铝合金加筋板共振疲劳实验研究

廉 政，周卫冬

铝合金加筋板共振疲劳实验研究

廉 政1，周卫冬2

(1.南京交通职业技术学院轨道交通学院，江苏南京211188；2.中核集团中国中原对外工程有限公司，上海 徐汇区 200234)

为了解常用铝合金加筋板结构件在动态载荷下结构的响应特性，分析该类型结构件在振动特别是共振条件下，危险位置的应力应变响应的变化规律及其寿命特性，该文设计了一款加筋板结构件的共振加载及数据采集系统，以便完成上述目标。实验表明，该实验系统整个运行过程较为稳定，可操作性强，能够完成预期的实验目标，同时为结构振动疲劳的进一步研究提供了有力支撑。

加筋板；动载荷；振动；实验系统

1963年文献[1]首次提出了振动疲劳的概念，并将其定义为振动激励下产生的具有不可逆且累积性的结构损伤或破坏。20世纪70年代，国内航空领域，因发展加速振动强度试验技术的需要，文献[2-7]中相继提出了振动疲劳这一新的概念。振动疲劳是振动环境可能导致的最常见的故障模式[8-10]，而结构振动疲劳试验是振动疲劳强度研究的根本技术，多年来结构强度及耐久性实验主要是依托振动台实验来实现，工程实际上使用的所有疲劳曲线与疲劳数据多源于此类试验，同时它也是振动疲劳理论研究的主要验证手段。随着人们对产品和结构的可靠性和安全性的要求越来越高，特别是航天航空领域，在20世纪60年代，702研究所进行了振动实验系统的设计，其中包括多种类型的振动台的设计，为我国在军用和民用行业产品可靠性做出了巨大贡献[11]。在1995年，西北工业大学的肖寿庭等人，利用振动台完成了航空铝合金的振动疲劳SN曲线的绘制工作，对结构振动条件下的疲劳寿命估算提供了计算依据[12]。2013年，文献 [12]利用振动试验台完成了航空叶片高应力水平下的疲劳实验，并进行了数据采集，对基础激励与振动应力相应之间的关系进行了研究。自从振动疲劳提出以来，国内外陆续有学者在振动疲劳试验方面展开研究。但是大部分的振动疲劳试验均是采用基础激励的方式来实现。当试验结构的固有频率与基础激励的频率相一致或接近时，在长时间的激励作用下，结构发生共振疲劳破坏。不足的是，基础激励实现的共振疲劳不能模拟载荷直接作用在结构上的共振疲劳试验，基础激励需要使用电磁振动台等大型设备，需要花费较大的成本。鉴于以上问题，发展一种直接使用激振器作用在结构上的振动疲劳试验技术，对于节约试验成本，更真实地模拟结构服役环境具有重要的工程应用价值。基于上述原因，本文介绍了一种能够跟踪结构固有频率，并且能够对响应应力、振幅等进行多参数控制的振动疲劳实验系统。

1 振动疲劳实验

1.1 实验软件介绍

实验采用Labview编制的分析软件实现控制及数据分析。该分析软件的主界面如图1所示，该分析软件可以实现力、加速度、应变、激励频率等多通道信号同步显示，并可以同时对最多两个信号进行同步控制，软件界面可以在瞬时峰值采集截面及适时数据采集截面自由切换。总的来说该系统可以实现以下3个方面的功能。1)控制并记录力、加速度、应变数据。2)根据振动理论常识，共振条件下激励力与加速度响应存在90°的相位差，且由于实验过程中结构的固有频率由于损伤的原因，致使结构固有频率是不断降低的，这就需要不断微调激励频率使得激励频率和固有频率保持一致，该系统可以对实时采集的力数据和加速度数据进行分析，计算其相位差并以箭头指示形式显示。在显示过程中可以通过调整频率按键(如图2所示)来实现该指示箭头始终显示在90°位置，从而保证系统始终处于共振状态。3)可以进行扫频操作，当实验系统故障，或者停机检查实验件后，需要继续进行实验，为了准确地确定加载频率，需要对结构件进行扫频。该系统可以向动态信号分析仪发射扫频信号，经过激振器传递至结构件从而确定结构的第一阶段固有频率，进而确定加载频率。

图1 程序主操作界面

图2 控制及数据峰值采集界面

1.2 实验硬件介绍

除了上述软件系统，本次实验主要由以下硬件组成:电脑、NI数据采集卡(动态应变仪)、功率放大器、动态信号分析仪、激振器、实验件、夹具、力传感器、加速度传感器、应变片和数据线若干等。

实验系统原理及系统搭建如图3所示，硬件连接关系依次为:电脑、应变仪、功放、动态信号分析仪、激振器、实验件。首先通过电脑软件平台发射扫频信号，确定结构固有频率，从而再次通过软件发出以结构固有频率为激振频率的激振正弦信号，其幅值大小可以通过功率放大器的旋钮进行调整。信号经功放传递至动态信号分析仪后，经过激振器顶杆加载至结构件，结构件上传感器及应变数据线与NI对接，从而传递至电脑系统，由电脑实现数据的实时存储。

图3 实验系统原理及系统搭建图

1.3 实验工况

本次实验共两类试验件，试件几何形状及尺寸如图4所示。试件材料为LY12CZ铝合金，厚度为1.6 mm/2 mm， 材料的强度极限为 σb＝411MPa，弹性模量为 E＝0.7×105MPa。

表1 (续表)

图4 试件形状及尺寸

总体工况分为两种共6组，试件的激励编号及加载方式如表1所示。

1.4 测点布置

为了充分考虑加筋结构对结构的支撑，我们希望破坏发生在对于飞机蒙皮起重要支撑作用的筋条位置。为了既不至于由于夹持距离过大导致结构频率较大，又不因为夹持距离过短导致破坏位置不在筋条上，以大型有限元仿真软件MSC.PATRAN＆NASTRAN为分析平台，建立有限元模型，并对模型进行模态响应分析，通过多次试算发现结构件第一阶固有频率过高，考虑到加载系统的最高加载频率，且高频条件下系统激振力加载困难的问题，在原始结构右侧蒙皮上增加5 kg的配重(如图6所示)以降低结构频率，通过仿真运算，在初步选定夹持位置位于加筋板结构蒙皮段横向距离为11.5 cm的条件下(即图5左侧约束距离)，结构第一阶固有频率为16 Hz左右，相对后续实验来说结果较为理想。

图5 有限元模型

图6 配重

应变片的主要目的是能够监测结构破坏位置的应力状态，按图8所示方式进行加载，激振器和夹具固定在实验台面上，加筋板按照先前仿真的预设距离进行装夹，激振器顶杆与加筋板横向中心位置以螺纹方式链接，且顶杆上装有力传感器。应力最大的位置必然是加筋被夹持端根部位置，因此在加筋板筋条上相应的地方粘贴应变片(如图7所示，应变1和应变2)。为了防止上述危险位置的应变片在加载过程中由于连续振动发生失效，同时在结构远端的固定位置粘贴应变片3，由于结构始终在弹性范围内进行振动，因此各点应力关系呈线性比例关系，且远场应变较小容易控制。标记危险位置(应变1和应变2对应位置)的应力状态与应变3位置应力状态的比例关系。在实验过程中，若在实验中危险位置应变片失效则改为对远场应变3的控制来实现危险位置应力响应的控制。

加速度传感器位置的确定主要依据为结构件的振幅和结构的振型，因为加速度传感器一般都由502胶水进行粘接，所以考虑以下两个要素:1)在结构振动幅度较大位置容易脱落，避免类似位置；2)结构振动形态要求粘接位置避开节点和节线等类似响应小或者无响应区域。依据以上原则，经过上述软件仿真初步确定如图8所示位置进行粘接。

图7 应变片粘贴位置

图8 实验件安装

2 振动疲劳实验结果

2.1 数据采集及处理

从NI数据采集系统中读入多通道的应变数据、加速度信号、载荷时间历程和跟踪结构固有频率的历程数据。载荷历程数据等导入Matlab软件中，进行分析，总结出在不同种振动疲劳状态下的结构疲劳过程一般规律，分别从不同角度说明对结构疲劳寿命影响。由于实验数据量较大，在所有实验件中，取出代表1.6 mm加筋板共振定应力 (如图9所示)，2 mm加筋板共振定载荷 (如图10所示)的实验样本数据来概括说明实验过程。同时，由于加速度及力信号的响应数据较为密集，为了便于观察，本人均截取实验寿命过程中的2 s。

图9 1.6 mm加筋板频率，根部最大应变，载荷，加速度变化规律

图10 2 mm加筋板频率，根部最大应变，载荷，加速度变化规律

有上述两种结构件实验结果的频率时间关系可见，1.6 mm加筋板在相应工况下的振动疲劳寿命为83 min，2 mm加筋板的振动疲劳寿命为58 min。从破坏位置来看，裂纹均位于夹持位置根部的角梁上。

2.2 数据结果分析

由上述数据结果可知:

1)由频率寿命曲线可知不管是哪种工况，随着疲劳实验的开展，由于结构的损伤，刚度的降低，结构件的固有频率呈逐渐下降的趋势，通过大样本的实验可以建立起频率和寿命的关系。通过对结构件进行频率测试，从而估算其剩余使用寿命成为可能。

2)如图6所示，在共振定应力实验中，在保证共振的同时，系统的应力控制较为恒定，此时载荷数据变化也不大，说明该结构在疲劳实验过程中结构阻尼变化不明显。通过该工况，可以验证在同等应力水平下，振动疲劳与非振动疲劳寿命的差异性及通过大样本实验可以建立起振动疲劳结构件的S-N曲线，用以估算在振动疲劳环境下的疲劳寿命。

3)在共振定载荷工况下 (如图7所示)，结构的载荷控制过程较为稳定，此时应力的变化也不明显，说明2 mm的加筋板和1.6 mm加筋板阻尼特性类似，均无明显变化。通过此类工况，可以分析出在同等载荷条件下，结构危险位置的应力在共振与非共振条件下的异同。

4)从上述两种工况的实验数据来看，实验系统不管是在控制应力还是在控制载荷，其控制结果较为理想，特别是1.6 mm加筋板的共振控制应力的工况，应变波动很小，数据保证较为恒定。

3 结束语

该振动疲劳实验系统，工作过程较为稳定，能够较为理想地保证结构处于共振状态，且该系统在参数控制和采集过程中，变量能够得到有效控制，可以采集加速度、应变、力幅和频率等信息，通过上述信息的采集，能够顺利地描述在振动过程中结构疲劳寿命的变化规律及动态特性，建立起频率寿命、应力寿命和力的大小与寿命等之间的关系。

[1]CRANDALL SH.Random vibration in mechanical systems[M].New York:Academic Press，1963.

[2]姚起杭.谈谈加速振动试验问题[J].航空标准化与质量，1975(6):9-20.

[3]加速振动强度试验小组.加速振动强度试验总结[J].航空标准化与质量，1978(5):8-19.

[4]姚起杭.再谈加速振动试验问题[J].航空标准化与质量，1979(3):43-47.

[5]姚起杭，姚军.结构振动疲劳的工程分析方法[J].飞机工程，2006(1):39-43.

[6]姚起杭，姚军.结构振动疲劳问题的特点与分析方法[J].机械科学与技术，2000，19(s1):56-58.

[7]姚起杭，姚军.工程结构的振动疲劳研究[J].飞机工程，2005(3):5-8.

[8]张阿舟.振动环境工程[M].北京:航空工业出版社，1986.

[9]夏益霖.振动环境工程的发展和应用[M].北京:航空工业出版社，1999.

[10]姚起杭，姚军.工程结构的振动疲劳研究[J].飞机工程，2005(3):5-8.

[11]张巧寿.振动实验系统现状与发展[J].航天技术与民品，2000(8):36-39.

[12]肖寿庭，杜修德.LY12CZ铝合金悬臂梁动态疲劳SN曲线的试验测定[J].机械强度，1995，17(1):22-24.

Experimental Study on the Resonance Fatigue of Stiffened Structures

LIAN Zheng1，ZHOU Weidong2
(1.School of Urban Rail Transportation， Nanjing Institute of Communication， Nanjing 211188， China；2.CNNC China Zhongyuan Engineering Corp， Xuhui 200234， China)

In order to understand the structural response characteristics of stiffened plate structure which is often used under dynamic load， the stress and strain response of the type structure under the vibration， especially the resonance condition， and the life characteristics of the stress-strain response are analyzed.This paper designs a stiffened plate structure of resonant loading and data acquisition system to accomplish the above objectives.Experiments show that the whole process of the experimental system is relatively stable， operable， and can be able to complete the expected experimental objectives， while provide a strong support to the structural vibration fatigue on the further study.

stiffened plate； dynamic load； vibration； experimental system

V415.1

A

10.3969/j.issn.1672-4550.2017.05.020

2016-01-19；修改日期:2016-02-22

国家科技支撑计划(2015BAF07B02)。

廉政(1985-)，男，博士，讲师，主要从事振动疲劳方面的研究。