[发明专利]一种含不确定性金属结构声振疲劳寿命的估算方法

说明书

本发明公开了一种含不确定性金属结构声振疲劳寿命的估算方法。该方法首先建立金属结构的有限元分析模型，考虑有限样本条件下材料与结构特性参数的不确定性效应，基于频率响分析理论得到系统的传递函数；然后根据随机噪声载荷的特点，针对典型宽带平稳各态历经的随机噪声载荷，用平方和开方(SRSS)方法得到各个关键结点位移、应力的均方根响应与应力功率谱密度函数(PSD)，再结合Dirlik模型与区间不确定传播二阶泰勒级数展开法与频域内振动疲劳的分析方法，建立雨流幅值概率密度函数和功率谱密度函数之间的关系，最后应用Miner线性累计损伤理论得到含不确定性金属结构的声振疲劳寿命区间范围。本发明在计算受典型随机噪声激励的结构寿命时充分考虑了结构与材料参数的分散性，因此得到的疲劳寿命更加合理。

技术领域

本发明涉及金属结构噪声振动疲劳技术领域，特别涉及考虑不确定性作用下结构对于随机噪声载荷的动响应与声疲劳寿命估算方法。适用于在典型复杂噪声载荷下各种结构类型的声疲劳寿命高效预测，为工程抗声疲劳结构设计提供帮助。

背景技术

噪声载荷对结构的作用本质是一种空间分布的，具有一定频率分布特性的动态随机压力载荷。当声压级量级超过140dB，它可以在结构上产生一定的分布应力响应，特别是当噪声的频率分布特性和它所作用的结构的动特性互相耦合时，结构便会产生显著的应力响应。声疲劳属于高周低应力问题，在这种动态应力的长时间作用下，结构的应力集中和缺陷部位便会形成疲劳裂纹，在工程上当裂纹成核并扩展到可检长度的阶段后即产生了疲劳裂纹形成寿命即所要研究的声振疲劳寿命。

飞行器在服役过程中处于发动机喷气、气动力与壁面耦合作用、机体自身结构工作振动等产生的复杂噪声环境。随着飞行器飞行速度的提高、动力装置推力增大和作战要求性能的改善，飞行器运行中产生的各种噪声量值不断地增大。实践表明，不论是军用飞机还是民用飞机在使用中都会常常出现各种类型的声疲劳破坏现象。其中大多数表现为：各种翼面蒙皮及机身侧蒙皮裂纹、翼肋和机身环框裂纹、进气道内蒙皮裂纹、机尾在喷流作用下的各种破坏。传统的声疲劳寿命估算存在很多局限性，比如：在考虑动态应力效应时只考虑了低阶频率，有的只考虑了一阶固有频率，对频率分布宽能量高的载荷引起的效应有一定误差；在初步设计中设计者需清楚对象所用的材料和结构型式与已有曲线的是否相同，相同则可在得到均方根值应力后引用特定的结构型式及材料的声疲劳试验曲线来得到寿命，但不相同则需要重新进行结构参数设计，按照现有的曲线来等效转化与结果经验修正，此举工作量大且精度低；特定结构及材料的均方根值寿命曲线本身就很缺乏，目前已有的数量少，需要获得大量的试验数据支持。

另外，制造加工工艺及材料非均质性所造成的初始缺陷和损伤不可避免，并在未来长期服役过程中于结构内部不断发展、蔓延、传播，严重影响着结构的力学行为及使用安全。建立以非概率理论框架为基础的不确定性表征技术、不确定性金属结构声振疲劳寿命估算技术具有显著的现实意义。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种针对含不确定性金属结构声振疲劳寿命的估算方法。本发明充分考虑实际工程问题中普遍存在的不确定性因素，以非概率区间方法表征不确定量，引入不确定区间传播理论，所得到的设计结果更加符合真实情况，工程适用性更强。

本发明采用的技术方案为：一种含不确定性金属结构声振疲劳寿命的估算方法，实现步骤如下：

第一步：依据飞行任务剖面时间数据和状态声载荷测量带宽声压级，采用将其转换为随机噪声的频谱载荷，其中L＝L_b-10lg(Δf)，P₀＝2×10^-5Pa为参考声压，L_b为带宽声压级，Δf为频带宽度，G(f)为转化后的噪声功率谱密度值；