机身声疲劳分析
MSC声疲劳解决方案
1.声疲劳介绍
声疲劳，是飞机结构在使用过程中经常遇到的一种疲劳损伤。在飞机设计阶段，进行声疲劳分析和计算，保证结构具有一定的抗声疲劳破环的能力是飞机设计中必不可少的环节。我国军用飞机强度和刚度规范(GHB67.13-90)及《中国民用航空条例》(CCAR)第25部运输类飞机适航标准对声疲劳的分析有明确规定。为保证飞机在使用寿命期内不发生声疲劳破环，研制单位必须制定声疲劳大纲，它是飞机结构完整性大纲的一部分。大纲包括以下部分：
a) 飞机的近场声环境和飞机结构的声载荷预计：
b) 在声载荷作用下结构的设计与分析，以及声疲劳寿命的预计；
c) 新设计的结构件试验大纲的制定与实施；
d) 应对首批生产的飞机进行声场测量，以验证所预计的声载荷及其分布；
e) 生产型飞机或飞机部件的声疲劳验证试验。
世界上其它的一些航空发达国家，更是对其军用或民用飞机的声疲劳分析非常重视，有着相关的规范与标准。
2. 声疲劳特点
声疲劳是航空结构动力学领域内的一个研究内容。由飞机各类声源产生的噪声是一种随机压力载荷，其空间、时间的分布或其一或两者同时可能是随机变化的。这种噪声载荷超过一定的量值后，会对结构产生较大激励，特别是当噪声的频谱特性与结构的动态特性相耦合时，结构会产生显著的应力响应。这种应力长时间内反复作用于结构，在应力集中部位或其它缺陷部位会导致萌生疲劳裂纹，进而引起裂纹扩展直至出现声疲劳损伤或声疲劳破坏。
3.声疲劳研究的发展情况
声疲劳研究的兴起与发展一直是与航空、航天工业的发展相伴随的。上世纪五十年代初期，飞机结构中承受强噪声载荷的部位产生声疲劳损伤问题推动了声疲劳研究的兴起。这些损伤大多表现为各种翼面结构蒙皮产生裂纹、铆钉松动或脱落，翼肋和机身环框等内部结构裂纹等，这一类损伤不至于立即引起灾难性的事故，大多只是影响到飞机的使用和维护。为此早期研究多以试验为主，通常选取典型结构件，采用真实的发动机地面开车试验，希望产生真实的噪声激励载荷。 理论分析研究也几乎同时兴起。内容主要包括喷气噪声的近场特性分析、噪声载荷对飞机结构的激励、飞机结构对于噪声载荷的响应特性分析等。这个时期研究的特点是采用的模型都比较简单，有影响力的代表作有Powell(1958年)计算线性响应的正则模态方法和Miles(1954年)的单模态方法。上世纪六、七十年代，随着飞机发动机功率增大，声疲劳问题变得严重，工业部门开始采用相对简单的理论分析模型，辅之以大量试验，用试验结果来修正，并将设计、加工、工艺、材料等诸多一时难以在理论上考虑周全的因素，通过修正系数加以考虑，发展了大量设计指南或数据集。这个时期主要一是以美国空军部为主出资研究的设计诺谟图为代表，二是以北约组织国为主发展的活页式工程设计数据集，设计指南等。从上世纪八十年代开始，如复合材料一类的新材料陆续在飞机结构上得到应用，这一类材料与传统的金属材料相比其声疲劳特性有完全不同的许多新特点；另外飞机结构日趋复杂化，大型化，同时计算机技术也在迅猛进步，整体有限元求解技术日益受到青睐：多种环境、载荷因素联合作用在飞机结构上，加大了分析难度。
4. 声疲劳分析方法的发展情况
1) 噪声载荷预计
飞机噪声主要有以下几种声源：喷气噪声、螺旋桨与旋翼的近场噪声、空气动力性噪声(附面层噪声、空腔噪声、振动波噪声、气流分离噪声等)。
2) 试验研究
最初的试验直接采用飞机发动机在地面开车来产生噪声激励，其后发展到采用专用的声疲劳试验设备。并在试验件选取、噪声频谱控制、试验数据的采集、记录与分析、声疲劳破坏监测等试验技术方面有了长足的进步。
3）单自由度模型
单自由度模型是以解决工程实际需要为目的，假定板是以第一阶基频振动
的单自由度线性系统，来求取板内响应，进而推算声疲劳特性。一般地既，由于略去了高阶模态的贡献，估算的响应值为偏低。但将铆钉连接模拟为固支边界，算得的应力又会偏高。
4）多自由度模型
直接从求解弹性连续体的运动微分方程着手，在振型向量空间中解耦，求得横向位移为各阶振型向量的线性组合，再由横向位移求得响应的统计特征这是多自由度模型的主要思路。
5）工程估算方法
工程估算方法主要是通过大量试验数据归纳出来的经验或半经验方法。北约国家的思路是建立活页式工程科学数据集；美国则主要发展的是一种设计图表方法，即所谓诺谟图。除蒙皮面板外，蒙皮面板与内部加强肋或框采用不同的连接工艺如焊接、胶接等；以及近些年陆续新采用的一些非金属结构、夹芯结构等也均有类似的诺谟图问世。
6）MSC振动疲劳分析
• 预测结构在随机振动载荷下的疲劳寿命
• 在频域进行仿真计算
• 输入载荷描述
• 损伤分析
