復(fù)合材料太陽(yáng)翼基板聲學(xué)疲勞特性研究

鄭玲，張巍，曾杰，向樹(shù)紅，李曄，楊江

（1.重慶大學(xué) 汽車(chē)工程學(xué)院 機(jī)械傳動(dòng)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，重慶 400044；2.北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京100094）

復(fù)合材料太陽(yáng)翼基板聲學(xué)疲勞特性研究

鄭玲1，張巍1，曾杰1，向樹(shù)紅2，李曄2，楊江2

（1.重慶大學(xué) 汽車(chē)工程學(xué)院 機(jī)械傳動(dòng)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，重慶 400044；2.北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京100094）

研究航天器在聲激勵(lì)下的疲勞行為及其演變規(guī)律，對(duì)證航天器的運(yùn)行安全。針對(duì)碳纖維蒙皮-鋁蜂窩的太陽(yáng)翼基板聲致疲勞問(wèn)題，使用耦合FE/BEM方法，建立航天器太陽(yáng)翼基板的數(shù)值分析模型，以聲學(xué)試驗(yàn)結(jié)果為依據(jù)，對(duì)仿真模型進(jìn)行驗(yàn)證。噪聲激勵(lì)持續(xù)作用60 s后，損傷率分布呈沿結(jié)構(gòu)長(zhǎng)軸對(duì)稱(chēng)狀態(tài)，疲勞危險(xiǎn)點(diǎn)處最大損傷率D=0.0232，太陽(yáng)翼基板未出現(xiàn)疲勞破壞，最短疲勞壽命T= 2.58×103s。太陽(yáng)翼基板中心區(qū)域?yàn)榻Y(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)薄弱處，該區(qū)域在多階模態(tài)下的應(yīng)力水平較高，疲勞壽命較短，極易導(dǎo)致疲勞破壞。

噪聲激勵(lì)；FE/BEM；混響；聲學(xué)響應(yīng)；疲勞壽命

衛(wèi)星、太陽(yáng)翼基板等航天器在發(fā)射及飛行過(guò)程中始終伴隨著20～8000 Hz的寬頻帶噪聲，強(qiáng)度可達(dá)140 dB以上。噪聲作用于太陽(yáng)翼基板等薄壁結(jié)構(gòu)將產(chǎn)生動(dòng)態(tài)應(yīng)力響應(yīng)，一定強(qiáng)度噪聲激勵(lì)所引起的交變應(yīng)力可導(dǎo)致結(jié)構(gòu)的疲勞損傷[1—2]，引起航天器結(jié)構(gòu)連接處、蒙皮表面等部位疲勞破壞，嚴(yán)重影響航天器的安全和使用壽命。研究航天器在聲激勵(lì)下的疲勞行為及其演變規(guī)律，對(duì)保證航天器的運(yùn)行安全具有重要意義。

對(duì)于航空航天薄壁板、蒙皮壁板等結(jié)構(gòu)的聲疲勞分析，工程上大多以試驗(yàn)為基礎(chǔ)，按照經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算出蒙皮壁板的基頻和應(yīng)力響應(yīng)，再結(jié)合諾謨圖或公式等計(jì)算結(jié)構(gòu)疲勞壽命，如廣泛應(yīng)用的 DSR法[3]。美國(guó)波音公司[4]采用快速-DSR法，對(duì)蒙皮-腹板、蜂窩結(jié)構(gòu)等進(jìn)行了疲勞壽命計(jì)算。劉景光[5]等采用有限元與 DSR相結(jié)合的方法，計(jì)算了鈦合金壁板的疲勞壽命，驗(yàn)證了計(jì)算方法的準(zhǔn)確性。由于上述方法依賴(lài)一定的實(shí)驗(yàn)條件、成本較高，且運(yùn)用于復(fù)合夾心板時(shí)，DSR等參數(shù)難以確定。因此，DSR方法存在一定局限性。在進(jìn)行復(fù)雜結(jié)構(gòu)的疲勞壽命分析時(shí)，數(shù)值分析方法成本低廉，計(jì)算效率高，廣泛運(yùn)用于航空航天。疲勞壽命數(shù)值分析方法分為時(shí)域估算法和頻域估算法[6—8]。時(shí)域法首先對(duì)響應(yīng)隨機(jī)過(guò)程進(jìn)行時(shí)域模擬，采用經(jīng)典“雨流循環(huán)計(jì)數(shù)”從時(shí)域應(yīng)力響應(yīng)曲線(xiàn)中獲取應(yīng)力循環(huán)的幅值和均值及其概率分布。時(shí)域法通常能得到比較準(zhǔn)確的累積損傷分析精度，但需要足夠長(zhǎng)的時(shí)域信號(hào)。白春玉等采用時(shí)域分析法，提出了功率譜輸入和時(shí)域輸入兩種算法，進(jìn)行白噪聲激勵(lì)下T形板的疲勞壽命預(yù)估，驗(yàn)證算法可行性。相比時(shí)域法，頻域法是基于功率譜密度（PSD）的分析方法，數(shù)據(jù)處理簡(jiǎn)便。PSD函數(shù)是描述平穩(wěn)各態(tài)歷經(jīng)過(guò)程最重要的參數(shù)，利用響應(yīng)PSD函數(shù)可獲得隨機(jī)應(yīng)力信號(hào)的分值頻率、峰值概率分布和均方根值，再結(jié)合材料S-N曲線(xiàn)計(jì)算結(jié)構(gòu)疲勞壽命。沙云東等[9]提出了基于應(yīng)力概率密度和功率譜密度法的隨機(jī)聲疲勞壽命預(yù)估方法，對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)薄壁結(jié)構(gòu)進(jìn)行疲勞壽命預(yù)測(cè)。Bishop[10]從雨流循環(huán)定義入手，結(jié)合Dirlik經(jīng)驗(yàn)公式，給出了基于功率譜密度的疲勞壽命計(jì)算方法，對(duì)于工程應(yīng)用有較大參考價(jià)值。在頻域內(nèi)進(jìn)行疲勞壽命分析具有計(jì)算簡(jiǎn)便、工程適用性強(qiáng)的特點(diǎn)。

航天器太陽(yáng)翼基板主要采用碳纖維-鋁蜂窩夾層結(jié)構(gòu)。基板芯層為正六邊形鋁蜂窩，面板一般由碳纖維復(fù)合材料制作的空心網(wǎng)格層鋪設(shè)而成。為滿(mǎn)足不同區(qū)域的強(qiáng)度和剛度需求，面板不同區(qū)域需要設(shè)計(jì)不同鋪層數(shù)、鋪層方向，從而形成了復(fù)雜的非連續(xù)鋪層。太陽(yáng)翼基板復(fù)雜的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)滿(mǎn)足了輕量化和高強(qiáng)度等需求，但也為準(zhǔn)確的響應(yīng)計(jì)算和疲勞壽命分析帶來(lái)較大難度。楊江[11]等分別基于FE-SEA混合方法和耦合FE/BEM方法建立了太陽(yáng)翼基板仿真模型并進(jìn)行結(jié)構(gòu)響應(yīng)計(jì)算，預(yù)示的響應(yīng)與噪聲試驗(yàn)結(jié)果基板對(duì)應(yīng)，但該方法不能直接運(yùn)用于疲勞壽命分析。劉捷[12]等建立了蜂窩夾層結(jié)構(gòu)天線(xiàn)罩的有限元模型，從中剝離各典型結(jié)構(gòu)及其邊界條件作為試驗(yàn)依據(jù)，采用試驗(yàn)方法研究該結(jié)構(gòu)聲疲勞特性，結(jié)果表明蜂窩是疲勞破壞的關(guān)鍵。該方法準(zhǔn)確性較高，但是成本也相對(duì)較高。建立精確的動(dòng)力學(xué)模型和疲勞壽命預(yù)測(cè)方法是復(fù)合太陽(yáng)翼基板疲勞壽命研究的難點(diǎn)。

文中采用“三明治夾心板”等效理論，首先對(duì)碳纖維蒙皮-蜂窩鋁芯太陽(yáng)翼基板進(jìn)行力學(xué)等效處理。以此為基礎(chǔ)，建立碳纖維蒙皮-蜂窩鋁芯太陽(yáng)翼基板有限元/邊界元（FE/BEM）仿真模型，分析研究其在聲激勵(lì)環(huán)境下的結(jié)構(gòu)響應(yīng)以及疲勞壽命，為太陽(yáng)翼基板等航天器構(gòu)件地面聲學(xué)試驗(yàn)條件的制定及疲勞壽命預(yù)測(cè)提供科學(xué)依據(jù)。

1　復(fù)合材料太陽(yáng)翼基板的力學(xué)等效

1.1 三明治等效板理論

國(guó)內(nèi)外常用的蜂窩復(fù)合夾心板的等效方法有等效板理論、蜂窩板理論、三明治夾心板理論，胡玉琴[13]總結(jié)了國(guó)內(nèi)外蜂窩復(fù)合夾心板的等效模型，對(duì)以上三種等效方法進(jìn)行了計(jì)算與驗(yàn)證。結(jié)果表明，三明治夾心板等效理論直接模擬夾層板結(jié)構(gòu)，在力學(xué)性能、振動(dòng)特性方面和理論值最接近，最準(zhǔn)確地反應(yīng)出結(jié)構(gòu)的真實(shí)情況。

三明治等效板理論認(rèn)為鋁蜂窩夾層板是由上下各向同性的面層和中間各向異性的夾心所組成，其核心是通過(guò)有限元分析的方法計(jì)算夾層板，對(duì)夾層板進(jìn)行數(shù)值分析。該理論假定芯層能抵抗橫向剪切變形，并且具有一定的面內(nèi)剛度，上、下蒙皮層服從Kirchhoff假設(shè)，忽略其抵抗橫向剪應(yīng)力的能力，則蜂窩芯層可以等效為一均質(zhì)的厚度不變的正交異性層，較為真實(shí)地反映夾層板的結(jié)構(gòu)。

1.2 太陽(yáng)翼基板的力學(xué)等效

文中研究對(duì)象為太陽(yáng)翼基板，蒙皮為碳纖的蜂窩鋁夾心材料。根據(jù)三明治夾心等效理論，將夾心板芯層等效為正交各向異性材料，其幾何參數(shù)保持不變，同時(shí)上下面板參數(shù)不變，如圖1所示。

圖1 太陽(yáng)翼基板模型等效Fig.1 Equivalent schematic diagram in sandwich solar panel

對(duì)于正六邊形胞元的蜂窩，等效為均勻?qū)雍髲椥猿?shù)與蜂芯材料參數(shù)的關(guān)系為：

式中：ρc，Ec，Gc分別為芯子材料的密度、彈性模量與剪切模量，即鋁材料參數(shù)。Ec表示蜂芯彈性模量，下標(biāo)x/y/z表示蜂芯層的三個(gè)軸向，其中z向垂直于蜂芯層大平面，剪切模量下標(biāo)也具有同樣含義；t，l分別為芯子片的厚度和正六邊形的邊長(zhǎng)。等效后蜂芯層參數(shù)見(jiàn)表1。

表1 蜂芯等效參數(shù)Table1 Equivalent parameters of the core in sandwich solar panel

2　復(fù)合材料太陽(yáng)翼基板FE/BEM模型

2.1 FE/BEM模型

首先建立碳纖維蒙皮-蜂窩鋁芯太陽(yáng)翼基板有限元/邊界元（FE/BEM）模型。聲學(xué)邊界元和結(jié)構(gòu)有限元的耦合，可建立其耦合矩陣：

式中：[K]，[C]，[M]分別為結(jié)構(gòu)剛度矩陣、阻尼矩陣和質(zhì)量矩陣；{q}為節(jié)點(diǎn)壓力向量；{u}為節(jié)點(diǎn)位移；{Fv}為結(jié)構(gòu)載荷向量；{Fa}為流體的載荷向量；[L]為聲學(xué)邊界元和結(jié)構(gòu)有限元耦合矩陣。

將太陽(yáng)翼基板視為不同材料的鋪層結(jié)構(gòu)，蜂芯可簡(jiǎn)化為正交各向異性材料。采用復(fù)合層結(jié)構(gòu)的鋪層定義方法，建立太陽(yáng)翼基板有限元模型，不同顏色區(qū)域表示不同的鋪層角度及厚度，如圖2所示。根據(jù)不同鋪層區(qū)域和承受載荷情況，確定網(wǎng)格大小，其總單元數(shù)量為 5245。在聲學(xué)激勵(lì)條件下，其邊界條件為自由狀態(tài)，五個(gè)測(cè)點(diǎn)A1—A5分布與試驗(yàn)條件完全一致。

圖2 太陽(yáng)翼基板有限元模型Fig.2 Finite element model of composite solar panel

2.2 FE模型的驗(yàn)證

為了改善太陽(yáng)翼基板的聲學(xué)響應(yīng)以及疲勞壽命預(yù)示的精度，采用太陽(yáng)翼基板的聲學(xué)激勵(lì)響應(yīng)試驗(yàn)結(jié)果，對(duì)太陽(yáng)翼基板的有限元模型參數(shù)進(jìn)行修正，有限元模型參數(shù)修正的流程如圖3所示。

圖3 模型修正流程Fig.3 Model verification chart

依據(jù)航天器動(dòng)力學(xué)模型試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)和參數(shù)修正流程，具體步驟如下：

1）采用FE/BEM方法建立太陽(yáng)翼基板的初始模型，進(jìn)行隨機(jī)聲學(xué)響應(yīng)分析，獲得結(jié)構(gòu)的加速度響應(yīng)PSD及動(dòng)態(tài)特性。

2）進(jìn)行太陽(yáng)翼基板在噪聲激勵(lì)下的聲學(xué)試驗(yàn)，提取結(jié)構(gòu)加速度響應(yīng)PSD及動(dòng)態(tài)特性。

3）采用模態(tài)置信準(zhǔn)則（MAC）評(píng)價(jià)有限元分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的一致性，即相關(guān)分析。其中：

4）當(dāng)相關(guān)分析不合格時(shí)，對(duì)仿真數(shù)據(jù)進(jìn)行頻域模態(tài)參數(shù)識(shí)別，確定對(duì)結(jié)構(gòu)響應(yīng)貢獻(xiàn)較大的模態(tài)為主模態(tài)，主模態(tài)為模型修正主要參考因素。

5）采用參數(shù)法進(jìn)行模型修正，最小化分析模型與實(shí)際機(jī)構(gòu)在噪聲激勵(lì)下的響應(yīng)偏差。修正量選擇蜂窩芯層等效參數(shù) Ecx，Ecy，Ecz，Gcxy，Gcyz和Gczx，采用逆特征靈敏度法確定影響結(jié)構(gòu)模態(tài)的主要修正量。響應(yīng)偏差為響應(yīng)峰值和峰值頻率。

6）模型修正后再返回步驟1），直至相關(guān)分析符合要求。

模型經(jīng)參數(shù)修正后，仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果基本對(duì)應(yīng)。考慮結(jié)構(gòu)對(duì)稱(chēng)性，選取一個(gè)基板外圍測(cè)點(diǎn)A2和一個(gè)中心區(qū)域測(cè)點(diǎn) A5來(lái)分析，如圖 4所示。可以看出，實(shí)驗(yàn)與仿真得到的響應(yīng)數(shù)據(jù)在峰值、峰值頻率基本對(duì)應(yīng)。中低頻段的仿真值在峰值和變化趨勢(shì)上和實(shí)驗(yàn)值重合較好，在高頻段仿真值略大于實(shí)驗(yàn)值，主要原因是太陽(yáng)翼基板在高頻的模態(tài)密度較大，有限元/邊界元法計(jì)算精度有所下降。

圖4 修正模型后試驗(yàn)與仿真加速度響應(yīng)功率譜峰值頻率Fig.4 Comparison between experimental and numerical acceleration responses

3　聲學(xué)疲勞壽命分析

3.1 聲學(xué)激勵(lì)下的結(jié)構(gòu)響應(yīng)

采用模態(tài)疊加法，計(jì)算復(fù)合材料太陽(yáng)翼基板在聲學(xué)激勵(lì)下的結(jié)構(gòu)響應(yīng)。在聲學(xué)激勵(lì)下的局部應(yīng)力可通過(guò)以式（9）計(jì)算：

不同粗細(xì)度麩皮、全麥粉以及面粉粒徑的測(cè)定結(jié)果見(jiàn)表 2。由表可知大、中、小三種不同粗細(xì)度麩皮的D50值分別為285.0、186.7、75.7 μm，粒徑依次減小，D10和D90值也表現(xiàn)出相同趨勢(shì)。比較同一樣品的D10、D50和D90值，不難發(fā)現(xiàn)經(jīng)旋風(fēng)磨粉碎的麩皮，粒徑分布范圍較大，這與以往的研究相一致。可能是由于麩皮中的不同組分機(jī)械強(qiáng)度存在較大差異，特別是麩皮的外層果皮質(zhì)地非常堅(jiān)硬，因此粉碎困難。隨著麩皮粒徑的減小，全麥粉粒徑降低，但下降程度不如麩皮明顯，這主要是因?yàn)槿湻壑斜壤^高的面粉組分對(duì)平均粒徑影響更大。含有小粒徑麩皮的全麥粉與面粉粒徑分布及其平均值最為接近。

根據(jù)給定的試驗(yàn)條件，使用多個(gè)平面波模擬混響聲源，如圖5所示。試驗(yàn)聲壓譜見(jiàn)表2，太陽(yáng)翼基板處于自由狀態(tài)。

圖5 混響聲源Fig.5 Reverberation sound source

表2 試驗(yàn)聲壓譜Table 2 Sound pressure spectrum in test

圖6是通過(guò)模態(tài)分析，獲得的太陽(yáng)翼基板模態(tài)應(yīng)力分布。根據(jù)式（9）可計(jì)算太陽(yáng)翼基板在噪聲激勵(lì)下的應(yīng)力響應(yīng)。

圖6 前六階模態(tài)應(yīng)力Fig.6 Modal stress distribution of the first six modes

3.2 疲勞損傷理論

在典型結(jié)構(gòu)的使用壽命區(qū)間，零件通常受到周期性載荷的作用，其載荷可能是常幅的，也可能是變幅的。如果加載振幅隨時(shí)間變化，一個(gè)循環(huán)的構(gòu)成及響應(yīng)的振幅則更加難以確定。根據(jù)應(yīng)力、應(yīng)變、力等加載參數(shù)的時(shí)間歷程，可以對(duì)循環(huán)進(jìn)行計(jì)數(shù)，將復(fù)雜的變幅加載歷程簡(jiǎn)化為一組離散的簡(jiǎn)單常幅加載過(guò)程。雨流計(jì)數(shù)法被認(rèn)為是預(yù)測(cè)疲勞壽命的較好方法。對(duì)于隨機(jī)激勵(lì)這種復(fù)雜載荷，雨流計(jì)數(shù)可以識(shí)別在復(fù)雜載荷序列中與常幅疲勞數(shù)據(jù)相似事件，并篩選去掉應(yīng)力幅值較小的事件。在隨機(jī)噪聲激勵(lì)下，采用雨流計(jì)數(shù)法篩選并統(tǒng)計(jì)載荷循環(huán)。

文中采用Miner線(xiàn)性損傷累積理論，對(duì)太陽(yáng)翼基板進(jìn)行疲勞壽命分析。根據(jù)Miner線(xiàn)性損傷假設(shè)，每一次應(yīng)力循環(huán)對(duì)結(jié)構(gòu)造成的損傷是可以線(xiàn)性疊加的，各應(yīng)力之間相互獨(dú)立，不考慮加載次序，當(dāng)損傷累積到某一臨界值，即認(rèn)為試件發(fā)生疲勞破壞。對(duì)于 i級(jí)載荷循環(huán)了 ni次時(shí)，造成的疲勞損傷 Di為：

則所有各級(jí)載荷累積造成的疲勞損傷可表示為：

疲勞壽命T等于：

式中：Ni表示應(yīng)力幅值為i級(jí)時(shí)發(fā)生疲勞破壞的循環(huán)次數(shù)，一般由實(shí)驗(yàn)獲得；DCR表示疲勞損傷臨界值，一般取1。

3.3 聲學(xué)疲勞分析結(jié)果

圖7 加載60 s時(shí)太陽(yáng)翼基板聲學(xué)疲勞Fig.7 Random acoustic fatigue for solar panel under 60 s

噪聲激勵(lì)持續(xù)時(shí)間為 60 s的結(jié)構(gòu)疲勞損傷和疲勞壽命如圖7所示。可以看出，由于模型結(jié)構(gòu)具有對(duì)稱(chēng)性，混響場(chǎng)內(nèi)聲壓均勻分布，疲勞損傷分布也呈現(xiàn)沿基板長(zhǎng)軸的對(duì)稱(chēng)性。其中太陽(yáng)翼基板中心區(qū)域疲勞損傷最大，為危險(xiǎn)點(diǎn)。危險(xiǎn)點(diǎn)在多階模態(tài)下的應(yīng)力都處于較高水平，對(duì)響應(yīng)貢獻(xiàn)較大的二階、三階模態(tài)中應(yīng)力集中表現(xiàn)明顯，如圖8所示。

圖8 危險(xiǎn)點(diǎn)應(yīng)力自功率譜密度Fig.8 Self power spectral density of stress in dangerous location

綜上所述，在噪聲激勵(lì)持續(xù)作用 60 s后，損傷率分布呈沿結(jié)構(gòu)長(zhǎng)軸對(duì)稱(chēng)狀態(tài)，疲勞危險(xiǎn)點(diǎn)處最大損傷率D=0.0232，太陽(yáng)翼基板未出現(xiàn)疲勞破壞，最短疲勞壽命T=2.58×103s。

4　結(jié)論

文中采用三明治夾心板理論對(duì)復(fù)合材料太陽(yáng)翼基板進(jìn)行了力學(xué)等效處理，建立了復(fù)合材料太陽(yáng)翼基板的聲振耦合FE/BEM分析模型，結(jié)合噪聲試驗(yàn)結(jié)果，采用基于頻率響應(yīng)的模型驗(yàn)證方法，對(duì)模型的不確性參數(shù)進(jìn)行了修正。以此為基礎(chǔ)，采用Miner線(xiàn)性損傷累積理論及雨流計(jì)數(shù)法，仿真分析了太陽(yáng)翼基板的疲勞壽命。研究結(jié)果表明：

1）采用三明治夾心板理論對(duì)碳纖維蒙皮-蜂窩鋁芯太陽(yáng)翼基板進(jìn)行等效處理，簡(jiǎn)化了計(jì)算代價(jià)，同時(shí)能準(zhǔn)確反映結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性。

2）根據(jù)噪聲試驗(yàn)結(jié)果，采用基于頻率響應(yīng)的模型驗(yàn)證方法，對(duì)蜂芯等效參數(shù)進(jìn)行了修正，提高了模型的預(yù)測(cè)精度。

3）太陽(yáng)翼基板疲勞危險(xiǎn)點(diǎn)出現(xiàn)在基板中心區(qū)域，該區(qū)域在多階模態(tài)中都處于高應(yīng)力水平，是疲勞破壞的主要區(qū)域。

[1] FATERNI A, YANG L. Cumulative Fatigue Damage and Life Prediction Theories: A Survey of the State of the Artfor Homogeneous Materials[J]. International Journal of Fatigue, 1998, 20: 9—34.

[2] PETRUCCI G, ZUCCARELLO B. Fatigue Life Prediction under Wide Band Random Loading[J]. Fatigue Fracture Engineering Material Structural, 2004, 24: 1183—1195.

[3] 姚起杭, 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. YAO Qi-hang, YANG Xue-qin. Aircraft Structural Fatigue Design Handbook[M]. Beijing: Aviation Industry Press, 1998.

[4] SOCIE D F, MORROW J. A Procedure for Estimating the Total life of Notched and Crack Members[J]. Eng, 1979(11): 851—899

[5] 劉景光, 朱廣榮. 有限元法在聲疲勞分析DSR法中應(yīng)用技術(shù)研究[C]// 第十屆全國(guó)振動(dòng)理論及應(yīng)用學(xué)術(shù)會(huì)議論文集. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2011: 1095—1100. LIU Jing-guang, ZHU Guang-rong. Study on the Application of Finite Element Method in DSR Method of Acoustic Fatigue Analysis[C]// Proceedings of the Tenth National Conference on Vibration Theory and Application. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2011: 1095—1100.

[6] 姚衛(wèi)星. 結(jié)構(gòu)疲勞壽命分析[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 2004. YAO Wei-xing. Analysis on Structural Fatigue Life[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2004.

[7] 李超. 基于功率譜密度的疲勞壽命估算[J]. 機(jī)械設(shè)計(jì)與研究, 2005, 21(4): 628. LI Chao. Estimation of Fatigue Life Based on Power Spectral Density[J]. Mechanical Design and Research, 2005, 21(4): 628.

[8] 曹明紅, 葛森, 齊丕騫. 隨機(jī)振動(dòng)疲勞頻域分析方法的對(duì)比研究[J]. 結(jié)構(gòu)強(qiáng)度研究, 2008(21):94—95. CAO Ming-hong, GE Sen, QI Pi-qian. Comparative Study on Frequency Domain Analysis Method of Random Vibration Fatigue[J]. Structural Strength Study, 2008.

[9] 沙云東, 郭小鵬, 張軍. 基于應(yīng)力概率密度和功率譜密度法的隨機(jī)聲疲勞壽命預(yù)估方法研究[J]. 振動(dòng)與沖擊, 2010(1): 162—165. SHA Yun-dong, GUO Xiao-peng, ZHANG Jun. Research on Random Acoustic Fatigue Life Prediction Method Based on Stress Probability Density and Power Spectral Density Method[J]. Journal of Vibration and Shock, 2010(1): 162—165.

[10] BISHOP N W M, FRANK S. Fatigue Life Prediction from Power Spectral Density Data, Part 2: Recent Developments[J]. Environmental Engineering, 1989, 2(2): 11—15.

[11] 盛聰, 曾福明, 濮海玲. 應(yīng)用OptiStruct軟件的太陽(yáng)翼基板結(jié)構(gòu)優(yōu)化[J]. 航天器工程, 2011(6): 63—68. SHENG Cong, ZENG Fu-ming, PU Hai-ling. Optimization of Solar Panel Structure by Using OptiStruct[J]. Spacecraft Engineering, 2011(6): 63—68.

[12] 劉捷, 陳志剛, 尚仰宏. 蜂窩夾層結(jié)構(gòu)天線(xiàn)罩疲勞特性研究[C]// 2007年機(jī)械電子學(xué)學(xué)術(shù)會(huì)議論文集. 北京: 中國(guó)電子學(xué)會(huì)電子機(jī)械工程分會(huì), 2007. LIU Jie, CHEN Zhi-gang, SHANG Yang-hong. Fatigue Property Study of the Honeycomb Sandwich Radome[C]// Proceedings of the 2007 Conference on mechanical electronics. Beijing: Electronic Mechanical Engineering Branch of China Electronic Society, 2007.

[13] 胡玉琴. 鋁蜂窩夾層板等效模型研究及數(shù)值分析[D].南京: 南京航空航天大學(xué), 2008. HU Yu-qin. Equivalent Model and Numerical Analysis of Aluminum Honeycomb Sandwich Plate[D]. Najing: NUAA, 2008.

Acoustic Fatigue on Composite Solar Panel

ZHENG Ling1, ZHANG Wei1, ZENG Jie1, XIANG Shu-hong2, LI Ye2, YANG Jiang2
(1.The State Key Laboratory of Mechanical Transmission, College of Automotive Engineering, Chongqing University, Chongqing 400044, China; 2.Beijing Institute of Spacecraft Environment Engineering, Beijing 100094, China)

The investigation on the fatigue behavior and its evolution law of spacecrafts under sound excitation is very significant to ensure the safety of the spacecraft in the launch. In this paper, the acoustic fatigue of composite solar panel was analyzed and investigated. Finite Element (FE) and Boundary Element (BE) methods were used to establish numerical analysis models for acoustic response in composite solar panel. The numerical analysis model was verified and validated by acoustic test of the solar panel in reverberation chamber. The results showed that the fatigue damage was distributed symmetrically along the long axis of the structure and the fatigue damage at the point of maximum rate of D=0.0232 when subjected to sound excitation sustained action over 60 s. No fatigue failure appeared and the shortest lifetime of solar panel was 2.58×103s. All results lead to the conclusion that the center location in composite solar panel has the shortest fatigue life due to high stress level caused by several vibro-acoustic coupling modes, and easily gets broken.

acoustic excitation; EF/BEM; reverberation; acoustic response; fatigue life

2016-08-01；Revised：2016-09-02

10.7643/ issn.1672-9242.2016.05.007

TJ086

A

1672-9242(2016)05-0041-07

2016-08-01；

2016-09-02

鄭玲（1963—），女，浙江平陽(yáng)人，博士，教授，主要研究方向?yàn)檎駝?dòng)噪聲控制。

Biography：ZHENG Ling （1963—），F(xiàn)emale， from Pingyang， Zhejiang， Ph. D， Professor， Research focus: noise and vibration control.