隨機(jī)振動加速試驗(yàn)的研究.pdf

1、飛機(jī)在飛行過程中存在聲疲勞破壞現(xiàn)象,聲載荷是一種載荷大小隨機(jī)變化、均勻作用于結(jié)構(gòu)表面的隨機(jī)載荷,可以造成結(jié)構(gòu)的疲勞破壞。聲疲勞試驗(yàn)所用的結(jié)構(gòu)件、試驗(yàn)方法以及試驗(yàn)設(shè)備應(yīng)盡量模擬飛機(jī)飛行的實(shí)際邊界條件和載荷情況,但是因?yàn)樵囼?yàn)周期過長以及試驗(yàn)經(jīng)費(fèi)的限制,無法在飛機(jī)真實(shí)載荷下按照實(shí)際的疲勞壽命進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證,為了縮短試驗(yàn)疲勞壽命,簡化加載過程,通常不用實(shí)際噪聲載荷譜,而是通過進(jìn)行加速試驗(yàn),根據(jù)試驗(yàn)壽命判斷結(jié)構(gòu)在原載荷下是否滿足疲勞壽命的設(shè)計要求。

2、
　　本論文擬通過隨機(jī)載荷模擬聲載荷,對簡單試驗(yàn)件進(jìn)行隨機(jī)振動試驗(yàn),研究聲疲勞加速試驗(yàn)方法的損傷等效性的以及適用條件,為民機(jī)典型構(gòu)件的聲疲勞壽命提供初步的驗(yàn)證方法。通過驗(yàn)證性試驗(yàn)進(jìn)行研究,對7075-T6鋁合金材料進(jìn)行隨機(jī)載荷下S—N曲線測試,通過隨機(jī)載荷模擬聲載荷,對缺口板試件施加隨機(jī)載荷激勵,以功率譜密度作為載荷控制量,得到了缺口板試件的試驗(yàn)壽命,估計了飛機(jī)典型構(gòu)件的疲勞壽命曲線線性范圍,驗(yàn)證了在105—106區(qū)間內(nèi)疲勞曲線在

3、雙對數(shù)坐標(biāo)下存在線性響應(yīng)段。對試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行線性擬合,得到該曲線的斜率參數(shù),即加速試驗(yàn)的加速因子,為2.14。對結(jié)構(gòu)件進(jìn)行有限元仿真,利用窄帶近似法和Dirlik法進(jìn)行了各級功率譜密度下的疲勞壽命分析,使用matlab對兩組數(shù)據(jù)在雙對數(shù)坐標(biāo)下進(jìn)行線性擬合,得到上述兩種方法下的直線斜率,其中窄帶近似法得到的加速因子為4.83,Dirlik法得到的加速因子為4.82。將頻域分析方法得到的斜率值與試驗(yàn)的加速因子進(jìn)行對比,研究利用頻域分析方法進(jìn)行