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1、结构振动疲劳技术 西北工业大学振动冲击噪声工程技术中心 姚起杭,目 次 一、概述 1.1 引言 1.2 结构振动疲劳问题的提出 1.3 振动疲劳的定义 1.4 工程中的振动疲劳问题举例 1.5 振动疲劳问题的特点及其与静态疲劳的区别 1.6 有关飞机设计规范中关于振动疲劳的规定 二、振动疲劳分析方法 2.1 振动破坏类型分析 2.1.1 振动疲劳破坏 2.1.2 振动峰值破坏（多次穿越破坏） 2.2 结构振动疲劳寿命计算 2.2.1 随机振动应力计算 2.2.2 适用的振动疲劳曲线 2.3 一般结构的振动疲劳寿命计算 2.3.1 周期振动 2.3.2 随机振动 2.3.3 简单结构振动疲劳计算
2、举例 2.4 薄壁结构的振动疲劳寿命计算 2.4.1 共振频率计算 2.4.2 确定细节声额定强度DSR 2.4.3 确定相关任务状态及时间 2.4.4 确定应力循环次数 2.4.5 振动疲劳应力计算 2.4.6 振动疲劳损伤计算,2.4.7 结构振动疲劳寿命计算 2.5 综合载荷作用下的结构强度校核 2.5.1 结构受到静应力和周期性振动应力同时作用 2.5.2 结构受到静应力与随机振动应力同时作用情况 三、防止结构振动疲劳的设计原则 3.1 减轻振（声）源强度的设计原则 3.2 降低结构振动传递的设计原则 3.3 振动控制设计技术 3.3.1 结构动力学设计 3.3.2 附加复合阻尼层 3
3、.3.3 微型动力吸振器 3.3.4 颗粒阻尼器 3.3.5 减振器技术 3.4 蒙皮壁板结构抗振动疲劳设计的具体技术 3.4.1 结构型式 3.4.2 工艺方法 3.4.3 连接方法 四、结构振动疲劳试验的技术要求 4.1 试件要求 4.2 试验夹具及安装要求 4.3 试验载荷谱及加载要求 4.4 试验结果处理,一、概述 1.1 引言 振动是物质运动的普遍形式之一，它是物体相对于一定位置的往复运动现象。 振动有很多危害但也有一些有利的应用。 振动的危害主要表现为： 仪器、设备的工作失灵问题； 人员的工效性和健康损失问题； 结构的振动强度主要是振动疲劳问题； 复杂设备、系统的振动可靠性问题。
4、. 振动产生噪声污染环境。,振动技术研究的进展 传统的振动技术研究主要侧重于动力分析、振动测量、试验以及振动稳定性和振动控制等等方面，笔者在上世纪末领导航空工业部结构动力学课题研究期间和同仁们一起除致力于研究振动控制及振动试验技术外还开创了动力学设计、振动疲劳及动态可靠性技术研究，力图推进振动技术与设计、疲劳及可靠性技术的交叉，使其具有更广泛的应用价值与发展空间。,一下面介绍的振动疲劳技术总结了笔者在这方面的研究和应用成果，将从定义到分析方法、设计方法、试验技术等方面给出完整的使用方法以便工程人员直接掌握应用，应当指出在传统的疲劳问题中有很大一部分本来就是振动疲劳向题，应当改按本文介绍的方法进
5、行处理，才能更好的符合客观实际并创造更好的经济效益。,1.2 结构振动疲劳问题的提出 蒸汽机车发明后，十九世纪中叶，人们发现机车车轮结构可以在远小于其静强度极限应力下发生破坏因而研究提出了常规的疲劳问题。人们也发现，在结构共振频率下，比一般疲劳载荷小得多的载荷就能使结构产生振动破坏。 上世纪六十年代，S.H.Crandall及W.D.Mark在他们所著“机械系统的随机振动”一书中，首次将振动疲劳描述为是一种不可逆的具有损伤累积性质的振动破坏；显然，这不是一个说明问题本质的定义。 随后在许多文献、书籍甚至标准、规范中都常常出现“振动疲劳”一词，但都没有很好解释。,1.3 振动疲劳的定义 我们基于
6、长期研究实践提出以下定义： 振动疲劳（或称动态疲劳）是指结构承受的动态载荷（振动、冲击、噪声）的频率分布与结构固有频率分布具有交集或相接近引起结构共振所产生的疲劳破坏。 由此定义可见： 1）振动疲劳属于常规疲劳问题的一个分支，其另一部分可以称之为静态疲劳问题。 2）声疲劳及冲击引起的疲劳都是由于激起结构共振而产生的疲劳，可以统一为振动疲劳问题或称为动态疲劳。因此声疲劳除载荷形式不同外其计算和试验技术也完全可以和振动疲劳一样。 3）结构非共振响应如外部振动力（频率不与共振频率接近）并没有激起共振而发生的疲劳破坏，仍应按静态疲劳问题处理。,1.4 工程中的振动疲劳问题举例 1）飞机液压导管振裂，导
7、致烧毁飞机 查明原因：该导管固有频率为535537Hz，而液压泵工作频率528540Hz，激起导管共振破坏。 2）飞机加力燃油总管振裂、喷油，导致后机身烧毁。 查明原因： 燃油总管在支撑下的管道共振频率与发动机某一频率接近导致破坏。 3) 飞机火箭挂梁裂纹 查明原因：火箭悬挂频率为6.88Hz，而机翼有6.70Hz的一个共振频率，在着陆、滑行、阵风时机翼的振动响应引起火箭（类似于动力吸振器）的较大共振导致破坏。 4) 飞机炮架结构裂纹 查明原因：该航炮连发频率为22.5Hz，炮架结构共振频率与连发频率的四倍频一致，导致破坏。,1.5 振动疲劳问题的特点及其与静态疲劳的区别 1.5.1 结构共振
8、是结构质量、刚度、阻尼力与外力综合平衡的频域变化特征量，这时阻尼力分布是决定外力振动结构响应大小及其破坏的关键因素；而静态疲劳既不考虑共振也不考虑阻尼。 1.5.2 实践中的振动疲劳破坏多发生在结构局部，因而它主要由结构局部的共振特性有关，同时还与局部的加工特点和应力集中特性有关；而静态疲劳一般只考虑后一种因素。 1.5.3 两种疲劳的S-N曲线一般也不相同，静态疲劳SN曲线要求在非共振状态进行试验，而振动疲劳按定义应当跟踪共振频率进行试验。 1.5.4 更重要的是：两者在应用中的抗疲劳设计和维修方法不相同，避免振动疲劳主要是避免共振和消除应力集中，静态疲劳只着重于后者。,1.5.5 即使是同
9、一结构在两种疲劳载荷下同一部分的表面应力测量结果相同，但由于两种载荷引起该部分的三维应力分布一般不会相同；振动疲劳与所处共振模态在该部位的三维应变分布有关，静态疲劳在该部位产生的是静弹性引起的三维应力分布，所以两者的疲劳寿命一般并不会相同。 1.5.6 两者的裂纹扩展特性也不会相同，振动疲劳的裂纹扩展特性应当按照趋向共振和离开共振两种情况来分析。 1.5.7根据振动疲劳的定义和特点可知除了由飞一续一飞等极低频大载荷产生的飞机机翼、机身整体构件裂纹问题外，其它大部分飞机拘件、蒙皮、桁、肋的局部裂纹，大多是经受一定振动力产生共振导致的振动疲劳向题，舰船及民用机械的大部分疲劳问题也都属于振动疲劳问题
10、。所以建立和普及振动疲劳技术以代替以往只用静态疲劳方法处理这些问题有非常重要的实用意义和经济价值，这也是振动工作者当前面临的一项非常重要的工作。,1.6 有关飞机设计规范中关于振动疲劳的规定 尽管国内外对振动疲劳问题在理论上还没有正确的认识，但在实践上却很重视这个问题，各国军机规范对此均有规定。 1.6.1 国军标GJB67.8-85“军用飞机的强度和刚度规范.振动” 其中之2.2.1条结构振动，在飞机使用寿命期内或可更换部件的规定使用期内，飞机结构不应产生过度振动或振动疲劳破坏。 1.6.2 MIL-A-87221飞机结构通用规范 其中之3.6.1条结构振动，3.6.3条系统振动，都规定其结
11、构部件不应产生过度振动或疲劳破坏。,1.6.3 MIL-A-8870B(AS)振动、颤振和发散 其附录A中，30.2.4条要求进行结构动态疲劳分析，和动态疲劳寿命预计，并规定应使用随机振动试验得出的S-N曲线。 1.6.4 JSSG-2006美联合使用设计规范 其中之36条规定，必要时要采用阻尼及隔振措施，防止结构或其部件产生疲劳破坏或过度振动。 其中之A4.6.1条规定，在缺少基本的振动疲劳S-N曲线时应做试验，只有分析是不能验证结构抗振动疲劳特性的。 1.6.5 MIL-A-8860B(AS)系列，地面试验一册中392条，393条分别规定了进行尾翼动态疲劳试验和构件动态疲劳研制试验的要求。
12、,二、振动疲劳分析方法 2.1 振动破坏类型分析 S.H.Crandall提出了振动疲劳破坏，首次穿越破坏及某种振动瞬时值比例过大三种振动破坏模型，H.R.Sptnce和H.N.Luhre提出了一种振动峰值破坏模型，笔者在“振动环境工程”一书中曾经以对这四种破坏模型进行了分析，指出首次穿越是峰值破坏模型的特例，瞬时值比例过大模型和峰值破坏模型也是一致的，所以通常只考虑两种振动破坏类型。,2.1.1 振动疲劳破坏 振动疲劳破坏除了振动应力和振动循环次数计算不同外，其它均参照常规疲劳分析方法进行。 (1) 累积损伤与破坏判据 Miner 线性累积损伤理论：假定结构临界部位有m个振动应力Si作用,n
13、i：振动应力Si对应的循环次数； Ni：在S-N曲线上Si对应的达破坏循环次数； D：试件临界部位产生的振动疲劳损伤量。 Miner建议取D=1作为破坏判据，长期使用证明它是保守的，对于振动疲劳我们根据试验研究建议取：周期振动D=1.2，随机振动D=1.5。,(1),(2) 载荷寿命关系式 S-N曲线 可以针对特定的材料、构件和载荷形式，用试验做出其S-N曲线，经验表明大多数S-N曲线的有用部分（如104108次之间）一般都表现为双对数直线形式，即,上式中，bH、CH为 曲线的斜率参数，和截矩参数下标H表周期或正弦。,(2),图一、典型的振动疲劳S-N曲线,对随机振动有-N曲线,(3),下标r
14、表随机。,2.1.2 振动峰值破坏（多次穿越破坏） 峰值破坏是假定只有超过一定阈值的振动峰才能对试件有损坏作用，它在连续作用达到一定次数（时间）后才可以造成振动故障（累积性），而如果一旦振动停止，其损坏作用立即归零（可逆性），试件又可正常工作。许多电子设备的振动故障（失灵问题）近似属于这一类型。,小阻尼单自由度系统受到零均值的正态随机激励其共振响应为窄带正态过程，峰值yp服从瑞利分布，即其概率密度反函数P(yp)为,(4),yp响应峰值； y响应瞬时值的均方根值。 假定破坏阈值为a，则yp超过a的次数与总峰值次数之比为,(5),只考虑单向峰，总响应峰的期望 总数为,(6),tR振动作用时间；f
15、0响应yp的平均穿零频率即平均频率。 超过阈a的响应峰yp平均次数,为,(7),假定,达到一定数目Na发生故障，即破坏准则为,的期望寿命tR为,(8),取Na=1，即与Crandall关于首次穿越的结果相同。 一些设备、系统在振动作用下是否发生功能失灵，将主要取决于它连续经受的振动响应峰超过阈a的次数（时间）是否达到期望寿命值，由于这种破坏的可逆性，振动一旦停止或降低到阈值a以下设备又能正常工作。所以在一般振动环境试验中检验设备、系统在其使用振动环境作用下是否失灵就取它们使用中发生较大振动量值的最长连续时间（对于飞机这一时间通常不会超过30分钟）来进行检验性试验。,便可得到试件,2.2 结构振
16、动疲劳寿命计算 计算结构振动疲劳寿命的关键问题是： 振动应力计算特别是随机振动作用下局部结构的振动响应应力计算； 适用的振动疲劳曲线。,2.2.1 随机振动应力计算 计算方法有： 1）各种商用程序； 2）经验方法：如波音公司疲劳手册中给出的一些加强蒙皮壁板结构的动态疲劳应力计算经验公式； 3）解析方法：对一些简单结构，可以求出解析解，类似如下面2.3.3中的例子； 4）半解析方法：即将随机激励谱分解，给出近似的解析解： 下面只介绍笔者早年提出的一种半解析方法,1）简化谱形 假定随机激励具平稳、正态，各态历经性质，其谱密度如图2(a)所示，根据功率谱的可加性将其分解为(b)，(c)两部分；同时将结构分解为模态坐标下各个分离的单自由度系统，分别求解后再变换回物理坐标，得出物理响应均方值。,(a),图2 随机激励的分解,2） 有限带宽平谱的均方响应 单自由系统应力与位移成比例 力激励下单自由度系统位移响应频响函数H(if),(9),式中，fn和分别为共振频率及阻尼系数 如果取图2(b)中某一有限带
