一、飞机结构的疲劳与动态疲劳

众所周知，飞机在使用中会受到由于滑跑、突风、机动、着陆撞击，以及坐舱增压等所造成的重复载荷的作用。出于这些重复载荷的作用，飞机结构的一些部位特别是局部高应力区，如局部应力集中区，有缺陷区等部位就会产生由于交变应力引起的疲劳裂纹，交变应力的继续作用，使疲劳裂纹不断扩展而导致疲劳破坏。这就是通常所说的飞机结构的疲劳。

应该指出，在地面操作以及空中飞行中，飞机上的某些部位还始终处在于噪声环境之中，如推进系统噪声源包括：喷气噪声、螺旋桨噪声等，空气动力噪声源包括：边界源噪声、空腔噪声。冲击波噪声、气流分离噪声等都对飞机结构产生噪声激励，而产生振动应力，靠近噪声源的结构，这种振动应力尤其严重。对于某些典型结构，如舵面、平尾、垂尾、腹鳍以及外挂架等，由于受到扰流的作用而产生随机振动激励，引起随机振动动力响应，从而在这些结构上的一些部位产生疲劳裂纹。

这种由噪声、振动的激励而导致结构产生的疲劳现象，可称之为动态疲劳 (Dynamic Fatigue) 以区别于前面的由突风、机动载荷等引起的飞机结构的疲劳现象。根据以上所述，动态疲劳又可分成两个部分：噪声疲劳和振动疲劳。

关于噪声疲劳问题，国内有关单位已经认识到其重要性，并从六五后期就开始投资研究，几年的研究已经取得进展，特别是军机结构声疲劳研究，如声疲劳试验技术研究、声疲劳计算方法研究及软件编制，歼x进气道声疲劳定寿研究都取得了一定成果，为今后进—步研究打下了坚实的基础。

对于振动疲劳国内已服役的机种中，也已经出现了这种问题。如歼x飞机的腹鳍、方向舵在飞行了一时间（如200—300飞行小时）后，经常出现裂纹，经初步分析已经确认为是由于随机扰流作用引起的振动疲劳问题。国营一二四厂也发现某机导弹挂架由于振动而发生螺栓的疲劳断裂。另外，直升机的振动疲劳也是急待解决的问题。

二、美国军用规范关于动态疲劳的规定

美国海军飞机对动态疲劳强度方面的要求，反映在如下的四个规范中：MIL-A-8866B(AS)、MIL-A-8868C(AS)、MIL-A-8868B(AS)、MIL-A-8870。

MIL-A-8866B有关气动噪声和振动 (Acroacoustic and Vibration) 一节中指出：在飞机使用期内，对消除由于振动、气动噪声和其它振动载荷引起的骨架结构或部件的疲劳裂纹形成或分层或任何其它疲劳破坏的要求与MIL-A-8870的规定—致。

MIL-A-8867C是关于地面试验的规定，其中动态疲劳试验的要求包括三项试验：声疲劳构件试验、尾翼动态度劳试验、动态疲劳构件发展试验。

关于后两项的规定指出：除了对机动载荷的疲劳试验以外，在大纲中应尽早地在尾翼上进行动态疲劳试验。动态试验应根据在飞行振动和噪声试验期间，在全尺寸研制(FSD)飞机上测量的数据。试验施加的动态环境应比模拟预计的环境严重3.5dB，试验应进行到2倍使用寿命。然后继续试验直至4倍使用寿命或者直至一个不可修复的破坏出现。当飞机构件对于振动（除了声激励之外的振动源）敏感时，并且它们的预计寿命小于4倍使用寿命（载荷环境应比预计的环城严重3.5dB）时，就要求进行构件研制试验。当试验持续的时间比试验件在使用激励中暴露的时间短时，模拟振动环境时试验幅值应包含压缩因子。试验施加的加速度应比模拟预计的环境严重3.5dB，并进行到2倍使用寿命。然后继续进行试验，直至达到4倍使用寿命或者一个主要的不可修复的破坏出现为止。此外，有关测量和测试设备以及疲劳检测方法都提出了要求。

MIL-A-8868b(AS) 是关于军方采购飞机时，要求的有关飞机强度、刚度方面的资料和报告，该规范规定了87项报告。这些报告涉及：动态载荷、疲劳大纲、准则；动态载荷环境分析；动态疲劳分析；确定环境和特性的实验室试验、地面试验；试验计划和大纲；结构动态飞行试验；结构动力手册。

在23项与动态疲劳有关的报告中，单独或有关振动疲劳的要求有：振动载荷疲劳分析报告；尾翼振动疲劳分析报告；动态疲劳分析最终报告；振动疲劳构件（元件）试验计划；尾翼振动疲劳试验计划；构件振动疲劳试验报告；尾翼振动疲劳试验报告；振动环境测量报告。

从美国（海军）军用规范的内容来看，研制新机过程中，有关振动疲劳的工作是大量的，概括起来有三方面的工作：关于振动疲劳的计划、大纲和准则等；关于振动环境测量和分析；关于振动疲劳分析和试验。

以上是美国军用规范关于海军飞机结构振动疲劳强度问题的规定，下面谈一下笔者的意见。

三、关于开展飞机结构振动疲劳研究的建议

 根据国内现有机种的使用现状，确实存在着振动疲劳问题。当然完全照搬国外规范并照着执行是不切实际的。但为了使我国自行设计研制的飞机、直升机能够逐步接近世界先进水平，为空军、海军提供性能优越的飞机，为我国国防现代化做出我们应有的贡献，从现在起，做些必要的努力，着手开展飞机结构动态疲劳强度的研究势在必行。为此，我们建议：

深入了解并研究我国飞机结构振动疲劳问题现状。为了有针对性的研究，建议由《飞机动强度与动力环境研究》课题组领导出面，组织全国性的小型工作会议。每一主机厂、所、使用单位和部队以及有关院、校可派1-2人参加，研讨飞机振动疲劳问题现状，除了对国外主要规范作深入了解以外，重点是了解我国军机出现的振动疲劳强度问题。研讨这些问题对飞机安全性、战术技术性能等有什么影响，论证飞机结构振动疲劳强度研究的必要性、可行性等。

制定飞机结构振动疲劳研讨计划。在了解现状的基础上，结合当前国力情况，列出最急待解决的问题，最主要的研讨内容和课题，制定确实可行的短期和长远规划。

 组织建立飞机结构振动疲劳研究课题组。在以上两项基础上，建议组成一个适当规模的课题组。课题组可由主机厂、所、院校和六二三所组成，各单位有重点地开展研究，互相之间分工协作。如主机厂、所重点研究具体机种振动环境的测量和分析；六二三所和有关院校重点研究结构振动疲劳试验和分析技术。各单位互相配合，成果共享。

四、结构振动疲劳基础问题研究

1. 国内外研究现状

振动环境工程 (vibration environmental engineering) 作为环境工程的一个分支，它是保证产品特别是军工产品的研制生产达到预期使用要求的重要技术支持。振动环境工程主要包括：振动环境条件、振动环境效应、振动环境适应性设计和振动环境试验。振动环境效应是研究振动环境对产品结构和性能所造成的不利影响，迄今为止，振动环境效应的研究成果主要来源于实践经验和终结。根据各种振动诱发故障的统计，振动环境可能导致的最常见的故障模式是振动疲劳。

振动疲劳的产生也是现代疲劳强度理论发展的必然结果。随着现代科学技术的发展，人们不断研制出速度越来越高、功率越来越大的机械设备，以适应航空航天、交通运输、武器装备以及石油开采等领域，在功率和速度方面提出的日益增长的要求，这一发展趋势对于现代疲劳强度理论的发展起着深刻的影响。第二次世界大战以来，发生了多起飞机疲劳失事事故，在动力机械的其它领域中，也发生过各种各样的疲劳事故，这使得结构在振动环境下的疲劳破坏成为突出的问题。随着结构动力技术渗透到结构设计的各个领域，结构的动力特性对结构破坏的影响不可忽视，动态特性已成为现代疲劳破坏的重要特征，为机械结构在抗疲劳设计方面带来了革命性的变化，并大大促进现代疲劳向考虑结构动力特性的疲劳理论方向发展。20世纪60年代CRANDALL和70年代国内航空领域提出的振动疲劳研究反映了这一发展趋势。

疲劳可以分为常规疲劳、断裂疲劳以及振动疲劳，它们分别以弹塑性力学、断裂力学、结构动力学为理论基础。三种疲劳破坏没有本质的差异，只是研究方法和分析疲劳时考虑的因素不一样，同时也反映了疲劳研究不断发展与精确化的过程。

由于近代工业水平的快速发展，各种机械设备之中存在大量的振动问题，因振动引起的疲劳破坏问题日益突出，进一步推动了发展以结构动力学为理论基础的振动疲劳研究阶段。19世纪50年{BANNED}始，随机振动理论与方法在航空航天工业中开始应用。1963年首先提出了振动疲劳的定义，它指出：“振动疲劳是指振动载荷作用下产生的具有不可逆且累积性的结构损伤或破坏。”这一定义对于常规疲劳强度理论并没有带来显著的改变，也没有涉及振动疲劳现象的动力学本质。

20世纪70年由于发展加速振动强度试验的需要，国内工程技术人员就已经提出了振动疲劳这一新的概念。随后陆续有研究人员对振动疲劳强度这一新的问题展开了一系列相关方面的研究，但研究内容主要集中在振动疲劳的基本定义、振动疲劳寿命计算方法以及振动与疲劳裂纹相互影响等方面。姚起杭等人认为 “振动疲劳是结构所受动态交变载荷（如振动、冲击、噪声载荷等）的频率分布与结构固有频率分布具有交集或相接近，从而使结构产生共振所导致的疲劳破坏现象，也可以直接说成是结构受到重复载荷作用激起结构共振所导致的疲劳破坏。

所以，只有结构在共振带宽内或其附近受到激励导致的共振破坏才属于振动疲劳破坏，否则都属于静态疲劳问题。孙伟在其学位论文中将振动疲劳定义为：”当振动频率与结构模态频率相当时，即可视为振动疲劳问题。如果频率远小于结构模态频率时（频率在几或十几），就是普通疲劳问题。当振动频率远大于结构模态频率，以至于与声波频率相当时，即可视为声疲劳进行处理。“  在其学位论文中也提到振动疲劳一词，它指出振动疲劳与噪声和频率有关。虽然他们给出的定义不完全相同，但是都认为结构的振动疲劳与循环载荷的变化频率、结构的固有频率、交变应力的大小，以及结构对循环载荷的动力响应等因素密切相关。

在结构振动疲劳寿命估算方法方面。王明珠等人提出了一种结构随机振动疲劳寿命估算的样本法，通过该样本法能够处理在频域内利用谱密度描述的宽带随机振动载荷的情况。张积亭等人提出了一种随机振动疲劳寿命预计的简便数据处理方法，该方法将随机响应功率谱密度求出的特征频率作为平均频率进行数据处理。安刚等人根据自相关函数的极限性获得结构响应应力的统计特性，然后进行疲劳寿命分析。吴启鹤等人根据给出的方法从随机载荷历程的功率谱密度 (PSD) 中求得载荷幅值的概率分布函数，然后应用累积损伤理论估算结构振动疲劳寿命。王长武等对机载设备进行了随机振动疲劳寿命的仿真分析。

周敏亮等人对国内外几十年来形成的主要的振动疲劳分析方法进行了归纳整理，为飞机设计和维修提供振动疲劳的设计与分析技术支持文献。黄超广等人提出了一种正弦激振载荷作用下结构的疲劳寿命估算方法，并应用Visual Fortran6.5程序平台开发出相应的振动疲劳分析程序。王荣乾在学位论文中基于模态分析理论、随机振动理论和随机疲劳理论，利用有限元对新旧机柜上电子设备的动态性能和机柜的疲劳性能分别进行了计算分析。

除此之外，还对振动疲劳强度问题开展了大量的其它相关研究。陆榕海等人针对发动机涡轮叶片的振动及振动疲劳破坏进行了理论分析，结果表明叶片的抗振动疲劳的能力主要取决于材料性质及叶片的形式、表面状态，与静强度无关。研究了装备中的小口径管道的振动疲劳问题。利用有限元法，基于功率谱密度函数，在频域内分析了随机振动载荷作用下的疲劳破坏。另外，还有很多研究人员分别从不同的角度研究了振动疲劳强度各个方面的问题。

2. 立项依据与研究意义

疲劳 (Fatigue) 是指结构的材料、零件和构件在循环载荷作用下，在某点或某些点产生局部的永久性损伤，并在一定循环次数后形成裂纹，并使裂纹进一步扩展直到完全断裂的现象。影响结构疲劳的因素有很多，包括应力应变集中、结构尺寸、表面状况、载荷类型、温度、腐蚀介质以及振动等环境。振动疲劳 (Vibration Fatigue) 则是研究振动环境下，结构及零件的疲劳与破坏过程。

 随着现代工程技术的发展，各种生产设备、运输机械以及武器装备正朝着高速、大功率的方向发展，使得结构的振动环境越来越复杂，各种振动问题成为工程界越来越受关注的问题。发电机运转时要经受转子（包括柴油机的曲轴）旋转不平衡而产生的离心力，离心力方向的周期性变化，使机座承受周期交变的动载荷；汽轮机运行时要经受转子高速旋转而产生的周期性激振力，以及气道气流压力沿节距的不均匀分布所引起的周期性激振力等振动载荷；汽车行驶时要经受发动机产生的振动和噪声，以及地面不平、紧急刹车等引起的振动载荷；各种武器装备发射时要经受武器发射、投放、弹射等动作产生的振动载荷。特别是近代航空航天工业的发展，各种飞行器由于振动引起的破坏问题特别突出。飞机在飞行过程中结构要经受发动机产生的振动和噪声、各种非平稳气动力、着陆滑行及某些地面机动产生的振动冲击等动态载荷。火箭在飞行过程中要经受推力、气动和燃气流冲击等动态载荷。振动存在于空间飞行器的发射、飞行、直至完成使命的全部过程。

振动载荷不仅影响机器的正常运转，还会因为强度问题引起破坏。通常由振动引起的破坏形式主要包括振动疲劳破坏、振动峰值破坏以及振动一次通过破坏三种。振动疲劳破坏是振动破坏最常见的形式，它不同于其它任何形式的过载破坏。显然，振动与疲劳密切相关。虽然工程界对疲劳强度已经开展了大量的研究，包括对疲劳寿命曲线、疲劳累积损伤准则、疲劳寿命计算方法以及疲劳强度影响因素等各方面的研究，但很少有关振动环境对疲劳强度影响的研究。由于对振动疲劳缺乏系统和深入的研究与分析，致使对振动疲劳的动力学本质还没有深刻的认识。

为了具体说明开展振动疲劳研究的重要意义，下面举几个典型的实例。

飞机由于结构疲劳破坏发生而失事。1979年，一架美国的”DC-10“大型客机在芝加哥奥黑尔国际机场起飞不久就坠毁；1985年8月，日航的一架5ALl23客机，由于后部压力隔板的开裂而坠毁；2002年5月，台湾中华航空公司一架波音747客机在台湾海峡领空突然解体，造成225人遇难。事后的调查结果显示，上述的机毁人亡事故均是由飞机结构的疲劳破坏引起的。

汽轮机叶片的振动疲劳失效。大量的振动疲劳失效问题已经说明对振动疲劳强度问题展开专门的研究已经成为现代航空航天、交通运输、武器装备等领域急需解决的基础问题。

因此，开展振动环境下疲劳强度问题的研究具有以下意义：

可深入了解结构振动损伤及破坏的本质。进一步在结构的振动设计中，可定性分析及定量计算结构或零件所经受的疲劳损伤程度；在产品疲劳设计过程中，结合振动疲劳的理论及疲劳设计准则，对提高产品可靠性，优化结构设计及最小重量设计都有重大的意义。

可全面了解不同结构的振动特性与振动响应分析。在振动环境下结构的破坏机理，结构的疲劳与振动特性之间的关系及分析影响结构强度的主要因素，对实际工程结构的设计、结构制造工艺的改进和振动破坏的预防，保证飞行器的安全可靠性有重要的意义。

可确定振动疲劳损伤和失效原因。为结构改进设计、规范操作及限定结构使用环境提供参考依据。