某型飛機進氣道結構聲疲勞分析技術研究

龔思楚，李森，張憲政，梅李霞

（中航工業洪都，江西南昌，330001）

某型飛機進氣道結構聲疲勞分析技術研究

龔思楚，李森，張憲政，梅李霞

（中航工業洪都，江西南昌，330001）

針對某型飛機進氣道口蓋連接區螺釘松動、掉落現象，利用有限元技術結合聲疲勞分析DSR法進行聲疲勞分析，建立進氣道整體有限元模型，并采用Bush單元來定義口蓋連接處螺釘，通過細化有限元模型來反映結構整體剛度對結構聲響應的影響，結果表明，進氣道的結構抗聲疲勞的細節薄弱部位與破壞部位吻合較好。

聲疲勞；隨機響應分析；Bush元；DSR法

0 引言

研究表明，飛機結構在高強噪聲激勵作用下會引起結構動應力響應，出現結構聲疲勞破壞現象［6］。飛機在飛行過程中，進氣道附近會產生高強噪聲，進氣道內部將承受復雜的氣動和噪聲載荷，容易導致聲疲勞破壞，出現連接件松動，蒙皮裂紋等現象［5］。根據以往飛機結構的聲疲勞分析研究可知，利用有限元分析軟件中的隨機振動響應分析模塊對結構進行聲響應分析能夠很好的反映結構的噪聲響應，并且與實驗結果吻合較好，可以準確預計結構抗聲疲勞的細節薄弱部位［1］，但是由于實驗條件的限制，分析只針對典型結構件，通過合理約束來替代周邊結構，在對結構進行分析時，并不能充分地考慮周邊結構剛度對結構噪聲響應的影響。本文針對某型飛機進氣道唇口附近口蓋出現螺釘松動和掉落的現象，根據進氣道結構的復雜性，建立進氣道整體有限元模型，采用Bush單元來定義口蓋連接處的螺釘，模擬真實的連接形式，進行結構噪聲響應分析；并對進氣道結構不同部位的噪聲響應進行聲疲勞壽命估算和對比分析；獲知口蓋連接區域容易出現聲疲勞破壞，與進氣道出現螺釘松動、掉落的區域基本一致。

1 隨機振動過程

一般工程應用中，假設飛機噪聲是各態歷經的平穩隨機過程，作用在結構上的噪聲聲壓是均布的或相同的，這極大的簡化了隨機振動過程［2］。工程中噪聲以一組信號的形式傳遞到結構上，將這一噪聲信號定義為隨機變量，其平均功率可以表示為：

則定義：

Sx(ω)表示了信號平均功率在頻域上的分布。

在聲載荷作用下，結構共振頻率與聲場頻率發生耦合，導致結構出現振動。由于聲載荷頻率覆蓋范圍較廣，結構的振動是多階模態響應疊加的結果，其疊加方式遵循線性疊加。在隨機響應分析中，聲載荷以功率譜密度的形式施加。假設聲場在整個結構受聲面上均勻分布，不隨空間變化，則隨機載荷的施加可采用非空間場的方式垂直加載于結構受聲面。

一般來說，試驗中測得的聲場為1/3倍頻程的頻帶聲壓級，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，需要將測量得到的頻帶聲壓級轉換為響應的功率譜密度譜，把聲壓值換算為等效的功率譜密度壓力值。首先將分貝聲壓級換算為單位帶寬分貝聲壓級：

式中：Lf—頻率為f的單位帶寬聲壓級（dB）；

L—中心頻率為f的效率間隔內的聲壓級；

La—低分辨率時應考慮的載荷精度系數，對倍頻程和1/3倍頻程帶圖，取1.0 dB；

ΔL—帶寬修正系數。

再利用公式：

將Lf轉換為均方根壓力值。壓力值的平方即為相應頻率功率譜密度的壓力值。聲激勵載荷的1/3倍頻程帶譜聲壓級與功率譜密度值引用文獻［1］。

2 有限元模型

由于進氣道結構復雜，聲載荷激勵作用于整個進氣道內蒙皮，而不能簡單的將進氣道簡化為典型結構件進行聲響應分析，因此需建立進氣道整體有限元模型。模型中不僅包括進氣道內蒙皮和框接頭，而且還包括環向型材、箍和隔框等支持結構，在口蓋連接區采用Bush單元來模擬螺釘連接，并通過合理約束模擬進氣道與機身連接。進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 進氣道整體有限元模型

3 聲響應分析結果

利用有限元軟件對進氣道模型進行隨機響應分析，分析結果如圖3～圖6所示，對比圖3與圖5的分析結果可知，進氣道最高應力為4.78MPa，位于進氣道唇口隔板處，口蓋最高應力為2.30MPa，位于與進氣道隔板連接處?？芍M氣道最高應力并不在口蓋與隔板連接處，而是進氣道隔板處，但是口蓋與進氣道隔板連接處的應力水平相對較高，而且與出現螺釘松動、掉落的區域位置基本一致。

4 聲疲勞壽命

結構聲疲勞問題的本質就是隨機噪聲激勵作用使結構產生動應力響應而導致的疲勞問題，在結構聲疲勞壽命分析方法中，DSR法作為一種快速的工程計算方法而被廣泛采用。DSR法是根據疲勞累積損傷的原理確定結構的聲疲勞壽命。DSR定義為在噪聲載荷激勵下所獲得的S-N曲線上對應于106循環次數的聲疲勞強度。一般DSR法要計算基本結構響應頻率，結構聲疲勞應力，通過建立結構有限元模型進行模態分析和隨機振動響應分析得到，然后確定DSR細節聲疲勞額定值，計算聲疲勞壽命。根據細節疲勞額定值（DSR）的定義，結構在隨機聲載荷作用下的疲勞壽命為：

圖3 進氣道整體應力分布云圖

圖4 進氣道隔板應力分布云圖

圖5 進氣道口蓋應力分布云圖

圖6 進氣道內蒙皮應力分布云圖

式中：σs—計算聲疲勞應力；

s—聲疲勞S-N曲線的斜度參數；

DSR為聲激勵的S-N曲線上對應106次循環的聲疲勞強度，DSR估算公式為：

式中：DSRjz—結構DSR基準值MPa；

As—孔填充系數；

Bs—合金表面處理系數；

Cs—劃窩深度因子；

Us—加強墊因子。

以上參數與結構型式、材料、加工工藝及連接方式等因素有關，由文獻［3］相關圖表查得。

根據有限元分析結果分別對進氣道隔板與口蓋應力水平高處進行聲疲勞壽命計算。其中口蓋連接區最高應力值為2.30MPa，再由結構材料和連接形式取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。通過文獻查得鋁合金簡單試件聲疲勞S-N曲線，鋁合金結構斜度參數s約為1.65。則進氣道結構聲疲勞壽命為：

而進氣道隔板最高應力值為4.78Mpa，根據結構材料和連接形式取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。由文獻查得鋁合金簡單試件聲疲勞S-N曲線，鋁合金結構斜度參數s約為1.65。則進氣道結構聲疲勞壽命為：

從計算結果可以看出，口蓋連接區的抗聲疲勞性能較進氣道隔板處的強，但是由于口蓋區是通過螺釘連接，且處于進氣道外蒙皮處，在高應力區容易產生可觀察的螺釘松動及掉落現象，而隔板位于進氣道與外蒙皮之間，由噪聲激勵引起的破壞現象不容易被發現，而且飛機飛行時間短，遠未達到飛機目標壽命，聲疲勞破壞還未顯現出來，當然，如果口蓋螺釘灌膠不足或連接不緊密的話，由噪聲激勵導致的螺釘松動或掉落現象就會提前暴露。

6 結語

本文針對某型飛機進氣道口蓋區螺釘松動、掉落的現象，建立進氣道整體有限元模型，并通過Bush單元來定義結構連接，進行結構噪聲響應分析和聲疲勞壽命估算，由上述分析可知，通過建立更為細節的有限元模型能夠很好的反映結構整體剛度對結構聲響應影響，而且結構聲響應結果和聲疲勞壽命估算結果與結構破壞現象吻合較好。

[1]劉景光，朱廣榮.有限元法在聲疲勞分析DSR法中的應用技術研究[J].全國振動理論及應用，2011.

[2]徐緋，肖壽庭.結構聲疲勞壽命估算的功率譜密度法[J].機械強度，1996.

[3]俞樹奎等.飛機結構耐久性及損傷容限設計手冊，第二冊，飛機結構的疲勞分析[M].北京:航空航天工業部技術研究院，1989.

[4]姚起航，楊學勤.飛機結構聲疲勞設計手冊[M].北京:航空工業出版社，1998.

[5]張秀義.某型飛機進氣道結構聲疲勞研究[J].飛機設計，1994.

[6]張正平，任方等.飛機噪聲技術研究[J].航空學報，2008.

>>>作者簡介

龔思楚，男，1987年出生，2012年畢業于哈爾濱工業大學，工程師，現從事飛機強度設計工作。

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）