張立，郭定文，潘凱，劉志宏

（1.中國飛機強度研究所，西安 710065；2.西北工業(yè)大學(xué) 航海學(xué)院，西安 710072）

目前，結(jié)構(gòu)承受噪聲與靜壓聯(lián)合載荷工況的測試試驗[1-20]通常是在風洞中開展，但風洞試驗對試驗裝置有所限制，一般僅用于部件級驗證試驗，如美國開展的F-22 主彈艙艙門開啟時所做的風洞試驗[2]。然而，部件級實驗前，在飛機設(shè)計初期、結(jié)構(gòu)選型階段，相關(guān)的測試試驗卻很難實施。針對這種情況，本文提出了一種準確評估結(jié)構(gòu)響應(yīng)特性及破環(huán)特性的聲靜聯(lián)合加載試驗方法，該方法可針對不同聲壓級及靜力要求，開展選型階段結(jié)構(gòu)的聲靜聯(lián)合試驗。

1 聲靜聯(lián)合試驗

聲靜聯(lián)合試驗測試包括噪聲測試、靜壓測試和響應(yīng)測試三部分。圖1 為聲靜聯(lián)合試驗的流程圖。

圖1 聲靜聯(lián)合試驗框圖Fig.1 Block diagram of combined acoustic and static test

（1）試件安裝。試驗件通過螺栓安裝在行波管側(cè)壁上，周圍采用萬能粘土密封，防止氣體與噪聲泄露。

（2）噪聲加載方法。使用行波管提供噪聲加載。由空壓機提供壓縮空氣，驅(qū)動電動氣流揚聲器，由聲控制系統(tǒng)設(shè)定噪聲譜形，并通過傳聲器實現(xiàn)聲場的閉環(huán)控制。

（3）靜壓加載方法。行波管內(nèi)部裝設(shè)靜壓加載裝置，空壓機提供的壓縮空氣直接輸入行波管內(nèi)部，為試驗件受聲面提供正壓，并在試驗件受聲面粘貼壓力傳感器；封閉氣室內(nèi)靜壓由移動式空氣壓縮機提供，模擬試驗件受聲面負壓，并在封閉氣室安裝壓力傳感器，正壓與負壓由聲采集系統(tǒng)測試。

（4）響應(yīng)測試。應(yīng)變響應(yīng)由試驗件上粘貼的應(yīng)變片獲得。應(yīng)變測試位置選擇在試驗件與加筋條平行邊的中間位置，如圖2 所示，測點1—測點6 在試驗件加筋面，以實心框表示；測點11—測點20 在試驗件非加筋面，以空心框表示。其中測點13、測點16為應(yīng)變花，其余為應(yīng)變片。

為開展進氣道典型結(jié)構(gòu)聲靜聯(lián)合試驗，專門設(shè)計了噪聲與靜載聯(lián)合加載裝置。試驗件通過螺栓螺接安裝在行波管側(cè)壁上，周圍采用萬能粘土密封，防止氣體與噪聲泄露。試驗件加筋面為受聲面，面向行波管內(nèi)，安裝照片如圖3 所示。另外，行波管內(nèi)部裝設(shè)靜壓加載裝置，由空氣壓縮機持續(xù)提供高壓氣體，為試驗件受聲面提供正壓，可實現(xiàn)噪聲與靜壓同側(cè)加載，在正對靜壓加載處安裝壓力傳感器。行波管外部安裝封閉氣室，由移動式空氣壓縮機提供氣體產(chǎn)生靜壓，模擬試驗件受聲面的負壓，用于噪聲與靜壓兩側(cè)加載，進氣閥、泄氣閥用于調(diào)節(jié)靜載壓力，壓力表、壓力傳感器用于靜載壓力數(shù)據(jù)的采集，如圖4 所示，且封閉氣室與試驗件時間采用密封膠條密封，防止封閉氣室中氣體泄露。

圖2 應(yīng)變測點位置Fig.2 Position of strain points

圖3 試驗件安裝（正壓加載）Fig.3 Installation of test pieces (positive pressure loading)

圖4 試驗件安裝（負壓加載）Fig.4 Installation of test pieces (negative pressure loading)

2 聲靜聯(lián)合試驗分析

為了驗證聲靜聯(lián)合試驗方法，本文以飛機壁板結(jié)構(gòu)作為研究對象開展聲靜聯(lián)合試驗研究，驗證了試驗方法的可靠性，獲得了結(jié)構(gòu)件動靜應(yīng)變響應(yīng)規(guī)律。

2.1 噪聲對結(jié)構(gòu)應(yīng)變的影響

以飛機壁板結(jié)構(gòu)為研究對象，開展了三組不同靜壓條件下，結(jié)構(gòu)靜應(yīng)變及動應(yīng)變響應(yīng)隨噪聲級變化的試驗研究。

圖5 給出了在正壓0.06 MPa、負壓0.01 MPa、負壓0.06 MPa 作用下，不同聲壓級下靜應(yīng)變測試比較結(jié)果。由圖5a、5b 可知，在噪聲與靜壓載荷同時作用下，隨著噪聲級的增大，試驗件靜應(yīng)變整體呈增大趨勢。但是對圖5c 觀察發(fā)現(xiàn)，隨著負壓增大到0.06 MPa 時，這種靜應(yīng)變隨噪聲級變大遞增的變化趨勢變小，分析認為試驗件已經(jīng)發(fā)生了破壞，經(jīng)檢查確認試驗件蒙皮與筋條發(fā)生了明顯的塑性變形（如圖6中紅圈所示）。

圖5 靜應(yīng)變測試結(jié)果比較Fig.5 Comparison of static strain under different pressure:a) positive pressure 0.06 MPa, b) negative pressure 0.01 MPa, c) negative pressure 0.06 MPa

圖7 給出了噪聲與靜壓聯(lián)合載荷作用下，試驗件的動應(yīng)變均方根值隨噪聲量級變化的曲線。由圖可以看出，隨著噪聲級增大，試驗件的動應(yīng)變也隨之增大，呈上升趨勢。

圖6 聲靜聯(lián)合試驗中發(fā)生塑性變形的試驗件Fig.6 Test pieces for plastic deformation in combined acoustic and static test

圖7 動應(yīng)變測試結(jié)果比較Fig.7 Comparison of dynamic strain test results under different pressure: a) positive pressure 0.06 MPa,b) negative pressure 0.06 MPa

2.2 靜壓對結(jié)構(gòu)應(yīng)變的影響

圖8 給出了噪聲聲壓級151 dB 下，試驗件在不同負壓量級下的靜應(yīng)變測試結(jié)果比較圖，圖9 給出了相應(yīng)的動應(yīng)變對比圖。由圖8 和圖9 可以看出，隨著負壓量級的增大，試驗件的靜應(yīng)變變大，動應(yīng)變變小。

圖8 靜應(yīng)變測試結(jié)果比較圖（聲壓級151 dB）Fig.8 Comparison of static strain test results under 151 dB

圖9 動應(yīng)變測試結(jié)果比較圖（聲壓級151 dB）Fig.9 Comparison of dynamic strain test results under 151 dB

2.3 不同載荷對結(jié)構(gòu)的破壞

圖10 為相似試驗件的聲疲勞試驗破壞照片。由對圖10 所示的實驗件分析得知，聲疲勞下試驗件發(fā)生蒙皮裂紋或鉚釘脫落，與聲靜聯(lián)合試驗導(dǎo)致試驗件發(fā)生塑性變形（如圖6 所示）的破壞方式截然不同。通過對比兩種工況下的試驗結(jié)果發(fā)現(xiàn)，聲靜聯(lián)合載荷作用下的結(jié)構(gòu)破壞比聲疲勞破壞更惡劣。因此，在結(jié)構(gòu)選型階段開展聲靜聯(lián)合試驗具有重要的工程實踐意義。

3 結(jié)論

1）提出了飛機選型階段噪聲與靜壓載荷聯(lián)合加載的試驗方法，實現(xiàn)了噪聲與靜壓同側(cè)加載。

圖10 聲疲勞破壞試驗件Fig.10 Test pieces in acoustic fatigue test

2）以飛機壁板結(jié)構(gòu)件為例，開展了聲靜聯(lián)合試驗，驗證了飛機壁板結(jié)構(gòu)的噪聲與靜壓聯(lián)合試驗方法；進而獲得了聲靜聯(lián)合載荷下結(jié)構(gòu)的破壞方式及其應(yīng)變隨噪聲與靜壓量級的變化規(guī)律。

在噪聲與靜壓載荷同時作用下，若靜壓載荷過大，結(jié)構(gòu)會發(fā)生塑性變形，這與單獨噪聲載荷作用下的結(jié)構(gòu)破壞方式不同；

在相同的靜壓載荷作用下，隨著噪聲量級的增大，結(jié)構(gòu)的靜應(yīng)變變化不明顯，結(jié)構(gòu)動應(yīng)變隨著噪聲量級的增大呈上升趨勢；

在相同噪聲載荷作用下，結(jié)構(gòu)的靜應(yīng)變隨著靜壓載荷量級的增大而變大，動應(yīng)變隨靜壓載荷量級的增大而減小。