飞机结构抗声振疲劳设计研究

摘要声振疲劳是飞机结构提前破坏、影响飞机舒适性的影响之一，美国（Mil-A8893-71）规范对此作了严格要求。我国飞机不同程度地发生声振疲劳故障，文章给出了抗声振疲劳的结构设计要求。

关键词抗声振疲劳；声振疲劳故障；结构设计

中图分类号：V215.5 文献标识码：A 文章编号：1671-7597（2014）12-0056-02

1问题提出

由机是一个非常复杂的弹性系统，具有多个振动模态和谐振频率，并互相藕合，加之边界条件、刚度、质量或转动惯量也很难计算准确，因此飞机结构动态设计比较困难，常采用试验方法进行完善。声振疲劳是由于结构快速的交变应力引起材料断裂，交变应力主要是气动声载引起的脉动压力和发动机噪声引起的脉动压力。我国某歼击机，设计初期并未考虑声振疲劳问题，从定型试飞到装备部队出现了多种声振疲劳问题：炮口附近蒙皮裂纹、副油箱导流片裂纹、平尾封严板撕裂、进气道掉铆钉、机尾罩裂纹与局部蒙皮撕掉等；某运输机，试飞过程中，出现了进气道裂纹和掉钉、方向舵掉钉、腹鳍撕裂等；强5飞机在试飞过程中也出现了进气道裂纹的现象。他们的共同点是处于高声强区域：如发动机噪声、炮击噪声、紊流噪声、喷流噪声等。对于运输机，噪声也是影响乘客舒适性的主要问题，做到隔音降噪即消振、隔振和减振是抗声振疲劳结构设计的主要内容。运12飞机设计初期，噪音大，舒适性差，通过加蜂窝结构阻尼层、动力吸振器等后，舒适性与结构抗声振疲劳能力均得以提高；运7飞机舱内噪声较大，主要是由于桨叶工作时生产的噪声声压级较高，以及桨叶工作基频和倍频具有地频窄带特性。为此采用主动控制技术、消声器及舱内装饰等手段降噪。飞机隔框及装饰板使用动力吸振器，同时在机身壁板和装饰板之间增加了吸音、隔声材料。通过这些措施，使该机声压级明显降低，抗声振疲劳能力显著提高。运7-200A又换装国外先进的PW127C发动机，舒适性和飞机结构抗声振疲劳性进一步提高。

由上所述，在飞机设计中除了首选噪音低、性能好的发动机外，还需要对飞机结构抗声振疲劳提出要求，以期待达到寿命长、可靠性高、维修成本低的飞机结构。

2声振疲劳设计

声振疲劳是结构快速交变应力引起的材料断裂，交变应力主要是气动声载引起的脉动压力及发动机噪音引起的脉动压力。

声振疲劳设计的目标是使飞机在整个使用寿命期内，不发生有害的声振疲劳破坏；同时保证飞机的各系统在整个寿命期内能正常工作，不发生功能失效。

声振疲劳设计的关键在于确定飞机在地面和飞行时的近场噪声环境，从而确定作用机结构表面的噪声载荷及其持续时间。

1）抗声疲劳的设计要求。

机身蒙皮/长桁壁板结构声学设计应符合强度设计要求，能承受座舱压力和多种飞行载荷。

饰板声学设计同窗口、空调通风口、照明灯等协调并紧密配合，且具有一定耐磨抗冲击能力，表面不易污染并方便、清洁。

对于气动特性突出部位，如进气道唇口、方向舵、腹鳍、机炮区等均按动态设计，要求足够的刚度且要匹配，不仅仅限于满足静强度设计要求。

隔声绝热材料及阻尼层在声、热、振动等环境下不易脱落。

采用夹层（壁板、框、蜂窝等）结构，有效地隔声、减振和吸声，提高抗声振疲劳能力。

增加声场区结构阻尼，声场区主要有螺旋桨/转子声源即发动机短舱和进气道；空气动力噪声源，包括附面层的压力波动、尾流噪声和底压波动，这部分结构有进气道唇口、辅助进气门、方向舵、腹鳍等。还有其他声源如机炮、发射导弹、辅助动力装置，这些声场区结构可通过不受约束阻尼层和受约束阻尼层，提高抗声振疲劳能力。不受约束阻尼层是在壁板结构上喷涂或胶粘一层粘弹性材料，以此吸收声激振的能量。合理选择粘弹性材料和厚度可获得较好的抗声疲劳效果，受约束阻尼层由于约束层的作用，当壁板结构变形时不能自由地随之一起变形，这样就能够很好吸收变形能量。蜂窝结构和复合材料具有良好的阻尼特性。

对于高涵道比涡轮风扇发动机，其噪声主要是风扇噪声。因此在进气道和风扇排气道上布置有微穿孔吸声结构。

对声场区的结构除选择抗疲劳的结构型式外，还要合理地选材，适当地控制应力水平，避免或减缓应力集中，保证使用寿命期间结构完整。

2）抗振设计要求。抗振设计的目标是满足结构振动环境要求，使结构在整个寿命期内能抵抗振动载荷引起的不可接受开裂。

与振动源相连的结构，其固定有频率应远离振源的激振频率，不产生共振，也不与动态系统的各环节产生共振，并要求提高该处结构和系统的刚度、强度，减少间隙。

必须考虑动载荷状态，包括加力起飞、急速操舵、阵风、空中放减速板、投放外挂、武器发射等。

结合载荷的时间里程、结构惯性力、结构刚度等综合考虑结构的动效应。

增加吸振阻尼、动力吸振器、附加结构质量、采用发动机隔振安装、短舱降噪、装饰板减振安装等进行防振设计。

采用对称结构，在声环境中，加强件剖面对称时，工作性能良好；非对称时，工作性能差，加强件的硬角在声环境中易引起蒙皮裂纹。

发动机短舱防振，包括安装减振器，发动机和发动机架之间连接采用橡胶衬套减振。

可采用经验与理论结合的方式计算预估振动环境，同时采取消振、隔振和减振对结构细致布置。夹层结构、连接处刚度要足够，合理的方向舵、平尾转动间隙等。

3）抗声振疲劳分析。抗声振疲劳分析的过程如下：首先是发动机噪音的取得即噪音数据库；其次进行飞机总体布局的影响噪声场预估；再次确定声振疲劳载荷与载荷谱；最后是按声振疲劳分析方法进行结构抗声振疲劳设计。

声振疲劳的寿命分析方法有诺莫法，DSR法等，工程上常用的DSR法，比较快速，也适用于各种声激励的谱形。

声振疲劳强度还依赖于试验分析，或用类似结构设计和类似声激振环境的飞机履历资料说明，承受声激振的飞机结构的任何部分不可能产生声振裂纹，起裂纹也不可能导致灾难性的破坏。

3结束语

声振疲劳是现代飞机结构设计考虑内容之一，各飞机研究所均大力开展这一领域的研究，专题有复合材料结构的动力响应和试验研究；复合材料结构声振疲劳特性研究及其抗声振疲劳结构设计研究；抗声振疲劳的工艺措施和故障诊断方法等。现役飞机或正试飞飞机所出现的声振疲劳故障及处理方法，已逐步反馈到了飞机设计中。即飞机声振区的设计不仅要满足静强度的要求，而且要进行动态设计，将声振疲劳的损失降到最低，获得长寿命的飞机结构。

参考文献

[1]姚起杭.飞机结构声疲劳设计指南[M].西安：西北工业大学