【正文】 行隨面抽樣。 試驗(yàn)夾具及安裝要求 用試驗(yàn)夾具安裝試件時(shí)應(yīng)模擬試件實(shí)際安裝的動(dòng)力特性，即試件安裝在飛機(jī)上與試件安裝在夾具及試驗(yàn)臺(tái)上的安裝頻率、模態(tài)及動(dòng)力響應(yīng)特性應(yīng)當(dāng)一致，這就是所謂的機(jī)械阻抗等效或相互作用等效。 這就要求應(yīng)對(duì)夾具進(jìn)行動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)。完全做到這一點(diǎn)比較困難，但應(yīng)當(dāng)使前三階頻率一致，如飛機(jī)尾翼的振動(dòng)疲勞試驗(yàn)夾具應(yīng)能模擬后機(jī)身垂直彎曲水平彎曲及扭轉(zhuǎn)三個(gè)第一階頻率。 試件在夾具上的安裝特性應(yīng)當(dāng)符合它在飛機(jī)上的安裝特性，必要時(shí)可用剛度試驗(yàn)加以驗(yàn)證。 試驗(yàn)載荷譜及加載要求 應(yīng)當(dāng)根據(jù)試件的使用剖面和環(huán)境剖面進(jìn)行地面及飛行振動(dòng)測(cè)量并采用合理的振動(dòng)數(shù)據(jù)處理及歸納方法制定出適當(dāng)?shù)脑嚰駝?dòng)疲勞載荷譜。 試驗(yàn)加載方式也應(yīng)當(dāng)模擬實(shí)際加載情況，例如，同時(shí)具有集中與分布載荷作用時(shí)兩者也應(yīng)當(dāng)同時(shí)模擬，如果有靜載及有關(guān)環(huán)境條件也應(yīng)當(dāng)同時(shí)加以模擬。 試驗(yàn)設(shè)備不應(yīng)當(dāng)對(duì)試件附加不必要的影響，否則應(yīng)進(jìn)行改進(jìn)或修正。 試驗(yàn)結(jié)果處理 應(yīng)對(duì)試件進(jìn)行動(dòng)力分析和相互作用等效分析，以說明試驗(yàn)結(jié)果是可靠的。 應(yīng)對(duì)試件進(jìn)行破壞或損傷分析，給出破壞原因、剩余損傷量，提出改進(jìn)設(shè)計(jì)的意見。 與常規(guī)疲勞試驗(yàn)一樣，可能情況下應(yīng)對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析。 五 、結(jié)構(gòu)聲疲勞問題 結(jié)構(gòu)的聲疲勞 眾所周知，聲波是一種通過媒質(zhì)傳播的壓力脈動(dòng)，當(dāng)它作用于人耳時(shí)，按照其強(qiáng)度及頻率特征，人們往往將它劃分為不同的類型，如次聲、可聞聲、超聲、樂聲、噪聲等。 噪聲對(duì)結(jié)構(gòu)和物體的作用本質(zhì)上是一種空間分布的，并且往往是隨時(shí)間變化的具有一定頻率分布特征的動(dòng)態(tài)隨機(jī)壓力載荷。當(dāng)這種載荷的量值相對(duì)較小時(shí)，如一般人耳所能承受的聲壓級(jí)或更大一些，尚不會(huì)對(duì)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生影響，隨著聲載荷作用量值繼續(xù)增大，如聲壓級(jí)超過 140dB以上，便可能在結(jié)構(gòu)上產(chǎn)生一定的分布應(yīng)力響應(yīng)，特別是當(dāng)噪聲的頻率分布特性和它所作用結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)特性互相耦合時(shí)，結(jié)構(gòu)就會(huì)發(fā)生顯著的應(yīng)力響應(yīng)。在這種動(dòng)態(tài)應(yīng)力的長(zhǎng)時(shí)間作用下，就如同一般的振動(dòng)疲勞問題一樣，在結(jié)構(gòu)上應(yīng)力集中或其它缺陷部位會(huì)產(chǎn)生疲勞裂紋直至發(fā)展為疲勞破壞。這就是所謂的結(jié)構(gòu)聲疲勞問題。當(dāng)然如果聲載荷作用量值繼續(xù)增大如聲壓級(jí)超過 180dB以上，它可能產(chǎn)生靜強(qiáng)度破壞。 自 20世紀(jì) 50年代未期開始，飛機(jī)結(jié)構(gòu)聲疲勞問題就己經(jīng)成為飛機(jī)設(shè)計(jì)、分析、試驗(yàn)以及使用維護(hù)中必須加以考慮的一個(gè)專門技術(shù)問題。從 20世紀(jì) 70年代起，各種飛機(jī)設(shè)計(jì)規(guī)范和標(biāo)準(zhǔn)已正式列入了處理聲疲勞問題的有關(guān)具體規(guī)定。 實(shí)踐表明，軍用飛機(jī)在使用中會(huì)常常出現(xiàn)各種類型的聲疲勞破壞現(xiàn)象。其中大多表現(xiàn)為：各種翼面蒙皮及機(jī)身側(cè)壁蒙皮裂紋、掉鉚釘，甚至發(fā)展到相應(yīng)的翼肋和機(jī)身環(huán)框裂紋，進(jìn)氣道內(nèi)蒙皮裂紋、掉鉚釘和相應(yīng)結(jié)構(gòu)損壞，機(jī)尾結(jié)構(gòu)在噴流熱噪聲聯(lián)合作用下也會(huì)產(chǎn)生各種破壞現(xiàn)象。盡管一般認(rèn)為這類問題可以被早期發(fā)現(xiàn)、修理，不可能導(dǎo)致重大飛行事故。但如果不在設(shè)計(jì)、研制中較好地解決這一問題，仍將會(huì)給飛機(jī)使用帶來極大的不方便并將付出可觀的維修費(fèi)用。所以飛機(jī)使用方通常都要求飛機(jī)制造廠商嚴(yán)格執(zhí)行有關(guān)規(guī)范及標(biāo)準(zhǔn)中關(guān)于聲疲勞問題的規(guī)定，要在設(shè)計(jì)、研制中采取措施，并通過可靠的分析和試驗(yàn)驗(yàn)證表明： 1) 承受聲激勵(lì)的飛機(jī)結(jié)構(gòu)的任何部位不得產(chǎn)生聲疲勞裂紋： 2) 如果產(chǎn)生了聲疲勞裂紋，必須采取有關(guān)維修措施，以保證這種裂紋不可能引起災(zāi)難性的破壞。 結(jié)構(gòu)聲疲勞設(shè)計(jì)、分析和試驗(yàn)工作內(nèi)容 國(guó)內(nèi)外制定的有關(guān)飛機(jī)聲疲勞設(shè)計(jì)規(guī)范或標(biāo)準(zhǔn)中規(guī)定 。在飛機(jī)設(shè)計(jì)、研制過程中為確保飛機(jī)研制質(zhì)量和使用安全而進(jìn)行的飛機(jī)結(jié)構(gòu)聲疲勞設(shè)計(jì)、分析和試驗(yàn)工作主要包括以下幾個(gè)方面： 聲疲勞大綱 飛機(jī)設(shè)計(jì)師在考慮可能經(jīng)受強(qiáng)噪聲聲壓級(jí)（超過 140dB）作用的結(jié)構(gòu)件設(shè)計(jì)問題時(shí)，應(yīng)當(dāng)首先制定一個(gè)聲疲勞大綱，用以規(guī)定按照規(guī)范或標(biāo)準(zhǔn)需要進(jìn)行的各項(xiàng)分析、測(cè)量漢驗(yàn)證試驗(yàn)工作計(jì)劃。此項(xiàng)大綱應(yīng)是結(jié)構(gòu)完整性大綱的一個(gè)組成部分，它應(yīng)當(dāng)包括下列各項(xiàng)內(nèi)容： A. 作用在飛機(jī)結(jié)構(gòu)表面上的各種聲載荷的預(yù)計(jì)分析，最終給出綜合的結(jié)構(gòu)聲載荷分布 。 B. 考慮到結(jié)構(gòu)型式、連接件及工藝、材料特性的有關(guān)結(jié)構(gòu)部件聲疲勞數(shù)據(jù)的獲得 。 C. 結(jié)構(gòu)初步設(shè)計(jì)以及相關(guān)的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)優(yōu)化設(shè)計(jì)分析和聲疲勞壽命預(yù)計(jì)分析 。 D. 用早期生產(chǎn)型飛機(jī)對(duì)有關(guān)結(jié)構(gòu)表面進(jìn)行的聲測(cè)量并制定聲疲勞試驗(yàn)載荷譜 。 E. 有關(guān)結(jié)構(gòu)的全尺寸構(gòu)件聲疲勞驗(yàn)證試驗(yàn) 。 F. 結(jié)構(gòu)改進(jìn)方案以及使用中的維護(hù)措施。 聲載荷預(yù)計(jì)分析 飛機(jī)結(jié)構(gòu)發(fā)生聲疲勞的根本原因在于聲載荷的作用，雖然飛機(jī)在其使用過程中始終伴隨有強(qiáng)噪聲存在，但一般規(guī)范規(guī)定只有當(dāng)飛機(jī)結(jié)構(gòu)部件承受的聲載荷聲壓級(jí)超過 140dB 時(shí)才需要考慮其聲疲勞問題 。在飛機(jī)上對(duì)結(jié)構(gòu)可能產(chǎn)生超過 140dB 聲壓級(jí)的聲源主要有以下幾種： A. 動(dòng)力裝置（推進(jìn)系統(tǒng)）工作產(chǎn)生的噪聲，如噴氣噪聲、渦輪風(fēng)扇及壓氣機(jī)噪聲、螺旋漿噪聲等 。 B. 飛行中空氣動(dòng)力產(chǎn)生的噪聲，如附面層壓力脈動(dòng)（又稱擬噪聲），空腔噪聲，分離流噪聲，激波振蕩噪聲等 。 C. 武器系統(tǒng)發(fā)射產(chǎn)生的噪聲，對(duì)于不同類型、不同型號(hào)的飛機(jī)，以及不同的結(jié)構(gòu)部位，以上三種強(qiáng)噪聲源可能只有一種或幾種需加以考慮 。是否加以考慮以及如何考慮必須通過對(duì)不同聲源產(chǎn)生的聲載荷進(jìn)行預(yù)計(jì)分折及以后的聲載荷測(cè)量來決定。 結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析和動(dòng)力學(xué)優(yōu)化設(shè)計(jì)問題 在一定聲載荷范圍內(nèi)，結(jié)構(gòu)之所以能夠發(fā)生聲疲勞破壞，還與結(jié)構(gòu)本身的動(dòng)力學(xué)特性密切相關(guān)。一般而言，聲在結(jié)構(gòu)上產(chǎn)生的動(dòng)態(tài)應(yīng)力，主要是在結(jié)構(gòu)共振頻率附近，特別是在第一階及有關(guān)低階共振頻率附近具有顯著分量。因此在聲疲勞設(shè)計(jì)分析中，通常都要進(jìn)行有關(guān)結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)分析，包括動(dòng)力特性及動(dòng)力響應(yīng)分析 。同時(shí)既然聲疲勞是由聲載荷與結(jié)構(gòu)動(dòng)力特性耦合而產(chǎn)生的疲勞問題，所以它與前面介紹的振動(dòng)疲勞問題有著完全相同的性質(zhì)和處理方法，所以防止聲疲勞的主要設(shè)計(jì)措施之一也就是要按響應(yīng)控制或頻率控制來進(jìn)行結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)優(yōu)化設(shè)計(jì)和振動(dòng)控制設(shè)計(jì)。需要進(jìn)行的工作有： A. 結(jié)構(gòu)動(dòng)力特性分析 。 B. 結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)（一般為隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)）分析 。 C. 結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)優(yōu)化設(shè)計(jì) 。 D. 結(jié)構(gòu)振動(dòng)控制（如阻尼附加等）設(shè)計(jì)。 由此看來，結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)、分析在處理結(jié)構(gòu)聲疲勞問題中也具有特殊的重要性。 聲疲勞預(yù)計(jì)分析和聲疲勞設(shè)計(jì)問題 飛機(jī)結(jié)構(gòu)聲疲勞預(yù)計(jì)分析是受強(qiáng)噪聲作用的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)工作的一項(xiàng)重要內(nèi)容，這一工作乃是建立在獲得有關(guān)結(jié)構(gòu)元件或結(jié)構(gòu)部件聲疲勞試驗(yàn) SN 數(shù)據(jù)或等效的隨機(jī)振動(dòng)疲勞試驗(yàn) SN 數(shù)據(jù)（包括有關(guān)工藝、材料及應(yīng)力集中特性）以及結(jié)構(gòu)動(dòng)特性及動(dòng)力響應(yīng)分析的基礎(chǔ)上。在飛機(jī)設(shè)計(jì)初期所需的聲疲勞數(shù)據(jù)可以參考相近似的有關(guān)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，聲疲勞分析本身主要是參考常規(guī)的結(jié)構(gòu)疲勞分析方法以及有關(guān)工程經(jīng)驗(yàn)方法如波音 DSR 方法等。 對(duì)于結(jié)構(gòu)耐聲疲勞設(shè)計(jì)問題，在結(jié)構(gòu)初步設(shè)計(jì)及改進(jìn)中都必需選擇合理的結(jié)構(gòu)型式和參數(shù)、結(jié)構(gòu)材料、連接方式、工藝方法以及合理地考慮應(yīng)力集中、邊界連接、結(jié)構(gòu)阻尼、其它環(huán)境條件、表面保護(hù)等問題才能保證結(jié)構(gòu)具有良好的耐聲疲勞品質(zhì)。在這些方面合理地應(yīng)用以往的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及使用經(jīng)驗(yàn)、有關(guān)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)方法和常規(guī)疲勞設(shè)計(jì)的經(jīng)驗(yàn)和方法將是非常必要的。 聲載荷測(cè)量和聲疲勞試驗(yàn) 結(jié)構(gòu)聲疲勞驗(yàn)證試驗(yàn)是檢驗(yàn)設(shè)計(jì)和保證使用安全的一項(xiàng)重要手段。 聲載荷測(cè)量的目的是為驗(yàn)證聲載荷預(yù)計(jì)分析和編制結(jié)構(gòu)聲疲勞試驗(yàn)載荷譜提供實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)。結(jié)構(gòu)聲疲勞試驗(yàn)載荷譜一般是依據(jù)飛行任務(wù)剖面（狀態(tài)）時(shí)間數(shù)據(jù)和狀態(tài)聲載荷測(cè)量結(jié)果利用所考慮的結(jié)構(gòu)部件的聲疲勞元件試驗(yàn) SN 曲線進(jìn)行歸納整理得到的。 聲疲勞試驗(yàn)是一種高聲強(qiáng)試驗(yàn)，一般按結(jié)構(gòu)部件所處聲場(chǎng)性質(zhì)的不同劃分為行波管試驗(yàn)、混響室試驗(yàn)以及外場(chǎng)模擬（噴氣）噪聲試驗(yàn)三種類型 。根據(jù)結(jié)構(gòu)使用中的環(huán)境和載荷狀況，試驗(yàn)時(shí)可考慮附加其它載荷（如靜載）和其它環(huán)境（如高溫）條件。 結(jié)構(gòu)聲疲勞與振動(dòng)疲勞技術(shù)的統(tǒng)一 根據(jù)我們前面對(duì)于振動(dòng)疲勞的定義可見，聲疲勞現(xiàn)象除載荷不同外，本質(zhì)上就是一種分布隨機(jī)動(dòng)態(tài)載荷作用下的振動(dòng)疲勞問題，因而兩種問題完全可以在技術(shù)處理上統(tǒng)一起來，例如： ? 聲疲勞 SN 曲線可以用隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)給出 。 ? 聲疲勞分析可以基于結(jié)構(gòu)動(dòng)力分析和動(dòng)力響應(yīng)分析來進(jìn)行 。 ? 抗聲疲勞設(shè)計(jì)可以綜合采用結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)優(yōu)化設(shè)計(jì)，阻尼附加設(shè)計(jì)以及常規(guī)的抗疲勞設(shè)計(jì)技術(shù)來進(jìn)行 。 ? 使用中發(fā)生的聲疲勞裂紋維修技術(shù)也和振動(dòng)疲勞裂紋維修一樣，采用阻尼附加，局部結(jié)構(gòu)及工藝改進(jìn)等方法進(jìn)行 。 ? 聲疲勞試驗(yàn)也可以采用（擬）分布隨機(jī)動(dòng)載荷的隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)來進(jìn)行，這將遠(yuǎn)比以往昂貴且不能有效摸擬實(shí)際的高聲強(qiáng)試驗(yàn)技術(shù)更為合理。 備注： 有關(guān)結(jié)構(gòu)聲疲勞技術(shù)的詳細(xì)介紹請(qǐng)參見下列著作： ? 《 飛機(jī)結(jié)構(gòu)聲疲勞設(shè)計(jì)手冊(cè) 》 （姚起杭主編，航空工業(yè)出版社 1998年出版） ? 《 飛機(jī)結(jié)構(gòu)聲疲勞文集 》 （姚起杭主編，航空工業(yè)出版社 1991年出版）