為：

而進(jìn)氣道隔板最高應(yīng)力值為4.78Mpa，根據(jù)結(jié)構(gòu)材料和連接形式取DSRjz為51.7MPa，取As、Bs、Cs、Us分別為0.95、1.0、0.9、1.4；則DSR估算值為61.88MPa。由文獻(xiàn)查得鋁合金簡(jiǎn)單試件聲疲勞S-N曲線，鋁合金結(jié)構(gòu)斜度參數(shù)s約為1.65。則進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)聲疲勞壽命為：

從計(jì)算結(jié)果可以看出，口蓋連接區(qū)的抗聲疲勞性能較進(jìn)氣道隔板處的強(qiáng)，但是由于口蓋區(qū)是通過(guò)螺釘連接，且處于進(jìn)氣道外蒙皮處，在高應(yīng)力區(qū)容易產(chǎn)生可觀察的螺釘松動(dòng)及掉落現(xiàn)象，而隔板位于進(jìn)氣道與外蒙皮之間，由噪聲激勵(lì)引起的破壞現(xiàn)象不容易被發(fā)現(xiàn)，而且飛機(jī)飛行時(shí)間短，遠(yuǎn)未達(dá)到飛機(jī)目標(biāo)壽命，聲疲勞破壞還未顯現(xiàn)出來(lái)，當(dāng)然，如果口蓋螺釘灌膠不足或連接不緊密的話，由噪聲激勵(lì)導(dǎo)致的螺釘松動(dòng)或掉落現(xiàn)象就會(huì)提前暴露。

6 結(jié)語(yǔ)

本文針對(duì)某型飛機(jī)進(jìn)氣道口蓋區(qū)螺釘松動(dòng)、掉落的現(xiàn)象，建立進(jìn)氣道整體有限元模型，并通過(guò)Bush單元來(lái)定義結(jié)構(gòu)連接，進(jìn)行結(jié)構(gòu)噪聲響應(yīng)分析和聲疲勞壽命估算，由上述分析可知，通過(guò)建立更為細(xì)節(jié)的有限元模型能夠很好的反映結(jié)構(gòu)整體剛度對(duì)結(jié)構(gòu)聲響應(yīng)影響，而且結(jié)構(gòu)聲響應(yīng)結(jié)果和聲疲勞壽命估算結(jié)果與結(jié)構(gòu)破壞現(xiàn)象吻合較好。

[1]劉景光，朱廣榮.有限元法在聲疲勞分析DSR法中的應(yīng)用技術(shù)研究[J].全國(guó)振動(dòng)理論及應(yīng)用，2011.

[2]徐緋，肖壽庭.結(jié)構(gòu)聲疲勞壽命估算的功率譜密度法[J].機(jī)械強(qiáng)度，1996.

[3]俞樹(shù)奎等.飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性及損傷容限設(shè)計(jì)手冊(cè)，第二冊(cè)，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞分析[M].北京:航空航天工業(yè)部技術(shù)研究院，1989.

[4]姚起航，楊學(xué)勤.飛機(jī)結(jié)構(gòu)聲疲勞設(shè)計(jì)手冊(cè)[M].北京:航空工業(yè)出版社，1998.

[5]張秀義.某型飛機(jī)進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)聲疲勞研究[J].飛機(jī)設(shè)計(jì)，1994.

[6]張正平，任方等.飛機(jī)噪聲技術(shù)研究[J].航空學(xué)報(bào)，2008.

>>>作者簡(jiǎn)介

龔思楚，男，1987年出生，2012年畢業(yè)于哈爾濱工業(yè)大學(xué)，工程師，現(xiàn)從事飛機(jī)強(qiáng)度設(shè)計(jì)工作。

Technical Study on Sonic Fatigue Analysis of Intake structure on Certain Aircraft

Gong Sichu,Li Sen,Zhang Xianzheng,Mei Lixia
(AVIC Hongdu Aviation Industry Group,Nanchang,Jiangxi,330024)

On certain type of aircraft,the phenomenon of screw loosing and falling in the connecting region around air intake cover is happened.On this paper,the finite element technique and DSR method are used to conduct the sonic fatigue analysis so as to establish the finite element model for the whole air intake.Bush element is also used to define the screw in connecting region.The model is detailed to reflect the effect on structural sonic response from overall stiffness of the structure,the result of analysis shows that the weak part in anti-sonic fatigue on intake structure fits well the damaged part of that structure.

sonic fatigue;stochastic response analysis Bush element;DSR method

2016-04-19）