典型钛合金壁板高温环境下振动疲劳分析与试验研究.pdf

第41卷第1期2024 年2 月文章编号：10 0 0-4939(2 0 2 4)0 1-0 0 36-0 6应用力学学报Chinese Journal of Applied MechanicsVol.41 No.1Feb.2024典型钛合金壁板高温环境下振动疲劳分析与试验研究梁元，吕锦锋，刘江华1，王斌，王纯（1.航空工业第一飞机设计研究院，7 10 0 8 9西安；2.中国飞机强度研究所，7 10 0 6 5西安）摘要：振动和高温一直是影响飞机结构安全的重要因素，受到振动载荷和高温环境联合作用的飞机结构更容易出现疲劳破坏。本研究中的典型钛合金壁板结构形式包括加筋壁板和蜂窝壁板，通过改变壁板厚度、加筋间距以及结构连接方式，使用分析和试验的手段对壁板的振动特性、振动疲劳寿命及破坏部位开展规律性研究。研究发现，加筋壁板破坏部位出现在加筋或连接角片上，蜂窝壁板在8 h试验时间内未出现破坏，壁板厚度、加筋间距以及结构连接形式对壁板振动疲劳寿命影响较小。关键词：钛合金壁板；振动疲劳；高温环境；加筋壁板；蜂窝中图分类号：TB123Vibration fatigue analytical and experimental research on typicaltitanium alloy panel in thermal environmentLIANG Yuan,LU Jinfeng,LIU Jianghua,WANG Bin,WANG Chun?(1.The First Aircraft Institute,AVIC,710089 Xian,China;2.Aircraft Strength Research Institute of China,AVIC,710065 Xian,China)Abstract:Vibration and thermal environments have been key factors that influence the safety of aircraftstructure.The combined effect of these two factors causes fatigue damage to the aircraft structure moreeasily.This paper studies different structure types,including stiffened panel and honeycomb.Vibrationproperties,fatigue life,and damage location of titanium alloy panels with different thicknesses,barspacings,and connection types are studied by the methods of analysis and experiment.For stiffened panel,damage occurs at fillet or corner plate.Honeycomb panel gets no damage in eight hours of experiment.Panels thicknesses,bar spacings,and connection types have a small effect on their vibration fatigue life.Key words:titanium alloy panel;vibration fatigue;thermal environment;stiffened panel;honeycomb在飞机服役过程中，部分结构长期受到振动载荷和高温环境的联合作用，容易产生振动疲劳问题，收稿日期：2 0 2 2-0 4-2 5基金项目：航空科学基金资助项目（No.20171553014）通信作者：梁元，工程师。E-mail：l i a n g y 0 2 5 a v i c.c o m引用格式：梁元，吕锦锋，刘江华，等.典型钛合金壁板高温环境下振动疲劳分析与试验研究 J.应用力学学报，2 0 2 4,41(1）：36-41.LIANG Yuan,LU Jinfeng,LIU Jianghua,et al.Vibration fatigue analytical and experimental research on typical titanium alloy panel in thermalenvironmentJ.Chinese journal of applied mechanics,2024,41(1):36-41.文献标志码：A修回日期：2 0 2 2-0 6-0 1D0I:10.11776/j.issn.1000-4939.2024.01.003这一问题对于异形排气管显得尤为突出。发动机排出的高温气流使得排气管需要承受较高的温度载第1期荷；同时，由于异形结构对气流产生的扰动作用，气流始终处于剧烈变化的状态，使得管壁结构处于气流脉动压力引起的随机振动环境中。由于气流脉动压力往往为较低频段的宽频载荷，当其频率与管壁结构的固有频率接近时，就会产生共振现象，使结构出现较大的动响应。而高温环境又进一步削弱了材料的力学性能,并产生热应力,这些因素与结构振动相互耦合,大大降低了异形排气管结构的振动疲劳寿命,增加了设计难度。由于问题的复杂性，目前尚缺少有效的分析手段对振动载荷及高温环境联合作用下的结构振动疲劳寿命进行准确预计，因此开展相应的试验研究十分必要，试验结果一方面能够为分析方法的修正提供依据，另一方面也能够为结构设计选型提供参考。国外相关学者较早开展了对于结构振动疲劳特性的研究，CRANDALL等 12 首次提出了振动疲劳的概念，并将随机振动理论引人结构疲劳研究；VAICAITIS等 3 对于航空壁板结构在随机激励下的非线性振动响应及疲劳问题进行了大量的研究；DENTSORAS等 4 对动态疲劳裂纹扩展的问题进行了研究;SANLITURK等 5 对结构振动疲劳寿命预测问题进行了研究，提出了利用裂纹位置处应力预测振动疲劳寿命的方法;PRZEKOP等 6 研究了热声载荷作用下金属结构的振动疲劳寿命;BLEVINS 等 7 对高温及振动联合作用下飞行器壁板的承载能力和疲劳寿命进行了研究。近年来,国内的学者也对结构振动疲劳问题开展了理论及分析研究，姚起杭等 8-9 提出了结构振动疲劳寿命的工程近似预估方法；杨雄伟、李跃明、耿谦等 10-12 研究了热应力对飞行器壁板结构声振响应的影响;马泽鹏等 13 研究了发动机喷管延伸段在高温环境下的振动疲劳寿命分析方法；揭小落等 14对热振环境下钛合金悬臂薄板结构的振动疲劳特性进行了研究;沙云东等 15-17 研究了薄壁结构在高温环境下的振动疲劳分析方法。其他学者对于各类航空结构在高温环境下的振动疲劳特性也进行了大量研究 18 2 8 1。然而目前并没有针对不同结构形式和结构参数的典型壁板结构开展振动疲劳寿命对比研究，对于典型壁板结构设计选型无法提供指导性意见。因此,为研究不同因素对于典型壁板结构热振疲劳特性的影响，本研究通过改变结构形式、壁板厚度、加筋间距以及结构连接方式,采用分析与试验结梁元，等：典型钛合金壁板高温环境下振动疲劳分析与试验研究材料力学性能的影响。对于TC4合金，高温环境会造成弹性模量、屈服强度、抗拉强度等性能降低,泊松比上升,如表1所示。其中对于弹性模量及泊松比的影响会改变结构的固有频率。表 1 不同温度下TC4 合金力学性能 2 9-30 Tab.1Mechanical properties of TC4 underdiferent temperatures29.30T/E/CPa20109150972509135085壁板结构随机振动方程可表达为(K,+joC,-wM.)w=F,其中：K,为结构刚度矩阵;C,为阻尼矩阵；M,为质量矩阵；为圆频率；W,为位移;F,为激励力。考虑温度对于弹性模量和泊松比的影响时，刚度矩阵可表达为K=BD,Bde其中:B为结构变形矩阵;D为与弹性模量和泊松比相关的弹性矩阵;0 为求解域。此时壁板结构随机振动方程为(Kr+joC,-w*M.)w;=F,1.2#振动疲劳寿命估算理论振动疲劳分析中广泛采用的方法是结合Miner线性累积损伤理论与材料的振动疲劳 S-N曲线,对结构振动疲劳寿命进行估算。Miner线性累积损伤理论认为，在小于屈服极限的循环应力作用下,结构投稿网站：http:/微微信公众号：应用力学学报37合的手段对钛合金壁板的振动特性、振动疲劳寿命及破坏部位开展规律性研究，以期为结构选型提供参考数据。1理论分析1.1温度对壁板振动疲劳特性的影响高温环境对于壁板振动疲劳特性的影响主要包括2 个方面，即温度对材料力学性能（比如弹性模量、泊松比、屈服及破坏强度等等）的影响，以及温度引起结构产生热应力，本研究中主要考虑了温度对0i/MPa0.349350.347510.346570.3561400.2/MPa960808723692(1)(2)(3)38的疲劳损伤是线性累积的，当累积损伤值达到1时，结构出现疲劳破坏。如果结构受到个常幅交变应力作用，应力幅值分别为ST、S2、S、Sm，单位时间内应力幅值S,造成的损伤D,有(4)其中：n,为结构在应力水平 S,下的循环次数;N,为结构在该应力水平单独作用下发生疲劳破坏时对应的循环次数。则单位时间对应的累积损伤D为考虑振动疲劳寿命分散系数2.0,则该典型壁板结构的振动疲劳寿命M有1M2D2典型壁板结构简介加筋壁板及蜂窝壁板典型结构如图1所示。所有壁板尺寸均为1m1m。其中对于加筋壁板,共有7 种不同的结构形式，如表2 所示。蜂窝壁板结构形式为：上蒙皮厚度1mm；下蒙皮厚度0.8 mm;晶格尺寸6.4mm。应用力学学报Tab.2Different structures of stiffened panels加筋间距/试验件mmD.=.n;第41卷表2 加筋壁板结构形式蒙皮厚度/mmA1180A2225A3300A4225A5225A6225(5)A731仿真分析(6)以加筋壁板A2为例,简要介绍振动疲劳寿命分析过程。建立其有限元模型如图2 所示，模型中壁板、筋条及角片均简化为壳单元，壁板与筋条之间的连接简化为刚性连接，对壁板四周与试验夹具连接部位进行简支约束。连接形式1.8焊接1.8焊接1.8焊接1.0焊接2.0焊接2.5焊接2251.8铆接图2 壁板A2有限元模型Fig.2 Finite element model of panel A2通过模态分析得到壁板A2的1阶模态频率为95.1Hz,对应的振型如图3所示，为壁板整体的鼓(a)加筋壁板动模态。(b)蜂窝壁板图1壁板结构示意图Fig.1Structure of panels图3壁板A2的1阶振型Fig.3 First-mode shape of panel A2投稿网站：http:/微信公众号：应用力学学报第1期在壁板约束部位施加垂直于壁板方向的随机振动载荷，载荷量级为9.0 g，带宽范围为8 5 12 5Hz，频响分析带宽范围为130 0 Hz。通过频响及随机振动分析得到高温状态结构在随机振动载荷下的均方根应力云图如图4所示，其中应力最大点位于壁板中心的连接角片上，最大均方根应力为112 MPa。该部位频响函数曲线如图5所示。梁元，等：典型钛合金壁板高温环境下振动疲劳分析与试验研究39方布置石英灯进行加热，并在试验件不同位置布置温度传感器，确保温度场均匀分布。试验现场如图6 所示。图6 试验现场照片Fig.6Photo of testing site试验中测得试验件的1阶频率、振动疲劳寿命002图4壁板A2应力云图Fig.4Stress nephogram of panel A2从图5可以看出，该部位响应在95.1Hz处出现峰值,对应该模型的1阶模态频率,说明1阶模态在模型动响应中起主导作用。300r(,zH.,edN)/aSdssans250200150100500图5应力最大节点处的频响函数曲线Fig.5Frequency response function curve of the nodewith the highest stress通过查阅高温环境TC4合金振动疲劳S-N曲线,112 MPa对应的循环次数约为2 40 7 16 2,结合峰值频率及式(6）,可得N_ 2.407 162M=2f=2 95.1因此该角片部位出现破坏的时间约为12 6 56 s，即约3.52 h。4振动疲劳试验针对第3节中所述不同结构形式的典型壁板，开展高温环境下振动疲劳试验。试验中在试验件上如表3所示。通过试验结果可以得到以下结论。1)加筋及蜂窝壁板1阶频率较为接近,均位于82 100 Hz 范围内。2)蜂窝壁板在8 h试验时间内未发生破坏,振动疲劳性能优异,加筋壁板振动疲劳寿命均在2 4h之间,其破坏位置均在加筋或角片上，分析原因为:加筋壁板1阶振型为整体鼓动,加筋和角片上的应力大于局部蒙皮处。3)加筋间距对于壁板的振动疲劳寿命无明显规律性影响,壁板厚度增大时,其振动疲劳寿命呈下降趋势，分析原因为：壁板厚度增大时，其整体质量增大，相同载荷下加筋和角片处受到的惯性力增大，导50100频率/Hz 12 656(s)投稿网站：http:/150200250300(7)致动响应增大，寿命减小。4)焊接形式的壁板寿命略高于铆接形式。表3试验结果Tab.3Test results试验件载荷量级/gA19A29A39A49A59A69A79蜂窝9对于A2壁板,仿真分析与试验结果对比如表4所示。微信公众号：应用力学学报1 阶频率/Hz100.089.388.582.786.184.287.089.4寿命/h3.822.623.403.283.002.252.28840通过对比可以看出，仿真与试验结果的1阶频率误差较小，为6.5%；仿真及试验得到的破坏部位一致,均位于壁板中心附近的角片处;结构的振动疲劳寿命存在一定误差，为34.3%。经过分析认为是由于仿真模型中将螺栓连接简化为刚性元,没有考虑螺栓孔边的应力集中对仿真结果的影响，且仿真时未考虑热应力的影响。后续可以通过进一步考虑以上因素对分析结果进行修正。表4A2壁板仿真与试验结果对比Tab.4Comparison between analysis results andtest results of panel A2项目仿真1阶频率/Hz95.1寿命/h3.525结 论本研究采用分析与试验结合的手段，通过改变结构形式和结构参数,对钛合金壁板的振动特性、振动疲劳寿命及破坏部位开展了规律性研究，得到以下结论。1)钛合金蜂窝壁板振动疲劳性能优异,在8 h试验时间内未发生破坏,加筋壁板振动疲劳寿命均在2 4 h之间。2)加筋间距对于壁板的振动疲劳寿命无明显影响,壁板厚度增大时,其振动疲劳寿命呈下降趋势。3)对于壁板与加筋之间的连接形式,焊接优于铆接。4)仿真与试验结果得到的破坏部位一致性较好，振动疲劳寿命误差为34.3%，可以认为仿真结果对于壁板振动疲劳寿命及破坏部位的预测具有一定的参考意义,后续可以通过进一步考虑热应力的影响对仿真结果进行修正。仿真与试验结论可以为高温及振动联合作用下的飞机结构设计选型提供参考。参考文献：1 CRANDALL S H.Random vibration M.New York:TechnologyPress of MIT and John Wiley and Sons,1958.2CRANDALL S H,MARK W D.Random vibration in mechanicalsystems M.New York:Academic Press,1958.3 VAICAITIS R.Nonlinear response and sonic fatigue of national aer-ospace space plane surface panelsJ.Journal of aircraft,1994,31应用力学学报(1):10-18.4DENTSORAS A J,DIMAROGONAS A D.Fatigue crack propaga-tion in resonating structures J.Engineering fracture mechanics,1989,34(3):721-728,5SANLITURK K Y,IMREGUN M.Fatigue life prediction using fre-quency response functions J.Jounal of vibration and acoustics,1992,114(3):381-386.6PRZEKOP A,RIZZI S A,SWEITZER K A.An investigation ofhigh-cycle fatigue models for metallic structures exhibiting snap-through response J.International journal of fatigue,2008,30(9):1579-1598.7 BLEVINS R D.Thermo-vibro-acoustic loads and faigue of hyper-试验误差/%89.36.52.6234.3投稿网站：http:/微第41卷sonic flight vehicle structure,AFRL-RB-WP-TR-2009-3139 R.2009.8姚起杭,姚军,结构振动疲劳问题的特点与分析方法 J.机械科学与技术,2 0 0 0,19（增刊1):56-58.YAO Qihang,YAO Jun.The behavior and analysis of structure vi-bration fatigue J.Mechanical science and technology,2000,19(S1):56-58(in Chinese).9女姚起杭，姚军.工程结构的振动疲劳问题 .应用力学学报，2006,23(1):12-15.YAO Qihang,YAO Jun.Vibration fatigue in engineering structuresJ.Chinese journal of applied mechanics,2006,23(1):12-15(inChinese).10杨雄伟,李跃明,闫桂荣.考虑材料物性热效应飞行器声振耦合动态特性分析 J.固体力学学报，2 0 10,31（增刊1）：134-142.YANG Xiongwei,LI Yueming,YAN Guirong.Vibro-acoustic dy-namic analysis of aircraft with temperature-dependent materialpropertyJ.Chinese journal of solid mechanics,2010,31(S1):134-142(in Chinese).11杨雄伟,李跃明,耿谦.基于混合FE-SEA法的高温环境飞行器宽频声振特性分析 J.航空学报，2 0 11,32（10）：18 51-18 59.YANG Xiongwei,LI Yueming,GENG Qian.Broadband vibro-acoustic response of aircraft in high temperature environment basedon hybrid FE-SEAJ.Acta aeronautica et astronautica Sinica,2011,32(10):1851-1859(in Chinese).12耿谦，李跃明，杨雄伟.热应力作用下结构声-振耦合响应数值分析 J.计算力学学报,2 0 12,2 9（1）：99-10 4.GENG Qian,LI Yueming,YANG Xiongwei.Vibro-acoustie numeri-cal analysis of thermally stressed aircraft structure J.Chinesejournal of computational mechanics,2012,29(1):99-104(in Chi-nese).13马泽鹏，吴彦增，周畅，等.发动机喷管延伸段振动疲劳评估方法 J.强度与环境,2 0 2 1,48(1):10-15.MA Zepeng,WU Yanzeng,ZHOU Chang,et al.Analysis of failure微信公众号：应用力学学报第1期mode of rocket nozzle extension part in high-temperature environ-mentJ.Structure&environment engineering,2021,48(1):10-15(in Chinese).14揭小落，李丽远，胡由宏，等.热振环境下钛合金薄壁结构疲劳寿命J.航空动力学报，2 0 2 3,38（1）：55-6 0JIE Xiaoluo,LI Liyuan,HU Youhong,et al.Fatigue life of titaniumalloy thin-walled structure under thermal vibration environmentJ.Journal of aerospace power,2023,38(1):55-60(in Chi-nese).15沙云东，胡翼飞，胡增辉薄壁结构高温随机振动疲劳分析方法有效性验证 J.推进技术,2 0 18,39（6）：138 6-1395.SHA Yundong,HU Yifei,HU Zenghui.Random vibration fatigueanalysis method valid verification of thin-walled structure underhigh temperature environment J.Journal of propulsion technolo-gy,2018,39(6):1386-1395(in Chinese).16沙云东，朱付磊,赵奉同，等.薄壁结构高温随机振动疲劳寿命估算方法 J.振动与冲击，2 0 2 0,39（2）：6 4-7 1.SHA Yundong,ZHU Fulei,ZHAO Fengtong,et al.Random vibra-tion fatigue estimation of thin plates in high temperature environ-mentJ.Journal of vibration and shock,2020,39(2):64-71(inChinese).17沙云东,艾思泽,张家铭，等.热流环境下薄壁结构随机振动响应计算与疲劳分析J.航空动力学报，2 0 2 0,35（7）：1402-1412.SHA Yundong,AI Size,ZHANG Jiaming,et al.Random vibrationresponse calculation and fatigue analysis of thin-walled structuresunder heat flux environment J.Journal of aerospace power,2020,35(7):1402-1412(in Chinese).18 XIA J,YANG L,LIU Q X,et al.Comparison of fatigue life predic-tion methods for solder joints under random vibration loading J.Microelectronics reliability,2019,95:58-64.19石乃文.高速飞行器热防护结构振动疲劳分析 D.哈尔滨：哈尔滨工业大学，2 0 19.20陈志军,陈津虎,胡恩来，等.基于热固振耦合的某附件壳体蠕变-热疲劳寿命预测方法 J.空军工程大学学报（自然科学版),2 0 19,2 0(1):38-45.CHEN Zhijun,CHEN Jinhu,HU Enlai,et al.A creep thermal fa-tigue life prediction method for an accessory shell based on the cou-pling of thermosetting vibrationJ.Journal of Air Force Engineer-ing University(natural science edition),2019,20(1):38-45(in梁元，等：典型钛合金壁板高温环境下振动疲劳分析与试验研究航天,2 0 2 0,37(3):12 6-132.WANG Jinming,ZHAI Shihui.Numerical study on the cabin struc-ture under coupled thermal and vibration condition J.AerospaceShanghai,2020,37(3):126-132(in Chinese).22栾孝驰，胡增辉，沙云东.多场载荷作用下舵面蒙皮响应分析及寿命预估 J.机械设计与制造，2 0 2 0（5：6 8-7 3.LUAN Xiaochi,HU Zenghui,SHA Yundong.Response analysis andfatigue life prediction of rudder skin under multi-field loading J.Machinery design&manufacture,2020(5):68-73(in Chinese).23】洪程，高长水，刘壮.直升机旋翼电加热组件高频热载疲劳试验研究 J.机械制造与自动化，2 0 2 0,49（2）：2 5-2 7.HONG Cheng,GAO Changshui,LIU Zhuang.Research on high fre-quency thermal load fatigue test of helicopter rotor electric heatingmoduleJ.Machine building&automation,2020,49(2):25-27(in Chinese).24刘琛.加载频率对振动疲劳寿命的影响研究 D.哈尔滨：哈尔滨工业大学,2 0 2 1.25】张家伟.复合材料板结构力热耦合分析及动强度研究 D.哈尔滨：哈尔滨工业大学，2 0 2 1.26李京.TC6钛合金深冷激光喷丸强化机理及振动疲劳性能研究D.镇江：江苏大学,2 0 2 0.27】陈辉,翟敬宇,徐安杨，等.硬涂层阻尼结构的随机振动疲劳寿命分析 J.振动、测试与诊断,2 0 2 0,40（6）：12 12-12 2 0.CHEN Hui,ZHAI Jingyu,XU Anyang,et al.Random vibration fa-tigue life analysis of hard coating damping structure J.Journal ofvibration,measurement&diagnosis,2020,40(6):1212-1220(inChinese).28慕琴琴，由于，燕群.发动机薄壁盘类零件振动疲劳试验技术研究 J.应用力学学报，2 0 2 0,37（5）：1993-1998MU Qinqin,YOU Yu,YAN Qun.Research on vibration fatigue testof engine thin-walled disc parts J.Chinese journal of applied me-chanics,2020,37(5):1993-1998(in Chinese).29】中国航空材料手册编辑委员会.中国航空材料手册M.北京：中国标准出版社，2 0 12.30】飞机设计手册总编委会.飞机设计手册-第3册：上-材料M.北京：航空工业出版社,1997.（编辑黄崇亚史淑英）41Chinese).21王金明，翟师慧.舱段结构热振耦合环境下仿真分析 J.上海投稿网站：http：/c j a m.x j t u.e d u.c n 微信公众号：应用力学学报