沙云東，王建，趙奉同，欒孝馳

（沈陽航空航天大學(xué) 遼寧省航空推進(jìn)系統(tǒng)先進(jìn)測(cè)試技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，沈陽 110136）

高溫環(huán)境下薄壁結(jié)構(gòu)聲疲勞失效驗(yàn)證技術(shù)研究

沙云東，王建，趙奉同，欒孝馳

（沈陽航空航天大學(xué) 遼寧省航空推進(jìn)系統(tǒng)先進(jìn)測(cè)試技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，沈陽 110136）

目的 針對(duì)高溫環(huán)境下薄壁結(jié)構(gòu)聲疲勞失效問題，研究分析薄壁結(jié)構(gòu)在高溫環(huán)境下的聲疲勞失效特征，驗(yàn)證薄壁結(jié)構(gòu)熱聲響應(yīng)計(jì)算方法與疲勞壽命預(yù)估模型的有效性。方法 較系統(tǒng)地闡述高溫環(huán)境下薄壁結(jié)構(gòu)聲疲勞失效試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)，重點(diǎn)總結(jié)熱聲疲勞試驗(yàn)環(huán)境建立與加載、高溫環(huán)境下噪聲測(cè)試、高溫環(huán)境下動(dòng)態(tài)響應(yīng)測(cè)試和疲勞破壞壽命測(cè)試方法，并通過具體案例說明工程中試驗(yàn)驗(yàn)證方法的有效性。結(jié)果 試驗(yàn)件在仿真計(jì)算與試驗(yàn)中的破壞位置一致，響應(yīng)頻率吻合較好，應(yīng)力水平一致，疲勞壽命量級(jí)相當(dāng)。結(jié)論 薄壁結(jié)構(gòu)熱聲響應(yīng)計(jì)算方法與疲勞壽命預(yù)估模型的有效性高。

薄壁結(jié)構(gòu)；聲疲勞；噪聲測(cè)試

針對(duì)薄壁結(jié)構(gòu)熱聲疲勞失效問題，在工程需求牽引下，國(guó)內(nèi)外開展了大量理論、數(shù)值分析和試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)研究，發(fā)展了一些有效的分析方法和試驗(yàn)技術(shù)。在試驗(yàn)驗(yàn)證方面，NASA Langley研究中心和美國(guó)空軍Wright-Patterson飛行動(dòng)力學(xué)實(shí)驗(yàn)室（AFFDL）針對(duì)熱噪聲問題，系統(tǒng)研究了高溫聲疲勞試驗(yàn)方法，采用行波管對(duì)多種金屬薄壁板開展熱聲試驗(yàn)，給出了熱聲載荷下薄壁板結(jié)構(gòu)的響應(yīng)特征[5—6]。為評(píng)估適合 ASTOVL的復(fù)合材料壁板結(jié)構(gòu)，采用行波管，開展了室溫和熱環(huán)境下熱噪聲試驗(yàn)[7]。麥道公司采用高溫行波管研究了陶瓷基復(fù)合材料的高溫聲疲勞性能[8]。國(guó)內(nèi)也相繼建立熱噪聲環(huán)境試驗(yàn)條件，如中航工業(yè)飛機(jī)強(qiáng)度研究所航空聲學(xué)與結(jié)構(gòu)動(dòng)強(qiáng)度重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室、北京強(qiáng)度環(huán)境研究所可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室等也開展相應(yīng)試驗(yàn)研究工作。其目的一方面是研究典型薄壁結(jié)構(gòu)件的熱聲疲勞失效模式和影響規(guī)律，另一方面也對(duì)設(shè)計(jì)中建立的數(shù)值分析方法和模型進(jìn)行修正系數(shù)驗(yàn)證。縱觀目前國(guó)內(nèi)外進(jìn)展，熱聲疲勞失效試驗(yàn)研究和驗(yàn)證技術(shù)雖然進(jìn)步很快，但面對(duì)新材料結(jié)構(gòu)不斷增長(zhǎng)的要求，特別是新型復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)驗(yàn)證要求，還未建立系統(tǒng)的試驗(yàn)方法、評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)和規(guī)范。文中針對(duì)高溫環(huán)境下薄壁結(jié)構(gòu)聲疲勞失效，較系統(tǒng)地闡述了高溫環(huán)境下薄壁結(jié)構(gòu)的聲疲勞失效驗(yàn)證技術(shù)，包括熱聲疲勞試驗(yàn)環(huán)境建立與加載、高溫環(huán)境下噪聲測(cè)試、高溫環(huán)境下動(dòng)態(tài)響應(yīng)測(cè)試和疲勞破壞壽命測(cè)試方法，并通過具體案例說明試驗(yàn)驗(yàn)證方法的有效性。

1　高溫環(huán)境下薄壁結(jié)構(gòu)聲疲勞失效

高超飛行器承受的極高溫度及溫度梯度，將改變其結(jié)構(gòu)熱物理參數(shù)和力學(xué)性能，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)彎曲、扭轉(zhuǎn)剛度下降，顫振安全邊界降低，影響飛行器結(jié)構(gòu)的可靠性。高溫環(huán)境對(duì)結(jié)構(gòu)動(dòng)特性的影響主要體現(xiàn)在兩方面，一方面是材料彈性模量等參數(shù)的影響，另一方面是熱應(yīng)力對(duì)結(jié)構(gòu)剛度的影響。因此，薄壁結(jié)構(gòu)在氣動(dòng)熱、強(qiáng)噪聲與機(jī)械載荷聯(lián)合作用下的高溫聲疲勞失效表現(xiàn)出其特殊性。

1.1 薄壁結(jié)構(gòu)熱屈曲

薄壁板殼結(jié)構(gòu)處于極高溫度場(chǎng)下，結(jié)構(gòu)內(nèi)部壓應(yīng)力引起的屈曲稱為熱屈曲，對(duì)應(yīng)于結(jié)構(gòu)熱屈曲的溫度稱為臨界屈曲溫度。薄壁結(jié)構(gòu)在熱載荷作用下，熱應(yīng)力會(huì)使結(jié)構(gòu)越過臨界屈曲位置達(dá)到后屈曲工作狀態(tài)，處于硬化工作區(qū)域[9]。根據(jù)熱結(jié)構(gòu)理論，必須首先對(duì)結(jié)構(gòu)熱屈曲特性及其影響因素進(jìn)行詳細(xì)分析，作為進(jìn)一步動(dòng)力學(xué)分析的基礎(chǔ)，并指導(dǎo)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

1.2 大撓度非線性響應(yīng)

薄壁板殼結(jié)構(gòu)在高溫環(huán)境下發(fā)生膨脹變形，產(chǎn)生熱內(nèi)力和熱彎矩，改變了材料屬性，即熱效應(yīng)使得結(jié)構(gòu)響應(yīng)表現(xiàn)出強(qiáng)烈的非線性。高強(qiáng)聲載荷會(huì)引起結(jié)構(gòu)的幾何非線性，聲固耦合和多模態(tài)響應(yīng)，甚至阻尼非線性，薄壁結(jié)構(gòu)表現(xiàn)為大撓度非線性響應(yīng)特征。在較低溫度范圍內(nèi)，對(duì)于矩形板等規(guī)則形狀典型結(jié)構(gòu)，采用小變形理論能夠較準(zhǔn)確地給出結(jié)構(gòu)響應(yīng)特征，但隨著溫度的不斷增加，結(jié)構(gòu)發(fā)生熱屈曲、熱變形等非線性變化，采用大撓度方程能夠有效改進(jìn)計(jì)算結(jié)果，但計(jì)算精度仍難以保證。

1.3 后屈曲跳變運(yùn)動(dòng)

薄壁結(jié)構(gòu)在熱聲載荷作用下達(dá)到后屈曲狀態(tài)時(shí)，結(jié)構(gòu)會(huì)出現(xiàn)跳變現(xiàn)象，且熱載荷與噪聲載荷的強(qiáng)弱影響跳變響應(yīng)形式[10]。當(dāng)噪聲載荷較強(qiáng)時(shí)，結(jié)構(gòu)圍繞初始平衡位置做連續(xù)跳變運(yùn)動(dòng)，如圖 1所示。此時(shí)結(jié)構(gòu)振動(dòng)響應(yīng)幅值達(dá)到最大，疲勞壽命會(huì)顯著降低。當(dāng)熱載荷與噪聲載荷達(dá)到某組合狀態(tài)時(shí)，結(jié)構(gòu)圍繞初始平衡位置做間歇跳變運(yùn)動(dòng)，如圖2所示。當(dāng)熱載荷影響較強(qiáng)時(shí)，結(jié)構(gòu)圍繞屈曲后某一平衡位置做非線性的隨機(jī)振動(dòng)，如圖3所示。此時(shí)振動(dòng)響應(yīng)的均值最大，幅值最小。隨著熱載荷的不斷增強(qiáng)，振動(dòng)響應(yīng)均值增大，均值成為影響結(jié)構(gòu)性能的主要因素，結(jié)構(gòu)疲勞壽命降低。

圖1 連續(xù)跳變運(yùn)動(dòng)Fig.1 Persistent snap-through

圖2 間歇跳變運(yùn)動(dòng)Fig.2 Intermittent snap-through

圖3 圍繞屈曲后某平衡位置振動(dòng)Fig.3 Vibration around the post-bucked positions

2　高溫環(huán)境下薄壁結(jié)構(gòu)聲疲勞試驗(yàn)

2.1 熱聲載荷環(huán)境建立與加載技術(shù)

開展薄壁結(jié)構(gòu)熱聲疲勞性能研究試驗(yàn)時(shí)，必須建立一個(gè)熱聲載荷加載環(huán)境。熱噪聲疲勞試驗(yàn)設(shè)備包含噪聲產(chǎn)生裝置和加熱裝置，并且要求有較高的加聲和加熱能力。目前熱噪聲試驗(yàn)設(shè)備多采用行波管裝置實(shí)現(xiàn)聲加載，主要技術(shù)參數(shù)為聲源功率、聲壓級(jí)、頻率帶寬。加熱手段主要包含石英燈、火焰噴射、石墨加熱器、電弧燈加熱器等。NASA Langley的熱噪聲疲勞試驗(yàn)裝置 TAFA（Thermal Acoustic Fatigue Apparatus）如圖4所示。美國(guó)空軍Wright試驗(yàn)室的熱噪聲疲勞試驗(yàn)裝置如圖5所示。該噪聲系統(tǒng)由2個(gè)行波管組成，一個(gè)稱為CEAC（Combined Environment Acoustic Chamber），試件尺寸可達(dá) 122 cm×122 cm，最大熱流率為 568 kW/m2，峰值溫度為1648 ℃，初始最高聲壓為159 dB，后提高到 172 dB；另一個(gè)被稱為 SEAC（Sub-element Acoustic Chamber），試件尺寸為30.5 cm×45.7 cm，聲壓級(jí)為174 dB，熱流密度可達(dá)830 kW/m2。德國(guó)IABG火焰噴射加熱系統(tǒng)如圖6所示。

圖4 NASA Langley熱聲疲勞試驗(yàn)裝置Fig.4 Thermal-acoustic fatigue test devices of NASA Langley

圖5 美國(guó)空軍Wright熱噪聲疲勞試驗(yàn)裝置Fig.5 Thermal-acoustic fatigue test devices of the U.S. air force Wright

圖6 德國(guó)IABG火焰噴射加熱系統(tǒng)Fig.6 Flame jet heating system of German IABG

2.2 高溫環(huán)境下噪聲測(cè)試技術(shù)

高溫環(huán)境下噪聲測(cè)試是一項(xiàng)具有相當(dāng)難度的技術(shù)工作，主要是由于聲學(xué)傳感器耐溫性能的局限性。國(guó)外從20世紀(jì)70年代開始，就開展了針對(duì)試驗(yàn)環(huán)境下耐高溫噪聲測(cè)量技術(shù)的研究，主要發(fā)展了基于施加冷卻裝置的高溫噪聲測(cè)量技術(shù)、基于光纖傳聲器的高溫噪聲測(cè)量技術(shù)、基于等離子體傳聲器的高溫噪聲測(cè)量技術(shù)和基于聲波導(dǎo)管的高溫噪聲測(cè)量技術(shù)。國(guó)內(nèi)沈陽航空航天大學(xué)自20世紀(jì)90年代開始逐步建立了基于聲波導(dǎo)管的高溫噪聲測(cè)試技術(shù)和傳感系統(tǒng)，已形成系統(tǒng)解決方案。國(guó)內(nèi)外研究的測(cè)量方法傳感器系統(tǒng)方案，因其技術(shù)原理不同，適用的環(huán)境條件（溫度、壓力、氣流速度、安裝條件等）不同，可實(shí)現(xiàn)的噪聲測(cè)量的動(dòng)態(tài)范圍也有較大差別。

1) 基于施加冷卻裝置的高溫噪聲測(cè)量技術(shù)。基本原理如圖7所示，主要通過在電容式傳聲器或壓電式傳聲器外部施加冷卻護(hù)套對(duì)傳感器進(jìn)行強(qiáng)制冷卻來保證傳感器使用溫度條件。試驗(yàn)表明，施加冷卻裝置的傳感器具有良好的動(dòng)態(tài)特性，可以在溫度高達(dá)1100～1400 K時(shí)進(jìn)行精確測(cè)量[11—12]，但由于冷卻護(hù)套在高溫環(huán)境下造成局部冷區(qū)進(jìn)而引起大熱梯度，傳感器裝置尺寸和配置能導(dǎo)致對(duì)聲的歪曲，以及在某些現(xiàn)場(chǎng)條件下無法安裝等因素，使其使用受到局限。

圖7 施加冷卻裝置的高溫噪聲測(cè)量Fig.7 High temperature and noise measurement with applying cooling device

2) 基于光纖傳聲器的高溫噪聲測(cè)量技術(shù)。主要采用光纖感知傳聲器敏感膜片的振動(dòng)，基于光干涉原理檢測(cè)聲引起的敏感膜片振動(dòng)，實(shí)現(xiàn)噪聲測(cè)量。該方案的優(yōu)點(diǎn)是既不需要特殊冷卻裝置，也不需要增加空間。該傳聲器系統(tǒng)有兩種設(shè)計(jì)方案：基于Mach-Zehnder（MZ）干涉儀裝置，能應(yīng)用在較高溫度（300 ℃）的熱聲試驗(yàn)中，其缺點(diǎn)是對(duì)振動(dòng)敏感性強(qiáng)，在惡劣測(cè)量環(huán)境下不提倡使用；基于Fabry-Perot（FP）干涉裝置的光纖傳聲器（FOM），目前測(cè)量最高溫度達(dá)1000 K（726.85 ℃），并具有良好的靜動(dòng)態(tài)特性[13]。由于振動(dòng)和熱梯度將使光纖性能顯著下降，使這種傳感器使用也存在局限性。基于 FP FOM在燃燒室內(nèi)部噪聲測(cè)量中的應(yīng)用如圖8所示[14—15]。

圖8 FP FOM傳感器的燃燒室聲測(cè)量Fig.8 The combustion chamber acoustic measurement of FP FOM sensors

3) 基于等離子體傳聲器的高溫噪聲測(cè)量技術(shù)。主要是利用輝光放電壓力傳感器原理[16—17]，通過電離中性氣體分子（等離子體）將能量轉(zhuǎn)移到電子或離子的機(jī)制實(shí)現(xiàn)對(duì)聲波的感知，通過專門的放大調(diào)制原理和裝置，實(shí)現(xiàn)聲信號(hào)的傳遞、放大和轉(zhuǎn)換。該傳感器系統(tǒng)具有很寬的動(dòng)態(tài)范圍，一般不需要頻率補(bǔ)償，具有良好幅值調(diào)制的幅值輸出，安裝結(jié)實(shí)牢固耐用，采用MEMS技術(shù)可以被制成微米尺寸的單個(gè)傳感器單元，或根據(jù)需要排列成多個(gè)傳感器陣列。由于使用的電極材料熔點(diǎn)非常高，適用于最高溫度1335 ℃（2400 ℉）的噪聲測(cè)量。需要注意的是測(cè)量過程中采用高壓交流電，電磁輻射將與周圍的實(shí)驗(yàn)裝置相互干涉。等離子體傳感器組裝圖如圖9所示[18—20]。

圖9 等離子體傳感器組裝圖Fig.9 The assembly diagram of plasma sensor

4）基于聲波導(dǎo)管的高溫噪聲測(cè)量技術(shù)。主要是基于管道傳聲原理，將高溫環(huán)境下的噪聲通過專門設(shè)計(jì)的聲波導(dǎo)管導(dǎo)出，采用與管道壁齊平安裝或垂直安裝的傳聲器進(jìn)行測(cè)量，既可實(shí)現(xiàn)噪聲信號(hào)的正確測(cè)量，同時(shí)還能保證傳感器處在正常的工作溫度范圍內(nèi)[21—23]。該測(cè)量方案可實(shí)現(xiàn)溫度超過1200 ℃的噪聲測(cè)量，且具有較好的動(dòng)態(tài)特性。需要注意的是，雖然在一定的頻率范圍內(nèi)，能準(zhǔn)確地測(cè)量頻率響應(yīng)，但有時(shí)不能充分顯示信號(hào)時(shí)域波形。因此，基于聲波導(dǎo)管的高溫噪聲測(cè)試系統(tǒng)，在研制和使用過程中需要詳細(xì)的靜動(dòng)態(tài)特性標(biāo)定，并在此基礎(chǔ)上研究頻域補(bǔ)償和時(shí)域信號(hào)修正技術(shù)?；诼暡▽?dǎo)管的傳感器系統(tǒng)對(duì)微型渦輪機(jī)內(nèi)部流動(dòng)噪聲測(cè)量[24—25]如圖10所示。

圖10 安裝在微型渦輪機(jī)上的無限管探針Fig.10 Infinite tube probe installed on the micro turbine

2.3 高溫環(huán)境下振動(dòng)測(cè)試技術(shù)

高溫環(huán)境下的振動(dòng)測(cè)試主要包含熱模態(tài)測(cè)試、加速度響應(yīng)測(cè)試、高溫應(yīng)變/應(yīng)力測(cè)試等。熱模態(tài)測(cè)試是在建立的高溫環(huán)境條件下進(jìn)行試驗(yàn)，測(cè)試方法和手段尤為重要。振動(dòng)響應(yīng)一般采用非接觸的激光掃描測(cè)振系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)。NASA Dryden飛行研究中心針對(duì)X-37 C/SiC RSTA結(jié)構(gòu)開展了熱模態(tài)試驗(yàn)研究[26]。Jeon[27]針對(duì)6061-T6矩形鋁板樣件開展了自由邊界熱模態(tài)試驗(yàn)，試驗(yàn)系統(tǒng)包括石英燈輻射加熱系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)和激光掃描測(cè)振系統(tǒng)，如圖11所示。分別測(cè)試該試驗(yàn)件在不同加熱速率下，模態(tài)頻率的變化規(guī)律。還針對(duì)不銹鋼和6061鋁材組成的圓筒結(jié)構(gòu)開展熱模態(tài)試驗(yàn)，采用石英燈輻射加熱，常溫區(qū)域采用 PCB常溫加速度傳感器（333A31），高溫區(qū)域采用PCB高溫加速度傳感器（357B31）進(jìn)行測(cè)量，如圖12所示。

針對(duì)高溫應(yīng)變/應(yīng)力測(cè)試問題，目前國(guó)外已經(jīng)形成了以箔式應(yīng)變計(jì)、焊接式應(yīng)變計(jì)、繞線式應(yīng)變計(jì)以及二氧化硅光纖應(yīng)變計(jì)等為主體的傳感器。國(guó)內(nèi)主要以焊接式的高溫應(yīng)變片為主，且測(cè)量一般采用半橋三線制測(cè)量法。20世紀(jì)末，美國(guó) NASA Dryden認(rèn)識(shí)到光纖傳感器測(cè)試技術(shù)具有許多傳統(tǒng)傳感器所沒有的優(yōu)點(diǎn)，能夠滿足高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)測(cè)試需求，開始研究高溫光纖測(cè)試技術(shù)，其應(yīng)變測(cè)試發(fā)展歷程如圖13所示。NASA Dryden飛行載荷實(shí)驗(yàn)室開展了FBG，EFPI應(yīng)變傳感器在Inconel，C/C以及C/SiC材料上的熱噴涂安裝方法研究，在常溫/高溫、靜熱復(fù)合載荷、地面結(jié)構(gòu)熱試驗(yàn)以及飛行試驗(yàn)中進(jìn)行了光纖傳感器的性能鑒定，并為地面模擬試驗(yàn)與飛行試驗(yàn)研制了便攜的高溫光纖測(cè)試系統(tǒng)。2003年，在NGLT項(xiàng)目的C/C升降副翼操縱面結(jié)構(gòu)熱試驗(yàn)中安裝了 14個(gè) EFPI傳感器，EFPI傳感器鑒定溫度達(dá)到899 ℃；在NGLT項(xiàng)目的 C/SiC機(jī)身襟翼地面結(jié)構(gòu)熱試驗(yàn)中也安裝了 14個(gè) EFPI傳感器，EFPI傳感器使用溫度超過了1010 ℃。目前，NASA Dryden與Lambda公司正在合作開展藍(lán)寶石光纖應(yīng)變傳感器研制，要求溫度上限提高到1650 ℃，代表著高溫應(yīng)變/應(yīng)力測(cè)試傳感器的發(fā)展方向。

圖11 6061-T6矩形鋁板熱模態(tài)試驗(yàn)Fig.11 Thermal modal test of 6061-T6 rectangular aluminum plate

圖12 圓筒結(jié)構(gòu)熱模態(tài)試驗(yàn)Fig.12 Thermal modal test of cylinder structure

圖13 美國(guó)NASA Dryden應(yīng)變測(cè)試發(fā)展歷程Fig.13 Strain test development for NASA Dryden

2.4 疲勞破壞壽命測(cè)試

高溫聲疲勞試驗(yàn)中如何判斷結(jié)構(gòu)件已經(jīng)開始出現(xiàn)疲勞破壞是試驗(yàn)中的具體問題，國(guó)外一般通過跟蹤分析應(yīng)變片和加速度計(jì)信號(hào)。當(dāng)響應(yīng)頻率開始不規(guī)則移動(dòng)，試驗(yàn)件受熱面一側(cè)的熱電偶和應(yīng)變片信號(hào)出現(xiàn)混亂，則表明試驗(yàn)件某一面已經(jīng)出現(xiàn)擴(kuò)展的裂紋，并判斷此時(shí)試驗(yàn)件已經(jīng)破壞。國(guó)內(nèi)熱聲疲勞測(cè)試破壞判斷一般采用目視檢查，并結(jié)合跟蹤響應(yīng)峰值頻率突變的方法進(jìn)行。當(dāng)試驗(yàn)件表面萌生宏觀裂紋后，一階共振頻率開始顯著下降，當(dāng)其降低到窄帶下限頻率以下時(shí)，試驗(yàn)件振幅會(huì)顯著縮小，因此，可以通過該現(xiàn)象來判斷試驗(yàn)件是否破壞。當(dāng)發(fā)現(xiàn)試驗(yàn)件振幅顯著縮小時(shí)，記錄當(dāng)前時(shí)刻，以此作為試驗(yàn)件破壞時(shí)刻，試驗(yàn)至此進(jìn)行的時(shí)間就是疲勞壽命。

3　聲疲勞分析與試驗(yàn)驗(yàn)證實(shí)例

文中結(jié)合航空基金項(xiàng)目，開展了高溫合金薄壁結(jié)構(gòu)高溫聲疲勞應(yīng)力計(jì)算分析以及試驗(yàn)驗(yàn)證工作。計(jì)算采用項(xiàng)目組研發(fā)的耦合邊界元/有限元方法，其中，聲載荷采用邊界元方法模擬，結(jié)構(gòu)高溫條件下的振動(dòng)模態(tài)和應(yīng)力響應(yīng)采用有限元方法分析，疲勞壽命采用改進(jìn)的雨流計(jì)數(shù)法估算。熱聲疲勞試驗(yàn)在高溫行波管試驗(yàn)器上實(shí)現(xiàn)。計(jì)算并分析了該結(jié)構(gòu)在不同溫度下的熱模態(tài)頻率與動(dòng)應(yīng)變響應(yīng)，通過試驗(yàn)值與仿真值對(duì)比分析，驗(yàn)證了薄壁結(jié)構(gòu)熱聲響應(yīng)計(jì)算方法的有效性。

3.1 熱聲疲勞應(yīng)力計(jì)算

薄壁結(jié)構(gòu)材料參數(shù)見表1，根部以下部分施加固支約束邊界條件。溫度載荷為均勻溫度場(chǎng)450 ℃。聲載荷為有限帶寬高斯白噪聲，帶寬為31～2239 Hz，頻率間隔為8 Hz，總聲壓級(jí)分別為151.5 dB和154.5 dB。聲加載方式為行波掠入射。

提取仿真計(jì)算的軸向動(dòng)應(yīng)力與 Von Mises應(yīng)力，根部危險(xiǎn)點(diǎn)位置處的軸向動(dòng)應(yīng)力功率譜密度如圖14所示?？梢钥闯?，聲壓級(jí)為151.5 dB時(shí)，軸向動(dòng)應(yīng)力響應(yīng)峰值頻率為 87 Hz，應(yīng)力為 160.0 MPa；聲壓級(jí)為154.5 dB時(shí)，峰值頻率為87 Hz，應(yīng)力為249.2 MPa。

表1 隨溫度變化的材料參數(shù)Table 1 Material parameters at different temperatures

圖14 根部危險(xiǎn)點(diǎn)位置處應(yīng)力功率譜密度Fig.14 Stress power spectral density of root dangerous point location

3.2 熱聲疲勞壽命估算

基于提取的動(dòng)應(yīng)力響應(yīng)結(jié)果，結(jié)合改進(jìn)雨流計(jì)數(shù)法、Morrow平均應(yīng)力模型、Miner線性損傷累積理論以及材料的 Srms-Nr曲線，完成結(jié)構(gòu)隨機(jī)聲疲勞的壽命估算。估算了包庇結(jié)構(gòu)根部危險(xiǎn)點(diǎn)位置的疲勞壽命。聲壓級(jí)為151.5 dB時(shí)，估算的疲勞壽命為1.46×104s；聲壓級(jí)為154.5 dB時(shí)，疲勞壽命為2.66×103s。

3.3 熱聲疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證

熱聲疲勞試驗(yàn)在高溫行波管上進(jìn)行，通過石英燈管進(jìn)行加熱，采用雙面非對(duì)稱加熱的方式。本項(xiàng)試驗(yàn)共進(jìn)行A，B兩組試驗(yàn)測(cè)試，其中，A組聲載荷為151.5 dB，B組聲載荷為154.5 dB。通過熱聲疲勞試驗(yàn)，測(cè)得該材料高溫環(huán)境下熱聲疲勞性能，得到試驗(yàn)件破壞位置、響應(yīng)結(jié)果及破壞時(shí)間。

試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，試驗(yàn)件的破壞位置在根部與頸部位置，與仿真計(jì)算結(jié)果一致。將仿真計(jì)算的動(dòng)應(yīng)力峰值、峰值頻率以及疲勞壽命與試驗(yàn)值進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果見表2。其中，聲壓級(jí)為151.5 dB的仿真結(jié)果與試驗(yàn)件S-1測(cè)試結(jié)果進(jìn)行對(duì)比；聲壓級(jí)為154.5 dB的仿真計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)件S-5測(cè)試結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。結(jié)果表明，響應(yīng)峰值頻率具有一致性，動(dòng)應(yīng)力峰值吻合性較好，熱聲疲勞壽命量級(jí)相當(dāng)。聲壓級(jí)為151.5 dB時(shí)試驗(yàn)測(cè)試壽命是仿真計(jì)算壽命的 2.30倍，聲壓級(jí)為154.5 dB時(shí)試驗(yàn)測(cè)試壽命是仿真計(jì)算壽命的 6.80倍，基本滿足工程驗(yàn)證要求。驗(yàn)證了薄壁結(jié)構(gòu)熱聲響應(yīng)計(jì)算方法與熱聲疲勞壽命預(yù)估模型的有效性。

表2 高溫聲疲勞仿真計(jì)算與試驗(yàn)對(duì)比結(jié)果Table 2 The comparison results between simulation and test about thermal-acoustic fatigue

4　結(jié)語

針對(duì)高溫環(huán)境下薄壁結(jié)構(gòu)聲疲勞失效問題，較系統(tǒng)地闡述了高溫環(huán)境下薄壁結(jié)構(gòu)聲疲勞失效驗(yàn)證技術(shù)，總結(jié)了熱聲疲勞試驗(yàn)環(huán)境建立與加載，高溫環(huán)境下噪聲測(cè)試，高溫環(huán)境下動(dòng)態(tài)響應(yīng)測(cè)試和疲勞破壞壽命測(cè)試方法及其適用條件和局限性。并通過具體案例說明試驗(yàn)驗(yàn)證方法的有效性。

高溫合金薄壁結(jié)構(gòu)高溫聲疲勞應(yīng)力計(jì)算分析以及試驗(yàn)驗(yàn)證工作結(jié)果表明，試驗(yàn)件在仿真計(jì)算與試驗(yàn)中的破壞位置一致，響應(yīng)頻率吻合較好，應(yīng)力水平一致，疲勞壽命量級(jí)相當(dāng)，驗(yàn)證了薄壁結(jié)構(gòu)熱聲響應(yīng)計(jì)算方法與疲勞壽命預(yù)估模型的有效性。

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Acoustic Fatigue Failure Verification Technology of Thin-walled Structure under High Temperature Environment

SHA Yun-dong, WANG Jian, ZHAO Feng-tong, LUAN Xiao-chi
(Shenyang Aerospace University, Liaoning Province Key Laboratory of Advanced Measurement and Test Technology of Aviation Propulsion Systems, Shenyang 110136, China)

Objective For acoustic fatigue failure problems of thin-walled structures bearing the high temperature, the work aims to analyze and study the acoustic fatigue failure characteristics of thin-walled structures under the high temperature environment and validate the effectiveness of thermal-acoustic response calculation method and fatigue life prediction model for thin-walled structures. Methods It systematically expounded the acoustic fatigue experimental verification technology of thin-walled structures bearing the high temperature. Meanwhile, researches mainly focused on summaries for the establishment of thermal-acoustic test environment and the infliction of thermal-acoustic loads, the noise test methods in high temperature environment, the test methods of dynamic response and fatigue failure life prediction methods. Specific cases were given to illustrate the effectiveness of the experimental verification method in engineering. Results There were the same break positions and good response frequencies; the stress level respectively kept a preferable consistency; and fatigue life had a good alignment in simulation and test. Conclusion The thermal-acoustic response calculation method and fatigue life prediction model has the pretty effectiveness.

thin-walled structures; acoustic fatigue; noises test

2016-08-17；Revised：2016-08-25

10.7643/ issn.1672-9242.2016.05.003

TJ01；TB114

A

1672-9242(2016)05-0017-08

2016-08-17；

2016-08-25

航空基礎(chǔ)科學(xué)基金資助基金項(xiàng)目（20151554002）

Fund：Supported by the Aviation basic science fund projects（20151554002）

沙云東（1966—），男，遼寧人，博士，教授，主要研究方向?yàn)楹娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)度振動(dòng)及噪聲。

Biography：SHA Yun-dong （1966—）， Male， from Liaoning， Doctor， Professor， Research focus: aircraft engine strength， vibration and noise.