摘要：風洞是飛行器研制工作中的一個必不可少的重要大型試驗設備。它的主體結構是一個大型復雜的封閉薄壁筒體結構，在工作狀態下洞體內充滿高速高壓氣流，有時還需要同時進行低溫試驗，因此風洞洞體上存在由于內外壓差引起的環向和軸向應力以及由于溫度變化引起的熱應力。長時間的反復工作使得風洞洞體的一些局部危險部位存在疲勞問題。

　　本文以某跨聲速增壓風洞為研究對象，首先根據風洞結構的幾何與受力特點，在ANSYS軟件中建立整體結構的有限元模型，其中洞體采用殼（shell181）單元，各類環向和軸向加筋采用梁（Beam188）單元。根據設計要求施加各支座處的位移邊界條件，并按典型載荷工況施加壓力載荷和溫度載荷。計算結果表明，由于風洞的穩定段與第三拐角段連接處存在變截面，該處的應力較大，可視為疲勞危險部位。然后在總體應力分析的基礎上，運用ANSYS中的子模型技術，截取危險部位進行網格的加密并用原模型的邊界條件對截取邊界的節點進行插值，對疲勞危險部位進行細節應力分析，得到該局部位置的較準確的應力結果。

　　將最大工作狀態對應的載荷作為洞體結構疲勞載荷譜的最大載荷，非工作狀態對應的載荷作為洞體結構疲勞載荷的最小載荷，近似得到危險部位的疲勞載荷譜，進一步根據前述有限元模型計算出局部危險部位的疲勞應力譜。根據損傷力學理論建立風洞洞體材料的損傷演化模型，并依據風洞洞體材料的標準件S-N曲線，對損傷演化方程中的材質參數進行參數識別。最后采用裂紋萌生壽命閉合解法計算該部位的疲勞壽命。

　　計算結果表明，風洞在反復的壓強和溫度變化作用下，洞體某連接位置的變截面處的疲勞裂紋萌生壽命為20101次載荷循環。按此壽命預估，風洞的疲勞強度能滿足風洞設計要求。

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責任編輯：趙澤南

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