薄壁結(jié)構(gòu)在熱聲載荷下的疲勞壽命分析與試驗驗證

王 建，沙云東

(沈陽航空航天大學(xué)遼寧省航空推進(jìn)系統(tǒng)先進(jìn)測試技術(shù)重點實驗室，沈陽110136)

薄壁結(jié)構(gòu)在熱聲載荷下的疲勞壽命分析與試驗驗證

王 建，沙云東

(沈陽航空航天大學(xué)遼寧省航空推進(jìn)系統(tǒng)先進(jìn)測試技術(shù)重點實驗室，沈陽110136)

數(shù)值研究了熱聲載荷作用下薄壁結(jié)構(gòu)的動態(tài)響應(yīng)，并開展了薄壁結(jié)構(gòu)的熱聲激振試驗，獲取了薄壁結(jié)構(gòu)的熱模態(tài)頻率與不同熱聲載荷下的動態(tài)響應(yīng)結(jié)果。采用熱聲疲勞壽命預(yù)估模型，仿真分析了薄壁結(jié)構(gòu)疲勞壽命隨聲壓級和溫度的變化規(guī)律。試驗與仿真結(jié)果對比表明，試驗與仿真的模態(tài)頻率具有一致性，應(yīng)變響應(yīng)量級相同。屈曲系數(shù)由0增加到1.8，GH 188金屬薄壁結(jié)構(gòu)疲勞壽命呈先降低后增大趨勢。驗證了熱聲試驗方法的合理性與可靠性，以及薄壁結(jié)構(gòu)熱聲響應(yīng)仿真方法與模型的有效性。薄壁結(jié)構(gòu)在屈曲前/后過程中表現(xiàn)出穩(wěn)定-失穩(wěn)-再穩(wěn)定的過程。

航空航天；薄壁結(jié)構(gòu)；熱聲載荷；疲勞壽命；試驗驗證；屈曲；模態(tài)頻率

experimentalverification；buckling；modal frequency

1 引言

航空航天薄壁結(jié)構(gòu)在高溫強(qiáng)噪聲載荷作用下會使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生復(fù)雜的大撓度非線性響應(yīng)[1-5]和快速交變應(yīng)力，嚴(yán)重影響結(jié)構(gòu)的疲勞性能，降低疲勞壽命。這類問題也是航空航天薄壁結(jié)構(gòu)在結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計中的主要內(nèi)容，故而開展高溫強(qiáng)噪聲作用下薄壁結(jié)構(gòu)的振動響應(yīng)仿真與熱聲疲勞壽命預(yù)估十分重要。

針對航空航天薄壁結(jié)構(gòu)熱聲響應(yīng)及疲勞問題，國外學(xué)者以及研究機(jī)構(gòu)對薄壁板殼，尤其以四邊固支矩形薄板為主要試驗件做了大量的試驗研究。NASA Langley研究中心和美國空軍W right-Patter?son飛行動力學(xué)實驗室(AFFDL)為研究熱聲載荷下薄壁板結(jié)構(gòu)的響應(yīng)特征，采用行波管對鋁板進(jìn)行了熱聲試驗[6]。Rizzi[7]針對熱噪聲問題，闡述了動態(tài)響應(yīng)測試方法、高溫聲疲勞試驗方法等。Jacobson[8]為評估適合ASTOVL的復(fù)合材料壁板結(jié)構(gòu)，采用行波管，開展了室溫和熱噪聲試驗。Jacobs等[9]采用高溫隨機(jī)疲勞設(shè)備和高溫行波管研究了陶瓷基復(fù)合材料的高溫聲疲勞性能。Schneider[10]從理論和試驗兩方面，研究了同時加載熱載荷和聲載荷對加肋飛機(jī)蒙皮結(jié)構(gòu)疲勞壽命的影響。Vaicaitis[11-13]使用Galerkin法與Monte Carlo法，研究了航天飛機(jī)絕熱壁板在隨機(jī)壓力場作用下的非線性響應(yīng)，以及復(fù)合板、加筋板、復(fù)合材料板在隨機(jī)激勵下的響應(yīng)，空天飛機(jī)熱防護(hù)系統(tǒng)在熱聲激勵下的動態(tài)響應(yīng)及聲疲勞。

國內(nèi)薄壁結(jié)構(gòu)熱聲試驗工作開展相對較晚。沈陽航空航天大學(xué)沙云東課題組[2，5，14-16]在薄壁結(jié)構(gòu)熱聲疲勞研究方面做了大量工作。在總結(jié)國外熱聲試驗技術(shù)的基礎(chǔ)上，2010年完成了小試驗件的隨機(jī)聲疲勞試驗，并獲取了GH536的聲疲勞S-N曲線；2015年對小試驗件開展了國內(nèi)首次熱聲激振試驗，溫度高達(dá)500℃，并獲取了火焰筒材料GH188的熱聲響應(yīng)數(shù)據(jù)。

本文詳述了GH188板材構(gòu)件熱聲試驗，并采用FEM/ROM法仿真了該結(jié)構(gòu)在不同熱狀態(tài)和聲壓級組合下的動力學(xué)響應(yīng)，對比了試驗結(jié)果與仿真結(jié)果。同時，結(jié)合改進(jìn)雨流循環(huán)計數(shù)法、Morrow平均應(yīng)力模型以及Miner線性損傷累積理論，仿真并分析了結(jié)構(gòu)的熱聲疲勞壽命。

2 熱噪聲試驗驗證技術(shù)

2.1 熱聲試驗

以高溫合金(GH188)平板結(jié)構(gòu)為試驗對象開展熱聲激振試驗。GH188在不同溫度下的參數(shù)如表1所示。圖1示出了試驗件幾何尺寸與應(yīng)變片貼片位置。試驗件厚1.5mm，#1和#3應(yīng)變片測取短邊中點X向應(yīng)變，#2和#4應(yīng)變片測取長邊中點Y向應(yīng)變。

表1 GH188材料參數(shù)Table 1 Materialparametersunder different temperatures

試驗件安裝示意如圖2所示。試驗件四周通過一個口框夾具壓緊試驗件，并采用雙排螺栓擰緊方式固定，實現(xiàn)四邊固支約束。聲場控制方法為，在行波管上壁面中心位置安裝一個探管式傳聲器，隨機(jī)噪聲使用高聲強(qiáng)噪聲試驗控制系統(tǒng)進(jìn)行單點閉環(huán)控制。加載頻率范圍為100～1 250 Hz，總聲壓級分別為145、148、151、154 dB的平譜噪聲激勵[16]。溫度載荷方面，在試驗件兩側(cè)同一位置點焊接熱電偶對試驗件表面溫度進(jìn)行監(jiān)測，其具體位置見圖2。采用雙面加溫的方式對試驗件進(jìn)行加熱，如圖3所示。加載溫度為室溫、100℃、200℃、300℃、400℃、500℃。

試驗中先開啟氣路，然后對試驗件加熱，當(dāng)試驗件表面溫度達(dá)到要求后再加載噪聲載荷。試驗分兩部分，第一部分為對變形高溫合金材料隨機(jī)疲勞性能測試試驗系統(tǒng)開展聯(lián)合調(diào)試，驗證系統(tǒng)的有效性。聯(lián)合調(diào)試結(jié)果表明，試驗系統(tǒng)能滿足試驗要求，在給定頻帶范圍內(nèi)聲壓級可達(dá)到157 dB，試驗件表面溫度可達(dá)到500℃，能實現(xiàn)噪聲載荷和熱載荷的聯(lián)合加載。第二部分為對變形高溫合金材料高溫聲響應(yīng)開展測試，獲取試驗件在給定的不同溫度條件下結(jié)構(gòu)表面指定位置處的動態(tài)應(yīng)變響應(yīng)。

2.2 試驗與仿真結(jié)果對比

為最大程度實現(xiàn)精確仿真，仿真所選對象與試驗對象的材料參數(shù)、邊界條件、熱聲載荷等均保持一致。采用FEM/ROM法仿真該結(jié)構(gòu)的熱聲動力學(xué)響應(yīng)，提取與試驗中應(yīng)變片貼片處相同長/短邊中點位置的響應(yīng)結(jié)果，并將仿真結(jié)果與試驗結(jié)果進(jìn)行對比驗證。

利用激光測振儀測取不同熱聲載荷組合作用下板中點位置的加速響應(yīng)(圖4)，分析各個狀態(tài)下結(jié)構(gòu)中點的加速度響應(yīng)結(jié)果與應(yīng)變響應(yīng)結(jié)果，獲得試驗件在不同溫度下的第一階熱模態(tài)頻率。仿真值與試驗值的對比如表2所示?？梢姡Y(jié)構(gòu)的第一階熱模態(tài)頻率取得了一致性，且基頻隨溫度增加呈現(xiàn)出先減小后增加的趨勢，驗證了結(jié)構(gòu)屈曲前軟化、屈曲后硬化的變化特征。圖5為試驗件#1測點位置在屈曲前和屈曲后具有代表性的加速度響應(yīng)頻譜?？煽闯?0℃和150℃所對應(yīng)的加速度響應(yīng)峰值分別在347 Hz和306 Hz的頻率上，所以試驗所測50℃和150℃時結(jié)構(gòu)的熱模態(tài)頻率分別為347 Hz和306 Hz。

表2 試驗件第一階熱模態(tài)頻率 HzTable 2 The first-order thermalmodal frequenciesof test specimen under different temperatures

提取仿真中151 dB聲壓級條件下結(jié)構(gòu)長邊中點和短邊中點在基頻處的應(yīng)變結(jié)果，并與試驗件在貼片位置所獲得的單向應(yīng)變結(jié)果進(jìn)行對比。從表3中的對比結(jié)果可看出，仿真值與試驗值均保持在相同的數(shù)量級，數(shù)據(jù)吻合性很好，驗證了熱聲載荷作用下薄壁結(jié)構(gòu)非線性振動響應(yīng)仿真方法與模型的有效性。圖6為試驗件短邊中點(#1)位置在屈曲前和屈曲后具有代表性的應(yīng)變響應(yīng)頻譜?？煽闯?0℃和150℃所對應(yīng)的應(yīng)變響應(yīng)峰值分別在347 Hz和306 Hz的頻率上，并且所對應(yīng)的應(yīng)變值分別為10.7με和16.6με。

表3 應(yīng)變仿真值與試驗值對比 μεTable 3 Contrast resultsbetween simulation and experimentvalue

3 疲勞壽命仿真與分析

基于GH188金屬薄壁結(jié)構(gòu)中心位置處的熱聲響應(yīng)仿真結(jié)果，繪制了應(yīng)力響應(yīng)結(jié)果的雨流循環(huán)矩陣和雨流損傷矩陣，并進(jìn)行規(guī)律性總結(jié)。同時，結(jié)合改進(jìn)雨流計數(shù)法、Morrow平均應(yīng)力模型和Miner線性損傷累計理論，估算了結(jié)構(gòu)中心位置處的熱聲疲勞壽命。仿真得出結(jié)構(gòu)的臨界屈曲溫度Tcr= 68.46℃。為便于敘述，以屈曲系數(shù)S(S=T/Tcr)表示溫度變化趨勢，(1.3，160)表示屈曲系數(shù)為1.3、聲壓級為160 dB。下面對結(jié)構(gòu)屈曲后雨流循環(huán)矩陣與雨流損傷矩陣進(jìn)行分析。

屈曲后，熱載荷與聲載荷的相對強(qiáng)弱決定了應(yīng)力循環(huán)塊的分布位置[10]。聲載荷較熱載荷強(qiáng)時，應(yīng)力循環(huán)塊主要分布在左上角、左下角、右上角三個區(qū)域，如圖7(a)所示。左上角區(qū)域?qū)?yīng)的應(yīng)力幅值大、均值絕對值小，右上角區(qū)域?qū)?yīng)的應(yīng)力均值較小，左下角區(qū)域?qū)?yīng)的應(yīng)力循環(huán)均值絕對值最大，如圖8 (a)所示。熱聲載荷相當(dāng)時，應(yīng)力循環(huán)塊主要分布在右上角與左下角兩個區(qū)域，應(yīng)力的均值絕對值增加，如圖7(b)所示。圖8(a)和圖8(b)的對比表明，隨著溫度的增加，應(yīng)力響應(yīng)均值對結(jié)構(gòu)作用明顯，應(yīng)力循環(huán)塊對結(jié)構(gòu)的損傷程度增大。熱載荷較聲載荷強(qiáng)時，應(yīng)力循環(huán)塊主要分布在左下區(qū)域，響應(yīng)均值最大，幅值最小，應(yīng)力循環(huán)塊對結(jié)構(gòu)的損傷程度減弱，如圖7 (c)和圖8(c)所示。

圖9為結(jié)構(gòu)中心位置處疲勞壽命隨屈曲系數(shù)的變化規(guī)律。研究表明，定屈曲系數(shù)時，疲勞壽命隨聲壓級的增大而降低。定聲壓級時，疲勞壽命隨屈曲系數(shù)的增加呈先降低后升高的趨勢，并在屈曲后某一位置達(dá)到壽命的最小值，且最小值所對應(yīng)的位置隨聲壓級的增加而向右偏移。這是因為屈曲前結(jié)構(gòu)處于軟化區(qū)域，疲勞壽命降低，屈曲后結(jié)構(gòu)處于硬化區(qū)域，疲勞壽命升高；聲壓級增大導(dǎo)致跳變響應(yīng)的范圍擴(kuò)大，使得壽命最小值向右移動。

4 結(jié)論

(1)金屬薄壁結(jié)構(gòu)熱聲激振試驗結(jié)果與仿真結(jié)果表明，熱模態(tài)頻率具有一致性且應(yīng)變響應(yīng)結(jié)果量值相當(dāng)。驗證了熱聲試驗過程的合理性與可靠性，同時表明了薄壁結(jié)構(gòu)熱聲響應(yīng)仿真方法與模型的有效性。

(2)屈曲后熱聲載荷的相對強(qiáng)弱決定了應(yīng)力循環(huán)塊的分布位置以及應(yīng)力均值與幅值大??；當(dāng)屈曲后的溫度足夠高時，結(jié)構(gòu)圍繞屈曲后一個平衡位置的線性隨機(jī)振動，降低了結(jié)構(gòu)的損傷程度。

(3)結(jié)構(gòu)疲勞壽命隨聲壓級的增加皆表現(xiàn)為降低趨勢。屈曲后結(jié)構(gòu)處于硬化區(qū)域使結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性增強(qiáng)，壽命升高，表明結(jié)構(gòu)在整個熱聲加載過程中呈現(xiàn)出穩(wěn)定-失穩(wěn)-再穩(wěn)定的過程。

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Fatigue life analysisand experim ental verification of thin-walled structuresunder therm al-acoustic loads

WANG Jian，SHA Yun-dong
(Shenyang Aerospace University，Liaoning Province Key Laboratory of Advanced Measurement And Test Technology of Aviation Propulsion Systems，Shenyang 110136，China)

Dynamic response of thin-walled structures under thermal-acoustic loadswas investigated,and thermal-acoustic excitation testwas carried out to obtain the thermalmodal frequencies and dynamic re?sponses under different thermal-acoustic loads combinations.Further,fatigue life predictionmodelwas ad?opted to analyze the relationship between fatigue life of thin-walled structures and different temperatures and SPL.The comparison between test and simulation indicated that the thermalmodal frequencies were consistentand themagnitude of strain responses kept same.The fatigue life of GH188metallic thin-walled structures exhibited to be first decreased and then increased when buckling coefficient increased from 0 to 1.8,validating the rationality and reliability of thermal-acoustic testmethods,aswellas the effectiveness of thermal-acoustic calculation method for thin-walled structures.On the other hand,from pre-buckling re?gion to post-buckling region,thin-walled structuresexhibited the stable,instable and stable processes.

aerospace；thin-walled structure；thermal-acoustic load；fatigue life；

V241.3

A

1672-2620(2017)03-0011-05

2016-08-30；

2016-10-15

航空基礎(chǔ)科學(xué)基金(20151554002)

王 建(1990-)，男，四川簡陽人，碩士研究生，主要從事航空發(fā)動機(jī)強(qiáng)度、振動及噪聲研究。