廉 政，周衛(wèi)冬

鋁合金加筋板共振疲勞實(shí)驗(yàn)研究

廉 政1，周衛(wèi)冬2

(1.南京交通職業(yè)技術(shù)學(xué)院軌道交通學(xué)院，江蘇南京211188；2.中核集團(tuán)中國中原對(duì)外工程有限公司，上海 徐匯區(qū) 200234)

為了解常用鋁合金加筋板結(jié)構(gòu)件在動(dòng)態(tài)載荷下結(jié)構(gòu)的響應(yīng)特性，分析該類型結(jié)構(gòu)件在振動(dòng)特別是共振條件下，危險(xiǎn)位置的應(yīng)力應(yīng)變響應(yīng)的變化規(guī)律及其壽命特性，該文設(shè)計(jì)了一款加筋板結(jié)構(gòu)件的共振加載及數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，以便完成上述目標(biāo)。實(shí)驗(yàn)表明，該實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)整個(gè)運(yùn)行過程較為穩(wěn)定，可操作性強(qiáng)，能夠完成預(yù)期的實(shí)驗(yàn)?zāi)繕?biāo)，同時(shí)為結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞的進(jìn)一步研究提供了有力支撐。

加筋板；動(dòng)載荷；振動(dòng)；實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)

1963年文獻(xiàn)[1]首次提出了振動(dòng)疲勞的概念，并將其定義為振動(dòng)激勵(lì)下產(chǎn)生的具有不可逆且累積性的結(jié)構(gòu)損傷或破壞。20世紀(jì)70年代，國內(nèi)航空領(lǐng)域，因發(fā)展加速振動(dòng)強(qiáng)度試驗(yàn)技術(shù)的需要，文獻(xiàn)[2-7]中相繼提出了振動(dòng)疲勞這一新的概念。振動(dòng)疲勞是振動(dòng)環(huán)境可能導(dǎo)致的最常見的故障模式[8-10]，而結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞試驗(yàn)是振動(dòng)疲勞強(qiáng)度研究的根本技術(shù)，多年來結(jié)構(gòu)強(qiáng)度及耐久性實(shí)驗(yàn)主要是依托振動(dòng)臺(tái)實(shí)驗(yàn)來實(shí)現(xiàn)，工程實(shí)際上使用的所有疲勞曲線與疲勞數(shù)據(jù)多源于此類試驗(yàn)，同時(shí)它也是振動(dòng)疲勞理論研究的主要驗(yàn)證手段。隨著人們對(duì)產(chǎn)品和結(jié)構(gòu)的可靠性和安全性的要求越來越高，特別是航天航空領(lǐng)域，在20世紀(jì)60年代，702研究所進(jìn)行了振動(dòng)實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，其中包括多種類型的振動(dòng)臺(tái)的設(shè)計(jì)，為我國在軍用和民用行業(yè)產(chǎn)品可靠性做出了巨大貢獻(xiàn)[11]。在1995年，西北工業(yè)大學(xué)的肖壽庭等人，利用振動(dòng)臺(tái)完成了航空鋁合金的振動(dòng)疲勞SN曲線的繪制工作，對(duì)結(jié)構(gòu)振動(dòng)條件下的疲勞壽命估算提供了計(jì)算依據(jù)[12]。2013年，文獻(xiàn) [12]利用振動(dòng)試驗(yàn)臺(tái)完成了航空葉片高應(yīng)力水平下的疲勞實(shí)驗(yàn)，并進(jìn)行了數(shù)據(jù)采集，對(duì)基礎(chǔ)激勵(lì)與振動(dòng)應(yīng)力相應(yīng)之間的關(guān)系進(jìn)行了研究。自從振動(dòng)疲勞提出以來，國內(nèi)外陸續(xù)有學(xué)者在振動(dòng)疲勞試驗(yàn)方面展開研究。但是大部分的振動(dòng)疲勞試驗(yàn)均是采用基礎(chǔ)激勵(lì)的方式來實(shí)現(xiàn)。當(dāng)試驗(yàn)結(jié)構(gòu)的固有頻率與基礎(chǔ)激勵(lì)的頻率相一致或接近時(shí)，在長時(shí)間的激勵(lì)作用下，結(jié)構(gòu)發(fā)生共振疲勞破壞。不足的是，基礎(chǔ)激勵(lì)實(shí)現(xiàn)的共振疲勞不能模擬載荷直接作用在結(jié)構(gòu)上的共振疲勞試驗(yàn)，基礎(chǔ)激勵(lì)需要使用電磁振動(dòng)臺(tái)等大型設(shè)備，需要花費(fèi)較大的成本。鑒于以上問題，發(fā)展一種直接使用激振器作用在結(jié)構(gòu)上的振動(dòng)疲勞試驗(yàn)技術(shù)，對(duì)于節(jié)約試驗(yàn)成本，更真實(shí)地模擬結(jié)構(gòu)服役環(huán)境具有重要的工程應(yīng)用價(jià)值?；谏鲜鲈颍疚慕榻B了一種能夠跟蹤結(jié)構(gòu)固有頻率，并且能夠?qū)憫?yīng)應(yīng)力、振幅等進(jìn)行多參數(shù)控制的振動(dòng)疲勞實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)。

1 振動(dòng)疲勞實(shí)驗(yàn)

1.1 實(shí)驗(yàn)軟件介紹

實(shí)驗(yàn)采用Labview編制的分析軟件實(shí)現(xiàn)控制及數(shù)據(jù)分析。該分析軟件的主界面如圖1所示，該分析軟件可以實(shí)現(xiàn)力、加速度、應(yīng)變、激勵(lì)頻率等多通道信號(hào)同步顯示，并可以同時(shí)對(duì)最多兩個(gè)信號(hào)進(jìn)行同步控制，軟件界面可以在瞬時(shí)峰值采集截面及適時(shí)數(shù)據(jù)采集截面自由切換。總的來說該系統(tǒng)可以實(shí)現(xiàn)以下3個(gè)方面的功能。1)控制并記錄力、加速度、應(yīng)變數(shù)據(jù)。2)根據(jù)振動(dòng)理論常識(shí)，共振條件下激勵(lì)力與加速度響應(yīng)存在90°的相位差，且由于實(shí)驗(yàn)過程中結(jié)構(gòu)的固有頻率由于損傷的原因，致使結(jié)構(gòu)固有頻率是不斷降低的，這就需要不斷微調(diào)激勵(lì)頻率使得激勵(lì)頻率和固有頻率保持一致，該系統(tǒng)可以對(duì)實(shí)時(shí)采集的力數(shù)據(jù)和加速度數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，計(jì)算其相位差并以箭頭指示形式顯示。在顯示過程中可以通過調(diào)整頻率按鍵(如圖2所示)來實(shí)現(xiàn)該指示箭頭始終顯示在90°位置，從而保證系統(tǒng)始終處于共振狀態(tài)。3)可以進(jìn)行掃頻操作，當(dāng)實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)故障，或者停機(jī)檢查實(shí)驗(yàn)件后，需要繼續(xù)進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，為了準(zhǔn)確地確定加載頻率，需要對(duì)結(jié)構(gòu)件進(jìn)行掃頻。該系統(tǒng)可以向動(dòng)態(tài)信號(hào)分析儀發(fā)射掃頻信號(hào)，經(jīng)過激振器傳遞至結(jié)構(gòu)件從而確定結(jié)構(gòu)的第一階段固有頻率，進(jìn)而確定加載頻率。

圖1 程序主操作界面

圖2 控制及數(shù)據(jù)峰值采集界面

1.2 實(shí)驗(yàn)硬件介紹

除了上述軟件系統(tǒng)，本次實(shí)驗(yàn)主要由以下硬件組成:電腦、NI數(shù)據(jù)采集卡(動(dòng)態(tài)應(yīng)變儀)、功率放大器、動(dòng)態(tài)信號(hào)分析儀、激振器、實(shí)驗(yàn)件、夾具、力傳感器、加速度傳感器、應(yīng)變片和數(shù)據(jù)線若干等。

實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)原理及系統(tǒng)搭建如圖3所示，硬件連接關(guān)系依次為:電腦、應(yīng)變儀、功放、動(dòng)態(tài)信號(hào)分析儀、激振器、實(shí)驗(yàn)件。首先通過電腦軟件平臺(tái)發(fā)射掃頻信號(hào)，確定結(jié)構(gòu)固有頻率，從而再次通過軟件發(fā)出以結(jié)構(gòu)固有頻率為激振頻率的激振正弦信號(hào)，其幅值大小可以通過功率放大器的旋鈕進(jìn)行調(diào)整。信號(hào)經(jīng)功放傳遞至動(dòng)態(tài)信號(hào)分析儀后，經(jīng)過激振器頂桿加載至結(jié)構(gòu)件，結(jié)構(gòu)件上傳感器及應(yīng)變數(shù)據(jù)線與NI對(duì)接，從而傳遞至電腦系統(tǒng)，由電腦實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)存儲(chǔ)。

圖3 實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)原理及系統(tǒng)搭建圖

1.3 實(shí)驗(yàn)工況

本次實(shí)驗(yàn)共兩類試驗(yàn)件，試件幾何形狀及尺寸如圖4所示。試件材料為LY12CZ鋁合金，厚度為1.6 mm/2 mm， 材料的強(qiáng)度極限為 σb＝411MPa，彈性模量為 E＝0.7×105MPa。

表1 (續(xù)表)

圖4 試件形狀及尺寸

總體工況分為兩種共6組，試件的激勵(lì)編號(hào)及加載方式如表1所示。

1.4 測點(diǎn)布置

為了充分考慮加筋結(jié)構(gòu)對(duì)結(jié)構(gòu)的支撐，我們希望破壞發(fā)生在對(duì)于飛機(jī)蒙皮起重要支撐作用的筋條位置。為了既不至于由于夾持距離過大導(dǎo)致結(jié)構(gòu)頻率較大，又不因?yàn)閵A持距離過短導(dǎo)致破壞位置不在筋條上，以大型有限元仿真軟件MSC.PATRAN＆NASTRAN為分析平臺(tái)，建立有限元模型，并對(duì)模型進(jìn)行模態(tài)響應(yīng)分析，通過多次試算發(fā)現(xiàn)結(jié)構(gòu)件第一階固有頻率過高，考慮到加載系統(tǒng)的最高加載頻率，且高頻條件下系統(tǒng)激振力加載困難的問題，在原始結(jié)構(gòu)右側(cè)蒙皮上增加5 kg的配重(如圖6所示)以降低結(jié)構(gòu)頻率，通過仿真運(yùn)算，在初步選定夾持位置位于加筋板結(jié)構(gòu)蒙皮段橫向距離為11.5 cm的條件下(即圖5左側(cè)約束距離)，結(jié)構(gòu)第一階固有頻率為16 Hz左右，相對(duì)后續(xù)實(shí)驗(yàn)來說結(jié)果較為理想。

圖5 有限元模型

圖6 配重

應(yīng)變片的主要目的是能夠監(jiān)測結(jié)構(gòu)破壞位置的應(yīng)力狀態(tài)，按圖8所示方式進(jìn)行加載，激振器和夾具固定在實(shí)驗(yàn)臺(tái)面上，加筋板按照先前仿真的預(yù)設(shè)距離進(jìn)行裝夾，激振器頂桿與加筋板橫向中心位置以螺紋方式鏈接，且頂桿上裝有力傳感器。應(yīng)力最大的位置必然是加筋被夾持端根部位置，因此在加筋板筋條上相應(yīng)的地方粘貼應(yīng)變片(如圖7所示，應(yīng)變1和應(yīng)變2)。為了防止上述危險(xiǎn)位置的應(yīng)變片在加載過程中由于連續(xù)振動(dòng)發(fā)生失效，同時(shí)在結(jié)構(gòu)遠(yuǎn)端的固定位置粘貼應(yīng)變片3，由于結(jié)構(gòu)始終在彈性范圍內(nèi)進(jìn)行振動(dòng)，因此各點(diǎn)應(yīng)力關(guān)系呈線性比例關(guān)系，且遠(yuǎn)場應(yīng)變較小容易控制。標(biāo)記危險(xiǎn)位置(應(yīng)變1和應(yīng)變2對(duì)應(yīng)位置)的應(yīng)力狀態(tài)與應(yīng)變3位置應(yīng)力狀態(tài)的比例關(guān)系。在實(shí)驗(yàn)過程中，若在實(shí)驗(yàn)中危險(xiǎn)位置應(yīng)變片失效則改為對(duì)遠(yuǎn)場應(yīng)變3的控制來實(shí)現(xiàn)危險(xiǎn)位置應(yīng)力響應(yīng)的控制。

加速度傳感器位置的確定主要依據(jù)為結(jié)構(gòu)件的振幅和結(jié)構(gòu)的振型，因?yàn)榧铀俣葌鞲衅饕话愣加?02膠水進(jìn)行粘接，所以考慮以下兩個(gè)要素:1)在結(jié)構(gòu)振動(dòng)幅度較大位置容易脫落，避免類似位置；2)結(jié)構(gòu)振動(dòng)形態(tài)要求粘接位置避開節(jié)點(diǎn)和節(jié)線等類似響應(yīng)小或者無響應(yīng)區(qū)域。依據(jù)以上原則，經(jīng)過上述軟件仿真初步確定如圖8所示位置進(jìn)行粘接。

圖7 應(yīng)變片粘貼位置

圖8 實(shí)驗(yàn)件安裝

2 振動(dòng)疲勞實(shí)驗(yàn)結(jié)果

2.1 數(shù)據(jù)采集及處理

從NI數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)中讀入多通道的應(yīng)變數(shù)據(jù)、加速度信號(hào)、載荷時(shí)間歷程和跟蹤結(jié)構(gòu)固有頻率的歷程數(shù)據(jù)。載荷歷程數(shù)據(jù)等導(dǎo)入Matlab軟件中，進(jìn)行分析，總結(jié)出在不同種振動(dòng)疲勞狀態(tài)下的結(jié)構(gòu)疲勞過程一般規(guī)律，分別從不同角度說明對(duì)結(jié)構(gòu)疲勞壽命影響。由于實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)量較大，在所有實(shí)驗(yàn)件中，取出代表1.6 mm加筋板共振定應(yīng)力 (如圖9所示)，2 mm加筋板共振定載荷 (如圖10所示)的實(shí)驗(yàn)樣本數(shù)據(jù)來概括說明實(shí)驗(yàn)過程。同時(shí)，由于加速度及力信號(hào)的響應(yīng)數(shù)據(jù)較為密集，為了便于觀察，本人均截取實(shí)驗(yàn)壽命過程中的2 s。

圖9 1.6 mm加筋板頻率，根部最大應(yīng)變，載荷，加速度變化規(guī)律

圖10 2 mm加筋板頻率，根部最大應(yīng)變，載荷，加速度變化規(guī)律

有上述兩種結(jié)構(gòu)件實(shí)驗(yàn)結(jié)果的頻率時(shí)間關(guān)系可見，1.6 mm加筋板在相應(yīng)工況下的振動(dòng)疲勞壽命為83 min，2 mm加筋板的振動(dòng)疲勞壽命為58 min。從破壞位置來看，裂紋均位于夾持位置根部的角梁上。

2.2 數(shù)據(jù)結(jié)果分析

由上述數(shù)據(jù)結(jié)果可知:

1)由頻率壽命曲線可知不管是哪種工況，隨著疲勞實(shí)驗(yàn)的開展，由于結(jié)構(gòu)的損傷，剛度的降低，結(jié)構(gòu)件的固有頻率呈逐漸下降的趨勢，通過大樣本的實(shí)驗(yàn)可以建立起頻率和壽命的關(guān)系。通過對(duì)結(jié)構(gòu)件進(jìn)行頻率測試，從而估算其剩余使用壽命成為可能。

2)如圖6所示，在共振定應(yīng)力實(shí)驗(yàn)中，在保證共振的同時(shí)，系統(tǒng)的應(yīng)力控制較為恒定，此時(shí)載荷數(shù)據(jù)變化也不大，說明該結(jié)構(gòu)在疲勞實(shí)驗(yàn)過程中結(jié)構(gòu)阻尼變化不明顯。通過該工況，可以驗(yàn)證在同等應(yīng)力水平下，振動(dòng)疲勞與非振動(dòng)疲勞壽命的差異性及通過大樣本實(shí)驗(yàn)可以建立起振動(dòng)疲勞結(jié)構(gòu)件的S-N曲線，用以估算在振動(dòng)疲勞環(huán)境下的疲勞壽命。

3)在共振定載荷工況下 (如圖7所示)，結(jié)構(gòu)的載荷控制過程較為穩(wěn)定，此時(shí)應(yīng)力的變化也不明顯，說明2 mm的加筋板和1.6 mm加筋板阻尼特性類似，均無明顯變化。通過此類工況，可以分析出在同等載荷條件下，結(jié)構(gòu)危險(xiǎn)位置的應(yīng)力在共振與非共振條件下的異同。

4)從上述兩種工況的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)來看，實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)不管是在控制應(yīng)力還是在控制載荷，其控制結(jié)果較為理想，特別是1.6 mm加筋板的共振控制應(yīng)力的工況，應(yīng)變波動(dòng)很小，數(shù)據(jù)保證較為恒定。

3 結(jié)束語

該振動(dòng)疲勞實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，工作過程較為穩(wěn)定，能夠較為理想地保證結(jié)構(gòu)處于共振狀態(tài)，且該系統(tǒng)在參數(shù)控制和采集過程中，變量能夠得到有效控制，可以采集加速度、應(yīng)變、力幅和頻率等信息，通過上述信息的采集，能夠順利地描述在振動(dòng)過程中結(jié)構(gòu)疲勞壽命的變化規(guī)律及動(dòng)態(tài)特性，建立起頻率壽命、應(yīng)力壽命和力的大小與壽命等之間的關(guān)系。

[1]CRANDALL SH.Random vibration in mechanical systems[M].New York:Academic Press，1963.

[2]姚起杭.談?wù)劶铀僬駝?dòng)試驗(yàn)問題[J].航空標(biāo)準(zhǔn)化與質(zhì)量，1975(6):9-20.

[3]加速振動(dòng)強(qiáng)度試驗(yàn)小組.加速振動(dòng)強(qiáng)度試驗(yàn)總結(jié)[J].航空標(biāo)準(zhǔn)化與質(zhì)量，1978(5):8-19.

[4]姚起杭.再談加速振動(dòng)試驗(yàn)問題[J].航空標(biāo)準(zhǔn)化與質(zhì)量，1979(3):43-47.

[5]姚起杭，姚軍.結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞的工程分析方法[J].飛機(jī)工程，2006(1):39-43.

[6]姚起杭，姚軍.結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞問題的特點(diǎn)與分析方法[J].機(jī)械科學(xué)與技術(shù)，2000，19(s1):56-58.

[7]姚起杭，姚軍.工程結(jié)構(gòu)的振動(dòng)疲勞研究[J].飛機(jī)工程，2005(3):5-8.

[8]張阿舟.振動(dòng)環(huán)境工程[M].北京:航空工業(yè)出版社，1986.

[9]夏益霖.振動(dòng)環(huán)境工程的發(fā)展和應(yīng)用[M].北京:航空工業(yè)出版社，1999.

[10]姚起杭，姚軍.工程結(jié)構(gòu)的振動(dòng)疲勞研究[J].飛機(jī)工程，2005(3):5-8.

[11]張巧壽.振動(dòng)實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)現(xiàn)狀與發(fā)展[J].航天技術(shù)與民品，2000(8):36-39.

[12]肖壽庭，杜修德.LY12CZ鋁合金懸臂梁動(dòng)態(tài)疲勞SN曲線的試驗(yàn)測定[J].機(jī)械強(qiáng)度，1995，17(1):22-24.

Experimental Study on the Resonance Fatigue of Stiffened Structures

LIAN Zheng1，ZHOU Weidong2
(1.School of Urban Rail Transportation， Nanjing Institute of Communication， Nanjing 211188， China；2.CNNC China Zhongyuan Engineering Corp， Xuhui 200234， China)

In order to understand the structural response characteristics of stiffened plate structure which is often used under dynamic load， the stress and strain response of the type structure under the vibration， especially the resonance condition， and the life characteristics of the stress-strain response are analyzed.This paper designs a stiffened plate structure of resonant loading and data acquisition system to accomplish the above objectives.Experiments show that the whole process of the experimental system is relatively stable， operable， and can be able to complete the expected experimental objectives， while provide a strong support to the structural vibration fatigue on the further study.

stiffened plate； dynamic load； vibration； experimental system

V415.1

A

10.3969/j.issn.1672-4550.2017.05.020

2016-01-19；修改日期:2016-02-22

國家科技支撐計(jì)劃(2015BAF07B02)。

廉政(1985-)，男，博士，講師，主要從事振動(dòng)疲勞方面的研究。