一、飛機結構的疲勞與動態疲勞

眾所周知，飛機在使用中會受到由于滑跑、突風、機動、著陸撞擊，以及坐艙增壓等所造成的重復載荷的作用。出于這些重復載荷的作用，飛機結構的一些部位特別是局部高應力區，如局部應力集中區，有缺陷區等部位就會產生由于交變應力引起的疲勞裂紋，交變應力的繼續作用，使疲勞裂紋不斷擴展而導致疲勞破壞。這就是通常所說的飛機結構的疲勞。

應該指出，在地面操作以及空中飛行中，飛機上的某些部位還始終處在于噪聲環境之中，如推進系統噪聲源包括：噴氣噪聲、螺旋槳噪聲等，空氣動力噪聲源包括：邊界源噪聲、空腔噪聲。沖擊波噪聲、氣流分離噪聲等都對飛機結構產生噪聲激勵，而產生振動應力，靠近噪聲源的結構，這種振動應力尤其嚴重。對于某些典型結構，如舵面、平尾、垂尾、腹鰭以及外掛架等，由于受到擾流的作用而產生隨機振動激勵，引起隨機振動動力響應，從而在這些結構上的一些部位產生疲勞裂紋。

這種由噪聲、振動的激勵而導致結構產生的疲勞現象，可稱之為動態疲勞 (Dynamic Fatigue) 以區別于前面的由突風、機動載荷等引起的飛機結構的疲勞現象。根據以上所述，動態疲勞又可分成兩個部分：噪聲疲勞和振動疲勞。

關于噪聲疲勞問題，國內有關單位已經認識到其重要性，并從六五后期就開始投資研究，幾年的研究已經取得進展，特別是軍機結構聲疲勞研究，如聲疲勞試驗技術研究、聲疲勞計算方法研究及軟件編制，殲x進氣道聲疲勞定壽研究都取得了一定成果，為今后進—步研究打下了堅實的基礎。

對于振動疲勞國內已服役的機種中，也已經出現了這種問題。如殲x飛機的腹鰭、方向舵在飛行了一時間（如200—300飛行小時）后，經常出現裂紋，經初步分析已經確認為是由于隨機擾流作用引起的振動疲勞問題。國營一二四廠也發現某機導彈掛架由于振動而發生螺栓的疲勞斷裂。另外，直升機的振動疲勞也是急待解決的問題。

二、美國軍用規范關于動態疲勞的規定

美國海軍飛機對動態疲勞強度方面的要求，反映在如下的四個規范中：MIL-A-8866B(AS)、MIL-A-8868C(AS)、MIL-A-8868B(AS)、MIL-A-8870。

MIL-A-8866B有關氣動噪聲和振動 (Acroacoustic and Vibration) 一節中指出：在飛機使用期內，對消除由于振動、氣動噪聲和其它振動載荷引起的骨架結構或部件的疲勞裂紋形成或分層或任何其它疲勞破壞的要求與MIL-A-8870的規定—致。

MIL-A-8867C是關于地面試驗的規定，其中動態疲勞試驗的要求包括三項試驗：聲疲勞構件試驗、尾翼動態度勞試驗、動態疲勞構件發展試驗。

關于后兩項的規定指出：除了對機動載荷的疲勞試驗以外，在大綱中應盡早地在尾翼上進行動態疲勞試驗。動態試驗應根據在飛行振動和噪聲試驗期間，在全尺寸研制(FSD)飛機上測量的數據。試驗施加的動態環境應比模擬預計的環境嚴重3.5dB，試驗應進行到2倍使用壽命。然后繼續試驗直至4倍使用壽命或者直至一個不可修復的破壞出現。當飛機構件對于振動（除了聲激勵之外的振動源）敏感時，并且它們的預計壽命小于4倍使用壽命（載荷環境應比預計的環城嚴重3.5dB）時，就要求進行構件研制試驗。當試驗持續的時間比試驗件在使用激勵中暴露的時間短時，模擬振動環境時試驗幅值應包含壓縮因子。試驗施加的加速度應比模擬預計的環境嚴重3.5dB，并進行到2倍使用壽命。然后繼續進行試驗，直至達到4倍使用壽命或者一個主要的不可修復的破壞出現為止。此外，有關測量和測試設備以及疲勞檢測方法都提出了要求。

MIL-A-8868b(AS) 是關于軍方采購飛機時，要求的有關飛機強度、剛度方面的資料和報告，該規范規定了87項報告。這些報告涉及：動態載荷、疲勞大綱、準則；動態載荷環境分析；動態疲勞分析；確定環境和特性的實驗室試驗、地面試驗；試驗計劃和大綱；結構動態飛行試驗；結構動力手冊。

在23項與動態疲勞有關的報告中，單獨或有關振動疲勞的要求有：振動載荷疲勞分析報告；尾翼振動疲勞分析報告；動態疲勞分析最終報告；振動疲勞構件（元件）試驗計劃；尾翼振動疲勞試驗計劃；構件振動疲勞試驗報告；尾翼振動疲勞試驗報告；振動環境測量報告。

從美國（海軍）軍用規范的內容來看，研制新機過程中，有關振動疲勞的工作是大量的，概括起來有三方面的工作：關于振動疲勞的計劃、大綱和準則等；關于振動環境測量和分析；關于振動疲勞分析和試驗。

以上是美國軍用規范關于海軍飛機結構振動疲勞強度問題的規定，下面談一下筆者的意見。

三、關于開展飛機結構振動疲勞研究的建議

 根據國內現有機種的使用現狀，確實存在著振動疲勞問題。當然完全照搬國外規范并照著執行是不切實際的。但為了使我國自行設計研制的飛機、直升機能夠逐步接近世界先進水平，為空軍、海軍提供性能優越的飛機，為我國國防現代化做出我們應有的貢獻，從現在起，做些必要的努力，著手開展飛機結構動態疲勞強度的研究勢在必行。為此，我們建議：

深入了解并研究我國飛機結構振動疲勞問題現狀。為了有針對性的研究，建議由《飛機動強度與動力環境研究》課題組領導出面，組織全國性的小型工作會議。每一主機廠、所、使用單位和部隊以及有關院、校可派1-2人參加，研討飛機振動疲勞問題現狀，除了對國外主要規范作深入了解以外，重點是了解我國軍機出現的振動疲勞強度問題。研討這些問題對飛機安全性、戰術技術性能等有什么影響，論證飛機結構振動疲勞強度研究的必要性、可行性等。

制定飛機結構振動疲勞研討計劃。在了解現狀的基礎上，結合當前國力情況，列出最急待解決的問題，最主要的研討內容和課題，制定確實可行的短期和長遠規劃。

 組織建立飛機結構振動疲勞研究課題組。在以上兩項基礎上，建議組成一個適當規模的課題組。課題組可由主機廠、所、院校和六二三所組成，各單位有重點地開展研究，互相之間分工協作。如主機廠、所重點研究具體機種振動環境的測量和分析；六二三所和有關院校重點研究結構振動疲勞試驗和分析技術。各單位互相配合，成果共享。

四、結構振動疲勞基礎問題研究

1. 國內外研究現狀

振動環境工程 (vibration environmental engineering) 作為環境工程的一個分支，它是保證產品特別是軍工產品的研制生產達到預期使用要求的重要技術支持。振動環境工程主要包括：振動環境條件、振動環境效應、振動環境適應性設計和振動環境試驗。振動環境效應是研究振動環境對產品結構和性能所造成的不利影響，迄今為止，振動環境效應的研究成果主要來源于實踐經驗和終結。根據各種振動誘發故障的統計，振動環境可能導致的最常見的故障模式是振動疲勞。

振動疲勞的產生也是現代疲勞強度理論發展的必然結果。隨著現代科學技術的發展，人們不斷研制出速度越來越高、功率越來越大的機械設備，以適應航空航天、交通運輸、武器裝備以及石油開采等領域，在功率和速度方面提出的日益增長的要求，這一發展趨勢對于現代疲勞強度理論的發展起著深刻的影響。第二次世界大戰以來，發生了多起飛機疲勞失事事故，在動力機械的其它領域中，也發生過各種各樣的疲勞事故，這使得結構在振動環境下的疲勞破壞成為突出的問題。隨著結構動力技術滲透到結構設計的各個領域，結構的動力特性對結構破壞的影響不可忽視，動態特性已成為現代疲勞破壞的重要特征，為機械結構在抗疲勞設計方面帶來了革命性的變化，并大大促進現代疲勞向考慮結構動力特性的疲勞理論方向發展。20世紀60年代CRANDALL和70年代國內航空領域提出的振動疲勞研究反映了這一發展趨勢。

疲勞可以分為常規疲勞、斷裂疲勞以及振動疲勞，它們分別以彈塑性力學、斷裂力學、結構動力學為理論基礎。三種疲勞破壞沒有本質的差異，只是研究方法和分析疲勞時考慮的因素不一樣，同時也反映了疲勞研究不斷發展與精確化的過程。

由于近代工業水平的快速發展，各種機械設備之中存在大量的振動問題，因振動引起的疲勞破壞問題日益突出，進一步推動了發展以結構動力學為理論基礎的振動疲勞研究階段。19世紀50年{BANNED}始，隨機振動理論與方法在航空航天工業中開始應用。1963年首先提出了振動疲勞的定義，它指出：“振動疲勞是指振動載荷作用下產生的具有不可逆且累積性的結構損傷或破壞。”這一定義對于常規疲勞強度理論并沒有帶來顯著的改變，也沒有涉及振動疲勞現象的動力學本質。

20世紀70年由于發展加速振動強度試驗的需要，國內工程技術人員就已經提出了振動疲勞這一新的概念。隨后陸續有研究人員對振動疲勞強度這一新的問題展開了一系列相關方面的研究，但研究內容主要集中在振動疲勞的基本定義、振動疲勞壽命計算方法以及振動與疲勞裂紋相互影響等方面。姚起杭等人認為 “振動疲勞是結構所受動態交變載荷（如振動、沖擊、噪聲載荷等）的頻率分布與結構固有頻率分布具有交集或相接近，從而使結構產生共振所導致的疲勞破壞現象，也可以直接說成是結構受到重復載荷作用激起結構共振所導致的疲勞破壞。

所以，只有結構在共振帶寬內或其附近受到激勵導致的共振破壞才屬于振動疲勞破壞，否則都屬于靜態疲勞問題。孫偉在其學位論文中將振動疲勞定義為：”當振動頻率與結構模態頻率相當時，即可視為振動疲勞問題。如果頻率遠小于結構模態頻率時（頻率在幾或十幾），就是普通疲勞問題。當振動頻率遠大于結構模態頻率，以至于與聲波頻率相當時，即可視為聲疲勞進行處理。“  在其學位論文中也提到振動疲勞一詞，它指出振動疲勞與噪聲和頻率有關。雖然他們給出的定義不完全相同，但是都認為結構的振動疲勞與循環載荷的變化頻率、結構的固有頻率、交變應力的大小，以及結構對循環載荷的動力響應等因素密切相關。

在結構振動疲勞壽命估算方法方面。王明珠等人提出了一種結構隨機振動疲勞壽命估算的樣本法，通過該樣本法能夠處理在頻域內利用譜密度描述的寬帶隨機振動載荷的情況。張積亭等人提出了一種隨機振動疲勞壽命預計的簡便數據處理方法，該方法將隨機響應功率譜密度求出的特征頻率作為平均頻率進行數據處理。安剛等人根據自相關函數的極限性獲得結構響應應力的統計特性，然后進行疲勞壽命分析。吳啟鶴等人根據給出的方法從隨機載荷歷程的功率譜密度 (PSD) 中求得載荷幅值的概率分布函數，然后應用累積損傷理論估算結構振動疲勞壽命。王長武等對機載設備進行了隨機振動疲勞壽命的仿真分析。

周敏亮等人對國內外幾十年來形成的主要的振動疲勞分析方法進行了歸納整理，為飛機設計和維修提供振動疲勞的設計與分析技術支持文獻。黃超廣等人提出了一種正弦激振載荷作用下結構的疲勞壽命估算方法，并應用Visual Fortran6.5程序平臺開發出相應的振動疲勞分析程序。王榮乾在學位論文中基于模態分析理論、隨機振動理論和隨機疲勞理論，利用有限元對新舊機柜上電子設備的動態性能和機柜的疲勞性能分別進行了計算分析。

除此之外，還對振動疲勞強度問題開展了大量的其它相關研究。陸榕海等人針對發動機渦輪葉片的振動及振動疲勞破壞進行了理論分析，結果表明葉片的抗振動疲勞的能力主要取決于材料性質及葉片的形式、表面狀態，與靜強度無關。研究了裝備中的小口徑管道的振動疲勞問題。利用有限元法，基于功率譜密度函數，在頻域內分析了隨機振動載荷作用下的疲勞破壞。另外，還有很多研究人員分別從不同的角度研究了振動疲勞強度各個方面的問題。

2. 立項依據與研究意義

疲勞 (Fatigue) 是指結構的材料、零件和構件在循環載荷作用下，在某點或某些點產生局部的永久性損傷，并在一定循環次數后形成裂紋，并使裂紋進一步擴展直到完全斷裂的現象。影響結構疲勞的因素有很多，包括應力應變集中、結構尺寸、表面狀況、載荷類型、溫度、腐蝕介質以及振動等環境。振動疲勞 (Vibration Fatigue) 則是研究振動環境下，結構及零件的疲勞與破壞過程。

 隨著現代工程技術的發展，各種生產設備、運輸機械以及武器裝備正朝著高速、大功率的方向發展，使得結構的振動環境越來越復雜，各種振動問題成為工程界越來越受關注的問題。發電機運轉時要經受轉子（包括柴油機的曲軸）旋轉不平衡而產生的離心力，離心力方向的周期性變化，使機座承受周期交變的動載荷；汽輪機運行時要經受轉子高速旋轉而產生的周期性激振力，以及氣道氣流壓力沿節距的不均勻分布所引起的周期性激振力等振動載荷；汽車行駛時要經受發動機產生的振動和噪聲，以及地面不平、緊急剎車等引起的振動載荷；各種武器裝備發射時要經受武器發射、投放、彈射等動作產生的振動載荷。特別是近代航空航天工業的發展，各種飛行器由于振動引起的破壞問題特別突出。飛機在飛行過程中結構要經受發動機產生的振動和噪聲、各種非平穩氣動力、著陸滑行及某些地面機動產生的振動沖擊等動態載荷。火箭在飛行過程中要經受推力、氣動和燃氣流沖擊等動態載荷。振動存在于空間飛行器的發射、飛行、直至完成使命的全部過程。

振動載荷不僅影響機器的正常運轉，還會因為強度問題引起破壞。通常由振動引起的破壞形式主要包括振動疲勞破壞、振動峰值破壞以及振動一次通過破壞三種。振動疲勞破壞是振動破壞最常見的形式，它不同于其它任何形式的過載破壞。顯然，振動與疲勞密切相關。雖然工程界對疲勞強度已經開展了大量的研究，包括對疲勞壽命曲線、疲勞累積損傷準則、疲勞壽命計算方法以及疲勞強度影響因素等各方面的研究，但很少有關振動環境對疲勞強度影響的研究。由于對振動疲勞缺乏系統和深入的研究與分析，致使對振動疲勞的動力學本質還沒有深刻的認識。

為了具體說明開展振動疲勞研究的重要意義，下面舉幾個典型的實例。

飛機由于結構疲勞破壞發生而失事。1979年，一架美國的”DC-10“大型客機在芝加哥奧黑爾國際機場起飛不久就墜毀；1985年8月，日航的一架5ALl23客機，由于后部壓力隔板的開裂而墜毀；2002年5月，臺灣中華航空公司一架波音747客機在臺灣海峽領空突然解體，造成225人遇難。事后的調查結果顯示，上述的機毀人亡事故均是由飛機結構的疲勞破壞引起的。

汽輪機葉片的振動疲勞失效。大量的振動疲勞失效問題已經說明對振動疲勞強度問題展開專門的研究已經成為現代航空航天、交通運輸、武器裝備等領域急需解決的基礎問題。

因此，開展振動環境下疲勞強度問題的研究具有以下意義：

可深入了解結構振動損傷及破壞的本質。進一步在結構的振動設計中，可定性分析及定量計算結構或零件所經受的疲勞損傷程度；在產品疲勞設計過程中，結合振動疲勞的理論及疲勞設計準則，對提高產品可靠性，優化結構設計及最小重量設計都有重大的意義。

可全面了解不同結構的振動特性與振動響應分析。在振動環境下結構的破壞機理，結構的疲勞與振動特性之間的關系及分析影響結構強度的主要因素，對實際工程結構的設計、結構制造工藝的改進和振動破壞的預防，保證飛行器的安全可靠性有重要的意義。

可確定振動疲勞損傷和失效原因。為結構改進設計、規范操作及限定結構使用環境提供參考依據。