飛機結(jié)構(gòu)抗聲振疲勞設(shè)計研究

嚴(yán)培霞

摘要聲振疲勞是飛機結(jié)構(gòu)提前破壞、影響飛機舒適性的影響之一，美國（Mil-A8893-71）規(guī)范對此作了嚴(yán)格要求。我國飛機不同程度地發(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)計要求。

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

中圖分類號：V215.5 文獻標(biāo)識碼：A 文章編號：1671-7597（2014）12-0056-02

1問題提出

由于飛機是一個非常復(fù)雜的彈性系統(tǒng)，具有多個振動模態(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)動慣量也很難計算準(zhǔn)確，因此飛機結(jié)構(gòu)動態(tài)設(shè)計比較困難，常采用試驗方法進行完善。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)力主要是氣動聲載引起的脈動壓力和發(fā)動機噪聲引起的脈動壓力。我國某殲擊機，設(shè)計初期并未考慮聲振疲勞問題，從定型試飛到裝備部隊出現(xiàn)了多種聲振疲勞問題：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、進氣道掉鉚釘、機尾罩裂紋與局部蒙皮撕掉等；某運輸機，試飛過程中，出現(xiàn)了進氣道裂紋和掉釘、方向舵掉釘、腹鰭撕裂等；強5飛機在試飛過程中也出現(xiàn)了進氣道裂紋的現(xiàn)象。他們的共同點是處于高聲強區(qū)域：如發(fā)動機噪聲、炮擊噪聲、紊流噪聲、噴流噪聲等。對于運輸機，噪聲也是影響乘客舒適性的主要問題，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)計的主要內(nèi)容。運12飛機設(shè)計初期，噪音大，舒適性差，通過加蜂窩結(jié)構(gòu)阻尼層、動力吸振器等后，舒適性與結(jié)構(gòu)抗聲振疲勞能力均得以提高；運7飛機艙內(nèi)噪聲較大，主要是由于槳葉工作時生產(chǎn)的噪聲聲壓級較高，以及槳葉工作基頻和倍頻具有地頻窄帶特性。為此采用主動控制技術(shù)、消聲器及艙內(nèi)裝飾等手段降噪。飛機隔框及裝飾板使用動力吸振器，同時在機身壁板和裝飾板之間增加了吸音、隔聲材料。通過這些措施，使該機聲壓級明顯降低，抗聲振疲勞能力顯著提高。運7-200A又換裝國外先進的PW127C發(fā)動機，舒適性和飛機結(jié)構(gòu)抗聲振疲勞性進一步提高。

由上所述，在飛機設(shè)計中除了首選噪音低、性能好的發(fā)動機外，還需要對飛機結(jié)構(gòu)抗聲振疲勞提出要求，以期待達到壽命長、可靠性高、維修成本低的飛機結(jié)構(gòu)。

2聲振疲勞設(shè)計

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)力主要是氣動聲載引起的脈動壓力及發(fā)動機噪音引起的脈動壓力。

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

聲振疲勞設(shè)計的關(guān)鍵在于確定飛機在地面和飛行時的近場噪聲環(huán)境，從而確定作用于飛機結(jié)構(gòu)表面的噪聲載荷及其持續(xù)時間。

1）抗聲疲勞的設(shè)計要求。

機身蒙皮/長桁壁板結(jié)構(gòu)聲學(xué)設(shè)計應(yīng)符合強度設(shè)計要求，能承受座艙壓力和多種飛行載荷。

飾板聲學(xué)設(shè)計同窗口、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。

對于氣動特性突出部位，如進氣道唇口、方向舵、腹鰭、機炮區(qū)等均按動態(tài)設(shè)計，要求足夠的剛度且要匹配，不僅僅限于滿足靜強度設(shè)計要求。

隔聲絕熱材料及阻尼層在聲、熱、振動等環(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。

增加聲場區(qū)結(jié)構(gòu)阻尼，聲場區(qū)主要有螺旋槳/轉(zhuǎn)子聲源即發(fā)動機短艙和進氣道；空氣動力噪聲源，包括附面層的壓力波動、尾流噪聲和底壓波動，這部分結(jié)構(gòu)有進氣道唇口、輔助進氣門、方向舵、腹鰭等。還有其他聲源如機炮、發(fā)射導(dǎo)彈、輔助動力裝置，這些聲場區(qū)結(jié)構(gòu)可通過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。

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

對聲場區(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)計要求?？拐裨O(shè)計的目標(biāo)是滿足結(jié)構(gòu)振動環(huán)境要求，使結(jié)構(gòu)在整個壽命期內(nèi)能抵抗振動載荷引起的不可接受開裂。

與振動源相連的結(jié)構(gòu)，其固定有頻率應(yīng)遠離振源的激振頻率，不產(chǎn)生共振，也不與動態(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、強度，減少間隙。

必須考慮動載荷狀態(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)的動效應(yīng)。

增加吸振阻尼、動力吸振器、附加結(jié)構(gòu)質(zhì)量、采用發(fā)動機隔振安裝、短艙降噪、裝飾板減振安裝等進行防振設(shè)計。

采用對稱結(jié)構(gòu)，在聲環(huán)境中，加強件剖面對稱時，工作性能良好；非對稱時，工作性能差，加強件的硬角在聲環(huán)境中易引起蒙皮裂紋。

發(fā)動機短艙防振，包括安裝減振器，發(fā)動機和發(fā)動機架之間連接采用橡膠襯套減振。

可采用經(jīng)驗與理論結(jié)合的方式計算預(yù)估振動環(huán)境，同時采取消振、隔振和減振對結(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)動間隙等。

3）抗聲振疲勞分析?？孤曊衿诜治龅倪^程如下：首先是發(fā)動機噪音的取得即噪音數(shù)據(jù)庫；其次進行飛機總體布局的影響噪聲場預(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行結(jié)構(gòu)抗聲振疲勞設(shè)計。

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的譜形。

聲振疲勞強度還依賴于試驗分析，或用類似結(jié)構(gòu)設(shè)計和類似聲激振環(huán)境的飛機履歷資料說明，承受聲激振的飛機結(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

聲振疲勞是現(xiàn)代飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計考慮內(nèi)容之一，各飛機研究所均大力開展這一領(lǐng)域的研究，專題有復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的動力響應(yīng)和試驗研究；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)計研究；抗聲振疲勞的工藝措施和故障診斷方法等?，F(xiàn)役飛機或正試飛飛機所出現(xiàn)的聲振疲勞故障及處理方法，已逐步反饋到了飛機設(shè)計中。即飛機聲振區(qū)的設(shè)計不僅要滿足靜強度的要求，而且要進行動態(tài)設(shè)計，將聲振疲勞的損失降到最低，獲得長壽命的飛機結(jié)構(gòu)。

參考文獻

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

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