應該指出，在地面操作以及空中飛行中，飛機上的某些部位還始終處在于噪聲環(huán)境之中，如推進系統(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結(jié)構產(chǎn)生噪聲激勵，而產(chǎn)生振動應力，靠近噪聲源的結(jié)構，這種振動應力尤其嚴重。對于某些典型結(jié)構，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)生隨機振動激勵，引起隨機振動動力響應，從而在這些結(jié)構上的一些部位產(chǎn)生疲勞裂紋。

這種由噪聲、振動的激勵而導致結(jié)構產(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、機動載荷等引起的飛機結(jié)構的疲勞現(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。

關于噪聲疲勞問題，國內(nèi)有關單位已經(jīng)認識到其重要性，并從六五后期就開始投資研究，幾年的研究已經(jīng)取得進展，特別是軍機結(jié)構聲疲勞研究，如聲疲勞試驗技術研究、聲疲勞計算方法研究及軟件編制，殲x進氣道聲疲勞定壽研究都取得了一定成果，為今后進—步研究打下了堅實的基礎。

對于振動疲勞國內(nèi)已服役的機種中，也已經(jīng)出現(xiàn)了這種問題。如殲x飛機的腹鰭、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)確認為是由于隨機擾流作用引起的振動疲勞問題。國營一二四廠也發(fā)現(xiàn)某機掛架由于振動而發(fā)生螺栓的疲勞斷裂。另外，直升機的振動疲勞也是急待解決的問題。

MIL-A-8866B有關氣動噪聲和振動 (Acroacoustic and Vibration) 一節(jié)中指出：在飛機使用期內(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：聲疲勞構件試驗、尾翼動態(tài)度勞試驗、動態(tài)疲勞構件發(fā)展試驗。

關于后兩項的規(guī)定指出：除了對機動載荷的疲勞試驗以外，在大綱中應盡早地在尾翼上進行動態(tài)疲勞試驗。動態(tài)試驗應根據(jù)在飛行振動和噪聲試驗期間，在全尺寸研制(FSD)飛機上測量的數(shù)據(jù)。試驗施加的動態(tài)環(huán)境應比模擬預計的環(huán)境嚴重3.5dB，試驗應進行到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的破壞出現(xiàn)。當飛機構件對于振動（除了聲激勵之外的振動源）敏感時，并且它們的預計壽命小于4倍使用壽命（載荷環(huán)境應比預計的環(huán)城嚴重3.5dB）時，就要求進行構件研制試驗。當試驗持續(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)境時試驗幅值應包含壓縮因子。試驗施加的加速度應比模擬預計的環(huán)境嚴重3.5dB，并進行到2倍使用壽命。然后繼續(xù)進行試驗，直至達到4倍使用壽命或者一個主要的不可修復的破壞出現(xiàn)為止。此外，有關測量和測試設備以及疲勞檢測方法都提出了要求。

MIL-A-8868b(AS) 是關于采購飛機時，要求的有關飛機強度、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)境和特性的實驗室試驗、地面試驗；試驗計劃和大綱；結(jié)構動態(tài)飛行試驗；結(jié)構動力手冊。

在23項與動態(tài)疲勞有關的報告中，單獨或有關振動疲勞的要求有：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；振動疲勞構件（元件）試驗計劃；尾翼振動疲勞試驗計劃；構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，研制新機過程中，有關振動疲勞的工作是大量的，概括起來有三方面的工作：關于振動疲勞的計劃、大綱和準則等；關于振動環(huán)境測量和分析；關于振動疲勞分析和試驗。

以上是美用規(guī)范關于飛機結(jié)構振動疲勞強度問題的規(guī)定，下面談一下筆者的意見。

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

  
  

• 制定飛機結(jié)構振動疲勞研討計劃。在了解現(xiàn)狀的基礎上，結(jié)合當前國力情況，列出最急待解決的問題，最主要的研討內(nèi)容和課題，制定確實可行的短期和長遠規(guī)劃。

  
  

• 組織建立飛機結(jié)構振動疲勞研究課題組。在以上兩項基礎上，建議組成一個適當規(guī)模的課題組。課題組可由主機廠、所、院校和六二三所組成，各單位有重點地開展研究，互相之間分工協(xié)作。如主機廠、所重點研究具體機種振動環(huán)境的測量和分析；六二三所和有關院校重點研究結(jié)構振動疲勞試驗和分析技術。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)達到預期使用要求的重要技術支持[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、振動環(huán)境適應性設計和振動環(huán)境試驗。振動環(huán)境效應是研究振動環(huán)境對產(chǎn)品結(jié)構和性能所造成的不利影響，迄今為止，振動環(huán)境效應的研究成果主要來源于實踐經(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)代疲勞強度理論發(fā)展的必然結(jié)果。隨著現(xiàn)代科學技術的發(fā)展，人們不斷研制出速度越來越高、功率越來越大的機械設備，以適應航空航天、交通運輸、裝備以及石油開采等領域，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)生了多起飛機疲勞失事事故，在動力機械的其它領域中，也發(fā)生過各種各樣的疲勞事故，這使得結(jié)構在振動環(huán)境下的疲勞破壞成為突出的問題。隨著結(jié)構動力技術滲透到結(jié)構設計的各個領域，結(jié)構的動力特性對結(jié)構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，為機械結(jié)構在抗疲勞設計方面帶來了革命性的變化，并大大促進現(xiàn)代疲勞向考慮結(jié)構動力特性的疲勞理論方向發(fā)展。20世紀60年代CRANDALL和70年代國內(nèi)航空領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、斷裂力學、結(jié)構動力學為理論基礎。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，各種機械設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，進一步推動了發(fā)展以結(jié)構動力學為理論基礎的振動疲勞研究階段。19世紀50年始，隨機振動理論與方法在航空航天工業(yè)中開始應用。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)構損傷或破壞。"這一定義對于常規(guī)疲勞強度理論并沒有帶來顯著的改變，也沒有涉及振動疲勞現(xiàn)象的動力學本質(zhì)。

20世紀70年由于發(fā)展加速振動強度試驗的需要，國內(nèi)工程技術人員就已經(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度這一新的問題展開了一系列相關方面的研究，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。姚起杭等人認為 “振動疲勞是結(jié)構所受動態(tài)交變載荷（如振動、沖擊、噪聲載荷等）的頻率分布與結(jié)構固有頻率分布具有交集或相接近，從而使結(jié)構產(chǎn)生共振所導致的疲勞破壞現(xiàn)象，也可以直接說成是結(jié)構受到重復載荷作用激起結(jié)構共振所導致的疲勞破壞。

所以，只有結(jié)構在共振帶寬內(nèi)或其附近受到激勵導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。孫偉在其學位論文中將振動疲勞定義為：“當振動頻率與結(jié)構模態(tài)頻率相當時，即可視為振動疲勞問題。如果頻率遠小于結(jié)構模態(tài)頻率時（頻率在幾或十幾），就是普通疲勞問題。當振動頻率遠大于結(jié)構模態(tài)頻率，以至于與聲波頻率相當時，即可視為聲疲勞進行處理。" 在其學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。雖然他們給出的定義不相同，但是都認為結(jié)構的振動疲勞與循環(huán)載荷的變化頻率、結(jié)構的固有頻率、交變應力的大小，以及結(jié)構對循環(huán)載荷的動力響應等因素密切相關。

在結(jié)構振動疲勞壽命估算方法方面。珠等人提出了一種結(jié)構隨機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振動載荷的情況。張積亭等人提出了一種隨機振動疲勞壽命預計的簡便數(shù)據(jù)處理方法，該方法將隨機響應功率譜密度求出的特征頻率作為平均頻率進行數(shù)據(jù)處理。安剛等人根據(jù)自相關函數(shù)的極限性獲得結(jié)構響應應力的統(tǒng)計特性，然后進行疲勞壽命分析。吳啟鶴等人根據(jù)給出的方法從隨機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)，然后應用累積損傷理論估算結(jié)構振動疲勞壽命。王長武等對機載設備進行了隨機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行了歸納整理，為飛機設計和維修提供振動疲勞的設計與分析技術支持文獻。黃超廣等人提出了一種正弦激振載荷作用下結(jié)構的疲勞壽命估算方法，并應用Visual Fortran6.5程序平臺開發(fā)出相應的振動疲勞分析程序。王榮乾在學位論文中基于模態(tài)分析理論、隨機振動理論和隨機疲勞理論，利用有限元對新舊機柜上電子設備的動態(tài)性能和機柜的疲勞性能分別進行了計算分析。

除此之外，還對振動疲勞強度問題開展了大量的其它相關研究。陸榕海等人針對發(fā)動機渦輪葉片的振動及振動疲勞破壞進行了理論分析，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)，與靜強度無關。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)構的材料、零件和構件在循環(huán)載荷作用下，在某點或某些點產(chǎn)生局部的性損傷，并在一定循環(huán)次數(shù)后形成裂紋，并使裂紋進一步擴展直到斷裂的現(xiàn)象。影響結(jié)構疲勞的因素有很多，包括應力應變集中、結(jié)構尺寸、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)構及零件的疲勞與破壞過程。

隨著現(xiàn)代工程技術的發(fā)展，各種生產(chǎn)設備、運輸機械以及裝備正朝著高速、大功率的方向發(fā)展，使得結(jié)構的振動環(huán)境越來越復雜，各種振動問題成為工程界越來越受關注的問題。發(fā)電機運轉(zhuǎn)時要經(jīng)受轉(zhuǎn)子（包括柴油機的曲軸）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，使機座承受周期交變的動載荷；汽輪機運行時要經(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。飛機在飛行過程中結(jié)構要經(jīng)受發(fā)動機產(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動產(chǎn)生的振動沖擊等動態(tài)載荷?；鸺陲w行過程中要經(jīng)受推力、氣動和燃氣流沖擊等動態(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器的正常運轉(zhuǎn)，還會因為強度問題引起破壞。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。雖然工程界對疲勞強度已經(jīng)開展了大量的研究，包括對疲勞壽命曲線、疲勞累積損傷準則、疲勞壽命計算方法以及疲勞強度影響因素等各方面的研究，但很少有關振動環(huán)境對疲勞強度影響的研究。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本質(zhì)還沒有深刻的認識。

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例。

• 飛機由于結(jié)構疲勞破壞發(fā)生而失事。1979年，一架美國的“DC-10"大型客機在芝加哥奧黑爾國際機場起飛不久就墜毀；1985年8月，日航的一架5ALl23客機，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客機在中國臺灣海峽領空突然解體，造成225人遇難。事后的調(diào)查結(jié)果顯示，上述的機毀人亡事故均是由飛機結(jié)構的疲勞破壞引起的。

  
  

• 汽輪機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、交通運輸、裝備等領域急需解決的基礎問題。

因此，開展振動環(huán)境下疲勞強度問題的研究具有以下意義：

• 可深入了解結(jié)構振動損傷及破壞的本質(zhì)。進一步在結(jié)構的振動設計中，可定性分析及定量計算結(jié)構或零件所經(jīng)受的疲勞損傷程度；在產(chǎn)品疲勞設計過程中，結(jié)合振動疲勞的理論及疲勞設計準則，對提高產(chǎn)品可靠性，優(yōu)化結(jié)構設計及最小重量設計都有重大的意義。

  
  

• 可全面了解不同結(jié)構的振動特性與振動響應分析。在振動環(huán)境下結(jié)構的破壞機理，結(jié)構的疲勞與振動特性之間的關系及分析影響結(jié)構強度的主要因素，對實際工程結(jié)構的設計、結(jié)構制造工藝的改進和振動破壞的預防，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)構改進設計、規(guī)范操作及限定結(jié)構使用環(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。