文|青砖

振动现象普遍存在于民用飞机的起飞滑跑、离场爬升、飞行机动、巡航、进场着陆等阶段。

振动不仅会引起机上人员的不适，严重情况下会引起设备寿命降低、结构疲劳损伤、结构共振破坏等。

民用飞机引起振动的主要原因包括:气动激励、发动机振动、辅助动力源(如APU、液压泵)等。

在实际情况下，因疲劳断裂引起的事故占到机械结构破坏总数的95%。

在整个现代航空工业发展的进程中，因疲劳失效问题付出过惨痛的代价。

1964年，英国喷气式客机“彗星”号在印度失事，飞机出现疲劳裂纹后扩展是导致DC9客机失事的主要原因。

1985年，日本东京航空的JAL123航班由于尾部密封舱的铆钉发生疲劳破坏而失事，造成了民航史上最大的悲剧。

2002年，中国台湾中华航空公司一架波音747客机因疲劳失效在台湾海峡上空突然解体，振动疲劳问题在飞机的研制中已不容忽视。

国内振动疲劳相关领域的研究虽然相对国外起步较晚，且整个航空工业基础薄弱。

国内外研究人员对振动疲劳已有的认识及工程预测方法主要是由大量的实验数据及简化模型总结得到的经验与半理论半经验方法。

振动疲劳寿命分析主要研究内容分为振动疲劳寿命的影响因素研究和振动疲劳寿命分析方法的研究。

其中结构振动疲劳寿命分析通常分为时域法和频域法两种方法。

时域法需非常长的信号数据准确描述随机振动过程，频域法相对时域更快捷。

2005年，Hanna利用有限元分析方法，在频域内进行了汽车环抱式刹车系统中电子控制元件的振动疲劳寿命分析。

2011年，Nguyen提出了由样本的随机振动激励的应力响应来估计总体的应力情况，从而得出结构总损伤的频域寿命计算方法。

近年来国内亦有相关学者对振动疲劳分析方法进行了研究，2000年，姚起杭论述了结构振动疲劳问题的概念及其与静态疲劳同题的区别。

提出反映结构及载荷动态特性的结构振动疲劳分析方法。

2008年，学者通过对国内外的主要的振动疲劳分析方法进行整理归纳，为飞机设计和维修提供振动疲劳的设计与分析技术支持。

为保证机体结构振动寿命满足适航要求，顺利解决因振动疲劳问题导致的民用飞机副翼舱结构断裂问题，提出了一种适应于民用飞机的振动疲劳寿命估计方法。

那么以民用飞机副翼舱结构为研究对象，根据试飞实测应变数据，基于金属材料的随机振动S-N曲线和改进声疲劳寿命法。

该如何通过试验研究、有限元仿真、数据分析等相结合的方法进行副翼舱结构的振动疲劳寿命呢？

一、副翼舱结构振动疲劳寿命估计流程

副翼舱结构振动疲劳寿命估计流程如图1所示，首先完成振动问题现象的分析，准确定位故障位置。

接着根据损伤位置制定试飞测试方案，包括试飞矩阵、试飞测试改装。

试飞矩阵主要是规划飞行机动动作、飞行速度、高速等，测试改装主要是通过应变片测试关注部位的应力水平。

完成飞行试验后，根据飞行参数确定各试验点，筛选试飞试验的数据，处理和计算实测点的应力水平。

同时开展有限元仿真工作，完成结构动力学建模，分析副翼舱结构的固有模态，根据全机模态试验结果确认模型正确有效后，提取关注位置对应的单元应力水平。

计算得到不同点之间的应力比，最终通过换算得到危险点实际应力水平。

基于金属材料的随机振动S-N曲线和改进声疲劳寿命估计法，完成振动疲劳寿命预计。

二、振动疲劳寿命预计

（一）副翼舱结构应力试飞测试

副翼舱结构在优化前和优化后共进行了两次试飞测试。

副翼舱结构复杂，不同位置应力水平差异大，且多处危险点位置为钉孔或Ｒ区，充分考虑结构差异性和贴片可操作性，尽量选取靠近危险点位置进行贴片。

同一位置处在不同的侧面粘贴应变片。其中位置a处应变片布置方案如图2所示。

完成测试改装后，根据规划好的试飞矩阵开展试飞测试。副翼舱测试的试飞矩阵如表1所示。

分别完成高度10000ft、20000ft、35000ft的平飞、平飞加速及左、右盘旋。

平飞包括250kN和300kN，平飞加速从250kN加速到300kN。

左、右盘旋的副翼偏转角度分为10°、20°和30°，起飞、降落等阶段按照正常程序进行，最终得到各工况下副翼舱结构的应力水平。

副翼舱结构典型测点位置的三个应变片单架次全局时域数据如图3所示。

可以看出，不同应变片的变化趋势相同，不同侧面处的应变大小存在差异。

不同的飞行工况下应变差距较大，地面停机状态，应变接近零值，在某一特定工况静应变达到最大值。

根据飞行参数确认试飞工况，选取关注工况的试飞应变数据，依据副翼舱结构材料及结构特性，得到各应变测点的应力水平。

同一位置处不同应变片的应力水平不同，为保守分析，不同测点间取最大值作为此位置的应力值，如公式(1)所示:

（二）基于模态应力比的危险点应力计算

由于副翼舱结构的主要危险点位置(如钉孔附近)难以直接测量，只能测试靠近危险点位置的应变进行等效换算。

因此通过有限元分析的方法计算不同点之间的应力比，基于民用飞机副翼舱结构建立结构动力学模型，副翼舱结构动力学模型某剖面如图4所示。

基于试飞测试得到的实际应力和结构动力学模型得到所有位置的分析应力，完成副翼舱结构危险点的应力计算。

优化前和优化后的副翼舱结构危险点应力幅值如表2所示。

结果可以看出，优化前危险点位置应力较大，优化后危险点应力水平明显降低。

在振动载荷作用下，考虑到结构和结构部件的设计不确定性，取修正系数为1.5。

因此需要将上述应力结果乘以1.5倍，用于后续的振动疲劳寿命预计。

（三）振动寿命预计方法

振动疲劳预计方法参考声疲劳寿命估计方法，声疲劳寿命估算图表法因其清晰简洁而在工程上被广泛应用。

通过噪声激励下所获得的S-N曲线，查询对应于105循环次数的声疲劳额定值σr，应用于副翼舱振动疲劳寿命估计。

副翼舱结构受到的气动激励与声疲劳激励同为宽带随机激励，在工程处理上将声疲劳图表法应用于振动疲劳寿命预计，具有一定的实际意义和价值。

完成危险点位置的应力水平计算后，基于金属材料的随机振动S-N曲线和改进声疲劳寿命估计方法。

结构振动疲劳的寿命预计方法如公式(2)所示:

MPa;s为S-N曲线的斜度系数;NT为结构寿命(以循环次数表示);通过查询金属材料性能手册等规范得到S-N曲线的斜度系数和副翼舱结构材料的额定强度σr。

（四）副翼舱振动寿命预计结果

根据σr值的定义，查询手册得到循环次数为105对应的均方根应力值作为额定强度，读数为8．4ksi(即57．23MPa)，斜度系数1．54。

副翼舱结构振动疲劳寿命计算结果如表3所示。

共选取了4个危险点位置，分别计算了优化前和优化后副翼舱结构的振动疲劳寿命，对比结果如图5所示。

计算结果表明，在副翼舱结构优化前，危险点位置寿命明显低于疲劳寿命要求，不满足设计要求。

其中位置c处预计最小寿命为59h，优化前副翼舱结构危险点位置出现损伤时间不超过1000飞行架次，危险点位置实际承受最大应力水平飞行时间在50h～100h。

因此，副翼舱结构预测寿命与副翼舱结构实际情况相符，预测结果准确有效。副翼舱结构优化后，所有危险点位置的振动疲劳寿命远高于60000h寿命要求。

符合飞机设计要求。

三、结论

优化前副翼舱结构损伤位置预测寿命最低为59飞行小时，符合破坏位置实际寿命情况，振动疲劳寿命预计分析方法合理，预测结果可靠；

同时优化后副翼舱结构振动水平明显降低，振动疲劳寿命预测结果明显高于60000h的寿命要求，符合飞机设计要求;

基于实测数据的副翼舱结构振动疲劳寿命预计方法有效，可作为结构振动疲劳寿命预计的工程处理方法。

参考文献

（1）储桂章，王建一．学科交叉融合学科交叉融合寿命定量设计———我国机械设计的当务之急．中国机械工程，1998，11(9):1-2．

（2）熊峻江．疲劳断裂可靠性工程学［M］．北京:国防工业出版社，2008．

（3）国防科技工业技术委员会．军用飞机强度和刚度规范总则:GJB67．1-85［S］．北京:航空工业部630研究所，1985．

（4）HANNAZA．Vibrationfatigueassessmentfiniteelementanalysisandtestcorrelation［D］．Windsor:UniversityofWindsor，2005．