簡介
聲疲勞是 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。
太空飛行器太空飛行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。
原因
飛機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（微觀裂紋擴展）、疲勞損傷(裂紋擴展)和疲勞斷裂四個階段。裂紋源通常產生在應力集中的地方，它和局部的最大應力、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。疲勞裂紋是從局部向外擴展的，當載入而產生的裂紋擴展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，裂紋擴展階段所占的時間的比例越長。
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，振動具有非線性回響。
聲疲勞試驗
火箭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，不考慮無規信號激發時相應於高應力振幅的機率分布，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性能（如壽命、裂紋擴展率、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（如鏇笛、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。同時套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。裂紋的產生和擴展，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。
描述金屬薄板聲疲勞特性通常用S-N曲線,即不同應力級S時產生疲勞損傷的周數N。對於正弦信號所激發的振動，周數是頻率與時間的乘積。對於窄帶無規信號激發的振動,其等值為半周數N0（或稱零點數） 式中f2和f1分別為窄帶無規噪聲的上下限頻率。
在聲疲勞試驗中,由聲致振動引起的S-N曲線也可以直接用聲壓級和損傷時間的關係曲線（也稱Lp-t 曲線）來描述。
聲疲勞試驗數據的離散性很大，但在比較大的允許誤差範圍內,S-N曲線在一定的範圍內可以近似地用下述方程來描述： 式中S為應力級；S1為常數；N 為疲勞損傷的周數；1/α為直線斜率，可以通過試驗求出。部件實際疲勞壽命的估算，可以用疲勞累積損傷定律。最簡單的是假設部分疲勞損傷可以線性疊加的明納定律，即： 式中ni代表n1,n2,…；Ni代表N1,N2…。假設在載入過程中只有S1和S2兩種負載,若先加n1周的應力S1,如果N1為應力S1的損傷周數,則部分損傷為n1/Ni。設n2為在應力S2的剩餘損傷疲勞壽命(周數),而N2為應力S2的損傷周數，則 式中N1,N2可以由試驗獲得的S-N曲線上求出。為了提高壽命估計的準確性，應該考慮載入順序和載入間隔的影響，雖然已經提出了幾種疲勞累積損傷理論，但是目前在工程上仍然使用明納定律。用於聲疲勞時，明納定律中的n、N 等應該改用相應的噪聲作用的時間。
