声疲劳

　　声疲劳是 飞机和火箭等飞行器的金属结构在声频交变负载的反复作用下产生裂纹或断裂的现象。 　　航天器在起飞和进入大气层时，喷气式飞机在飞行过程中都处在强噪声 环境中。它们的薄板结构会由于声致振动而产生疲劳，或引起铆钉松动，有时还会引起蒙皮撕裂。随着飞行器发动机推力的不断增加，噪声对飞行器结构的影响也就越来越大。

　　声疲劳是声和附面层压力起伏引起飞行器结构部件共振（或者是噪声强迫飞行器结构部件发生激振）而产生的。声疲劳现象同其他由于随机载荷而产生的疲劳没有本质上的区别 。疲劳破坏的过程有裂纹源的形成、疲劳累积（微观裂纹扩展）、疲劳损伤(裂纹扩展)和疲劳断裂四个阶段。裂纹源通常产生在应力集中的地方，它和局部的最大应力、表面处理、部件结构形式、材料内部缺陷、材料表面腐蚀和剥伤等情况有关。疲劳裂纹是从局部向外扩展的，当加载而产生的裂纹扩展断裂力不足以平衡外力时，便造成突然断裂。从疲劳断裂过程来看，疲劳寿命包括前三个阶段。一般说，材料的塑性越高，裂纹扩展阶段所占的时间的比例越长。

　　从振动方面来看，声疲劳有下述特点：①相当于作用力的噪声场是宽带随机过程，结构部件的疲劳损伤主要在共振点附近；②共振点的阻尼特性对疲劳损伤有很大影响，外加声压与相应的应力之间不成正比关系，振动具有非线性响应。

　　 声疲劳试验过去都是在低频振动条件下进行的。飞行器的噪声来源主要是喷气噪声和附面层压力起伏，因此，不考虑无规信号激发时相应于高应力振幅的 概率分布，在决定金属 结构疲劳 断裂时间的影响时就不可能正确估计它的使用寿命。为了准确地估计结构的 抗疲劳性能（如寿命、裂纹扩展率、 剩余强度等），近年来，对大型结构部件开始用 无规噪声激发进行声疲劳试验，试验结果比较符合实际飞行环境条件下的声疲劳的效果。 　　声疲劳试验是利用气流声源（如旋笛、 气流扬声器等）在 行波管或 混响室中产生165～175分贝的无规声场。试验时声波可以用正向入射、掠入射或 无规入射的方式激发金属薄板振动。同时应用传声器监视 声压级，用 应变仪、 加速度计或涡流 测振仪测量金属薄板的振动。裂纹的产生和扩展，可以通过观察窗直接观察或者用工业电视观察。常用的声疲劳试验系统如图。 　　描述金属薄板声疲劳特性通常用 S- N曲线,即不同应力级 S时产生疲劳损伤的周数 N。对于 正弦信号所激发的振动，周数是频率与时间的乘积。对于窄带无规信号激发的振动,其等值为半周数 N0（或称零点数） 式中 f2和 f1分别为窄带无规噪声的上下限频率。 　　在声疲劳试验中,由 声致振动引起的 S- N曲线也可以直接用声压级和损伤时间的关系曲线（也称 Lp- t 曲线）来描述。 　　声疲劳试验数据的离散性很大，但在比较大的 允许误差范围内, S- N曲线在一定的范围内可以近似地用下述方程来描述：　式中 S为应力级； S1为常数； N 为疲劳损伤的周数；1/ α为直线斜率，可以通过试验求出。部件实际疲劳寿命的估算，可以用疲劳累积损伤定律。最简单的是假设部分疲劳损伤可以线性叠加的 明纳定律，即：　式中 ni代表 n1, n2,…； Ni代表 N1, N2…。假设在加载过程中只有 S1和 S2两种负载,若先加 n1周的应力 S1,如果 N1为应力 S1的损伤周数,则部分损伤为 n1/ Ni。设 n2为在应力 S2的剩余损伤疲劳寿命(周数),而 N2为应力 S2的损伤周数，则　式中 N1, N2可以由试验获得的 S- N曲线上求出。为了提高寿命估计的准确性，应该考虑加载顺序和加载间隔的影响，虽然已经提出了几种疲劳累积损伤理论，但是目前在工程上仍然使用明纳定律。用于声疲劳时，明纳定律中的 n、 N 等应该改用相应的噪声作用的时间。