典型结构件的振动疲劳分析

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1、南京航空航天大学 硕士学位论文 典型结构件的振动疲劳分析 姓名：廉政 申请学位级别：硕士 专业：飞行器设计 指导教师：王轲 2010-12 南京航空航天大学硕士学位论文 i 摘 要 常规静疲劳寿命的分析方法已经形成一套独立的系统，且在工程应用上已经比较成熟。但 是在实际环境中，结构发生的破坏主要是由振动所造成的。仅用静疲劳的思想已经无法全面的 解释在振动条件下的失效，因为它忽略了结构动态特性的变化在振动过程中的关键作用。为此 本文以振动条件下，结构动态特性变化及其对疲劳特性和寿命的影响为分析目标并采用飞机结 构中常见的典型结构件为分析对象，基于 MSC.patran typical struc

2、ture; natural frequency; model modification; frequency change; crack propagation 典型结构件的振动疲劳分析 vi 图清单 图 1.1 基础激励振动疲劳试验装置4 图 1.2 铝合金疲劳裂纹扩展曲线及实物图4 图 1.3 复合膜材料疲劳寿命曲线5 图 1.4 有机塑料的 S- N 曲线.5 图 1.5 LY12CZ 铝合金动态疲劳 S- N 曲线.6 图 3.1 连接板结构及尺寸 15 图 3.2 1.6mm 加筋板结构及尺寸. 15 图 3.3 实验系统安装示意图. 16 图 3.4 ideas 中的识别模型 16

3、 图 3.5 第一阶振型及频率. 17 图 3.6 第二阶振型及频率. 17 图 3.7 第三阶振型及频率. 17 图 3.8 第一阶振型及频率. 17 图 3.9 第二阶振型及频率. 17 图 3.10 第三阶振型及频率. 17 图 3.11 加筋板实验系统安装示意图. 18 图 3.12 连接板实验系统安装示意 18 图 3.13 软件控制界面 19 图 3.15 加筋板配重. 21 图 3.16 连接板配重 21 图 3.17 加筋板实验系统装夹. 21 图 3.18 连接板的实验系统装夹 21 图 3.19 加筋板应变片黏贴位置 22 图 3.20 连接板应变片黏贴位置 22 图 3.

4、21 实验系统的操作流程 23 图 3.22 1.6mm 定应力应变寿命关系. 23 图 3.23 1.6mm 定应力载荷寿命关系. 24 图 3.24 1.6mm 定应力频率寿命关系. 24 图 3.25 2mm 定载荷载荷寿命历程 25 图 3.26 2mm 定载荷应变寿命历程 25 南京航空航天大学硕士学位论文 vii 图 3.27 2mm 定载荷频率寿命历程25 图 3.28 连接板定应力应变寿命历程.26 图 3.29 连接板定应力载荷寿命历程.26 图 3.30 连接板定应力频率寿命历程.27 图 3.31 连接板定载荷载荷寿命历程.27 图 3.32 连接板定载荷应变寿命历程.2

5、8 图 3.33 连接板定载荷频率寿命历程.28 图 4.1 加筋板有限元网格划分31 图 4.2 连接板有限元网格划分31 图 4.3 加筋板模态仿真约束处理.31 图 4.4 连接板模态仿真约束处理.31 图 4.5 第一阶振型32 图 4.6 第二阶振型32 图 4.7 第三阶振型32 图 4.8 第一阶振型32 图 4.9 第二阶振型32 图 4.10 第三阶振型32 图 4.11 修正后有限元模型33 图 4.12 修正后铆钉连接处33 图 413 加筋板载荷及边界条件35 图 4.14 连接板载荷及边界条件.35 图 4.15 筋条位置的应力分布.35 图 4.16 孔口边缘的应力

6、分布35 图 4.17 J- 1.6- 1 时域谱.36 图 4.18 J- 1.6- 1 频域谱36 图 4.19 L- 01 时域谱37 图 4.20 L- 01 频域谱37 图 4.21 L- 02 时域谱图37 图 4.22 L- 02 频域谱37 图 4.23 Fatigue 设置界面 38 图 4.24 LY12CZ SN 曲线38 图 4.25 1.6mm 加筋板寿命云图（秒）39 典型结构件的振动疲劳分析 viii 图 4.26 连接板寿命对数云（循环）. 39 图 5.1 振动疲劳与静疲劳关系. 42 图 5.2 第一阶段内容. 43 图 5.3 第二阶段内容. 43 图 5

7、.4 疲劳寿命划分. 44 图 5.5 裂纹扩展速度与 K 关系. 44 图 5.6 无损伤加筋板及其局部放大 46 图 5.7 0.5mm 裂纹加筋板及其局部放大 46 图 5.8 单位力下的应力响应. 46 图 5.9 裂纹尖端设置 1/4 节点单元. 49 图 5.10 共振状态裂纹和频率关系 49 图 5.11 0.7- 2.3mm 加筋板动态裂纹扩展 50 图 5.12 Kid随裂纹长度变化规律 51 图 5.13 Ki随裂纹长度的变化规律 52 南京航空航天大学硕士学位论文 ix 表清单 表 3.1 材料参数.15 表 3.2 2mm 加筋板模态试验结果17 表 3.3 1.6mm

8、 加筋板模态试验结果.17 表 3.4 连接板扫频数据.18 表 3.5 试件编号及其对应的激励方式20 表 4.1 模态仿真结果32 表 4.2 实验数据与仿真数据对比33 表 4.3 修正后加筋板前三阶固有频率值33 表 4.4 1.6mm 加筋板实际寿命与仿真寿命对比39 表 4.5 连接板实际寿命与仿真寿命对比39 表 5.1 应力最大位置部分节点应力.47 表 5.2 动态应力强度因子解.50 表 5.3 动态裂纹扩展寿命.51 表 5.4 静态应力强度因子解.52 表 5.5 静态裂纹扩展寿命.52 表 5.6 振动疲劳全寿命仿真结果53 典型结构件的振动疲劳分析 x 注释表 B

9、d 位移振幅放大因子 m 质量 激励频率 c 阻尼 n 自然频率 k 刚度 频率比 d 相位 阻尼比 d a / d N 裂纹扩展速率 D 损伤因子 应力 a 0 初始裂纹长度 W 板宽 a c 临界裂纹长度 K i 静态应力强度因子 K c 断裂韧度 K id 动态应力强度因子 K th 裂纹扩展 S I F 门槛值 N 循环次数 承诺书 本人声明所呈交的硕士学位论文是本人在导师指导下进 行的研究工作及取得的研究成果。除了文中特别加以标注和致 谢的地方外，论文中不包含其他人已经发表或撰写过的研究成 果，也不包含为获得南京航空航天大学或其他教育机构的学位 或证书而使用过的材料。 本人授权南京航

10、空航天大学可以将学位论文的全部或部 分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描 等复制手段保存、汇编学位论文。 （保密的学位论文在解密后适用本承诺书） 作者签名： 日 期： 南京航空航天大学硕士学位论文 1 第一章 绪论 1 . 1 研究背景 结构件的疲劳失效已成为许多工程领域中关系到机械或结构使用安全性以及成本经济性的 一个重要因素，有时甚至关系人们的生命安全。美国试验与材料协会把疲劳定义为在某点或某 些点承受扰动应力，且足够多的循环扰动之后形成裂纹或完全断裂的材料中发生的局部的、永 久结构变化的发展过程。而振动疲劳则是研究振动激励下结构件的疲劳破坏规律与过程。 随着社会的发展，

11、汽轮机、发动机、以及船舶、车辆等运载工具都需要不断更新换代，以 满足产品竞争和人们对可靠性、舒适性、经济性等不断增长的需求。由于结构日趋轻柔，机械 日趋高速，环境日趋复杂，振动及由此产生的振动疲劳破坏严重影响机械结构的安全可靠性。 比如，发动机因燃料燃烧引起的冲击和往复运动构件的惯性力会产生多个不同振源和不同振型 的复杂振动。汽车行驶时要经受发动机产生的振动和噪声以及地面不平、紧急刹车等引起的动 态载荷。武器装备要经受发射、投放、弹射等动作产生的振动载荷。振动不仅影响机器的正常 工作，还会造成工程结构的疲劳破坏。因此，振动疲劳也已成为交通运输、武器装备、能源化 工等领域急需解决的关键技术问题。

12、 特别是在航空航天技术领域，随着飞机使用寿命和飞行速度的不断提高，飞机机动性能的 不断改善，使得飞机结构所处的振动环境日益复杂。长期处于严重振动环境下，它不仅使飞行 员不适、疲劳、无法工作，且造成结构的振动损伤，甚至断裂，导致飞行事故发生。比如飞机 发动机涡轮叶片经常出现裂纹，直接影响飞机的出勤率和飞行安全。根据各种振动诱发故障的 统计，振动疲劳是振动环境可能导致的最常见的故障模式1- 2。例如，据不完全统计的航空发动 机总故障中，叶片破裂故障约占 20%，其原因包括外物打伤，表面腐蚀，应力破坏，热疲劳和 振动疲劳等等。其中，以振动疲劳破坏为最多和最严重。由于疲劳现象没有明显的塑性变形， 常常

13、出现突然断裂，造成巨大的安全事故和经济损失，尤其在航空领域，疲劳破坏后果更加严 重。 航空燃气涡轮发动机的高周疲劳破坏，其中转子不平衡引起的机械振动是管路系统、非转 动结构和外部零件发生振动故障的主要原因;进气风扇、流道中支板和叶片产生的气流扰动频率 与发动机零部件各阶固有振动频率可能相同也导致发动机零部件的振动损伤,某型飞机副油箱 尾椎和安定板联接处的螺栓在飞行振动环境中产生松动，在气流的激励下使螺栓和尾椎结构产 生振动撞击导致结构破坏。飞机后减速板由于处于前减速板形成的紊流区内，使后减速板产生 强烈的振动载荷，进而产生蒙皮裂纹、减速板梁断裂。辅助进气门内蒙皮铆钉在气流附面层分 典型结构件的

14、振动疲劳分析 2 离扰流激振作用下发生振动破坏;飞机空速管在阵风作用或急速改变飞行状态下发生有阻尼的 自由振动，产生强烈的瞬时振动，导致空速管在根部套接钎焊处产生裂纹，裂纹沿管子环向扩 展折断等。实践证明，飞机结构在振动环境下的疲劳破坏往往导致机毁人亡。 如何提高飞机结构疲劳强度，科学合理地确定各类飞机使用寿命已刻不容缓。几十年来， 国内外对飞机结构疲劳强度问题进行了大量的理论与试验研究工作，逐渐掌握了有关飞机结构 疲劳破坏规律。众所周知，飞机结构的疲劳破坏与其处于严重的振动环境是紧密相关的。然迄 今为止，对飞机结构振动条件下的疲劳裂纹扩展规律研究的甚少。 针对飞机结构振动疲劳问题， 国外已经

15、开展了大量的相关研究，其成果已反映在手册及强度规范等文件中。比如，美国海军 飞机在振动疲劳强度方面提出了明确的要求，分别反映在 MIL- A- 8866B (AS); MIL- A- 8868C (AS); MIL- A- 8868B (AS); MIL- A- 8870 等四个规范中。 分析国内现有飞机的使用现状，确实存在着振动疲劳问题。诸如飞机的腹鳍由于随机扰流 作用引起振动疲劳；飞机导弹挂架由于振动而发生螺栓疲劳断裂；另外，直升机的振动疲劳也 是急待解决的问题。为了分析结构在振动环境下的疲劳破坏特性，理解振动疲劳和静疲劳的却 别，正确估算结构在动载荷下疲劳寿命。进一步深入的研究振动疲劳，

16、对于避免灾难性事件和 由振动疲劳破坏所带来的巨大经济损失具有重要意义。 1 . 2 研究目标及科学意义 从人们发现疲劳现象以来，疲劳研究经历了以不同学科为理论基础的研究阶段，表达了疲 劳破坏理论不断发展与完善的过程。疲劳研究最初以材料力学为理论基础，后来为满足工程实 践对疲劳设计精度不断增长的需求，逐步发展为以弹塑性力学、断裂力学等为理论基础。学术 界与工程界对疲劳展开了大量的研究，进展飞速，但在研究结构疲劳时，都忽略了结构动态特 性（例如，固有频率、结构阻尼等）的影响。由于现代工业的蓬勃发展，工程结构所处的振动 环境日趋复杂，仍然采用常规的疲劳破坏理论已难以精确地估算结构的疲劳寿命，或者无法解 释工程上某些结构疲劳破坏问题。 理论上，疲劳研究应该是同时考