摘要：风洞是飞行器研制工作中的一个必不可少的重要大型试验设备。它的主体结构是一个大型复杂的封闭薄壁筒体结构，在工作状态下洞体内充满高速高压气流，有时还需要同时进行低温试验，因此风洞洞体上存在由于内外压差引起的环向和轴向应力以及由于温度变化引起的热应力。长时间的反复工作使得风洞洞体的一些局部危险部位存在疲劳问题。

　　本文以某跨声速增压风洞为研究对象，首先根据风洞结构的几何与受力特点，在ANSYS软件中建立整体结构的有限元模型，其中洞体采用壳（shell181）单元，各类环向和轴向加筋采用梁（Beam188）单元。根据设计要求施加各支座处的位移边界条件，并按典型载荷工况施加压力载荷和温度载荷。计算结果表明，由于风洞的稳定段与第三拐角段连接处存在变截面，该处的应力较大，可视为疲劳危险部位。然后在总体应力分析的基础上，运用ANSYS中的子模型技术，截取危险部位进行网格的加密并用原模型的边界条件对截取边界的节点进行插值，对疲劳危险部位进行细节应力分析，得到该局部位置的较准确的应力结果。

　　将最大工作状态对应的载荷作为洞体结构疲劳载荷谱的最大载荷，非工作状态对应的载荷作为洞体结构疲劳载荷的最小载荷，近似得到危险部位的疲劳载荷谱，进一步根据前述有限元模型计算出局部危险部位的疲劳应力谱。根据损伤力学理论建立风洞洞体材料的损伤演化模型，并依据风洞洞体材料的标准件S-N曲线，对损伤演化方程中的材质参数进行参数识别。最后采用裂纹萌生寿命闭合解法计算该部位的疲劳寿命。

　　计算结果表明，风洞在反复的压强和温度变化作用下，洞体某连接位置的变截面处的疲劳裂纹萌生寿命为20101次载荷循环。按此寿命预估，风洞的疲劳强度能满足风洞设计要求。

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