飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度疲勞試驗(yàn)加速技術(shù)研究

邵騫　董登科　張慧峰

摘 要：在進(jìn)行飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度疲勞研究與試驗(yàn)過程中，為縮短研制周期，加快試驗(yàn)進(jìn)程，根據(jù)疲勞損傷理論，推導(dǎo)得到與原載荷譜具有相同損傷的當(dāng)量化載荷譜和放大應(yīng)力載荷譜。試驗(yàn)時(shí)根據(jù)試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)與載荷特點(diǎn)，將疲勞載荷譜中加載次數(shù)較多、載荷值較小的載荷情況進(jìn)行等損傷計(jì)算，折算為當(dāng)量化載荷加載次數(shù)，應(yīng)用當(dāng)量化載荷譜代替原疲勞載荷譜進(jìn)行疲勞試驗(yàn)加載，并通過放大載荷進(jìn)一步加速試驗(yàn)進(jìn)程。試驗(yàn)結(jié)果表明通過選擇合適的當(dāng)量化載荷和進(jìn)行適當(dāng)?shù)妮d荷放大可以獲得可靠的疲勞試驗(yàn)結(jié)果，該疲勞試驗(yàn)加速方法可應(yīng)用于類似疲勞結(jié)構(gòu)試驗(yàn)中。

關(guān)鍵詞：飛機(jī)結(jié)構(gòu)；疲勞試驗(yàn)；當(dāng)量載荷譜；加速試驗(yàn)

中圖法分類號(hào)：V216.3 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A 文章編號(hào)：2095-2945（2018）17-0144-02

Abstract： In order to shorten the development period and speed up the test process during the research and test of aircraft structure strength fatigue， according to the fatigue damage theory， the time-quantized load spectrum and magnified stress load spectrum with the same damage as the original load spectrum are derived. According to the structure and load characteristics of the test piece， the equivalent damage of the load with more loading times and smaller load value in the fatigue load spectrum is calculated as the number of times the load is quantized. The time-quantized load spectrum is used instead of the original fatigue load spectrum to carry out the fatigue test loading， and the test process is further accelerated by magnifying the load. The experimental results show that reliable fatigue test results can be obtained by selecting appropriate quantitative loads and amplifying appropriate loads， and this accelerated fatigue test method can be applied to similar fatigue structural tests.

Keywords： aircraft structure； fatigue test； equivalent load spectrum； acceleration test

航空飛行器結(jié)構(gòu)的研制遵循其強(qiáng)度規(guī)范，必須用充分的全尺寸疲勞試驗(yàn)依據(jù)來證明在飛機(jī)的設(shè)計(jì)使用目標(biāo)壽命期內(nèi)不會(huì)產(chǎn)生廣布疲勞損傷[1]。現(xiàn)代先進(jìn)民機(jī)使用壽命長(zhǎng)，采用疲勞試驗(yàn)加速技術(shù)能夠縮短產(chǎn)品的研制周期，加快試驗(yàn)進(jìn)程，減少研制費(fèi)用。

疲勞試驗(yàn)加速分為兩種：一種是加速壽命試驗(yàn)，在產(chǎn)品的失效機(jī)理不變的前提下，通過當(dāng)量化加速試驗(yàn)的方法在較短的試驗(yàn)時(shí)間內(nèi)就能獲得產(chǎn)品疲勞損傷，另一種是加速應(yīng)力試驗(yàn)，通過加大應(yīng)力可以暴露產(chǎn)品缺陷[2]。只要了解了產(chǎn)品壽命與應(yīng)力之間的數(shù)學(xué)關(guān)系，明確了加速模型，那么在加速試驗(yàn)過程中獲得的數(shù)據(jù)就可以外推得到在正常使用條件下的產(chǎn)品可靠性信息[3，4]。

1 加速試驗(yàn)的方法

對(duì)于民機(jī)結(jié)構(gòu)而言，結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)處的塑性影響可以忽略，線性累積損傷理論可以成立。根據(jù)S-N曲線和等壽命曲線的直線假設(shè)，可得[5，6]：

式中：B為S-N曲線斜率；DFR為細(xì)節(jié)疲勞額定值；R為應(yīng)力比；Sm為平均應(yīng)力；Sa為應(yīng)力幅；Smax為最大應(yīng)力。

1.1 當(dāng)量化加速載荷

一個(gè)應(yīng)力譜可以通過等損傷折算，當(dāng)量成某一級(jí)應(yīng)力和相應(yīng)的當(dāng)量循環(huán)數(shù)。把該級(jí)應(yīng)力選定為R=-1即Sm=0的應(yīng)力水平，該級(jí)應(yīng)力水平既有Sm等于常數(shù)的S-N曲線的特征，又有R等于常數(shù)的S-N曲線的特征。在Sm=0時(shí)，Sa=Smax，可以得下式：

（3）

1.2 放大應(yīng)力加速載荷

對(duì)于細(xì)節(jié)已確定的結(jié)構(gòu)DFR值不變，利用S-N曲線的直線假設(shè)，根據(jù)（3）式可得應(yīng)力水平對(duì)壽命比的影響：

對(duì)于航空鋁材B值為-3.322，當(dāng)應(yīng)力增大為1.14倍和1.254倍時(shí)對(duì)應(yīng)的壽命比為0.65和0.47，即以1.14倍疲勞載荷完成一個(gè)壽命期加載等同于按原載荷進(jìn)行了1.55個(gè)壽命期加載，以1.254倍疲勞載荷完成一個(gè)壽命期加載等同于按原載荷進(jìn)行了2.12個(gè)壽命期加載[7]。

2 當(dāng)量化載荷譜計(jì)算

某型飛機(jī)壽命為16000飛行小時(shí)，考慮疲勞分散系數(shù)，試驗(yàn)壽命為64000飛行小時(shí)。試驗(yàn)裝置見圖1，試驗(yàn)設(shè)置了三個(gè)加載點(diǎn)P1、P2和PA，進(jìn)行該機(jī)翼大梁與機(jī)身6框接頭連接區(qū)組合體疲勞試驗(yàn)時(shí)，在保證2-3肋間的桿元正應(yīng)力、板元剪應(yīng)力與有限元應(yīng)力計(jì)算值一致的條件下，對(duì)試驗(yàn)載荷進(jìn)行簡(jiǎn)化，把載荷譜中加載次數(shù)較多、載荷值較小的載荷工況進(jìn)行等損傷計(jì)算，折算為當(dāng)量化載荷加載次數(shù)，從而縮短試驗(yàn)周期。

表1為一次飛行試驗(yàn)譜載荷，對(duì)應(yīng)于每次130分鐘飛行在第5級(jí)載荷作用下機(jī)翼大梁接頭連接區(qū)壽命為0.6604×107，作用次數(shù)為20.7，在第10級(jí)載荷作用下機(jī)身6框主接頭連接區(qū)壽命為0.1567×107，作用次數(shù)為1.3，在第11級(jí)載荷作用下機(jī)身6框主接頭連接區(qū)壽命為10×107，作用次數(shù)為1，根據(jù)等損傷原理，把三級(jí)載荷都折算到第10級(jí)載荷，則當(dāng)量化載荷次數(shù)為：

同理可求出對(duì)應(yīng)于每次30分鐘和20分鐘飛行，把三級(jí)載荷都折算到第10級(jí)載荷，當(dāng)量化載荷次數(shù)分別為1.5次和1次。因此將試驗(yàn)載荷譜當(dāng)量化成表2。

3 當(dāng)量化載荷譜實(shí)施過程

按照當(dāng)量化載荷譜完成2倍壽命疲勞試驗(yàn)后，經(jīng)檢查試驗(yàn)件無損傷。將載荷譜放大1.14倍進(jìn)行第二階段試驗(yàn)，以放大譜完成了1.5倍壽命疲勞試驗(yàn)，經(jīng)檢查試驗(yàn)件無損傷。將載荷放大到1.25倍進(jìn)行第三階段試驗(yàn)，完成0.75倍壽命疲勞試驗(yàn)后，檢查發(fā)現(xiàn)機(jī)翼大梁試驗(yàn)件2肋～3肋間下緣條距2肋70mm處的角材產(chǎn)生約20mm的裂紋。距2肋64mm處的下蒙皮在鉚釘孔邊從鉚釘孔到邊緣有6mm的裂紋，過鉚釘孔往腹板方向有2mm的裂紋。繼續(xù)試驗(yàn)，又完成0.19倍壽命疲勞試驗(yàn)后，檢查發(fā)現(xiàn)距2肋64mm處下蒙皮上往腹板方向的裂紋擴(kuò)展為5mm，且試驗(yàn)件變形增大，疲勞試驗(yàn)停止。

某型飛機(jī)機(jī)翼大梁與機(jī)身6框接頭連接區(qū)組合件疲勞試驗(yàn)，完成了當(dāng)量化載荷譜和放大載荷譜共4.44倍壽命試驗(yàn)。由加速壽命試驗(yàn)過程中獲得的數(shù)據(jù)對(duì)照應(yīng)力水平變化對(duì)壽命的影響，得到在正常使用條件下1肋～2肋之間的部分完成了5.13倍壽命疲勞試驗(yàn)； 2～3肋之間完成了6.3倍壽命的疲勞試驗(yàn)。2～3肋之間在完成相當(dāng)于原疲勞載荷譜5.9倍壽命試驗(yàn)的時(shí)候出現(xiàn)了裂紋。

4 結(jié)束語

應(yīng)用當(dāng)量化載荷譜和放大載荷譜進(jìn)行疲勞試驗(yàn)加載獲得了與對(duì)比試驗(yàn)一致的疲勞試驗(yàn)結(jié)果。由于應(yīng)用了當(dāng)量化載荷譜進(jìn)行疲勞試驗(yàn)加載，一次飛行當(dāng)量化試驗(yàn)譜的運(yùn)行時(shí)間只有不到原譜的三分之一，在試驗(yàn)的第二和第三階段通過兩次對(duì)載荷進(jìn)行放大，再次加速了試驗(yàn)進(jìn)程，相當(dāng)于又將試驗(yàn)時(shí)間縮短了三分之一。試驗(yàn)表明通過分析選擇合適的當(dāng)量化載荷和進(jìn)行適當(dāng)?shù)妮d荷放大可以獲得可靠的疲勞試驗(yàn)結(jié)果，縮短研制周期，減少研制費(fèi)用。

參考文獻(xiàn)：

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