應(yīng)該指出，在地面操作以及空中飛行中，飛機(jī)上的某些部位還始終處在于噪聲環(huán)境之中，如推進(jìn)系統(tǒng)噪聲源包括：噴氣噪聲、螺旋槳噪聲等，空氣動力噪聲源包括：邊界源噪聲、空腔噪聲。沖擊波噪聲、氣流分離噪聲等都對飛機(jī)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生噪聲激勵，而產(chǎn)生振動應(yīng)力，靠近噪聲源的結(jié)構(gòu)，這種振動應(yīng)力尤其嚴(yán)重。對于某些典型結(jié)構(gòu)，如舵面、平尾、垂尾、腹鰭以及外掛架等，由于受到擾流的作用而產(chǎn)生隨機(jī)振動激勵，引起隨機(jī)振動動力響應(yīng)，從而在這些結(jié)構(gòu)上的一些部位產(chǎn)生疲勞裂紋。

這種由噪聲、振動的激勵而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的疲勞現(xiàn)象，可稱之為動態(tài)疲勞 (Dynamic Fatigue) 以區(qū)別于前面的由突風(fēng)、機(jī)動載荷等引起的飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞現(xiàn)象。根據(jù)以上所述，動態(tài)疲勞又可分成兩個部分：噪聲疲勞和振動疲勞。

關(guān)于噪聲疲勞問題，國內(nèi)有關(guān)單位已經(jīng)認(rèn)識到其重要性，并從六五后期就開始投資研究，幾年的研究已經(jīng)取得進(jìn)展，特別是軍機(jī)結(jié)構(gòu)聲疲勞研究，如聲疲勞試驗技術(shù)研究、聲疲勞計算方法研究及軟件編制，殲x進(jìn)氣道聲疲勞定壽研究都取得了一定成果，為今后進(jìn)—步研究打下了堅實(shí)的基礎(chǔ)。

對于振動疲勞國內(nèi)已服役的機(jī)種中，也已經(jīng)出現(xiàn)了這種問題。如殲x飛機(jī)的腹鰭、方向舵在飛行了一時間（如200—300飛行小時）后，經(jīng)常出現(xiàn)裂紋，經(jīng)初步分析已經(jīng)確認(rèn)為是由于隨機(jī)擾流作用引起的振動疲勞問題。國營一二四廠也發(fā)現(xiàn)某機(jī)掛架由于振動而發(fā)生螺栓的疲勞斷裂。另外，直升機(jī)的振動疲勞也是急待解決的問題。

MIL-A-8866B有關(guān)氣動噪聲和振動 (Acroacoustic and Vibration) 一節(jié)中指出：在飛機(jī)使用期內(nèi)，對消除由于振動、氣動噪聲和其它振動載荷引起的骨架結(jié)構(gòu)或部件的疲勞裂紋形成或分層或任何其它疲勞破壞的要求與MIL-A-8870的規(guī)定—致。

MIL-A-8867C是關(guān)于地面試驗的規(guī)定，其中動態(tài)疲勞試驗的要求包括三項試驗：聲疲勞構(gòu)件試驗、尾翼動態(tài)度勞試驗、動態(tài)疲勞構(gòu)件發(fā)展試驗。

關(guān)于后兩項的規(guī)定指出：除了對機(jī)動載荷的疲勞試驗以外，在大綱中應(yīng)盡早地在尾翼上進(jìn)行動態(tài)疲勞試驗。動態(tài)試驗應(yīng)根據(jù)在飛行振動和噪聲試驗期間，在全尺寸研制(FSD)飛機(jī)上測量的數(shù)據(jù)。試驗施加的動態(tài)環(huán)境應(yīng)比模擬預(yù)計的環(huán)境嚴(yán)重3.5dB，試驗應(yīng)進(jìn)行到2倍使用壽命。然后繼續(xù)試驗直至4倍使用壽命或者直至一個不可修復(fù)的破壞出現(xiàn)。當(dāng)飛機(jī)構(gòu)件對于振動（除了聲激勵之外的振動源）敏感時，并且它們的預(yù)計壽命小于4倍使用壽命（載荷環(huán)境應(yīng)比預(yù)計的環(huán)城嚴(yán)重3.5dB）時，就要求進(jìn)行構(gòu)件研制試驗。當(dāng)試驗持續(xù)的時間比試驗件在使用激勵中暴露的時間短時，模擬振動環(huán)境時試驗幅值應(yīng)包含壓縮因子。試驗施加的加速度應(yīng)比模擬預(yù)計的環(huán)境嚴(yán)重3.5dB，并進(jìn)行到2倍使用壽命。然后繼續(xù)進(jìn)行試驗，直至達(dá)到4倍使用壽命或者一個主要的不可修復(fù)的破壞出現(xiàn)為止。此外，有關(guān)測量和測試設(shè)備以及疲勞檢測方法都提出了要求。

MIL-A-8868b(AS) 是關(guān)于采購飛機(jī)時，要求的有關(guān)飛機(jī)強(qiáng)度、剛度方面的資料和報告，該規(guī)范規(guī)定了87項報告。這些報告涉及：動態(tài)載荷、疲勞大綱、準(zhǔn)則；動態(tài)載荷環(huán)境分析；動態(tài)疲勞分析；確定環(huán)境和特性的實(shí)驗室試驗、地面試驗；試驗計劃和大綱；結(jié)構(gòu)動態(tài)飛行試驗；結(jié)構(gòu)動力手冊。

在23項與動態(tài)疲勞有關(guān)的報告中，單獨(dú)或有關(guān)振動疲勞的要求有：振動載荷疲勞分析報告；尾翼振動疲勞分析報告；動態(tài)疲勞分析最終報告；振動疲勞構(gòu)件（元件）試驗計劃；尾翼振動疲勞試驗計劃；構(gòu)件振動疲勞試驗報告；尾翼振動疲勞試驗報告；振動環(huán)境測量報告。

從美國（）規(guī)范的內(nèi)容來看，研制新機(jī)過程中，有關(guān)振動疲勞的工作是大量的，概括起來有三方面的工作：關(guān)于振動疲勞的計劃、大綱和準(zhǔn)則等；關(guān)于振動環(huán)境測量和分析；關(guān)于振動疲勞分析和試驗。

以上是美用規(guī)范關(guān)于飛機(jī)結(jié)構(gòu)振動疲勞強(qiáng)度問題的規(guī)定，下面談一下筆者的意見。

• 深入了解并研究我國飛機(jī)結(jié)構(gòu)振動疲勞問題現(xiàn)狀。為了有針對性的研究，建議由《飛機(jī)動強(qiáng)度與動力環(huán)境研究》課題組出面，組織全國性的小型工作會議。每一主機(jī)廠、所、使用單位和以及有關(guān)院、?？膳?-2人參加，研討飛機(jī)振動疲勞問題現(xiàn)狀，除了對國外主要規(guī)范作深入了解以外，重點(diǎn)是了解我機(jī)出現(xiàn)的振動疲勞強(qiáng)度問題。研討這些問題對飛機(jī)安全性、戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能等有什么影響，論證飛機(jī)結(jié)構(gòu)振動疲勞強(qiáng)度研究的必要性、可行性等。

  
  

• 制定飛機(jī)結(jié)構(gòu)振動疲勞研討計劃。在了解現(xiàn)狀的基礎(chǔ)上，結(jié)合當(dāng)前國力情況，列出最急待解決的問題，最主要的研討內(nèi)容和課題，制定確實(shí)可行的短期和長遠(yuǎn)規(guī)劃。

  
  

• 組織建立飛機(jī)結(jié)構(gòu)振動疲勞研究課題組。在以上兩項基礎(chǔ)上，建議組成一個適當(dāng)規(guī)模的課題組。課題組可由主機(jī)廠、所、院校和六二三所組成，各單位有重點(diǎn)地開展研究，互相之間分工協(xié)作。如主機(jī)廠、所重點(diǎn)研究具體機(jī)種振動環(huán)境的測量和分析；六二三所和有關(guān)院校重點(diǎn)研究結(jié)構(gòu)振動疲勞試驗和分析技術(shù)。各單位互相配合，成果共享。

振動環(huán)境工程 (vibration environmental engineering) 作為環(huán)境工程的一個分支，它是保證產(chǎn)品特別是產(chǎn)品的研制生產(chǎn)達(dá)到預(yù)期使用要求的重要技術(shù)支持[1]。振動環(huán)境工程主要包括：振動環(huán)境條件、振動環(huán)境效應(yīng)、振動環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計和振動環(huán)境試驗。振動環(huán)境效應(yīng)是研究振動環(huán)境對產(chǎn)品結(jié)構(gòu)和性能所造成的不利影響，迄今為止，振動環(huán)境效應(yīng)的研究成果主要來源于實(shí)踐經(jīng)驗和終結(jié)。根據(jù)各種振動誘發(fā)故障的統(tǒng)計，振動環(huán)境可能導(dǎo)致的見的故障模式是振動疲勞。

振動疲勞的產(chǎn)生也是現(xiàn)代疲勞強(qiáng)度理論發(fā)展的必然結(jié)果。隨著現(xiàn)代科學(xué)技術(shù)的發(fā)展，人們不斷研制出速度越來越高、功率越來越大的機(jī)械設(shè)備，以適應(yīng)航空航天、交通運(yùn)輸、裝備以及石油開采等領(lǐng)域，在功率和速度方面提出的日益增長的要求，這一發(fā)展趨勢對于現(xiàn)代疲勞強(qiáng)度理論的發(fā)展起著深刻的影響。第二次世界大戰(zhàn)以來，發(fā)生了多起飛機(jī)疲勞失事事故，在動力機(jī)械的其它領(lǐng)域中，也發(fā)生過各種各樣的疲勞事故，這使得結(jié)構(gòu)在振動環(huán)境下的疲勞破壞成為突出的問題。隨著結(jié)構(gòu)動力技術(shù)滲透到結(jié)構(gòu)設(shè)計的各個領(lǐng)域，結(jié)構(gòu)的動力特性對結(jié)構(gòu)破壞的影響不可忽視，動態(tài)特性已成為現(xiàn)代疲勞破壞的重要特征，為機(jī)械結(jié)構(gòu)在抗疲勞設(shè)計方面帶來了革命性的變化，并大大促進(jìn)現(xiàn)代疲勞向考慮結(jié)構(gòu)動力特性的疲勞理論方向發(fā)展。20世紀(jì)60年代CRANDALL和70年代國內(nèi)航空領(lǐng)域提出的振動疲勞研究反映了這一發(fā)展趨勢。

疲勞可以分為常規(guī)疲勞、斷裂疲勞以及振動疲勞，它們分別以彈塑性力學(xué)、斷裂力學(xué)、結(jié)構(gòu)動力學(xué)為理論基礎(chǔ)。三種疲勞破壞沒有本質(zhì)的差異，只是研究方法和分析疲勞時考慮的因素不一樣，同時也反映了疲勞研究不斷發(fā)展與精確化的過程。

由于近代工業(yè)水平的快速發(fā)展，各種機(jī)械設(shè)備之中存在大量的振動問題，因振動引起的疲勞破壞問題日益突出，進(jìn)一步推動了發(fā)展以結(jié)構(gòu)動力學(xué)為理論基礎(chǔ)的振動疲勞研究階段。19世紀(jì)50年始，隨機(jī)振動理論與方法在航空航天工業(yè)中開始應(yīng)用。1963年首先提出了振動疲勞的定義，它指出：“振動疲勞是指振動載荷作用下產(chǎn)生的具有不可逆且累積性的結(jié)構(gòu)損傷或破壞。"這一定義對于常規(guī)疲勞強(qiáng)度理論并沒有帶來顯著的改變，也沒有涉及振動疲勞現(xiàn)象的動力學(xué)本質(zhì)。

20世紀(jì)70年由于發(fā)展加速振動強(qiáng)度試驗的需要，國內(nèi)工程技術(shù)人員就已經(jīng)提出了振動疲勞這一新的概念。隨后陸續(xù)有研究人員對振動疲勞強(qiáng)度這一新的問題展開了一系列相關(guān)方面的研究，但研究內(nèi)容主要集中在振動疲勞的基本定義、振動疲勞壽命計算方法以及振動與疲勞裂紋相互影響等方面。姚起杭等人認(rèn)為 “振動疲勞是結(jié)構(gòu)所受動態(tài)交變載荷（如振動、沖擊、噪聲載荷等）的頻率分布與結(jié)構(gòu)固有頻率分布具有交集或相接近，從而使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生共振所導(dǎo)致的疲勞破壞現(xiàn)象，也可以直接說成是結(jié)構(gòu)受到重復(fù)載荷作用激起結(jié)構(gòu)共振所導(dǎo)致的疲勞破壞。

所以，只有結(jié)構(gòu)在共振帶寬內(nèi)或其附近受到激勵導(dǎo)致的共振破壞才屬于振動疲勞破壞，否則都屬于靜態(tài)疲勞問題。孫偉在其學(xué)位論文中將振動疲勞定義為：“當(dāng)振動頻率與結(jié)構(gòu)模態(tài)頻率相當(dāng)時，即可視為振動疲勞問題。如果頻率遠(yuǎn)小于結(jié)構(gòu)模態(tài)頻率時（頻率在幾或十幾），就是普通疲勞問題。當(dāng)振動頻率遠(yuǎn)大于結(jié)構(gòu)模態(tài)頻率，以至于與聲波頻率相當(dāng)時，即可視為聲疲勞進(jìn)行處理。" 在其學(xué)位論文中也提到振動疲勞一詞，它指出振動疲勞與噪聲和頻率有關(guān)。雖然他們給出的定義不相同，但是都認(rèn)為結(jié)構(gòu)的振動疲勞與循環(huán)載荷的變化頻率、結(jié)構(gòu)的固有頻率、交變應(yīng)力的大小，以及結(jié)構(gòu)對循環(huán)載荷的動力響應(yīng)等因素密切相關(guān)。

在結(jié)構(gòu)振動疲勞壽命估算方法方面。珠等人提出了一種結(jié)構(gòu)隨機(jī)振動疲勞壽命估算的樣本法，通過該樣本法能夠處理在頻域內(nèi)利用譜密度描述的寬帶隨機(jī)振動載荷的情況。張積亭等人提出了一種隨機(jī)振動疲勞壽命預(yù)計的簡便數(shù)據(jù)處理方法，該方法將隨機(jī)響應(yīng)功率譜密度求出的特征頻率作為平均頻率進(jìn)行數(shù)據(jù)處理。安剛等人根據(jù)自相關(guān)函數(shù)的極限性獲得結(jié)構(gòu)響應(yīng)應(yīng)力的統(tǒng)計特性，然后進(jìn)行疲勞壽命分析。吳啟鶴等人根據(jù)給出的方法從隨機(jī)載荷歷程的功率譜密度 (PSD) 中求得載荷幅值的概率分布函數(shù)，然后應(yīng)用累積損傷理論估算結(jié)構(gòu)振動疲勞壽命。王長武等對機(jī)載設(shè)備進(jìn)行了隨機(jī)振動疲勞壽命的仿真分析。

周敏亮等人對國內(nèi)外幾十年來形成的主要的振動疲勞分析方法進(jìn)行了歸納整理，為飛機(jī)設(shè)計和維修提供振動疲勞的設(shè)計與分析技術(shù)支持文獻(xiàn)。黃超廣等人提出了一種正弦激振載荷作用下結(jié)構(gòu)的疲勞壽命估算方法，并應(yīng)用Visual Fortran6.5程序平臺開發(fā)出相應(yīng)的振動疲勞分析程序。王榮乾在學(xué)位論文中基于模態(tài)分析理論、隨機(jī)振動理論和隨機(jī)疲勞理論，利用有限元對新舊機(jī)柜上電子設(shè)備的動態(tài)性能和機(jī)柜的疲勞性能分別進(jìn)行了計算分析。

除此之外，還對振動疲勞強(qiáng)度問題開展了大量的其它相關(guān)研究。陸榕海等人針對發(fā)動機(jī)渦輪葉片的振動及振動疲勞破壞進(jìn)行了理論分析，結(jié)果表明葉片的抗振動疲勞的能力主要取決于材料性質(zhì)及葉片的形式、表面狀態(tài)，與靜強(qiáng)度無關(guān)。研究了裝備中的小口徑管道的振動疲勞問題。利用有限元法，基于功率譜密度函數(shù)，在頻域內(nèi)分析了隨機(jī)振動載荷作用下的疲勞破壞。另外，還有很多研究人員分別從不同的角度研究了振動疲勞強(qiáng)度各個方面的問題。

2. 立項依據(jù)與研究意義

疲勞 (Fatigue) 是指結(jié)構(gòu)的材料、零件和構(gòu)件在循環(huán)載荷作用下，在某點(diǎn)或某些點(diǎn)產(chǎn)生局部的性損傷，并在一定循環(huán)次數(shù)后形成裂紋，并使裂紋進(jìn)一步擴(kuò)展直到斷裂的現(xiàn)象。影響結(jié)構(gòu)疲勞的因素有很多，包括應(yīng)力應(yīng)變集中、結(jié)構(gòu)尺寸、表面狀況、載荷類型、溫度、腐蝕介質(zhì)以及振動等環(huán)境。振動疲勞 (Vibration Fatigue) 則是研究振動環(huán)境下，結(jié)構(gòu)及零件的疲勞與破壞過程。

隨著現(xiàn)代工程技術(shù)的發(fā)展，各種生產(chǎn)設(shè)備、運(yùn)輸機(jī)械以及裝備正朝著高速、大功率的方向發(fā)展，使得結(jié)構(gòu)的振動環(huán)境越來越復(fù)雜，各種振動問題成為工程界越來越受關(guān)注的問題。發(fā)電機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)時要經(jīng)受轉(zhuǎn)子（包括柴油機(jī)的曲軸）旋轉(zhuǎn)不平衡而產(chǎn)生的離心力，離心力方向的周期性變化，使機(jī)座承受周期交變的動載荷；汽輪機(jī)運(yùn)行時要經(jīng)受轉(zhuǎn)子高速旋轉(zhuǎn)而產(chǎn)生的周期性激振力，以及氣道氣流壓力沿節(jié)距的不均勻分布所引起的周期性激振力等振動載荷；汽車行駛時要經(jīng)受發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的振動和噪聲，以及地面不平、緊急剎車等引起的振動載荷；各種裝備發(fā)射時要經(jīng)受發(fā)射、投放、彈射等動作產(chǎn)生的振動載荷。特別是近代航空航天工業(yè)的發(fā)展，各種飛行器由于振動引起的破壞問題特別突出。飛機(jī)在飛行過程中結(jié)構(gòu)要經(jīng)受發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的振動和噪聲、各種非平穩(wěn)氣動力、著陸滑行及某些地面機(jī)動產(chǎn)生的振動沖擊等動態(tài)載荷。火箭在飛行過程中要經(jīng)受推力、氣動和燃?xì)饬鳑_擊等動態(tài)載荷。振動存在于空間飛行器的發(fā)射、飛行、直至完成使命的全部過程。

振動載荷不僅影響機(jī)器的正常運(yùn)轉(zhuǎn)，還會因為強(qiáng)度問題引起破壞。通常由振動引起的破壞形式主要包括振動疲勞破壞、振動峰值破壞以及振動一次通過破壞三種。振動疲勞破壞是振動破壞見的形式，它不同于其它任何形式的過載破壞。顯然，振動與疲勞密切相關(guān)。雖然工程界對疲勞強(qiáng)度已經(jīng)開展了大量的研究，包括對疲勞壽命曲線、疲勞累積損傷準(zhǔn)則、疲勞壽命計算方法以及疲勞強(qiáng)度影響因素等各方面的研究，但很少有關(guān)振動環(huán)境對疲勞強(qiáng)度影響的研究。由于對振動疲勞缺乏系統(tǒng)和深入的研究與分析，致使對振動疲勞的動力學(xué)本質(zhì)還沒有深刻的認(rèn)識。

為了具體說明開展振動疲勞研究的重要意義，下面舉幾個典型的實(shí)例。

• 飛機(jī)由于結(jié)構(gòu)疲勞破壞發(fā)生而失事。1979年，一架美國的“DC-10"大型客機(jī)在芝加哥奧黑爾國際機(jī)場起飛不久就墜毀；1985年8月，日航的一架5ALl23客機(jī)，由于后部壓力隔板的開裂而墜毀；2002年5月，中國臺灣中華航空公司一架波音747客機(jī)在中國臺灣海峽領(lǐng)空突然解體，造成225人遇難。事后的調(diào)查結(jié)果顯示，上述的機(jī)毀人亡事故均是由飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞破壞引起的。

  
  

• 汽輪機(jī)葉片的振動疲勞失效。大量的振動疲勞失效問題已經(jīng)說明對振動疲勞強(qiáng)度問題展開專門的研究已經(jīng)成為現(xiàn)代航空航天、交通運(yùn)輸、裝備等領(lǐng)域急需解決的基礎(chǔ)問題。

因此，開展振動環(huán)境下疲勞強(qiáng)度問題的研究具有以下意義：

• 可深入了解結(jié)構(gòu)振動損傷及破壞的本質(zhì)。進(jìn)一步在結(jié)構(gòu)的振動設(shè)計中，可定性分析及定量計算結(jié)構(gòu)或零件所經(jīng)受的疲勞損傷程度；在產(chǎn)品疲勞設(shè)計過程中，結(jié)合振動疲勞的理論及疲勞設(shè)計準(zhǔn)則，對提高產(chǎn)品可靠性，優(yōu)化結(jié)構(gòu)設(shè)計及最小重量設(shè)計都有重大的意義。

  
  

• 可全面了解不同結(jié)構(gòu)的振動特性與振動響應(yīng)分析。在振動環(huán)境下結(jié)構(gòu)的破壞機(jī)理，結(jié)構(gòu)的疲勞與振動特性之間的關(guān)系及分析影響結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的主要因素，對實(shí)際工程結(jié)構(gòu)的設(shè)計、結(jié)構(gòu)制造工藝的改進(jìn)和振動破壞的預(yù)防，保證飛行器的安全可靠性有重要的意義。

  
  

• 可確定振動疲勞損傷和失效原因。為結(jié)構(gòu)改進(jìn)設(shè)計、規(guī)范操作及限定結(jié)構(gòu)使用環(huán)境提供參考依據(jù)。

來源：今日通航微信公眾號（ID：jinritonghang），檢索發(fā)現(xiàn)文章出自《科技信息》2011年31期，作者：翟洪巖。