摘要：風(fēng)洞是飛行器研制工作中的一個(gè)必不可少的重要大型試驗(yàn)設(shè)備。它的主體結(jié)構(gòu)是一個(gè)大型復(fù)雜的封閉薄壁筒體結(jié)構(gòu)，在工作狀態(tài)下洞體內(nèi)充滿高速高壓氣流，有時(shí)還需要同時(shí)進(jìn)行低溫試驗(yàn)，因此風(fēng)洞洞體上存在由于內(nèi)外壓差引起的環(huán)向和軸向應(yīng)力以及由于溫度變化引起的熱應(yīng)力。長(zhǎng)時(shí)間的反復(fù)工作使得風(fēng)洞洞體的一些局部危險(xiǎn)部位存在疲勞問題。

　　本文以某跨聲速增壓風(fēng)洞為研究對(duì)象，首先根據(jù)風(fēng)洞結(jié)構(gòu)的幾何與受力特點(diǎn)，在ANSYS軟件中建立整體結(jié)構(gòu)的有限元模型，其中洞體采用殼（shell181）單元，各類環(huán)向和軸向加筋采用梁（Beam188）單元。根據(jù)設(shè)計(jì)要求施加各支座處的位移邊界條件，并按典型載荷工況施加壓力載荷和溫度載荷。計(jì)算結(jié)果表明，由于風(fēng)洞的穩(wěn)定段與第三拐角段連接處存在變截面，該處的應(yīng)力較大，可視為疲勞危險(xiǎn)部位。然后在總體應(yīng)力分析的基礎(chǔ)上，運(yùn)用ANSYS中的子模型技術(shù)，截取危險(xiǎn)部位進(jìn)行網(wǎng)格的加密并用原模型的邊界條件對(duì)截取邊界的節(jié)點(diǎn)進(jìn)行插值，對(duì)疲勞危險(xiǎn)部位進(jìn)行細(xì)節(jié)應(yīng)力分析，得到該局部位置的較準(zhǔn)確的應(yīng)力結(jié)果。

　　將最大工作狀態(tài)對(duì)應(yīng)的載荷作為洞體結(jié)構(gòu)疲勞載荷譜的最大載荷，非工作狀態(tài)對(duì)應(yīng)的載荷作為洞體結(jié)構(gòu)疲勞載荷的最小載荷，近似得到危險(xiǎn)部位的疲勞載荷譜，進(jìn)一步根據(jù)前述有限元模型計(jì)算出局部危險(xiǎn)部位的疲勞應(yīng)力譜。根據(jù)損傷力學(xué)理論建立風(fēng)洞洞體材料的損傷演化模型，并依據(jù)風(fēng)洞洞體材料的標(biāo)準(zhǔn)件S-N曲線，對(duì)損傷演化方程中的材質(zhì)參數(shù)進(jìn)行參數(shù)識(shí)別。最后采用裂紋萌生壽命閉合解法計(jì)算該部位的疲勞壽命。

　　計(jì)算結(jié)果表明，風(fēng)洞在反復(fù)的壓強(qiáng)和溫度變化作用下，洞體某連接位置的變截面處的疲勞裂紋萌生壽命為20101次載荷循環(huán)。按此壽命預(yù)估，風(fēng)洞的疲勞強(qiáng)度能滿足風(fēng)洞設(shè)計(jì)要求。

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