復(fù)合材料耐久性損傷容限設(shè)計(jì)

1、現(xiàn)有的飛機(jī)金屬結(jié)構(gòu)耐久性/損傷容限要求，原則上也適用于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，但由于材料特性和破壞機(jī)理的不同，對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)有一些特殊要求， 相應(yīng)地在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和分析過(guò)程中也會(huì)有一些與金屬材料不同的特點(diǎn)。金屬結(jié)構(gòu)的耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)分析方法以金屬斷裂力學(xué)為基礎(chǔ)，主要 包括：改進(jìn)的疲勞設(shè)計(jì)分析方法；確定性裂紋擴(kuò)展方法；概率斷裂力學(xué)法。 復(fù)合材料通常采用低應(yīng)變?cè)O(shè)計(jì)和損傷無(wú)擴(kuò)展概念來(lái)設(shè)計(jì)。在試驗(yàn)驗(yàn)證和設(shè)計(jì) 應(yīng)用時(shí)，采用積木式設(shè)計(jì)試驗(yàn)驗(yàn)證方法。3.1金屬結(jié)構(gòu)與復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的不同目前飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的主要形式為由單向預(yù)浸帶鋪疊并固化而成的層 壓結(jié)構(gòu)。單向帶呈現(xiàn)強(qiáng)烈的正交各向異性（沿纖維方向的性能和垂直纖維方 向的

2、性能差1-2個(gè)數(shù)量級(jí)），層壓結(jié)構(gòu)各向異性的另一個(gè)表現(xiàn)是層間性能遠(yuǎn)低 于其面內(nèi)性能，以及其組分材料一纖維與基體力學(xué)性能的巨大差距。復(fù)合材 料的層壓板的各向異性、脆性和非均質(zhì)性等特點(diǎn)，是復(fù)合材料層壓板的失效 機(jī)理與金屬完全不同，因而他們的損傷、斷裂和疲勞性能也有很大差別。下 表概述了影響復(fù)合材料結(jié)構(gòu)與金屬結(jié)構(gòu)疲勞和損傷容限的主要因素。表金屬結(jié)構(gòu)和復(fù)合材料結(jié)構(gòu)影響疲勞和損傷容限的因素比較內(nèi)容金屬?gòu)?fù)合材料主要損傷原因關(guān)鍵損傷類型危險(xiǎn)載荷行為應(yīng)力一應(yīng)變行為疲勞、腐蝕、應(yīng)力腐蝕裂紋拉伸有屈服階段外來(lái)物沖擊、制造缺陷沖擊損傷、分層壓縮大多直至破壞呈線性缺口敏感性靜強(qiáng)度不敏感疲勞敏感相當(dāng)敏感不敏感破壞前損傷的

3、可能性損傷擴(kuò)展靜強(qiáng)度和疲勞分散性通常目視檢查沿主裂紋擴(kuò)展，有規(guī)律 小可能目視不可檢多種損傷形式擴(kuò)展，無(wú)規(guī)律 大（1）結(jié)構(gòu)主要的缺陷和損傷類型裂紋是金屬結(jié)構(gòu)的主要損傷形式。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的主要缺陷/損傷 形式是界面脫膠、分層和低能量（特別是低速）外來(lái)物產(chǎn)生的沖 擊損傷。沖擊損傷的威脅在于當(dāng)內(nèi)部產(chǎn)生大范圍基體開(kāi)裂和分層 時(shí)，外表面往往仍目視不可檢，但其壓縮承載能力已大幅下降。（2）復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的特殊要求：沖擊損傷源：在設(shè)計(jì)時(shí)必須考慮使用引起的損傷（低能量沖擊損 傷等）研究它對(duì)修理、維護(hù)和功能可能產(chǎn)生的影響，并證實(shí)外表 面不易檢查出的損傷不會(huì)影響其耐久性。重復(fù)的低能量沖擊，要 研究重復(fù)低能量沖擊對(duì)結(jié)構(gòu)

4、耐久性影響（冰雹撞擊、工具掉落或 由于踩踏）。（3）缺口敏感性金屬一般都有屈服階段，而復(fù)合材料往往直至破壞時(shí)，其應(yīng)力一 應(yīng)變曲線仍呈現(xiàn)線性，所以復(fù)合材料的靜強(qiáng)度缺口敏感性高于金 屬。疲勞缺口敏感性則低于金屬，其疲勞缺口系數(shù)（一定循環(huán)次 數(shù)下，無(wú)缺口試件疲勞強(qiáng)度與含缺口疲勞強(qiáng)度之比）遠(yuǎn)小于靜應(yīng) 力集中系數(shù)，并且在中長(zhǎng)壽命情況下接近于1。（4）疲勞性能金屬對(duì)疲勞一般比較敏感，特別是含缺口結(jié)構(gòu)受拉一拉疲勞載荷 時(shí)。但復(fù)合材料結(jié)構(gòu)一般都有優(yōu)良的耐疲勞性能。對(duì)于常用的纖 維控制的多向?qū)訅喊?，在拉一拉疲勞下，能夠在最大?yīng)力為80% 的極限拉伸強(qiáng)度載荷下經(jīng)受106次循環(huán)。含沖擊損傷和分層的復(fù) 合材料結(jié)構(gòu)在疲

5、勞載荷下，一般也很難觀察到它們?cè)谄谙碌臄U(kuò) 展，即使出現(xiàn)損傷擴(kuò)展，也往往出現(xiàn)在壽命后期，并且很難確定 其擴(kuò)展規(guī)律。（5）剛度性能對(duì)金屬結(jié)構(gòu)，一般不考慮由疲勞載荷引起的剛度變化，但對(duì)復(fù)合 材料結(jié)構(gòu)，特別是承受高周疲勞的旋轉(zhuǎn)部件，有時(shí)需要加以考慮。（6）分散性復(fù)合材料結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度的分散性均高于金屬，疲勞強(qiáng)度 尤為突出，因此在對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)進(jìn)行疲勞驗(yàn)證時(shí)，除壽命分散 系數(shù)外，還同時(shí)考慮載荷放大系數(shù)。（7）環(huán)境影響金屬材料除了極高的溫度外，一般不考慮濕熱對(duì)金屬?gòu)?qiáng)度的影響。 但復(fù)合材料必須考慮濕熱環(huán)境的影響。因?yàn)閺?fù)合材料的基體通常 為高分子材料，濕熱的聯(lián)合作用會(huì)降低其玻璃化轉(zhuǎn)變溫度，從而 引起由

6、基體控制的力學(xué)性能，如壓縮、剪切等的明顯下降。對(duì)金 屬結(jié)構(gòu)是腐蝕嚴(yán)重問(wèn)題，而復(fù)合材料結(jié)構(gòu)通常有良好的耐腐蝕能 力。（8）導(dǎo)電性金屬有著良好的導(dǎo)電性，復(fù)合材料除碳纖維有一定的導(dǎo)電性外， 其他復(fù)合材料基本不導(dǎo)電。因此復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)必須有專門的 防雷擊措施，油箱部位要有專門的防靜電設(shè)計(jì)，同時(shí)對(duì)安裝大量 儀器儀表的設(shè)備艙和雷達(dá)罩，需要進(jìn)行特殊的電磁相容性設(shè)計(jì)。3.2耐久性和損傷容限設(shè)計(jì)要求耐久性設(shè)計(jì)的一般要求為：（1）飛機(jī)結(jié)構(gòu)的經(jīng)濟(jì)壽命（耐久性使用壽命）必須大于設(shè)計(jì)使 用壽命。（2）在設(shè)計(jì)使用壽命期內(nèi)，飛機(jī)結(jié)構(gòu)不允許出現(xiàn)或產(chǎn)生下列問(wèn) 題：開(kāi)裂、分層、脫膠、變形、缺陷：（干擾飛機(jī)的操縱、影響飛 機(jī)氣動(dòng)

7、特性、產(chǎn)生功能性障礙、在穩(wěn)態(tài)飛行或地面運(yùn)輸條件下引 起裂紋或分層的持續(xù)擴(kuò)展）（3）飛機(jī)結(jié)構(gòu)的經(jīng)濟(jì)壽命必須進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。對(duì)于金屬結(jié)構(gòu)，開(kāi)裂問(wèn)題是現(xiàn)階段耐久性設(shè)計(jì)的主要對(duì)象。結(jié)構(gòu)開(kāi)裂包 括腐蝕條件和其他環(huán)境條件下的開(kāi)裂。一般采用疲勞或斷裂力學(xué)方法定量描 述。分析對(duì)象包括：緊固件孔、整體油箱壁板和能明確定義經(jīng)濟(jì)修理極限尺 寸或功能性損傷尺寸的結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)。分析時(shí)，需要明確初始的、當(dāng)量缺陷尺寸 氣的大小，經(jīng)濟(jì)壽命對(duì)應(yīng)的裂紋尺寸氣（經(jīng)濟(jì)修理極限尺寸或者功能性損 傷尺寸a）的大小和從a到a的壽命要求。FIi e復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在設(shè)計(jì)時(shí)主要考慮材料體系的韌性性能（如沖擊后的壓縮 強(qiáng)度）和最高使用溫度等環(huán)境因素。其中

8、重點(diǎn)是典型鋪層層壓板沖擊后的壓 縮破壞應(yīng)變、開(kāi)孔拉伸破壞應(yīng)變和連接許用值，同時(shí)考慮濕熱影響和分散性。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)方法與金屬結(jié)構(gòu)基本特點(diǎn)對(duì)比見(jiàn) 下圖：飛行數(shù)J飛行數(shù)#口檢長(zhǎng)度4使用載荷有用匠強(qiáng)度降的飛（二段神主前;,小口 i hJ飛行數(shù)5飛行數(shù)君3.3耐久性和損傷容限設(shè)計(jì)方法金屬結(jié)構(gòu)耐久性分析方法根據(jù)不同構(gòu)件，可分為（1）裂紋擴(kuò)展至經(jīng)濟(jì)修理極限aRL的壽命。（2）裂紋擴(kuò)展至功能性損傷aFI的壽命。（3）萌生工程可檢裂紋時(shí)的壽命。對(duì)于aRL和aFI確定的經(jīng)濟(jì)壽命，采 用斷裂力學(xué)的分析方法。按工程可檢裂紋確定的經(jīng)濟(jì)壽命，可采用疲勞分析 方法。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)耐久性分析主要是指在使用

9、載荷譜以及化學(xué)/濕熱環(huán)境譜 條件下的壽命估算。損傷容限分析主要是指對(duì)含損傷結(jié)構(gòu)的損傷擴(kuò)展壽命預(yù) 測(cè)和剩余強(qiáng)度估算。復(fù)合材料一般都有優(yōu)良的疲勞性能，對(duì)于常用的纖維控 制的多向?qū)訅喊澹òê自嚇樱?，在拉一拉疲勞下，它能在最大?yīng)力為80% 極限拉伸強(qiáng)度的載荷作用下經(jīng)受106次循環(huán)。通常認(rèn)為其具有無(wú)限壽命，這 就是習(xí)慣上所說(shuō)的“靜力覆蓋疲勞”的含義。復(fù)合材料常見(jiàn)的壽命估算公式 有剩余強(qiáng)度降模型、剩余剛度降模型、疲勞壽命估算的累積損傷模型。結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)時(shí)，著重考慮結(jié)構(gòu)形式對(duì)抗沖擊損傷性能的影響，必要時(shí) 考慮絎條或其他結(jié)構(gòu)對(duì)損傷擴(kuò)展的抑制能力。3.4耐久性試驗(yàn)和損傷容限試驗(yàn)驗(yàn)證耐久性要求進(jìn)行設(shè)計(jì)研制試驗(yàn)

10、，以便確定設(shè)計(jì)概念、選材、確定載荷譜 的影響和對(duì)關(guān)鍵結(jié)構(gòu)件的耐久性提供早期評(píng)估。由于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)與金屬結(jié) 構(gòu)具有不同的疲勞和環(huán)境敏感特性。復(fù)合材料采用積木式驗(yàn)證方法。在試驗(yàn) 時(shí)許用重點(diǎn)考慮如下因素：（1）疲勞分散性，由于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)有一定的疲勞分散性，應(yīng)證實(shí)其 具有不低于同類金屬結(jié)構(gòu)的耐久性水平。主要采用的方法有下列三種或后兩 種的組合。疲勞壽命門檻值法、載荷放大系數(shù)法和壽命分散系數(shù)法。（2）濕熱環(huán)境的影響，為在全尺寸部件的耐久性試驗(yàn)結(jié)果的分析中考 慮濕熱環(huán)境影響，應(yīng)進(jìn)行試樣、元件或組合件試驗(yàn)來(lái)確定該環(huán)境對(duì)結(jié)構(gòu)耐久 性的影響。（3）沖擊損傷的影響。（4）剛度特性的考慮，在耐久性試驗(yàn)時(shí)，應(yīng)證實(shí)剛

11、度特性的退化沒(méi)有 超出可接受的水平。損傷容限驗(yàn)證試驗(yàn)包括損傷擴(kuò)展試驗(yàn)以及剩余強(qiáng)度試驗(yàn)兩部分內(nèi)容。對(duì) 于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)應(yīng)重點(diǎn)關(guān)注如下內(nèi)容：（1）應(yīng)對(duì)結(jié)構(gòu)關(guān)鍵區(qū)域的元件、細(xì)節(jié)件和組合件進(jìn)行重復(fù)載荷試驗(yàn)， 以確定結(jié)構(gòu)對(duì)損傷擴(kuò)展的敏感性。（2）剩余強(qiáng)度評(píng)定需采用部件試驗(yàn)，或采用組合件試驗(yàn)數(shù)據(jù)支持的分 析來(lái)完成。剩余強(qiáng)度試驗(yàn)應(yīng)在重復(fù)載荷循環(huán)后進(jìn)行。（3）試驗(yàn)大綱中應(yīng)包括由檢查頻率、范圍和方法組成的檢查程序。若 采用損傷擴(kuò)展設(shè)計(jì)概念，要保證在給定的檢查間隔內(nèi)，可檢損傷不會(huì)擴(kuò)展到 剩余強(qiáng)度所要求的臨界尺寸。若采用損傷無(wú)擴(kuò)展概念設(shè)計(jì)，仍應(yīng)在試驗(yàn)大綱 中給出檢查間隔。4、耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)中的定量可靠性方法；結(jié)

12、構(gòu)耐久性分析中定量的可靠性方法包括：概率斷裂力學(xué)方法（PFMA）、裂紋萌生方法（CIA）、確定性裂紋擴(kuò)展方法（DCGA）。4.1概率斷裂力學(xué)方法（PFMA）用概率斷裂力學(xué)進(jìn)行結(jié)構(gòu)耐久性分析的總體步驟一般包括以下 方面：（1）首先確定要分析的細(xì)節(jié)群，并對(duì)其進(jìn)行應(yīng)力區(qū)劃分；（2）根據(jù)基于TTCI反推法的三種分布模型，即基于TTCI反推 法的三參數(shù)威布爾分布、雙參數(shù)威布爾分布和對(duì)數(shù)正態(tài)分布建立結(jié)構(gòu) 的原始疲勞質(zhì)量IFQ （細(xì)節(jié)群初始缺陷尺寸的分布）；（3）根據(jù)初始裂紋尺寸分布以及使用期裂紋擴(kuò)展控制曲線 （SCGMC），由給定的載荷譜計(jì)算指定使用時(shí)間t后，結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)群的裂紋超越數(shù)，建立結(jié)構(gòu)的損傷度變化曲

13、線；（4）依據(jù)許用的損傷度要求，確定結(jié)構(gòu)的經(jīng)濟(jì)壽命。4.2裂紋萌生方法（CIA）耐久性分析的裂紋萌生方法是在常規(guī)疲勞分析方法的基礎(chǔ)上予 以發(fā)展，保留了不需要通用EIFS （當(dāng)量初始缺陷尺寸）分布，適應(yīng)于 任意載荷譜的優(yōu)點(diǎn)，并達(dá)到了可用評(píng)估作為時(shí)間函數(shù)的損傷度和預(yù)測(cè) 經(jīng)濟(jì)壽命的目的。裂紋萌生方法必須有結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)對(duì)應(yīng)材料的一種指定應(yīng)力比下的p -s-N曲線族。它最好以若干應(yīng)力水平對(duì)應(yīng)的成組壽命數(shù)據(jù)和指定循 環(huán)數(shù)下的升降法試驗(yàn)數(shù)據(jù)的形式給出，這樣就可以根據(jù)需要，選用幕 函數(shù)或三參數(shù)式處理出多種存活率（可靠度）pi對(duì)應(yīng)的p-s-N曲線 族表達(dá)式。幕函數(shù)式為廣N = E N 10式中：S應(yīng)力水平，Np安全

14、裂紋萌生壽命，mp，Ep，cp形狀 參數(shù)。三參數(shù)式為（A ）L 1 + -f N， t aL 一1 - q j如果臨界裂紋長(zhǎng)度為隨機(jī)變量，根據(jù)全概率公式有汽=fji-R 們.）,（也.枷=1- （*）九（）也初始裂紋長(zhǎng)度a不能為一個(gè)定值，應(yīng)為一個(gè)隨機(jī)變量，若其概率 0密度函數(shù)為fa0（a0），則眼 j； i- 官）A 0 皿=1-九（/）j； e （門/）fq w氣媽5、其他飛機(jī)結(jié)構(gòu)相關(guān)設(shè)計(jì)技術(shù)專題技術(shù)綜述。飛機(jī)結(jié)構(gòu)除了耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)技術(shù)要求外，按照飛機(jī)結(jié)構(gòu) 完整性設(shè)計(jì)要求，還有靜強(qiáng)度、動(dòng)強(qiáng)度、氣動(dòng)彈性、腐蝕防護(hù)與控制、 無(wú)損檢測(cè)、材料工藝和連接方法等設(shè)計(jì)要求，下面對(duì)相關(guān)設(shè)計(jì)技術(shù)專 題進(jìn)

15、行綜述。5.1靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)靜強(qiáng)度是飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)首先要解決的基本問(wèn)題，也是其他強(qiáng)度問(wèn) 題的基礎(chǔ)。在設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)制定強(qiáng)度準(zhǔn)則，以保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)具有足 夠的強(qiáng)度。在飛機(jī)飛行包線范圍內(nèi)和使用環(huán)境下，結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求 在使用載荷下工作應(yīng)力應(yīng)不大于材料的屈服應(yīng)力，在設(shè)計(jì)載荷作用下 的應(yīng)力應(yīng)不大于結(jié)構(gòu)的破壞應(yīng)力，同時(shí)要求飛機(jī)在限制載荷作用下不 會(huì)出現(xiàn)有害變形和損傷。有剛度設(shè)計(jì)要求的結(jié)構(gòu)，要求在各種載荷的 作用下，引起的彈性變形、永久變形和熱變形等不得引起以下情況：（1）妨礙或降低飛機(jī)的機(jī)械操作；（2）影響飛機(jī)的氣動(dòng)特性以致無(wú)法滿足飛行性能或飛行品質(zhì)要 求；（3）導(dǎo)致部件的修理或更換。在強(qiáng)度分析理論中的飛機(jī)結(jié)構(gòu)

16、的危險(xiǎn)狀態(tài)主要包括斷裂和流動(dòng)， 斷裂有拉斷和剪斷，而流動(dòng)是指塑性流動(dòng)。在校核時(shí)通常用第三和第 四強(qiáng)度理論。第三強(qiáng)度理論認(rèn)為，材料達(dá)到危險(xiǎn)狀態(tài)是由于最大剪應(yīng) 力達(dá)到簡(jiǎn)單拉伸（或壓縮）的危險(xiǎn)狀態(tài)的最大剪應(yīng)力的結(jié)果。第四強(qiáng) 度理論認(rèn)為，材料達(dá)到危險(xiǎn)狀態(tài)是由于單位體積的應(yīng)變能超過(guò)了單向 拉伸（或壓縮）時(shí)的危險(xiǎn)狀態(tài)的單位體積應(yīng)變能所致。對(duì)平面應(yīng)力狀 態(tài)，單向拉伸（或壓縮）和剪切復(fù)合受力時(shí)，第四強(qiáng)度理論給出如下 強(qiáng)度條件。5.2動(dòng)強(qiáng)度設(shè)計(jì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)強(qiáng)度是研究振動(dòng)、沖擊載荷對(duì)結(jié)構(gòu)的作用，研究結(jié)構(gòu) 的剛度、質(zhì)量、阻尼和慣性等問(wèn)題。飛機(jī)結(jié)構(gòu)是一個(gè)彈性體的組合， 每個(gè)部件都有固定的模態(tài)特性，在使用過(guò)程中，會(huì)受到各

17、種動(dòng)載荷及 振動(dòng)、噪聲的激勵(lì)作用，主要包括：動(dòng)力裝置和其他旋轉(zhuǎn)設(shè)備產(chǎn)生的 振動(dòng)及噪聲激勵(lì)；飛行中非平穩(wěn)氣動(dòng)作用、附面層紊流壓力脈動(dòng)或急 劇機(jī)動(dòng)產(chǎn)生的各種動(dòng)載荷；飛機(jī)著陸和滑行及某些地面機(jī)動(dòng)產(chǎn)生的振 動(dòng)、沖擊作用；飛機(jī)武器發(fā)射、投放等動(dòng)作產(chǎn)生的沖擊及壓力波作用。 如果結(jié)構(gòu)的固有頻率（特別是低階）與激振頻率中的某一個(gè)接近或相 等，則產(chǎn)生強(qiáng)烈的振動(dòng)或共振，在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，應(yīng)避免這種共振現(xiàn)象。 同時(shí)還應(yīng)保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)在整個(gè)設(shè)計(jì)使用壽命期內(nèi)能承受由氣動(dòng)和機(jī)械 激勵(lì)引起的航空噪聲載荷和振動(dòng)載荷。結(jié)構(gòu)動(dòng)強(qiáng)度設(shè)計(jì)主要包括以下內(nèi)容：結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析、結(jié)構(gòu)靈敏 度分析和結(jié)構(gòu)最優(yōu)化。結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析通過(guò)建立結(jié)構(gòu)有限元模型，

18、分析它的振動(dòng)特性和 動(dòng)力響應(yīng)，包括位移響應(yīng)、加速度響應(yīng)、應(yīng)變響應(yīng)、應(yīng)力響應(yīng)。靈敏度是指結(jié)構(gòu)的振動(dòng)特性和動(dòng)力響應(yīng)，因結(jié)構(gòu)參數(shù)的變更而變 化的程度。它決定修改哪些結(jié)構(gòu)參數(shù)以實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)目標(biāo)更有 效，從而指導(dǎo)選擇設(shè)計(jì)措施。結(jié)構(gòu)最優(yōu)化是根據(jù)設(shè)計(jì)指標(biāo)確定的目標(biāo)函數(shù)，如固有頻率、固有 振型或動(dòng)響應(yīng)，建立目標(biāo)函數(shù)；確定限制條件，以保證設(shè)計(jì)的可靠性、 合理性和可實(shí)現(xiàn)性。選擇一組結(jié)構(gòu)參數(shù)的組合方案，使其動(dòng)力學(xué)性能 最接近目標(biāo)值，達(dá)到優(yōu)化目標(biāo)。振動(dòng)控制是由振動(dòng)的主動(dòng)控制（有源控制）和振動(dòng)被動(dòng)控制兩部 分組成。工程中常用的是被動(dòng)控制，包括隔振設(shè)計(jì)、減振設(shè)計(jì)、動(dòng)力 吸振設(shè)計(jì)、阻振設(shè)計(jì)、緩沖設(shè)計(jì)等。5.3氣動(dòng)彈性

19、設(shè)計(jì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)在氣動(dòng)力和慣性力作用下發(fā)生靜、動(dòng)態(tài)彈性變形，而彈 性變形又會(huì)反過(guò)來(lái)影響作用的氣動(dòng)力、慣性力和彈性力。這種氣動(dòng)力、 慣性力和彈性變形之間的相互作用，稱為氣動(dòng)彈性效應(yīng)，它往往會(huì)直 接影響飛機(jī)的飛行品質(zhì)、性能和安全性。氣動(dòng)彈性問(wèn)題又分為靜氣動(dòng) 彈性和動(dòng)氣動(dòng)彈性。氣動(dòng)彈性靜力學(xué)問(wèn)題是研究結(jié)構(gòu)彈性變形對(duì)定?？諝鈩?dòng)力及其 分布的影響，以及研究氣動(dòng)力所引起的靜態(tài)變形的穩(wěn)定性。即空氣動(dòng) 力和彈性力交互作用下，結(jié)構(gòu)達(dá)到靜態(tài)平衡，或不能平衡而分散。這 方面對(duì)飛行器升力面和操縱面的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)具有特別重要的意義。大展 弦比直機(jī)翼、后掠翼的結(jié)構(gòu)彈性特性，可用工程梁理論表達(dá)，即認(rèn)為 變形后翼剖面保持不變，是一維

20、靜氣動(dòng)彈性問(wèn)題。小展弦比翼面變形 形態(tài)比較復(fù)雜，是二維靜氣動(dòng)彈性問(wèn)題。氣動(dòng)彈性動(dòng)力學(xué)問(wèn)題是研究氣動(dòng)力、彈性力和慣性力作用下結(jié)構(gòu) 的動(dòng)態(tài)響應(yīng)。由于它不僅是彈性力學(xué)類型，而且是空氣動(dòng)力學(xué)類型的 非定常過(guò)程，這類問(wèn)題的分析處理十分困難。其中最重要的問(wèn)題為氣 動(dòng)彈性動(dòng)不穩(wěn)定性一顫振。顫振是當(dāng)相對(duì)運(yùn)動(dòng)氣流達(dá)到某一速度（速壓）時(shí)，結(jié)構(gòu)以某一形 態(tài)振蕩運(yùn)動(dòng)，能從氣流吸取能量，當(dāng)能量大到能克服結(jié)構(gòu)阻尼對(duì)運(yùn)動(dòng) 能量的消耗時(shí)，振蕩運(yùn)動(dòng)的幅值具有隨時(shí)間擴(kuò)大的性質(zhì)，這種結(jié)構(gòu)動(dòng) 力不穩(wěn)定現(xiàn)象，叫做顫振。顫振具有自激的性質(zhì)，往往會(huì)在數(shù)秒鐘內(nèi) 使結(jié)構(gòu)破壞，而釀成災(zāi)難性后果。除了顫振之外，其他氣動(dòng)彈性動(dòng)力學(xué)問(wèn)題還包括：動(dòng)力響應(yīng)：著陸沖擊、突風(fēng)、武器投放、操縱面偏轉(zhuǎn)等的激勵(lì)， 產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)響應(yīng)的瞬態(tài)過(guò)程。抖振：在粘性流中由于不良外形使流動(dòng)分離，在流動(dòng)后部發(fā)生的 周期性漩渦脫出，激勵(lì)結(jié)構(gòu)發(fā)生振動(dòng)。氣動(dòng)伺服彈性：現(xiàn)代飛機(jī)許多具有自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)，則氣動(dòng)彈 性現(xiàn)象除與氣動(dòng)力、慣性力、彈性力有關(guān)外，還與飛行控制系