熱聲載荷下C/SiC層合薄板動態(tài)響應分析及壽命預測

白文君，沙云東，李華山，唐曉寧

(沈陽航空航天大學 遼寧省航空推進系統(tǒng)先進測試技術重點實驗室，沈陽 110136)

熱聲載荷下C/SiC層合薄板動態(tài)響應分析及壽命預測

白文君，沙云東，李華山，唐曉寧

(沈陽航空航天大學 遼寧省航空推進系統(tǒng)先進測試技術重點實驗室，沈陽 110136)

鑒于處在熱聲載荷下的薄壁結構工作條件惡劣，極易發(fā)生屈曲和聲疲勞從而影響構件的穩(wěn)定性和使用壽命。以四邊固支C/SiC復合材料層合板結構為研究對象，運用有限元方法計算結構在不同溫度和聲壓級組合下的振動響應，分析屈曲前后響應特性并總結了典型的非線性振動響應特性；基于復合材料層合板高比強和特殊的結構疲勞損傷機理特點，運用改進的雨流法統(tǒng)計了層合板在超高溫度強噪聲工況下的應力響應，結合材料對稱循環(huán)疲勞性能試驗所得數(shù)據(jù)擬合地考慮平均應力影響的等效壽命公式和Palmgren-Miner線性累積損傷準則估算層合板的疲勞壽命。

C/SiC層合板；熱聲載荷；應力動態(tài)響應；雨流法；疲勞壽命

研究表明[1]：復雜的載荷使航天器熱防護系統(tǒng)(TPS)局部表面溫度達3 000 °F，局部系統(tǒng)的噪聲聲壓級甚至可達180 dB。在國外航天飛行器上復合材料所占比例越來越多，最典型當屬應用在“幻影”2000戰(zhàn)斗機和“狂風”戰(zhàn)斗機的M88航空發(fā)動機上[2-3]。還有應用于液體火箭發(fā)動機噴管擴張段，壁厚僅1.5 mm可承受高溫下1 200 MPa的應力負載[4]。在實際應用中，復合材料薄壁結構在高溫強噪聲作用下表現(xiàn)大撓度非線性響應，這就使疲勞壽命預測變得極度困難[5-7]。但由于高成本以及在高聲強和高溫試驗儀器方面存在的諸多困難都使獲取可靠的試驗數(shù)據(jù)變得異常困難，這就促使研究提高數(shù)值和模擬預測的能力。Dafedar等[8-9]通過高階剪切變形理論分析了復合材料層合板的熱后屈曲響應，由于在推導應力-位移關系時忽略非線性應變項限制其只能應用于較小的初始后屈曲區(qū)域。而通過引入模態(tài)交互或使用有限元方法則可大大提高結果的準確性并擴大在后屈曲區(qū)域的應用范圍。Ibrahim等[10]采用一種有限單元法對熱載荷與隨機聲載荷聯(lián)合作用下的復合材料板結構非線性隨機響應進行研究；國內(nèi)對于熱聲激勵響應及疲勞地研究起步較晚，鐘軼峰等[11]采用變分漸近法、漸近修正幾何非線性理論和廣義Galerkin方法計算了復合材料層合板在面內(nèi)不可移邊界下的熱后屈曲解析解，構建相對簡單、便于實際應用的層合板熱后屈曲響應和模態(tài)躍遷分析方法，為解決復合材料層合板各向異性和非線性帶來結構復雜性等問題提供理論參考；楊雄偉等[12]利用混合有限元-統(tǒng)計能量分析(FE-SEA)法對整體復雜結構在寬頻內(nèi)的聲振特性進行數(shù)值分析；Sha等[13-14]對熱聲載荷作用下高溫合金薄壁結構非線性響應地長期持續(xù)研究，在載荷模型、加載方式、響應計算和疲勞分析等方面取得了一定進展，并形成了系統(tǒng)的分析方法。鑒于目前大多采用的宏觀唯象定義方法所確定的疲勞累積損傷，如剩余剛度模型、剩余強度模型、耗散能模型和關鍵單元模型等并不能完全刻畫出復合材料層合板真實工況下的疲勞過程，因此將基于Palmgren-Miner線性累積準則并結合雨流循環(huán)計數(shù)法的壽命估算方法應用于復合材料層合板疲勞壽命預測中在理論上具有可行性。

本文研究了熱聲載荷作用下的C/SiC復合材料層合薄板動態(tài)響應和疲勞壽命，運用有限元法計算出熱聲聯(lián)合載荷作用下該薄板結構的動態(tài)響應，通過改進的雨流循環(huán)計數(shù)法對應力循環(huán)計數(shù)，并采用Morrow平均應力模型獲取了零平均應力地等效循環(huán)。由于復合材料層合板疲勞損傷不同于金屬結構中拉應力主導下地大裂紋擴展斷裂損傷，此處采用Von Mises應力計算，隨后結合疲勞壽命曲線及Miner線性累積損傷準則估算該結構疲勞壽命。

1 熱聲載荷作用下的復合材料層合板結構控制方程

由經(jīng)典板殼理論的Kirchhoff假設和Karman-type 幾何非線性推導出總應變?yōu)椋?/p>

{ε}={ε0}+z{k}

(1)

式中：{ε0}表示中面應變向量，{k}表示中面曲率向量；令u，v分別表示層合板中面沿x軸和y軸方向的位移，ω表示中面的橫向位移，且{ε0}和{k}可分別如下

(2)

(3)

對于承受溫度梯度ΔT(x,y,z)載荷的k層鋪設橫觀各向同性復合材料層合薄板，其應力-應變本構關系如下式所示：

(4)

(5)

(6)

(7)

式中c=cos(φ)，s=sin(φ)。統(tǒng)一式(4)、(5)、(6)、(7)對于承受溫度載荷ΔT(x,y,z)的k層鋪角為φ的復合材料，其本構關系可以表示為：

(8)

(9)

綜合中面應變后得復合材料層合板本構關系為：

(10)

其中[A]、[B]、[D]分別為層合板拉壓剛度矩陣(只與面內(nèi)內(nèi)力和中面應變有關)、拉彎耦合剛度矩陣(只與拉伸和彎曲有關)和彎曲剛度矩陣(只與內(nèi)力矩和曲率及扭曲率有關)，且：

(11)

(12)

[M]代表質量矩陣；[K]代表線性剛度矩陣，[K0]和[Ks]代表恢復力剛度矩陣，[KΔT]代表由所施加熱載荷引起的層合板內(nèi)部熱應力剛度矩陣；[N1]和[N2]分別表示一階、二階非線性剛度矩陣；{pp(t)}、{pΔT}和{pr}則分別表示聲載荷矢量、熱載荷矢量和恢復力矢量。求解該方程方法很多，一般將響應分為靜態(tài)響應和動態(tài)響應分別求解，利用Newton-Raphson迭代法先確定靜態(tài)響應，隨后運用泰勒級數(shù)展開求解動態(tài)響應，也可以用聯(lián)合標準模態(tài)法和等效線性化方法確定動態(tài)響應，至此便求出整個響應，回代入上述諸公式便可求得應變和應力。

2 數(shù)值分析與討論

2.1 計算模型

本文選取單層厚0.2 mm的鋪角為[90°/45°/0°/-45°/-90°/-90°/-45°/0°/45°/90°]s對稱鋪設四邊固支C/SiC層合矩形薄板作為研究對象，幾何體為600 mm×400 mm×4 mm如圖1所示。分別選取表1所示纖維和基體材料參數(shù)并應用代表體積元計算可得材料屬性。聲載荷處理為(SPL) 聲壓級幅值服從高斯分布的均勻白噪聲，帶寬為0～1 500 Hz，覆蓋前八階結構模態(tài)，噪聲信號時長為1.2 s，其功率譜密度為：

(13)

設環(huán)境溫度為Tref，臨界屈曲溫度為Tcr，薄板的溫度為T，則可用屈曲系數(shù)S來表示板受熱所處的狀態(tài)，令S=(T-Tref)/Tcr當S<1、S=1、S>1 時，薄板分別處于熱屈曲前狀態(tài)、熱屈曲狀態(tài)及熱后屈曲狀態(tài)。

圖1 熱聲載荷作用下的四邊固支層合板示意 圖(mm)Fig 1. Schematic of clamped supported laminated plates under thermal acoustic loadings (mm)

材料E1/GPaE2/GPaG12/GPaG23/GPaρ/kg·m3)μ12μ23T300(纖維)22013.894.817500.20.25Sic(基體)30030012512532000.20.2

對復合材料層合板結構進行模態(tài)分析得其前八階固有頻率，如表2所示。分別將150 dB，160 dB，170 dB的隨機聲載荷以面力的形式均勻地施加在模型的所有單元上，熱載荷以面力均勻施加在模型的所有節(jié)點上，為防止載荷沖擊的影響，截取0.2～1.2 s熱聲響應特性分析如下。

表2 C/SiC層合板前八階固有頻率

2.2 恒溫下層合板的橫向位移響應

圖2～4所示為同溫(S=1.35)不同聲壓級下層合板中點橫向位移時間歷程。當聲壓級從150 dB逐步升至170 dB時橫向運動從一個平衡位置振動逐漸變?yōu)檠貎蓚€平衡位置之間的間歇跳變運動并最終變?yōu)槌掷m(xù)跳變運動。跳變運動就是當薄板處于屈曲后區(qū)域(此時S>1)，結構有兩個勢能最低點，對應著兩個屈曲后平衡位置，初始平衡位置變?yōu)椴环€(wěn)定平衡位置，當受到較小激勵時，結構將在任一勢能井中圍繞屈曲后平衡位置做小幅振動；如果受到較大激勵，結構將在兩個勢能井間跳躍，在兩個屈曲后平衡位置間做跳變運動。170 dB下橫向位移明顯比150 dB下橫向位移大，這是因為相同溫度下，聲壓級大意味著總激勵能量大，隨著聲強逐漸增大，響應非線性趨勢也逐漸增強。在這一過程中，層合板中點圍繞初始平衡位置的小幅值隨機振動在外界大能量激勵作用下其振動幅值會逐漸增大，達到一定程度后開始從圍繞一個平衡位置隨機振動轉變?yōu)閲@兩個平衡位置間歇跳變運動，而持續(xù)增大外界激勵致使薄板由間歇跳變運動轉變?yōu)閲@兩個平衡位置地連續(xù)跳變運動。

圖2 S=1.35 SPL=150 dB位移時間歷程Fig 2. Displacement time history at S=1.35,SPL=150 dB

圖3 S=1.35 SPL=160 dB位移時間歷程Fig 3. Displacement time history at S=1.35,SPL=160 dB

圖4 S=1.35 SPL=170 dB位移時間歷程Fig 4. Displacement time history at S=1.35,SPL=170 dB

2.3 恒定聲壓級下層合板的橫向位移響應

結合圖3以及圖5～8所示相同聲壓級(SPL=160 dB)不同溫度下的層合板中點橫向位移響應。從圖中可以觀察出隨著溫度逐漸趨近于臨界屈曲溫度，相同聲載荷激勵下的振動幅值增大；溫度處于室溫時，層合板圍繞初始平衡位置作隨機振動；隨著溫度增加至臨界屈曲溫度，層合板在臨界屈曲時的位移響應明顯大于室溫時的響應；當溫度持續(xù)增加至高于臨界屈曲溫度時，層合板由圍繞初始平衡位置地隨機振動轉變?yōu)閲@屈曲后平衡位置之間地跳變運動，隨后表現(xiàn)為只圍繞屈曲后某一平衡位置隨機振動的運動趨勢。這是由于屈曲系數(shù)增大，勢能井加深，跳變運動會逐漸減少，直至被限制在單一勢能井中，此時即表現(xiàn)為層合板圍繞屈曲后某一平衡位置振動；若溫度繼續(xù)增大直至屈曲系數(shù)遠大于層合板臨界屈曲系數(shù)，此時可認為層合板處于超高溫環(huán)境下圍繞屈曲后某一平衡位置作低幅值振動而沒有發(fā)生跳變響應，這也驗證了上述趨勢預測的正確性。

圖5 S=0.13 SPL=160 dB位移時間歷程Fig 5. Displacement time history at S=0.13,SPL=160 dB

圖6 S=1.0 SPL=160 dB位移時間歷程Fig 6. Displacement time history at S=1.0,SPL=160 dB

圖7 S=1.2 SPL=160 dB位移時間歷程Fig 7. Displacement time history at S=1.2,SPL=160 dB

圖8 S=5.5 SPL=160 dB位移時間歷程Fig 8. Displacement time history at S=5.5,SPL=160 dB

從能量方面考慮，當層合板進入熱后屈曲狀態(tài)，隨著溫度載荷地增加，跳變響應只有在更高聲壓級地噪聲載荷激勵下才會發(fā)生。當溫度載荷增加到某一特定高溫載荷值后，實際工程中的噪聲載荷聲壓級達不到跳變響應所需值，此時層合板就會圍繞屈曲后某平衡位置做小幅值振動而不會再發(fā)生跳變響應；從結構自身固有特性方面考慮，這是因為處于超高溫條件下，復合材料層合板內(nèi)不同相界面處的張力作用增大了板的面外剛度，板內(nèi)薄膜力沿厚度方向分布不均勻所產(chǎn)生的附加彎矩致使其發(fā)生硬化現(xiàn)象出現(xiàn)了永久屈曲變形，因而屈曲后在超高溫強聲載荷激勵下層合板振動幅值相對于屈曲溫度附近層合板振動幅值反而減小。

2.4 恒溫下層合板應力響應PSD

圖9～11表明恒溫下聲壓級變化對四邊固支層合板等效應力功率譜密度的影響，分別揭示了屈曲前、屈曲時和屈曲后結構應力響應隨聲壓級的變化。由圖9可知，層合板處于屈曲前，響應呈現(xiàn)弱非線性，隨著聲壓級增大，基頻增大不明顯，對應于聲壓級分別為150 dB、160 dB和170 dB下的基頻分別為303 Hz、308 Hz以及310 Hz；從圖10可知，在臨界屈曲溫度下，響應完全為非線性響應，對應聲壓級為150 dB、160 dB、170 dB時的基頻分別為90 Hz、105 Hz以及151 Hz，即隨著聲強增加，基頻增加量明顯，說明此時非線性響應已經(jīng)完全占主導地位；圖11為屈曲后結構應力響應隨聲壓級的變化情況，150 dB時基頻為256 Hz，160 dB時基頻為252 Hz，170 dB時基頻為166 Hz，屈曲后溫度不變隨聲載荷增大基頻下降。

圖9 S=0.13不同聲壓級下應力功率譜密度Fig 9. Stress PSDs at S=0.13 and varied SPLs

圖10 S=1.0不同聲壓級下應力功率譜密度Fig 10. Stress PSDs at S=1.0 and varied SPLs

圖11 S=1.35不同聲壓級下應力功率譜密度Fig 11. Stress PSDs at S=1.35 and varied SPLs

聲載荷對結構作用實則是結構表面承受一種有一定頻率分布特性且呈現(xiàn)空間分布的動態(tài)隨機壓力載荷。當所施加噪聲載荷的頻率分布特性與結構自身動態(tài)特性相互耦合時，結構就會發(fā)生明顯的應力響應。若結構長時間頻繁承受這種耦合作用，就會在應力集中或其他缺陷部位產(chǎn)生疲勞裂紋，并最終導致疲勞破壞。層合板由屈曲前逐漸向屈曲后轉變時，隨聲壓級增大，層合板的響應也由最初的弱非線性逐漸轉變?yōu)榉蔷€性響應，同時應力幅值總體上呈現(xiàn)出先增大后減小的趨勢且減小速率小于增大速率。在這一過程中，還伴有結構軟化和硬化現(xiàn)象的出現(xiàn)，而這又與結構疲勞過程中累計損傷有較為緊密的聯(lián)系。層合板受硬化作用的影響而得以強化其內(nèi)部，此時的疲勞過程中并行存在著強化和損傷，這兩個過程相互疊加致使結構損傷過程得到抑制而變緩慢，此時累計損傷就會大于1，軟化過程則與之相反。

2.5 恒定聲壓級下層合板應力響應PSD

圖12～13表征結構受恒定聲壓級作用下溫度呈遞增變化對等效應力功率譜密度的影響。熱屈曲前隨著溫度逐漸升高，層合板基頻由S=0.13時的308 Hz降低至S=1.0時的105 Hz，此時層合板共振基頻下降到最小。熱屈曲就是在熱載荷作用下的薄壁結構四邊受到約束后不能自由膨脹，結構構形從原來的平衡狀態(tài)突然跳轉到另一種隨遇的平衡狀態(tài)。在熱屈曲前，隨溫度升高材料彈性模量變化，結構伴隨著軟化過程，剛度減弱，導致結構基頻減??；在熱屈曲后階段，溫度逐步升高致使結構逐漸硬化，剛度增強導致其基頻增大；以至當溫度為超高溫度狀態(tài)時，基頻甚至會增加至1 000 Hz。隨著溫度升高至超高溫度時(即S?1)，高階模態(tài)已經(jīng)參與其中，這就會導致響應變得愈加復雜。

圖12 SPL=160 dB屈曲前應力功率譜密度Fig 12. Stress PSDs at SPL=160 dB and S≤1

圖13 SPL=160 dB屈曲后應力功率譜密度Fig 13. Stress PSDs at SPL=160 dB and S≥1

在實際工況下，由于作用在層合板上的是相互耦合地全部變化的熱聲載荷，這就促使層合板對兩種載荷的動態(tài)響應會呈現(xiàn)出特殊的性質，即不是簡單地兩種載荷作用下響應線性疊加，這一點在實際應用中需要予以重視。

2.6 C/SiC層合薄板在熱聲載荷作用下的疲勞壽命

由于實際工況下航空薄壁結構多處于屈曲后高溫度載荷與強噪聲載荷的雙重作用環(huán)境中運行，此時層合薄板內(nèi)部已由屈曲前的拉應力轉變?yōu)閴簯?，且同等壓縮載荷造成的損傷要比拉伸載荷小。為更形象地判斷結構處于這一階段工況下熱載荷與聲載荷對結構作用下層合板的應力分布，本文分別提取C/SiC層合板屈曲后SPL=160 dB噪聲載荷與三種超高熱載荷組合激勵下結構的等效應力雨流循環(huán)矩陣圖加以直觀展現(xiàn)結構內(nèi)部應力幅值及應力均值變化，為后續(xù)壽命分析提供參考，如圖14所示。

(a) S=5.5, SPL=160 dB

(b) S=6.5, SPL=160 dB

(c) S=7.5, SPL=160 dB圖14 雨流循環(huán)矩陣Fig.14 RFM at three thermal-acoustic loadings

當S足夠大時層合板結構圍繞屈曲后平衡位置振動。相應地，表現(xiàn)在雨流循環(huán)矩陣圖14上為只有右上角的循環(huán)塊。隨著溫度逐漸增加，應力循環(huán)的幅值也逐漸增大，對應的均值也逐漸增大，循環(huán)塊向右上方移動且呈發(fā)散狀。

表3 各工況下C/SiC層合板熱聲疲勞壽命

由表中信息可知，當溫度較小(S≤1.65)時，屈曲后的熱聲疲勞壽命約為屈曲前的8.60%～65.63%；而在超高溫度載荷下，如S=7.5時結構熱聲疲勞壽命約為S=5.5時的14.88%～39.64%；S=6.5時結構熱聲疲勞壽命約為S=5.5時的53.97%～68.17%，從這些規(guī)律以及表中數(shù)據(jù)可知熱載荷和聲載荷對層合板結構疲勞壽命的影響程度不同。

當聲壓級不變而溫度逐漸升高時，層合板壽命先經(jīng)過一個急劇減小后略有提高至超高溫載荷時又開始緩慢下降，這是由于結構停止跳變后，隨著溫度逐漸升高超過材料制備溫度時，疲勞循環(huán)均值增加對壽命的影響較大，疲勞壽命下降，并且溫度越高，壽命越低。相對于屈曲系數(shù)為S=5.5等超高溫環(huán)境工況下C/SiC復合材料層合板結構的熱聲壽命而言，屈曲系數(shù)為S=0.13下該結構疲勞壽命隨聲載荷逐漸增大而下降速率較大，隨著溫度升高，疲勞壽命下降趨勢逐漸變緩，這是由于C/SiC層合板結構的制備溫度較高(約為1 000 °C)，在纖維軸向方向上碳纖維熱膨脹系數(shù)低于碳化硅基體熱膨脹系數(shù)，沿纖維徑向方向上碳纖維熱膨脹系數(shù)高于碳化硅基體熱膨脹系數(shù)，故當溫度低于制備溫度時結構內(nèi)部存在熱殘余拉應力，從而導致碳化硅基體沿纖維軸向方向易開裂且在一定程度上也降低了界面層的結合強度，這就致使結構在外界載荷作用下存在更大的界面滑動損傷；隨著溫度逐漸接近制備溫度時，層合板內(nèi)部熱殘余拉應力逐漸消減直至為0，這一過程中熱殘余拉應力對壽命的影響也就逐漸消退；隨著溫度的進一步升高，層合板內(nèi)部出現(xiàn)的熱殘余壓應力對損傷的抑制作用逐漸變強；與此同時，層合板內(nèi)部纖維與基體之間的界面相可能因發(fā)生一定程度的變化而表現(xiàn)出對損傷疲勞的促進作用，界面相對損傷的促進作用和殘余壓應力對損傷的抑制作用相互耦合導致層合板結構的壽命降低速率相較低于制備溫度時的結構壽命下降速率逐漸變緩；當溫度不變而聲壓級逐漸增加時，結構的疲勞壽命下降。這是由于隨著聲壓級增加，疲勞循環(huán)幅值的增加引起了結構內(nèi)部損傷增加。

3 結 論

基于有限元法得到的熱聲載荷聯(lián)合作用下的碳纖維增強碳化硅基體復合材料層合板結構動態(tài)響應，結合Morrow平均應力模型和Miner線性損傷估算結構疲勞壽命，得到如下結論：

(1) 層合板在不同溫度下的剛度變化趨勢不同。隨著作用于結構上的溫度載荷由屈曲前溫度逐漸增大至臨界屈曲溫度時，結構出現(xiàn)軟化現(xiàn)象，其剛度減弱，導致該層合板結構基頻呈現(xiàn)逐漸降低趨勢；而后隨溫度繼續(xù)增大，結構伴隨硬化現(xiàn)象，此時剛度逐步增強，結構基頻又呈現(xiàn)逐漸增大趨勢；而隨著溫度持續(xù)升高至遠高于臨界屈曲溫度時，此時結構的熱聲響應有多重模態(tài)同時參與其中，故當層合板結構做抗熱聲疲勞設計時應該分析其處于工況溫度下的熱模態(tài)，以達到盡量避開其熱模態(tài)基頻目的。

(2) 在結構處于屈曲系數(shù)S=0.13而聲壓級逐漸增大狀態(tài)下時，結構呈現(xiàn)弱非線性響應；結構處于屈曲后狀態(tài)時，作用于結構的聲壓級足夠大就可使該層合板結構出現(xiàn)跳變響應，此時層合板中心處的等效應力幅值迅速增加，這會進一步降低結構疲勞壽命。

(3) 由雨流循環(huán)矩陣云圖可以直觀地分析層合板結構處于屈曲后超高溫載荷作用下的非線性響應變化規(guī)律。在一定噪聲載荷下，隨溫度持續(xù)升高，應力循環(huán)幅值增大的同時應力循環(huán)均值亦明顯增大，即層合板在超高溫載荷激勵時靜強度對外載荷的敏感性逐漸變強。

(4) 超高溫度與臨界屈曲溫度附近層合板熱聲疲勞壽命隨溫度變化趨勢不同。當溫度較小(S≤1.65)時，屈曲后的熱聲疲勞壽命約為屈曲前的8.60%～65.63%；而在超高溫度載荷下，如S=7.5時結構熱聲疲勞壽命約為S=5.5時的14.88%～39.64%；S=6.5時結構熱聲疲勞壽命約為S=5.5時的53.97%～68.17%。層合板處于屈曲前，隨著聲壓級的增大，結構壽命呈現(xiàn)數(shù)量級下降，這說明此時聲載荷對層合板結構壽命影響較大；層合板處于屈曲后狀態(tài)時，隨溫度升高結構壽命降低速率遠大于隨聲壓級增大結構壽命的下降速率，這說明此時溫度是影響結構疲勞壽命的重要因素。從微觀可以解釋疲勞壽命估算值在不同工況下變化情況，驗證了本文所用預測疲勞壽命研究方法應用于熱聲作用下的C/SiC層合薄板結構的可靠性；計算壽命與參考文獻結果差異可解釋為本文考慮了平均應力對壽命的影響，這從側面亦可說明本文計算壽命方法可靠性。

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Dynamic response analysis and fatigue life prediction ofC/SiC thin laminated plate under thermal-acoustic loadings

BAI Wenjun, SHA Yundong , LI Huashan，TANG Xiaoning

(Liaoning Province Key Laboratory of Advanced Measurement and Test Technologyof Aviation Propulsion System Liaoning, Shenyang Aerospace University, Shenyang 110136, China )

In view of the poor working environment of thin walled structures under thermal-acoustic loading conditions that are extremely easy to induce the buckling and acoustic fatigue and affect the stability and service life of components. A thin C/SiC composite laminated plate with four edges clamped was taken as an object examined. The finite element method was used to calculate the nonlinear random responses of the plate under various combinations of sound pressure levels and temperatures and typical thermal-acoustic motions were achieved. The response characteristics of the structure during buckling and post buckling were analysed and the typical nonlinear vibration response characteristics were summarized. In consideration of the high specific strength and special structural fatigue damage mechanism of composite laminated plates, the rain flow method was improved to count the stress responses of laminated plates under the condition of high temperature and loud noise. Making use of the performance data of material obtained in symmetrical cycle fatigue tests, the equivalent life formula for estimating the fatigue life of composite laminated plates was fitted, in which the mean stress effect was considered and the Palmgren-Miner linear cumulative damage criterion was adopted.

C/SiC composite laminated plate; thermal-acoustic loading; stress dynamic response; rainflow counting; fatigue life

航空基礎科學基金資助項目(02C54007)

2016-01-25 修改稿收到日期： 2016-04-05

白文君 男，碩士生，1990年10月生

沙云東 男，博士，教授，1966年11月生

V214.8

A

10.13465/j.cnki.jvs.2017.10.013