隨機振動加速試驗的研究.pdf

1、飛機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變化、均勻作用于結(jié)構(gòu)表面的隨機載荷,可以造成結(jié)構(gòu)的疲勞破壞。聲疲勞試驗所用的結(jié)構(gòu)件、試驗方法以及試驗設(shè)備應(yīng)盡量模擬飛機飛行的實際邊界條件和載荷情況,但是因為試驗周期過長以及試驗經(jīng)費的限制,無法在飛機真實載荷下按照實際的疲勞壽命進行試驗驗證,為了縮短試驗疲勞壽命,簡化加載過程,通常不用實際噪聲載荷譜,而是通過進行加速試驗,根據(jù)試驗壽命判斷結(jié)構(gòu)在原載荷下是否滿足疲勞壽命的設(shè)計要求。

2、
　　本論文擬通過隨機載荷模擬聲載荷,對簡單試驗件進行隨機振動試驗,研究聲疲勞加速試驗方法的損傷等效性的以及適用條件,為民機典型構(gòu)件的聲疲勞壽命提供初步的驗證方法。通過驗證性試驗進行研究,對7075-T6鋁合金材料進行隨機載荷下S—N曲線測試,通過隨機載荷模擬聲載荷,對缺口板試件施加隨機載荷激勵,以功率譜密度作為載荷控制量,得到了缺口板試件的試驗壽命,估計了飛機典型構(gòu)件的疲勞壽命曲線線性范圍,驗證了在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。對試驗數(shù)據(jù)進行線性擬合,得到該曲線的斜率參數(shù),即加速試驗的加速因子,為2.14。對結(jié)構(gòu)件進行有限元仿真,利用窄帶近似法和Dirlik法進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的加速因子進行對比,研究利用頻域分析方法進行