加载频率对悬臂梁振动疲劳特性的影响_王锦丽

试验中 , 试样通过螺栓及夹具固定在振动台上 , 形 成一端固支的悬臂梁结构 。所用夹具每次可同时夹持 六个试样 , 如图 2所示 。 试验测 得试样固有频率均在 148 Hz附近 , 与计算结果相差不大 。 微调夹持长度保 证每组六个试样的固有频率均为 148 Hz(本文中所给 频率控制范围为 f±0.5 Hz), 然后分别采用激励频率 为 146 Hz、148 Hz、150 Hz的正弦激励来振动试样 (由于 振动台功率的限制 , 若激励频率偏离固有频率太多 , 则 达不到预期应力幅值 ), 调节振动台加速度 , 保证不同 激励频率下试样上的最大应力均为 145 ±0.1 MPa, 然 后开始长时间的加载振动 , 在随后的振动过程中 , 加载 频率 、加速度值均不再变化 。
第 30卷第 6 期
振 动 与 冲 击 JOURNALOFVIBRATIONANDSHOCK
Vol.30 No.6 2011
加载频率对悬臂梁振动疲劳特性的影响
王锦丽 1 , 李玉龙 1 , 胡海涛1 , 薛 璞 1 , 刘小冬2 , 曾 宁 2 , 刘元镛 1
(1.西北工 业大学 航空学院 , 西安 710072;2.成都飞机设计研究所 , 成都 610041)
1 试验方法
1.1 试样设计及材料 试样 几何 形状及 尺寸 如图 1 所示 (试样 厚度为
4 mm), 该试样是利用有限元软件 (ABAQUS)进行优化 设计得到的 。较宽的一端为夹持端 , 约束夹持端后 , 通 过计算得到试样一阶固有频率为 151.1 Hz。试样的最 大应力在圆弧靠近水平段处 , 即测点位置 。 加工后的 试样表面有划痕和腐蚀的不能作为试验件 , 因为铝合 金材料的裂纹产生和扩展对其表面的损伤很敏感 , 因 而应尽量保证试样表面完整 。
本文研究了加载频率对悬臂梁振动疲劳特性的影
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振 动 与 冲 击 2011年第 30卷
响 。首先,给三组相同的悬臂梁结构分别施加三种不 同频率 (悬臂梁的固有频率 , 略大于固有频率和略小于 固有频率 )的正弦激励 , 使其具有相同的初始应力 , 试 验测得应力随循环次数的变化规律 ;其次 , 在试验测得 应力历程的基础上 , 计算悬臂梁的疲劳损伤量 , 研究在 相同初始应力下不同加载频率对同一悬臂梁振动疲劳 特性的影响 ;最后 , 将预估结果与试验测得的固有频率 下降量作了对比 。
振动疲劳与常规疲劳的区别之处在于需要考虑结
基金项目 :空装 “十一五 ”预研项目 (402060202) 收稿日期 : 2009 -12 -10 修改稿收到日期 :2010 -03 -22 第一作者 王锦丽 女 , 硕士 , 1983年 4月生
构的振动特性 , 也就是说如果结构的振动特性 (固有频 率 、阻尼 )对其受载响应及所导致的疲劳破坏具有主要 作用或具有不可忽略的影响时即会发生振动疲劳问题 。 阻尼对振动疲劳问题的影响机理十分复杂 , 囿于作者所 涉及的研究文献 , 目前振动疲劳研究所关心的问题集中 在加载频率对结构疲劳特性的影响[ 1] , 对此 , 人们也做 了大量的研究工作 。早在 1999年 , Morrissey等[ 2] 已研究 了振动频率 、应变率等因素对疲劳的影响 , 认为振动频率 对疲劳的影响作用与应力比有关 , 但文中研究的是常规 疲劳 , 尚未涉及加载频率所导致的结构共振因素的影响 。 史展飞 , 李玉龙等[ 3] 从微观组织结构和外部环境两方面 论述了疲劳特性的频率效应 , 介绍了频率对合金钢 、钛合 金 、铝合金三类常用金属高周疲劳特性的影响 , 比较了三 者异同 。 结构 的 固有 频 率 和损 伤 又 是密 切 相 关的 , Wang、Shang等[ 4 -6] 基于 FEM分析 , 研究了在焊缝裂纹 扩展过程中试样的固有频率变化问题 , 并确定了损伤面 积和固有频率下降率之间的关系 。随后 , 基于随机振动 试验 , 修正了恒幅载荷下两者之间的关系 。
关键词 :激励频率 ;固有频率 ;共振 ;损伤 ;疲劳 中图分类号 :TG115.57;O346.2 文献标识码 :A
Effectofloadfrequencyonvibrationfatiguebehaviorofcantileverbeam WANGJin-li1 , LIYu-long1 , HUHai-tao1 , XUEPu1 , LIUXiao-dong2 , ZENGNing2 , LIUYuan-yong1
图 2 试样夹持图 Fig.2 Theholdingsketchofthespecimen
需要说明的 是 , 结 构共振包 括位移共 振 、速 度共 振 、加速度共 振 。 其中 , 位 移共振 频率略 低于固 有频 率 , 速度共振频率恰好等于固有频率 , 加速度共振频率 略高于固有频率 。 对于文中研究的铝合金 悬臂梁 , 其 阻尼比仅为 1‰, 故其位移共振频率 、速度共振频率 、加 速度共振频率可以认为是相同的 。 因此 , 这里加载的 虽为加速度 , 也可凭加速度的加载频率与固有频率的 关系来判断是否达到共振 。
试样材料 为航 空用 2024 -T62铝 合金 。 材料参 数 :密度 ρ=2.78 ×103 kg/m3 , 弹性模量 E=72.4 GPa, 泊松比 μ=0.33, 屈服极限 σs =345 MPa, 强度极限 σb =427 MPa。 同时所用试样必须是由同一轧制方向得 到 , 保证材料的性能尽可能一致 。
摘 要 :研究了加载频率对悬臂梁振动疲劳特性的影响 。 首先 , 给三组相同的悬臂梁结构分别施加三种不同 频率
(悬臂梁的固有频 率 , 略大于固有频率和略小于固有频率 )的 正弦激 励 , 使 其具有 相同的 初始应力 , 试 验测得 应力随循 环 次数的变化规律 ;其次 , 在试验测得应力历程的基础上 , 计算悬臂梁 的疲劳损 伤量 , 研 究在相同 初始应力下 不同加载频 率 对同一悬臂梁振动疲劳特性的影响 ;最后 , 将预估结果与试验测得的 固有频率下降量作了对比 。 结果表明 :加载频率 对振 动疲劳寿命有较大的影响 , 所给出的预估结果与试验结果比较吻合 。
(1.SchoolofAeronautics, NorthwesternPolytechnicalUniversity, Xian710072, China; 2.ChengduAircraftDesign＆ ResearchInstitute, Chengdu610041, China)
Abstract: Threekindsofsineloadswithdifferentfrequencieswereloadedonthreegroupsofcantileverbeams. Withtheidenticalinitialstressoneachspecimen, thevariationsofstressvscycleforeachspecimenweremeasured. Then, basdonthestresshistoryrecordedinexperiment, thedetorationlevelofcantileverbeamwascalculated, andthe effectofdifferentloadfrequenciesonvibrationfatiguebehaviorofthesamecantileverbeam wasinvestigated.The calculationresultswerecomparedwiththedetectedresultsaccordingtotheeigenfrequencyreductionmeasuredin experiments.Theresultsshow:theloadfrequencieshavealargeeffectonvibrationfatiguelifeandthecalculationresults areingoodagreenmentwiththeexperimentresults.
其转化为 R=-1时的 S-N曲线 , 如图 4示 。
2.2 损伤预估
对于疲 劳累 积损伤 规
律 , 人们从宏观到微观进行
了多年的研究 , 提出了各种
各样的累积损伤假设 。但
是 , 在工程上有实用价值的
并不多, 在这些损伤理论
中, 最 简 单 适 用 的 是
Palmgren-Miner假 设 , 习 惯
图 1 试样尺寸 (单位 :mm) Fig.1 Dimensionsofthespecimen(unit:mm)
1.2 试验方法 试验在 Y51150振动 台上进行 。 给三组相同的悬
臂梁结构分别施加三种不同频率 (悬臂梁的固有频率 , 略大于固有频率和略小于固有频率 )的正弦激励 , 使其 具有相同的初始应力 , 研究在相同初始应力下 , 不同加 载频率是否对铝合金悬臂梁结构的疲劳性能有影响 。
图 3 试验中各试样测量点应力变化历程 Fig.3 Thestresshistoryofthemeasurementpositionintheexperiment
第 6期 王锦丽等 :加载频率对悬臂梁振动疲劳特性的影响
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2 疲劳损伤预估方法
本节中 , 将研究疲劳损伤预估方法 , 在试验测得应
力历程的基础上 , 计算悬臂梁的疲劳损伤量 。
2.1 S-N曲线
对于材料 、部件以及完整结构的基本疲劳强度评
价 , 人们一直应用着 Wöhler曲线 , 即 S-N曲线 。 查航空材料手册 [ 7] , 得 2024 -T62在 R=0.1时的
S-N曲线 。应用 Goodman公式进行平均应力修正 , 将
试验过程中 , 在测点位置粘贴应变片 , 用 SDY2102E 动态应变仪来采集应变信号 , 试验结束后 , 将应变信号转 换为应力信号如图 3所示 (部分应变片未采集到信号 )。 同时 , 还采用 YE6251Y4位移测量仪及相应的电涡流传 感器和测试软件来记录不同时刻试样的固有频率 , 以固 有频率的下降量来判断试样的破坏程度 。
称 之 为 线 性 累 积 损 伤 理 图 4 2024 -T62在应力比
论 [ 8] 。用公式可表示为 : R=0.1、 -1时 的 S-N曲线
∑k
D=
ni
N i=1
i
Fห้องสมุดไป่ตู้g.4 TheS-Ncurveswiththe
(1) stressratioR = 0.1
or1 of2024 -T62
式中 :ni代表第 i个应力水平
的循环数 , Ni代表在相应 S-N曲线上第 i个应力水平所 对应的破坏循环次数 , k为受载过程中的应力水平数 。
Miner理论假定载荷循环是正弦形的 , 传给试样并 被其吸收的全部功都用来产生试样的破坏[ 9] , 这与我
们的加载形式相符 。 虽然该理论没有考虑加载次序的 影响 , 而实际上加载次序对疲劳寿命有较大影响[ 10] , 但
Keywords:loadfrequency;naturalfrequency;resonance;damage;fatigue
疲劳问题自被人们提出以来 , 至今已经发展成为 一门综合 性的学科 。 但以往 研究的多 属静态 疲劳问 题 , 随着科学 技术研究 的深入和 细化 , 一些学 者注意 到 :在结构使用过程中 , 会受到各种动态激励的影响 , 例如飞机结构受到发动机装置产生的动态载荷和噪声 激励 ;在飞行过程中各种凸起物或空腔产生的非平稳 气流的作用 ;着陆和滑行时地面所产生的冲击和随机 振动激励等 。这些问题涉及到结构的动力特性和响应 特性 , 在飞机结构设计的阶段往往被忽视 , 在风洞试验 中由于这些凸起物或空腔尺寸较小非定常气动载荷又 很难显现 , 而在试飞过程中 , 这些非稳态激励可以使某 些非承力结构很快发生动态疲劳破坏 , 因此 , 在疲劳特 性分析的同时需要考虑结构的动态特性 , 该疲劳问题 就是振动疲劳问题 。