飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗聲振疲勞設(shè)計(jì)研究

嚴(yán)培霞

摘要聲振疲勞是飛機(jī)結(jié)構(gòu)提前破壞、影響飛機(jī)舒適性的影響之一，美國(guó)（Mil-A8893-71）規(guī)范對(duì)此作了嚴(yán)格要求。我國(guó)飛機(jī)不同程度地發(fā)生聲振疲勞故障，文章給出了抗聲振疲勞的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求。

關(guān)鍵詞抗聲振疲勞；聲振疲勞故障；結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

中圖分類(lèi)號(hào)：V215.5 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1671-7597（2014）12-0056-02

1問(wèn)題提出

由于飛機(jī)是一個(gè)非常復(fù)雜的彈性系統(tǒng)，具有多個(gè)振動(dòng)模態(tài)和諧振頻率，并互相藕合，加之邊界條件、剛度、質(zhì)量或轉(zhuǎn)動(dòng)慣量也很難計(jì)算準(zhǔn)確，因此飛機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)設(shè)計(jì)比較困難，常采用試驗(yàn)方法進(jìn)行完善。聲振疲勞是由于結(jié)構(gòu)快速的交變應(yīng)力引起材料斷裂，交變應(yīng)力主要是氣動(dòng)聲載引起的脈動(dòng)壓力和發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲引起的脈動(dòng)壓力。我國(guó)某殲擊機(jī)，設(shè)計(jì)初期并未考慮聲振疲勞問(wèn)題，從定型試飛到裝備部隊(duì)出現(xiàn)了多種聲振疲勞問(wèn)題：炮口附近蒙皮裂紋、副油箱導(dǎo)流片裂紋、平尾封嚴(yán)板撕裂、進(jìn)氣道掉鉚釘、機(jī)尾罩裂紋與局部蒙皮撕掉等；某運(yùn)輸機(jī)，試飛過(guò)程中，出現(xiàn)了進(jìn)氣道裂紋和掉釘、方向舵掉釘、腹鰭撕裂等；強(qiáng)5飛機(jī)在試飛過(guò)程中也出現(xiàn)了進(jìn)氣道裂紋的現(xiàn)象。他們的共同點(diǎn)是處于高聲強(qiáng)區(qū)域：如發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲、炮擊噪聲、紊流噪聲、噴流噪聲等。對(duì)于運(yùn)輸機(jī)，噪聲也是影響乘客舒適性的主要問(wèn)題，做到隔音降噪即消振、隔振和減振是抗聲振疲勞結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的主要內(nèi)容。運(yùn)12飛機(jī)設(shè)計(jì)初期，噪音大，舒適性差，通過(guò)加蜂窩結(jié)構(gòu)阻尼層、動(dòng)力吸振器等后，舒適性與結(jié)構(gòu)抗聲振疲勞能力均得以提高；運(yùn)7飛機(jī)艙內(nèi)噪聲較大，主要是由于槳葉工作時(shí)生產(chǎn)的噪聲聲壓級(jí)較高，以及槳葉工作基頻和倍頻具有地頻窄帶特性。為此采用主動(dòng)控制技術(shù)、消聲器及艙內(nèi)裝飾等手段降噪。飛機(jī)隔框及裝飾板使用動(dòng)力吸振器，同時(shí)在機(jī)身壁板和裝飾板之間增加了吸音、隔聲材料。通過(guò)這些措施，使該機(jī)聲壓級(jí)明顯降低，抗聲振疲勞能力顯著提高。運(yùn)7-200A又換裝國(guó)外先進(jìn)的PW127C發(fā)動(dòng)機(jī)，舒適性和飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗聲振疲勞性進(jìn)一步提高。

由上所述，在飛機(jī)設(shè)計(jì)中除了首選噪音低、性能好的發(fā)動(dòng)機(jī)外，還需要對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗聲振疲勞提出要求，以期待達(dá)到壽命長(zhǎng)、可靠性高、維修成本低的飛機(jī)結(jié)構(gòu)。

2聲振疲勞設(shè)計(jì)

聲振疲勞是結(jié)構(gòu)快速交變應(yīng)力引起的材料斷裂，交變應(yīng)力主要是氣動(dòng)聲載引起的脈動(dòng)壓力及發(fā)動(dòng)機(jī)噪音引起的脈動(dòng)壓力。

聲振疲勞設(shè)計(jì)的目標(biāo)是使飛機(jī)在整個(gè)使用壽命期內(nèi)，不發(fā)生有害的聲振疲勞破壞；同時(shí)保證飛機(jī)的各系統(tǒng)在整個(gè)壽命期內(nèi)能正常工作，不發(fā)生功能失效。

聲振疲勞設(shè)計(jì)的關(guān)鍵在于確定飛機(jī)在地面和飛行時(shí)的近場(chǎng)噪聲環(huán)境，從而確定作用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)表面的噪聲載荷及其持續(xù)時(shí)間。

1）抗聲疲勞的設(shè)計(jì)要求。

機(jī)身蒙皮/長(zhǎng)桁壁板結(jié)構(gòu)聲學(xué)設(shè)計(jì)應(yīng)符合強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求，能承受座艙壓力和多種飛行載荷。

飾板聲學(xué)設(shè)計(jì)同窗口、空調(diào)通風(fēng)口、照明燈等協(xié)調(diào)并緊密配合，且具有一定耐磨抗沖擊能力，表面不易污染并方便、清潔。

對(duì)于氣動(dòng)特性突出部位，如進(jìn)氣道唇口、方向舵、腹鰭、機(jī)炮區(qū)等均按動(dòng)態(tài)設(shè)計(jì)，要求足夠的剛度且要匹配，不僅僅限于滿足靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求。

隔聲絕熱材料及阻尼層在聲、熱、振動(dòng)等環(huán)境下不易脫落。

采用夾層（壁板、框、蜂窩等）結(jié)構(gòu)，有效地隔聲、減振和吸聲，提高抗聲振疲勞能力。

增加聲場(chǎng)區(qū)結(jié)構(gòu)阻尼，聲場(chǎng)區(qū)主要有螺旋槳/轉(zhuǎn)子聲源即發(fā)動(dòng)機(jī)短艙和進(jìn)氣道；空氣動(dòng)力噪聲源，包括附面層的壓力波動(dòng)、尾流噪聲和底壓波動(dòng)，這部分結(jié)構(gòu)有進(jìn)氣道唇口、輔助進(jìn)氣門(mén)、方向舵、腹鰭等。還有其他聲源如機(jī)炮、發(fā)射導(dǎo)彈、輔助動(dòng)力裝置，這些聲場(chǎng)區(qū)結(jié)構(gòu)可通過(guò)不受約束阻尼層和受約束阻尼層，提高抗聲振疲勞能力。不受約束阻尼層是在壁板結(jié)構(gòu)上噴涂或膠粘一層粘彈性材料，以此吸收聲激振的能量。合理選擇粘彈性材料和厚度可獲得較好的抗聲疲勞效果，受約束阻尼層由于約束層的作用，當(dāng)壁板結(jié)構(gòu)變形時(shí)不能自由地隨之一起變形，這樣就能夠很好吸收變形能量。蜂窩結(jié)構(gòu)和復(fù)合材料具有良好的阻尼特性。

對(duì)于高涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)，其噪聲主要是風(fēng)扇噪聲。因此在進(jìn)氣道和風(fēng)扇排氣道上布置有微穿孔吸聲結(jié)構(gòu)。

對(duì)聲場(chǎng)區(qū)的結(jié)構(gòu)除選擇抗疲勞的結(jié)構(gòu)型式外，還要合理地選材，適當(dāng)?shù)乜刂茟?yīng)力水平，避免或減緩應(yīng)力集中，保證使用壽命期間結(jié)構(gòu)完整。

2）抗振設(shè)計(jì)要求。抗振設(shè)計(jì)的目標(biāo)是滿足結(jié)構(gòu)振動(dòng)環(huán)境要求，使結(jié)構(gòu)在整個(gè)壽命期內(nèi)能抵抗振動(dòng)載荷引起的不可接受開(kāi)裂。

與振動(dòng)源相連的結(jié)構(gòu)，其固定有頻率應(yīng)遠(yuǎn)離振源的激振頻率，不產(chǎn)生共振，也不與動(dòng)態(tài)系統(tǒng)的各環(huán)節(jié)產(chǎn)生共振，并要求提高該處結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)的剛度、強(qiáng)度，減少間隙。

必須考慮動(dòng)載荷狀態(tài)，包括加力起飛、急速操舵、陣風(fēng)、空中放減速板、投放外掛、武器發(fā)射等。

結(jié)合載荷的時(shí)間里程、結(jié)構(gòu)慣性力、結(jié)構(gòu)剛度等綜合考慮結(jié)構(gòu)的動(dòng)效應(yīng)。

增加吸振阻尼、動(dòng)力吸振器、附加結(jié)構(gòu)質(zhì)量、采用發(fā)動(dòng)機(jī)隔振安裝、短艙降噪、裝飾板減振安裝等進(jìn)行防振設(shè)計(jì)。

采用對(duì)稱(chēng)結(jié)構(gòu)，在聲環(huán)境中，加強(qiáng)件剖面對(duì)稱(chēng)時(shí)，工作性能良好；非對(duì)稱(chēng)時(shí)，工作性能差，加強(qiáng)件的硬角在聲環(huán)境中易引起蒙皮裂紋。

發(fā)動(dòng)機(jī)短艙防振，包括安裝減振器，發(fā)動(dòng)機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)架之間連接采用橡膠襯套減振。

可采用經(jīng)驗(yàn)與理論結(jié)合的方式計(jì)算預(yù)估振動(dòng)環(huán)境，同時(shí)采取消振、隔振和減振對(duì)結(jié)構(gòu)細(xì)致布置。夾層結(jié)構(gòu)、連接處剛度要足夠，合理的方向舵、平尾轉(zhuǎn)動(dòng)間隙等。

3）抗聲振疲勞分析。抗聲振疲勞分析的過(guò)程如下：首先是發(fā)動(dòng)機(jī)噪音的取得即噪音數(shù)據(jù)庫(kù)；其次進(jìn)行飛機(jī)總體布局的影響噪聲場(chǎng)預(yù)估；再次確定聲振疲勞載荷與載荷譜；最后是按聲振疲勞分析方法進(jìn)行結(jié)構(gòu)抗聲振疲勞設(shè)計(jì)。

聲振疲勞的壽命分析方法有諾莫法，DSR法等，工程上常用的DSR法，比較快速，也適用于各種聲激勵(lì)的譜形。

聲振疲勞強(qiáng)度還依賴(lài)于試驗(yàn)分析，或用類(lèi)似結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和類(lèi)似聲激振環(huán)境的飛機(jī)履歷資料說(shuō)明，承受聲激振的飛機(jī)結(jié)構(gòu)的任何部分不可能產(chǎn)生聲振裂紋，起裂紋也不可能導(dǎo)致災(zāi)難性的破壞。

3結(jié)束語(yǔ)

聲振疲勞是現(xiàn)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)考慮內(nèi)容之一，各飛機(jī)研究所均大力開(kāi)展這一領(lǐng)域的研究，專(zhuān)題有復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的動(dòng)力響應(yīng)和試驗(yàn)研究；復(fù)合材料結(jié)構(gòu)聲振疲勞特性研究及其抗聲振疲勞結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)研究；抗聲振疲勞的工藝措施和故障診斷方法等。現(xiàn)役飛機(jī)或正試飛飛機(jī)所出現(xiàn)的聲振疲勞故障及處理方法，已逐步反饋到了飛機(jī)設(shè)計(jì)中。即飛機(jī)聲振區(qū)的設(shè)計(jì)不僅要滿足靜強(qiáng)度的要求，而且要進(jìn)行動(dòng)態(tài)設(shè)計(jì)，將聲振疲勞的損失降到最低，獲得長(zhǎng)壽命的飛機(jī)結(jié)構(gòu)。

參考文獻(xiàn)

[1]姚起杭.飛機(jī)結(jié)構(gòu)聲疲勞設(shè)計(jì)指南[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)

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