高溫環境下薄壁結構聲疲勞失效驗證技術研究

沙云東，王建，趙奉同，欒孝馳

（沈陽航空航天大學 遼寧省航空推進系統先進測試技術重點實驗室，沈陽 110136）

高溫環境下薄壁結構聲疲勞失效驗證技術研究

沙云東，王建，趙奉同，欒孝馳

（沈陽航空航天大學 遼寧省航空推進系統先進測試技術重點實驗室，沈陽 110136）

目的 針對高溫環境下薄壁結構聲疲勞失效問題，研究分析薄壁結構在高溫環境下的聲疲勞失效特征，驗證薄壁結構熱聲響應計算方法與疲勞壽命預估模型的有效性。方法 較系統地闡述高溫環境下薄壁結構聲疲勞失效試驗驗證技術，重點總結熱聲疲勞試驗環境建立與加載、高溫環境下噪聲測試、高溫環境下動態響應測試和疲勞破壞壽命測試方法，并通過具體案例說明工程中試驗驗證方法的有效性。結果 試驗件在仿真計算與試驗中的破壞位置一致，響應頻率吻合較好，應力水平一致，疲勞壽命量級相當。結論 薄壁結構熱聲響應計算方法與疲勞壽命預估模型的有效性高。

薄壁結構；聲疲勞；噪聲測試

針對薄壁結構熱聲疲勞失效問題，在工程需求牽引下，國內外開展了大量理論、數值分析和試驗驗證技術研究，發展了一些有效的分析方法和試驗技術。在試驗驗證方面，NASA Langley研究中心和美國空軍Wright-Patterson飛行動力學實驗室（AFFDL）針對熱噪聲問題，系統研究了高溫聲疲勞試驗方法，采用行波管對多種金屬薄壁板開展熱聲試驗，給出了熱聲載荷下薄壁板結構的響應特征[5—6]。為評估適合 ASTOVL的復合材料壁板結構，采用行波管，開展了室溫和熱環境下熱噪聲試驗[7]。麥道公司采用高溫行波管研究了陶瓷基復合材料的高溫聲疲勞性能[8]。國內也相繼建立熱噪聲環境試驗條件，如中航工業飛機強度研究所航空聲學與結構動強度重點實驗室、北京強度環境研究所可靠性與環境工程技術重點實驗室等也開展相應試驗研究工作。其目的一方面是研究典型薄壁結構件的熱聲疲勞失效模式和影響規律，另一方面也對設計中建立的數值分析方法和模型進行修正系數驗證?？v觀目前國內外進展，熱聲疲勞失效試驗研究和驗證技術雖然進步很快，但面對新材料結構不斷增長的要求，特別是新型復合材料結構設計驗證要求，還未建立系統的試驗方法、評價標準和規范。文中針對高溫環境下薄壁結構聲疲勞失效，較系統地闡述了高溫環境下薄壁結構的聲疲勞失效驗證技術，包括熱聲疲勞試驗環境建立與加載、高溫環境下噪聲測試、高溫環境下動態響應測試和疲勞破壞壽命測試方法，并通過具體案例說明試驗驗證方法的有效性。

1　高溫環境下薄壁結構聲疲勞失效

高超飛行器承受的極高溫度及溫度梯度，將改變其結構熱物理參數和力學性能，導致結構彎曲、扭轉剛度下降，顫振安全邊界降低，影響飛行器結構的可靠性。高溫環境對結構動特性的影響主要體現在兩方面，一方面是材料彈性模量等參數的影響，另一方面是熱應力對結構剛度的影響。因此，薄壁結構在氣動熱、強噪聲與機械載荷聯合作用下的高溫聲疲勞失效表現出其特殊性。

1.1 薄壁結構熱屈曲

薄壁板殼結構處于極高溫度場下，結構內部壓應力引起的屈曲稱為熱屈曲，對應于結構熱屈曲的溫度稱為臨界屈曲溫度。薄壁結構在熱載荷作用下，熱應力會使結構越過臨界屈曲位置達到后屈曲工作狀態，處于硬化工作區域[9]。根據熱結構理論，必須首先對結構熱屈曲特性及其影響因素進行詳細分析，作為進一步動力學分析的基礎，并指導結構設計。

1.2 大撓度非線性響應

薄壁板殼結構在高溫環境下發生膨脹變形，產生熱內力和熱彎矩，改變了材料屬性，即熱效應使得結構響應表現出強烈的非線性。高強聲載荷會引起結構的幾何非線性，聲固耦合和多模態響應，甚至阻尼非線性，薄壁結構表現為大撓度非線性響應特征。在較低溫度范圍內，對于矩形板等規則形狀典型結構，采用小變形理論能夠較準確地給出結構響應特征，但隨著溫度的不斷增加，結構發生熱屈曲、熱變形等非線性變化，采用大撓度方程能夠有效改進計算結果，但計算精度仍難以保證。

1.3 后屈曲跳變運動

薄壁結構在熱聲載荷作用下達到后屈曲狀態時，結構會出現跳變現象，且熱載荷與噪聲載荷的強弱影響跳變響應形式[10]。當噪聲載荷較強時，結構圍繞初始平衡位置做連續跳變運動，如圖 1所示。此時結構振動響應幅值達到最大，疲勞壽命會顯著降低。當熱載荷與噪聲載荷達到某組合狀態時，結構圍繞初始平衡位置做間歇跳變運動，如圖2所示。當熱載荷影響較強時，結構圍繞屈曲后某一平衡位置做非線性的隨機振動，如圖3所示。此時振動響應的均值最大，幅值最小。隨著熱載荷的不斷增強，振動響應均值增大，均值成為影響結構性能的主要因素，結構疲勞壽命降低。

圖1 連續跳變運動Fig.1 Persistent snap-through

圖2 間歇跳變運動Fig.2 Intermittent snap-through

圖3 圍繞屈曲后某平衡位置振動Fig.3 Vibration around the post-bucked positions

2　高溫環境下薄壁結構聲疲勞試驗

2.1 熱聲載荷環境建立與加載技術

開展薄壁結構熱聲疲勞性能研究試驗時，必須建立一個熱聲載荷加載環境。熱噪聲疲勞試驗設備包含噪聲產生裝置和加熱裝置，并且要求有較高的加聲和加熱能力。目前熱噪聲試驗設備多采用行波管裝置實現聲加載，主要技術參數為聲源功率、聲壓級、頻率帶寬。加熱手段主要包含石英燈、火焰噴射、石墨加熱器、電弧燈加熱器等。NASA Langley的熱噪聲疲勞試驗裝置 TAFA（Thermal Acoustic Fatigue Apparatus）如圖4所示。美國空軍Wright試驗室的熱噪聲疲勞試驗裝置如圖5所示。該噪聲系統由2個行波管組成，一個稱為CEAC（Combined Environment Acoustic Chamber），試件尺寸可達 122 cm×122 cm，最大熱流率為 568 kW/m2，峰值溫度為1648 ℃，初始最高聲壓為159 dB，后提高到 172 dB；另一個被稱為 SEAC（Sub-element Acoustic Chamber），試件尺寸為30.5 cm×45.7 cm，聲壓級為174 dB，熱流密度可達830 kW/m2。德國IABG火焰噴射加熱系統如圖6所示。

圖4 NASA Langley熱聲疲勞試驗裝置Fig.4 Thermal-acoustic fatigue test devices of NASA Langley

圖5 美國空軍Wright熱噪聲疲勞試驗裝置Fig.5 Thermal-acoustic fatigue test devices of the U.S. air force Wright

圖6 德國IABG火焰噴射加熱系統Fig.6 Flame jet heating system of German IABG

2.2 高溫環境下噪聲測試技術

高溫環境下噪聲測試是一項具有相當難度的技術工作，主要是由于聲學傳感器耐溫性能的局限性。國外從20世紀70年代開始，就開展了針對試驗環境下耐高溫噪聲測量技術的研究，主要發展了基于施加冷卻裝置的高溫噪聲測量技術、基于光纖傳聲器的高溫噪聲測量技術、基于等離子體傳聲器的高溫噪聲測量技術和基于聲波導管的高溫噪聲測量技術。國內沈陽航空航天大學自20世紀90年代開始逐步建立了基于聲波導管的高溫噪聲測試技術和傳感系統，已形成系統解決方案。國內外研究的測量方法傳感器系統方案，因其技術原理不同，適用的環境條件（溫度、壓力、氣流速度、安裝條件等）不同，可實現的噪聲測量的動態范圍也有較大差別。

1) 基于施加冷卻裝置的高溫噪聲測量技術?；驹砣鐖D7所示，主要通過在電容式傳聲器或壓電式傳聲器外部施加冷卻護套對傳感器進行強制冷卻來保證傳感器使用溫度條件。試驗表明，施加冷卻裝置的傳感器具有良好的動態特性，可以在溫度高達1100～1400 K時進行精確測量[11—12]，但由于冷卻護套在高溫環境下造成局部冷區進而引起大熱梯度，傳感器裝置尺寸和配置能導致對聲的歪曲，以及在某些現場條件下無法安裝等因素，使其使用受到局限。

圖7 施加冷卻裝置的高溫噪聲測量Fig.7 High temperature and noise measurement with applying cooling device

2) 基于光纖傳聲器的高溫噪聲測量技術。主要采用光纖感知傳聲器敏感膜片的振動，基于光干涉原理檢測聲引起的敏感膜片振動，實現噪聲測量。該方案的優點是既不需要特殊冷卻裝置，也不需要增加空間。該傳聲器系統有兩種設計方案：基于Mach-Zehnder（MZ）干涉儀裝置，能應用在較高溫度（300 ℃）的熱聲試驗中，其缺點是對振動敏感性強，在惡劣測量環境下不提倡使用；基于Fabry-Perot（FP）干涉裝置的光纖傳聲器（FOM），目前測量最高溫度達1000 K（726.85 ℃），并具有良好的靜動態特性[13]。由于振動和熱梯度將使光纖性能顯著下降，使這種傳感器使用也存在局限性?；?FP FOM在燃燒室內部噪聲測量中的應用如圖8所示[14—15]。

圖8 FP FOM傳感器的燃燒室聲測量Fig.8 The combustion chamber acoustic measurement of FP FOM sensors

3) 基于等離子體傳聲器的高溫噪聲測量技術。主要是利用輝光放電壓力傳感器原理[16—17]，通過電離中性氣體分子（等離子體）將能量轉移到電子或離子的機制實現對聲波的感知，通過專門的放大調制原理和裝置，實現聲信號的傳遞、放大和轉換。該傳感器系統具有很寬的動態范圍，一般不需要頻率補償，具有良好幅值調制的幅值輸出，安裝結實牢固耐用，采用MEMS技術可以被制成微米尺寸的單個傳感器單元，或根據需要排列成多個傳感器陣列。由于使用的電極材料熔點非常高，適用于最高溫度1335 ℃（2400 ℉）的噪聲測量。需要注意的是測量過程中采用高壓交流電，電磁輻射將與周圍的實驗裝置相互干涉。等離子體傳感器組裝圖如圖9所示[18—20]。

圖9 等離子體傳感器組裝圖Fig.9 The assembly diagram of plasma sensor

4）基于聲波導管的高溫噪聲測量技術。主要是基于管道傳聲原理，將高溫環境下的噪聲通過專門設計的聲波導管導出，采用與管道壁齊平安裝或垂直安裝的傳聲器進行測量，既可實現噪聲信號的正確測量，同時還能保證傳感器處在正常的工作溫度范圍內[21—23]。該測量方案可實現溫度超過1200 ℃的噪聲測量，且具有較好的動態特性。需要注意的是，雖然在一定的頻率范圍內，能準確地測量頻率響應，但有時不能充分顯示信號時域波形。因此，基于聲波導管的高溫噪聲測試系統，在研制和使用過程中需要詳細的靜動態特性標定，并在此基礎上研究頻域補償和時域信號修正技術?；诼暡▽Ч艿膫鞲衅飨到y對微型渦輪機內部流動噪聲測量[24—25]如圖10所示。

圖10 安裝在微型渦輪機上的無限管探針Fig.10 Infinite tube probe installed on the micro turbine

2.3 高溫環境下振動測試技術

高溫環境下的振動測試主要包含熱模態測試、加速度響應測試、高溫應變/應力測試等。熱模態測試是在建立的高溫環境條件下進行試驗，測試方法和手段尤為重要。振動響應一般采用非接觸的激光掃描測振系統實現。NASA Dryden飛行研究中心針對X-37 C/SiC RSTA結構開展了熱模態試驗研究[26]。Jeon[27]針對6061-T6矩形鋁板樣件開展了自由邊界熱模態試驗，試驗系統包括石英燈輻射加熱系統、數據采集系統和激光掃描測振系統，如圖11所示。分別測試該試驗件在不同加熱速率下，模態頻率的變化規律。還針對不銹鋼和6061鋁材組成的圓筒結構開展熱模態試驗，采用石英燈輻射加熱，常溫區域采用 PCB常溫加速度傳感器（333A31），高溫區域采用PCB高溫加速度傳感器（357B31）進行測量，如圖12所示。

針對高溫應變/應力測試問題，目前國外已經形成了以箔式應變計、焊接式應變計、繞線式應變計以及二氧化硅光纖應變計等為主體的傳感器。國內主要以焊接式的高溫應變片為主，且測量一般采用半橋三線制測量法。20世紀末，美國 NASA Dryden認識到光纖傳感器測試技術具有許多傳統傳感器所沒有的優點，能夠滿足高超聲速飛行器結構測試需求，開始研究高溫光纖測試技術，其應變測試發展歷程如圖13所示。NASA Dryden飛行載荷實驗室開展了FBG，EFPI應變傳感器在Inconel，C/C以及C/SiC材料上的熱噴涂安裝方法研究，在常溫/高溫、靜熱復合載荷、地面結構熱試驗以及飛行試驗中進行了光纖傳感器的性能鑒定，并為地面模擬試驗與飛行試驗研制了便攜的高溫光纖測試系統。2003年，在NGLT項目的C/C升降副翼操縱面結構熱試驗中安裝了 14個 EFPI傳感器，EFPI傳感器鑒定溫度達到899 ℃；在NGLT項目的 C/SiC機身襟翼地面結構熱試驗中也安裝了 14個 EFPI傳感器，EFPI傳感器使用溫度超過了1010 ℃。目前，NASA Dryden與Lambda公司正在合作開展藍寶石光纖應變傳感器研制，要求溫度上限提高到1650 ℃，代表著高溫應變/應力測試傳感器的發展方向。

圖11 6061-T6矩形鋁板熱模態試驗Fig.11 Thermal modal test of 6061-T6 rectangular aluminum plate

圖12 圓筒結構熱模態試驗Fig.12 Thermal modal test of cylinder structure

圖13 美國NASA Dryden應變測試發展歷程Fig.13 Strain test development for NASA Dryden

2.4 疲勞破壞壽命測試

高溫聲疲勞試驗中如何判斷結構件已經開始出現疲勞破壞是試驗中的具體問題，國外一般通過跟蹤分析應變片和加速度計信號。當響應頻率開始不規則移動，試驗件受熱面一側的熱電偶和應變片信號出現混亂，則表明試驗件某一面已經出現擴展的裂紋，并判斷此時試驗件已經破壞。國內熱聲疲勞測試破壞判斷一般采用目視檢查，并結合跟蹤響應峰值頻率突變的方法進行。當試驗件表面萌生宏觀裂紋后，一階共振頻率開始顯著下降，當其降低到窄帶下限頻率以下時，試驗件振幅會顯著縮小，因此，可以通過該現象來判斷試驗件是否破壞。當發現試驗件振幅顯著縮小時，記錄當前時刻，以此作為試驗件破壞時刻，試驗至此進行的時間就是疲勞壽命。

3　聲疲勞分析與試驗驗證實例

文中結合航空基金項目，開展了高溫合金薄壁結構高溫聲疲勞應力計算分析以及試驗驗證工作。計算采用項目組研發的耦合邊界元/有限元方法，其中，聲載荷采用邊界元方法模擬，結構高溫條件下的振動模態和應力響應采用有限元方法分析，疲勞壽命采用改進的雨流計數法估算。熱聲疲勞試驗在高溫行波管試驗器上實現。計算并分析了該結構在不同溫度下的熱模態頻率與動應變響應，通過試驗值與仿真值對比分析，驗證了薄壁結構熱聲響應計算方法的有效性。

3.1 熱聲疲勞應力計算

薄壁結構材料參數見表1，根部以下部分施加固支約束邊界條件。溫度載荷為均勻溫度場450 ℃。聲載荷為有限帶寬高斯白噪聲，帶寬為31～2239 Hz，頻率間隔為8 Hz，總聲壓級分別為151.5 dB和154.5 dB。聲加載方式為行波掠入射。

提取仿真計算的軸向動應力與 Von Mises應力，根部危險點位置處的軸向動應力功率譜密度如圖14所示。可以看出，聲壓級為151.5 dB時，軸向動應力響應峰值頻率為 87 Hz，應力為 160.0 MPa；聲壓級為154.5 dB時，峰值頻率為87 Hz，應力為249.2 MPa。

表1 隨溫度變化的材料參數Table 1 Material parameters at different temperatures

圖14 根部危險點位置處應力功率譜密度Fig.14 Stress power spectral density of root dangerous point location

3.2 熱聲疲勞壽命估算

基于提取的動應力響應結果，結合改進雨流計數法、Morrow平均應力模型、Miner線性損傷累積理論以及材料的 Srms-Nr曲線，完成結構隨機聲疲勞的壽命估算。估算了包庇結構根部危險點位置的疲勞壽命。聲壓級為151.5 dB時，估算的疲勞壽命為1.46×104s；聲壓級為154.5 dB時，疲勞壽命為2.66×103s。

3.3 熱聲疲勞試驗驗證

熱聲疲勞試驗在高溫行波管上進行，通過石英燈管進行加熱，采用雙面非對稱加熱的方式。本項試驗共進行A，B兩組試驗測試，其中，A組聲載荷為151.5 dB，B組聲載荷為154.5 dB。通過熱聲疲勞試驗，測得該材料高溫環境下熱聲疲勞性能，得到試驗件破壞位置、響應結果及破壞時間。

試驗發現，試驗件的破壞位置在根部與頸部位置，與仿真計算結果一致。將仿真計算的動應力峰值、峰值頻率以及疲勞壽命與試驗值進行對比，結果見表2。其中，聲壓級為151.5 dB的仿真結果與試驗件S-1測試結果進行對比；聲壓級為154.5 dB的仿真計算結果與試驗件S-5測試結果進行對比。結果表明，響應峰值頻率具有一致性，動應力峰值吻合性較好，熱聲疲勞壽命量級相當。聲壓級為151.5 dB時試驗測試壽命是仿真計算壽命的 2.30倍，聲壓級為154.5 dB時試驗測試壽命是仿真計算壽命的 6.80倍，基本滿足工程驗證要求。驗證了薄壁結構熱聲響應計算方法與熱聲疲勞壽命預估模型的有效性。

表2 高溫聲疲勞仿真計算與試驗對比結果Table 2 The comparison results between simulation and test about thermal-acoustic fatigue

4　結語

針對高溫環境下薄壁結構聲疲勞失效問題，較系統地闡述了高溫環境下薄壁結構聲疲勞失效驗證技術，總結了熱聲疲勞試驗環境建立與加載，高溫環境下噪聲測試，高溫環境下動態響應測試和疲勞破壞壽命測試方法及其適用條件和局限性。并通過具體案例說明試驗驗證方法的有效性。

高溫合金薄壁結構高溫聲疲勞應力計算分析以及試驗驗證工作結果表明，試驗件在仿真計算與試驗中的破壞位置一致，響應頻率吻合較好，應力水平一致，疲勞壽命量級相當，驗證了薄壁結構熱聲響應計算方法與疲勞壽命預估模型的有效性。

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Acoustic Fatigue Failure Verification Technology of Thin-walled Structure under High Temperature Environment

SHA Yun-dong, WANG Jian, ZHAO Feng-tong, LUAN Xiao-chi
(Shenyang Aerospace University, Liaoning Province Key Laboratory of Advanced Measurement and Test Technology of Aviation Propulsion Systems, Shenyang 110136, China)

Objective For acoustic fatigue failure problems of thin-walled structures bearing the high temperature, the work aims to analyze and study the acoustic fatigue failure characteristics of thin-walled structures under the high temperature environment and validate the effectiveness of thermal-acoustic response calculation method and fatigue life prediction model for thin-walled structures. Methods It systematically expounded the acoustic fatigue experimental verification technology of thin-walled structures bearing the high temperature. Meanwhile, researches mainly focused on summaries for the establishment of thermal-acoustic test environment and the infliction of thermal-acoustic loads, the noise test methods in high temperature environment, the test methods of dynamic response and fatigue failure life prediction methods. Specific cases were given to illustrate the effectiveness of the experimental verification method in engineering. Results There were the same break positions and good response frequencies; the stress level respectively kept a preferable consistency; and fatigue life had a good alignment in simulation and test. Conclusion The thermal-acoustic response calculation method and fatigue life prediction model has the pretty effectiveness.

thin-walled structures; acoustic fatigue; noises test

2016-08-17；Revised：2016-08-25

10.7643/ issn.1672-9242.2016.05.003

TJ01；TB114

A

1672-9242(2016)05-0017-08

2016-08-17；

2016-08-25

航空基礎科學基金資助基金項目（20151554002）

Fund：Supported by the Aviation basic science fund projects（20151554002）

沙云東（1966—），男，遼寧人，博士，教授，主要研究方向為航空發動機強度振動及噪聲。

Biography：SHA Yun-dong （1966—）， Male， from Liaoning， Doctor， Professor， Research focus: aircraft engine strength， vibration and noise.