飛機結構強度疲勞試驗加速技術研究

邵騫　董登科　張慧峰

摘 要：在進行飛機結構強度疲勞研究與試驗過程中，為縮短研制周期，加快試驗進程，根據(jù)疲勞損傷理論，推導得到與原載荷譜具有相同損傷的當量化載荷譜和放大應力載荷譜。試驗時根據(jù)試驗件結構與載荷特點，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行等損傷計算，折算為當量化載荷加載次數(shù)，應用當量化載荷譜代替原疲勞載荷譜進行疲勞試驗加載，并通過放大載荷進一步加速試驗進程。試驗結果表明通過選擇合適的當量化載荷和進行適當?shù)妮d荷放大可以獲得可靠的疲勞試驗結果，該疲勞試驗加速方法可應用于類似疲勞結構試驗中。

關鍵詞：飛機結構；疲勞試驗；當量載荷譜；加速試驗

中圖法分類號：V216.3 文獻標志碼：A 文章編號：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

航空飛行器結構的研制遵循其強度規(guī)范，必須用充分的全尺寸疲勞試驗依據(jù)來證明在飛機的設計使用目標壽命期內不會產(chǎn)生廣布疲勞損傷[1]?，F(xiàn)代先進民機使用壽命長，采用疲勞試驗加速技術能夠縮短產(chǎn)品的研制周期，加快試驗進程，減少研制費用。

疲勞試驗加速分為兩種：一種是加速壽命試驗，在產(chǎn)品的失效機理不變的前提下，通過當量化加速試驗的方法在較短的試驗時間內就能獲得產(chǎn)品疲勞損傷，另一種是加速應力試驗，通過加大應力可以暴露產(chǎn)品缺陷[2]。只要了解了產(chǎn)品壽命與應力之間的數(shù)學關系，明確了加速模型，那么在加速試驗過程中獲得的數(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 加速試驗的方法

對于民機結構而言，結構細節(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，可得[5，6]：

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

1.1 當量化加速載荷

一個應力譜可以通過等損傷折算，當量成某一級應力和相應的當量循環(huán)數(shù)。把該級應力選定為R=-1即Sm=0的應力水平，該級應力水平既有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，Sa=Smax，可以得下式：

（3）

1.2 放大應力加速載荷

對于細節(jié)已確定的結構DFR值不變，利用S-N曲線的直線假設，根據(jù)（3）式可得應力水平對壽命比的影響：

對于航空鋁材B值為-3.322，當應力增大為1.14倍和1.254倍時對應的壽命比為0.65和0.47，即以1.14倍疲勞載荷完成一個壽命期加載等同于按原載荷進行了1.55個壽命期加載，以1.254倍疲勞載荷完成一個壽命期加載等同于按原載荷進行了2.12個壽命期加載[7]。

2 當量化載荷譜計算

某型飛機壽命為16000飛行小時，考慮疲勞分散系數(shù)，試驗壽命為64000飛行小時。試驗裝置見圖1，試驗設置了三個加載點P1、P2和PA，進行該機翼大梁與機身6框接頭連接區(qū)組合體疲勞試驗時，在保證2-3肋間的桿元正應力、板元剪應力與有限元應力計算值一致的條件下，對試驗載荷進行簡化，把載荷譜中加載次數(shù)較多、載荷值較小的載荷工況進行等損傷計算，折算為當量化載荷加載次數(shù)，從而縮短試驗周期。

表1為一次飛行試驗譜載荷，對應于每次130分鐘飛行在第5級載荷作用下機翼大梁接頭連接區(qū)壽命為0.6604×107，作用次數(shù)為20.7，在第10級載荷作用下機身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級載荷作用下機身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，把三級載荷都折算到第10級載荷，則當量化載荷次數(shù)為：

同理可求出對應于每次30分鐘和20分鐘飛行，把三級載荷都折算到第10級載荷，當量化載荷次數(shù)分別為1.5次和1次。因此將試驗載荷譜當量化成表2。

3 當量化載荷譜實施過程

按照當量化載荷譜完成2倍壽命疲勞試驗后，經(jīng)檢查試驗件無損傷。將載荷譜放大1.14倍進行第二階段試驗，以放大譜完成了1.5倍壽命疲勞試驗，經(jīng)檢查試驗件無損傷。將載荷放大到1.25倍進行第三階段試驗，完成0.75倍壽命疲勞試驗后，檢查發(fā)現(xiàn)機翼大梁試驗件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，又完成0.19倍壽命疲勞試驗后，檢查發(fā)現(xiàn)距2肋64mm處下蒙皮上往腹板方向的裂紋擴展為5mm，且試驗件變形增大，疲勞試驗停止。

某型飛機機翼大梁與機身6框接頭連接區(qū)組合件疲勞試驗，完成了當量化載荷譜和放大載荷譜共4.44倍壽命試驗。由加速壽命試驗過程中獲得的數(shù)據(jù)對照應力水平變化對壽命的影響，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； 2～3肋之間完成了6.3倍壽命的疲勞試驗。2～3肋之間在完成相當于原疲勞載荷譜5.9倍壽命試驗的時候出現(xiàn)了裂紋。

4 結束語

應用當量化載荷譜和放大載荷譜進行疲勞試驗加載獲得了與對比試驗一致的疲勞試驗結果。由于應用了當量化載荷譜進行疲勞試驗加載，一次飛行當量化試驗譜的運行時間只有不到原譜的三分之一，在試驗的第二和第三階段通過兩次對載荷進行放大，再次加速了試驗進程，相當于又將試驗時間縮短了三分之一。試驗表明通過分析選擇合適的當量化載荷和進行適當?shù)妮d荷放大可以獲得可靠的疲勞試驗結果，縮短研制周期，減少研制費用。

參考文獻：

[1]鄭曉玲.民機結構耐久性與損傷容限設計手冊（疲勞設計與分析）[M].北京：航空工業(yè)出版社，2003，6：3-15.

[2]熊俊江.疲勞/斷裂加速試驗載荷譜編制的損傷當量折算方法[J].機械強度，2005（4）：39-42.

[3]董登科.飛機結構疲勞載荷譜加重系數(shù)與壽命之間的關系研究[J].機械強度，2013（3）：23-25.

[4]李戈嵐.DFR法在軍機結構壽命分析中的重要作用[J].飛機設計，2008（6）：35-37.

[5]隋福成，劉文 .飛機等幅疲勞試驗載荷譜編制技術研究[J].機械強度，2008（2）：266-269.

[6]劉學軍.基于DFR法的復雜載荷譜的等損傷簡化方法[J].南京航空航天大學學報，2014（6）：408-412.

[7]孫俠生，董登科，薛景川.軍用飛機結構耐久性損傷容限分析和設計指南[Z].西安：中國飛機強度研究所.