測長機

[拼音]：sheng pilao

[英文]：acoustic fatigue

飛機和火箭等飛行器的金屬結構在聲頻交變負載的反覆作用下產生裂紋或斷裂的現象。

概述

航天器在起飛和進入大氣層時，噴氣式飛機在飛行過程中都處在強噪聲環境中。它們的薄板結構會由於聲致振動而產生疲勞，或引起鉚釘鬆動，有時還會引起蒙皮撕裂。隨著飛行器發動機推力的不斷增加，噪聲對飛行器結構的影響也就越來越大。

聲疲勞是聲和附面層壓力起伏引起飛行器結構部件共振（或者是噪聲強迫飛行器結構部件發生激振）而產生的。聲疲勞現象同其他由於隨機載荷而產生的疲勞沒有本質上的區別。疲勞破壞的過程有裂紋源的形成、疲勞累積（微觀裂紋擴充套件）、疲勞損傷(裂紋擴充套件)和疲勞斷裂四個階段。裂紋源通常產生在應力集中的地方，它和區域性的最大應力、表面處理、部件結構形式、材料內部缺陷、材料表面腐蝕和剝傷等情況有關。疲勞裂紋是從區域性向外擴充套件的，當載入而產生的裂紋擴充套件斷裂力不足以平衡外力時，便造成突然斷裂。從疲勞斷裂過程來看，疲勞壽命包括前三個階段。一般說，材料的塑性越高，裂紋擴充套件階段所佔的時間的比例越長。

特點

從振動方面來看，聲疲勞有下述特點：

（1）相當於作用力的噪聲場是寬頻隨機過程，結構部件的疲勞損傷主要在共振點附近；

（2）共振點的阻尼特性對疲勞損傷有很大影響，外加聲壓與相應的應力之間不成正比關係，振動具有非線性響應。

聲疲勞試驗

聲疲勞試驗過去都是在低頻振動條件下進行的。飛行器的噪聲來源主要是噴氣噪聲和附面層壓力起伏，因此，不考慮無規訊號激發時相應於高應力振幅的概率分佈，在決定金屬結構疲勞斷裂時間的影響時就不可能正確估計它的使用壽命。為了準確地估計結構的抗疲勞效能（如壽命、裂紋擴充套件率、剩餘強度等），近年來，對大型結構部件開始用無規噪聲激發進行聲疲勞試驗，試驗結果比較符合實際飛行環境條件下的聲疲勞的效果。

聲疲勞試驗是利用氣流聲源（如旋笛、氣流揚聲器等）在行波管或混響室中產生165～175分貝的無規聲場。試驗時聲波可以用正向入射、掠入射或無規入射的方式激發金屬薄板振動。同時應用傳聲器監視聲壓級，用應變儀、加速度計或渦流測振儀測量金屬薄板的振動。裂紋的產生和擴充套件，可以通過觀察窗直接觀察或者用工業電視觀察。常用的聲疲勞試驗系統如圖。