胡海涛， 李玉龙， 索 涛， 赵 峰

(西北工业大学航空学院，西安 710072)

随着航空工业的快速发展，在使用工况内对飞行器高速及高稳定性、可靠性的要求越来越高。在这一条件下，振动疲劳作为影响飞行器动强度性能的重要因素，越来越受到设计者的重视，如陶春虎等研究了TC6钛合金组织对振动疲劳的影响［1］，蔡建明等研究了Ti60钛合金中富钕稀土相对室温振动疲劳的影响［2］。从实际情况来看，振动疲劳也是发动机叶片失效的主要影响因素之一，马楠楠等统计了近100件飞机发动机失效叶片的结果表明，与振动有关的疲劳失效占叶片失效的35%［3］。与常规疲劳问题不同，振动疲劳是指结构在承受振动、冲击、噪声等动态交变载荷时，激励频率分布与结构固有频率相近，使结构产生共振所导致的疲劳破坏现象［4］。目前对于振动疲劳问题的试验和理论研究已成为国内外的研究热点。在试验测试方面，R.J.Morrissey等研究了加载频率和应力比因素对钛合金(Ti-6Al-4V) 振动疲劳性能的影响［5］;Jenn-Ming Song等研究了Mg-Li-Zn轻质镁合金的振动断裂破坏特性［6］;Kuo-Tsung Huang等研究了 5083铝合金的抗振动断裂性能［7］;陈国平等分析了梁结构振动疲劳过程中，呼吸式疲劳裂纹的扩展特性［8］;李静等系统研究了某型航空发动机叶片的振动疲劳寿命问题［9］。在疲劳寿命预估方面，施荣明等研究了振动疲劳寿命的确定方法［10］;M.Mrsnik等研究了振动疲劳频域范围内的寿命预估方法［11］;姚卫星等提出了缺口件振动疲劳寿命分析的名义应力法［12］;张淼等应用有限元法研究了谐振载荷作用下工程结构的振动疲劳寿命预估［13］。……