飛機(jī)典型壁板結(jié)構(gòu)剪切屈曲疲勞試驗(yàn)與分析方法

蘇少普，常文魁，陳先民

中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所 金屬結(jié)構(gòu)強(qiáng)度研究室，西安 710065

屈曲疲勞是指疲勞載荷作用下結(jié)構(gòu)反復(fù)進(jìn)入彈性張力場的現(xiàn)象。目前，考慮到民用飛機(jī)的高安全性及高可靠性要求，飛機(jī)結(jié)構(gòu)在屈曲狀態(tài)下使用通常是民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的禁區(qū)。但由于結(jié)構(gòu)幾何缺陷的產(chǎn)生難免造成結(jié)構(gòu)實(shí)際失穩(wěn)載荷值小于理論分析值，應(yīng)用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)時會出現(xiàn)屈曲與疲勞耦合的可能。而軍機(jī)為了降低結(jié)構(gòu)重量，允許某些壁板結(jié)構(gòu)實(shí)際使用中處于失穩(wěn)-恢復(fù)-再失穩(wěn)的循環(huán)狀態(tài)中。例如艦載機(jī)彈射起飛和攔阻著艦時機(jī)身壁板處于不完全張力場狀態(tài)，如此反復(fù)彈性屈曲必然引起結(jié)構(gòu)性能降低。根據(jù)飛機(jī)結(jié)構(gòu)全尺寸試驗(yàn)及外場使用經(jīng)驗(yàn)來看，屈曲疲勞破壞為飛機(jī)機(jī)翼梁腹板及機(jī)身后半段部位結(jié)構(gòu)的主要破壞形式之一。美國NASA已經(jīng)把疲勞載荷作用下的剪切屈曲梁用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中去，既保證了安全，又減輕了結(jié)構(gòu)重量。因此，薄壁結(jié)構(gòu)剪切屈曲疲勞分析方法及破壞機(jī)理的研究對發(fā)揮飛機(jī)結(jié)構(gòu)的最大利用潛能具有十分必要性。

國內(nèi)外學(xué)者圍繞薄壁結(jié)構(gòu)失穩(wěn)模態(tài)、臨界失穩(wěn)載荷及后屈曲下的承載能力開展了大量研究，而結(jié)構(gòu)反復(fù)屈曲下的疲勞壽命特征、分析及試驗(yàn)方面研究較少。張彥軍、Arl-Gur、薛景川等通過腹板梁結(jié)構(gòu)探討了剪切和彎曲應(yīng)力作用下結(jié)構(gòu)的屈曲疲勞壽命特征及分析方法；成傳賢從實(shí)驗(yàn)角度研究了鉚接、整體及蜂窩3種壁板結(jié)構(gòu)形式的屈曲疲勞破壞模式；邢華璐應(yīng)用名義應(yīng)力法估算了四邊簡支平板的屈曲疲勞壽命；Huang結(jié)合解析法和試驗(yàn)法分析了焊接腹板屈曲狀態(tài)對疲勞壽命的影響，給出了壓縮狀態(tài)下的破壞模式，解析得到裂紋擴(kuò)展壽命最高時腹板尺寸及翼緣載荷最優(yōu)的設(shè)計(jì)方法；Alina和Lee等探究了疲勞載荷作用下屈曲波模態(tài)及臨界屈曲載荷隨循環(huán)次數(shù)的變化規(guī)律，肖浩等等利用連續(xù)損傷力學(xué)理論研究了薄板結(jié)構(gòu)在后屈曲狀態(tài)下的疲勞分析方法，為結(jié)構(gòu)考慮后屈曲損傷的疲勞分析提供了一種新方法和實(shí)現(xiàn)手段，但可行性尚待試驗(yàn)評估，工程應(yīng)用起來也較繁瑣。

彎矩以及所產(chǎn)生的翼緣壓力在腹板梁疲勞分析中不可忽略，這使得純剪壁板結(jié)構(gòu)與腹板梁結(jié)構(gòu)疲勞狀態(tài)各不相同，目前工程界尚未有關(guān)于結(jié)構(gòu)在純剪切載荷作用下的屈曲疲勞工程分析方法，限制了該種設(shè)計(jì)理念在工程上的應(yīng)用。本文通過對典型壁板鉚接結(jié)構(gòu)的剪切試驗(yàn)研究，探究了純剪結(jié)構(gòu)的屈曲疲勞破壞模式及循環(huán)次數(shù)對屈曲疲勞臨界載荷的影響，并結(jié)合結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)疲勞額定值法提出了一種便于工程分析的剪切屈曲疲勞分析方法，試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證了模型的可行性。

1 疲勞分析方法

1.1 結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)疲勞額定值法

細(xì)節(jié)疲勞額定值(Detail Fatigue Rating，DFR)是20世紀(jì)70年代美國波音公司提出的針對民機(jī)的一種工程化的快速應(yīng)力疲勞分析方法，是結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)本身所固有的疲勞性能特征值，與使用載荷無關(guān)。該方法適用范圍為3.5×10～3.5×10次循環(huán)壽命，應(yīng)用起來方便可靠，是目前飛機(jī)疲勞設(shè)計(jì)的核心方法之一。

結(jié)構(gòu)的DFR值可基于冪函數(shù)-曲線和Goodman等壽命曲線模型推出。若記為具有95%置信度和95%可靠度的疲勞壽命，DFR值與可靠性壽命之間的關(guān)系記為

=

(1)

式中：為結(jié)構(gòu)DFR值；0為材料特征參數(shù)，對于鋁合金試件，0取310 MPa；為最大應(yīng)力；為應(yīng)力比；為計(jì)算參數(shù)，由式(2)確定:

=(5-lg9595)

(2)

式中：為材料-曲線斜度參數(shù)，對于鋁合金試件，取2.0。

若結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的疲勞壽命服從Weibull分布，其破壞概率分布函數(shù)為

(3)

式中：為雙參數(shù)Weibull分布的形狀參數(shù)，針對鋁合金取4；為特征壽命，通常由試驗(yàn)數(shù)據(jù)確定。

結(jié)構(gòu)可靠性壽命由式(4)求出:

(4)

式中：為試件系數(shù)，針對等幅譜下的試件試驗(yàn)，可取作1.3；為置信系數(shù)，由可靠度和試件個數(shù)確定：

(5)

其中：()為可靠度;()為Gamma函數(shù)，為試件子樣個數(shù)。含單細(xì)節(jié)的結(jié)構(gòu)在95%置信度下的近似解為

(6)

為可靠度系數(shù)，

(7)

若把具有250個相似或相同危險(xiǎn)細(xì)節(jié)數(shù)的結(jié)構(gòu)作為基本結(jié)構(gòu)，考慮結(jié)構(gòu)相似細(xì)節(jié)效應(yīng)的影響，則結(jié)構(gòu)含個相似細(xì)節(jié)的DFR值表示如下：

(8)

式中：DFR為指具有 250 個相同危險(xiǎn)細(xì)節(jié)數(shù)的結(jié)構(gòu)的DFR值。

在疲勞試驗(yàn)結(jié)果分析時，可根據(jù)式(4)和多個試件的疲勞壽命試驗(yàn)結(jié)果計(jì)算該類結(jié)構(gòu)的可靠性壽命，進(jìn)而依據(jù)材料屬性選取適當(dāng)?shù)暮?span id="j5i0abt0b" class="subscript">0，由式(2)和式(1)獲取該類結(jié)構(gòu)的DFR值；結(jié)合材料雙參數(shù)Weibull分布的形狀參數(shù)，由式(8)和結(jié)構(gòu)具有的相同危險(xiǎn)細(xì)節(jié)數(shù)獲取結(jié)構(gòu)的DFR。

1.2 屈曲疲勞分析方法

剪切破壞與剪切屈曲破壞形式完全不同。針對不同疲勞載荷作用下的典型壁板試驗(yàn)件，壁板屈曲程度不同，各個鉚釘?shù)氖芰π问揭哺鞑幌嗤?。因此，結(jié)構(gòu)受力形式的不同使結(jié)構(gòu)的屈曲疲勞DFR值隨最大疲勞載荷值而變化。本文將以細(xì)節(jié)疲勞額定值法的基本理論為指導(dǎo)，提出一種純剪結(jié)構(gòu)的屈曲疲勞壽命分析方法，便于工程分析研究。

根據(jù)彎剪結(jié)構(gòu)的屈曲疲勞分析方法，可類推純剪結(jié)構(gòu)屈曲疲勞DFR值應(yīng)與疲勞載荷、結(jié)構(gòu)屈曲程度相關(guān)，且結(jié)構(gòu)壽命與疲勞載荷成反比，其DFR值假設(shè)滿足如下的關(guān)系式：

(9)

式中：為結(jié)構(gòu)剪切應(yīng)力；為結(jié)構(gòu)臨界屈曲應(yīng)力；與為與載荷類型及結(jié)構(gòu)邊界特征相關(guān)的參數(shù)，需由試驗(yàn)標(biāo)定，本文將依據(jù)純剪屈曲疲勞試驗(yàn)結(jié)果標(biāo)定、值。文獻(xiàn)[13]指出，針對后屈曲狀態(tài)下的彎剪結(jié)構(gòu)，當(dāng)≥5時，DFR值與載荷值不相關(guān)，鑒于此，對于純剪結(jié)構(gòu)，式(9)的適用范圍為1≤≤5。

由DFR值可計(jì)算結(jié)構(gòu)的疲勞壽命：

(10)

(11)

2 試驗(yàn)設(shè)計(jì)

2.1 試驗(yàn)件設(shè)計(jì)

試驗(yàn)件是蒙皮厚度為1.27 mm的鉚接壁板(如圖1(a)所示)，尺寸為596 mm×596 mm，包含2個框(圖1(a))中標(biāo)識為F1#和F2#)和2個長桁(圖1(a))中標(biāo)識為S1#和S2#)，框間距為330 mm，厚度為1.27 mm，桁距為249 mm，厚度為1.5 mm。試驗(yàn)件蒙皮和框材料為鋁合金2024-T3，長桁材料為鋁合金LY12。傳統(tǒng)的剪切對角拉試驗(yàn)件如圖1(b)所示：為了避免剪切夾持區(qū)應(yīng)力集中導(dǎo)致的邊界非正常破壞，設(shè)計(jì)者在四邊考核區(qū)外平鋪8塊長方形墊板，其中每邊各2塊墊板，這有效地降低了邊界加載區(qū)的應(yīng)力大小，但分段墊板的設(shè)計(jì)使得試件對角區(qū)過于薄弱，應(yīng)力集中明顯，靜力或疲勞試驗(yàn)中易導(dǎo)致對角處率先擠壓破壞。若采用邊界與考核區(qū)為一體形式，即考核蒙皮區(qū)由整體板化洗出來，這樣加工量大且耗材。為此，本文采取整體墊板形式代替?zhèn)鹘y(tǒng)的分段墊板進(jìn)行剪切板設(shè)計(jì)，即墊板2由傳統(tǒng)的4塊小板變?yōu)?塊整體板，墊板1、墊板2與蒙皮通過膠、鉚接形式連接，以求達(dá)到結(jié)構(gòu)過渡區(qū)與考核區(qū)整體形式的效果，同時減輕對角處的應(yīng)力分布，具體設(shè)計(jì)如圖1(a)所示。

圖1 典型壁板試驗(yàn)件示意圖Fig.1 Geometry of typical panel specimen

圖2為外部載荷為1.5倍屈曲載荷時傳統(tǒng)剪切試驗(yàn)件設(shè)計(jì)方法與墊板改進(jìn)后試驗(yàn)件的等效Mises應(yīng)力分布狀態(tài)。該結(jié)果通過有限元模型得到，計(jì)算中假設(shè)蒙皮、框、長桁及墊板均為殼單元，由于是墊板作用效果對比，所以尚未考慮材料非線性。原有設(shè)計(jì)方案在對角處板既受擠壓，又承受屈曲波產(chǎn)生的彎曲應(yīng)力，應(yīng)力集中極其嚴(yán)重，達(dá)到440 MPa，接近材料的破壞強(qiáng)度；而改用新設(shè)計(jì)方案之后，應(yīng)力集中處出現(xiàn)于屈曲波所在的考核區(qū)，表明了新方案的可行性。

圖2 常規(guī)設(shè)計(jì)方案與本文試驗(yàn)件設(shè)計(jì)方案的等效Mises應(yīng)力分布對比Fig.2 Comparison of equivalent Mises stress distribution of typical panel specimen with traditional design and new design

2.2 試驗(yàn)屈曲疲勞載荷設(shè)計(jì)

剪切是飛機(jī)結(jié)構(gòu)中壁板和腹板梁的主要受力形式，在飛機(jī)研發(fā)試驗(yàn)和驗(yàn)證試驗(yàn)中需要大量的剪切壁/腹板靜力、疲勞試驗(yàn)。工程上常用的剪切試驗(yàn)裝置有三點(diǎn)彎曲、四點(diǎn)彎曲、±45°對角拉試驗(yàn)等。剪切載荷也可以通過扭轉(zhuǎn)、三點(diǎn)或四點(diǎn)彎曲梁壓縮、對角拉伸和懸臂梁端部加載等形式實(shí)現(xiàn)加載。本文采用經(jīng)典對角拉方式施加剪切載荷，見圖3。試件的每條邊各用2塊加載板夾住，并用兩排螺栓固定，每相鄰兩邊加載板在試件角部通過螺栓連接。

圖3 剪切試驗(yàn)裝置圖Fig.3 Shear test setup

為了驗(yàn)證屈曲疲勞模型的可行性及標(biāo)定本文屈曲疲勞分析模型中的參數(shù)，需根據(jù)結(jié)構(gòu)的屈曲臨界載荷，選定不同的載荷屈曲比率來設(shè)計(jì)屈曲疲勞載荷。為此，針對16件試驗(yàn)件，首先選取J-1#、J-2#件進(jìn)行靜力試驗(yàn)，以確定結(jié)構(gòu)的失穩(wěn)載荷和破壞載荷。失穩(wěn)載荷通過蒙皮正反面測點(diǎn)處應(yīng)變-載荷曲線而定：首先預(yù)估試件中屈曲波產(chǎn)生位置，將應(yīng)變片貼在平行和垂直屈曲波的試件前后位置。表1為該典型壁板結(jié)構(gòu)的屈曲臨界載荷及破壞載荷值，結(jié)構(gòu)的靜力性能數(shù)據(jù)分散性較小。

本文重點(diǎn)考慮結(jié)構(gòu)處于過屈曲疲勞狀態(tài)的壽命評估方法，考慮到民機(jī)DFR法適用的考核壽命至少10 000次以上，因此本文試驗(yàn)件的疲勞載荷依據(jù)載荷屈曲比率(即最高疲勞載荷與屈曲臨界載荷平均值之比)1.57、1.84和2.08進(jìn)行設(shè)計(jì)，如表2所示。根據(jù)此結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)表1的屈曲臨界載荷值，在14件疲勞試驗(yàn)件中，選取其中7件試驗(yàn)件(P-1#～P-7#)進(jìn)行最大疲勞載荷為81 kN的疲勞試驗(yàn)，其中6件(P-8#～P-13#)進(jìn)行疲勞載荷為95 kN的疲勞試驗(yàn)?？紤]到高載下結(jié)構(gòu)疲勞壽命值分散較小，且每件試驗(yàn)件中含有54個相似細(xì)節(jié)，因此選取1件試驗(yàn)件(P-14#)，最大載荷為107 kN，用以驗(yàn)證分析方法的可行性。所有試樣的疲勞試驗(yàn)載荷比均為0.06。

表1 剪切靜力試驗(yàn)結(jié)果Table 1 Test results of static shear

表2 疲勞試驗(yàn)加載設(shè)置Table 2 Loading design for fatigue shear tests

3 試驗(yàn)結(jié)果分析

3.1 剪切應(yīng)力與加載載荷關(guān)系

若加載端的載荷記為，蒙皮厚度為，試驗(yàn)件側(cè)邊有效長度為，則蒙皮表面剪切應(yīng)力可通過式(12)獲得：

(12)

式中：為加載縮減系數(shù)，這與試驗(yàn)件邊界設(shè)計(jì)、夾具安裝配合等因素相關(guān)，這值可通過試驗(yàn)標(biāo)定，通常≤1。若由蒙皮應(yīng)變片獲取的剪切應(yīng)變?yōu)?span id="j5i0abt0b" class="subscript">，則剪切應(yīng)力為

(13)

式中：為材料彈性模量，為泊松比，針對鋁合金2024-T3材料，=72 397.5 MPa，=0.33。

選取試件J-1#和試件J-2#未屈曲前的載荷與應(yīng)變數(shù)據(jù)進(jìn)行剪切應(yīng)力對比分析，表3為由試驗(yàn)件蒙皮有效區(qū)域應(yīng)變片數(shù)據(jù)所獲取的剪切應(yīng)力與理論應(yīng)力比值。本文的為0.799。因此根據(jù)本文試驗(yàn)件有效長度為520 mm，當(dāng)=81 kN 時，蒙皮加載剪應(yīng)力為69.30 MPa; 當(dāng)=95 kN時，蒙皮加載剪應(yīng)力為81.27 MPa; 當(dāng)=107 kN 時，蒙皮加載剪應(yīng)力為91.54 MPa。

表3 剪切應(yīng)力試驗(yàn)與理論比值λTable 3 λ ratio value between experimental results and theoretical value of shear stress

3.2 屈曲疲勞壽命

表4為14件試驗(yàn)件的屈曲疲勞壽命值。試驗(yàn)載荷越高，結(jié)構(gòu)屈曲疲勞壽命值越小，分散性也越小。針對疲勞試驗(yàn)中的異常數(shù)據(jù)，采用肖維納準(zhǔn)則進(jìn)行剔除。對于95 kN下的P-2#試驗(yàn)件，疲勞壽命偏差與標(biāo)準(zhǔn)差比偏離1.73(當(dāng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)個數(shù)為6時的臨界值)過多，故剔除；對于81 kN下的P-9#試驗(yàn)件，由于結(jié)構(gòu)加工時鉚釘處打磨過于嚴(yán)重，結(jié)構(gòu)壽命明顯偏??；P-11#試驗(yàn)件在達(dá)到前2件結(jié)構(gòu)平均疲勞壽命的2倍之后尚未破壞，在此不參與結(jié)構(gòu)特征壽命分析。不同載荷下的特征壽命值可由式(14)獲得：

表4 剪切屈曲疲勞壽命Table 4 Shear fatigue buckling life

(14)

式中：為破壞子樣個數(shù)；為總子樣個數(shù)；為第件的疲勞壽命。

3.3 屈曲疲勞破壞模式

屈曲疲勞的破壞多由于鉚釘處受彎曲應(yīng)力和剪切應(yīng)力雙重影響造成。裂紋多起源于與拉載方向垂直的對角線處的鉚釘周圍，但由于高載下屈曲波峰較高，長桁或框與蒙皮之間彎折力較大，裂紋也多產(chǎn)生于加筋件下的蒙皮處，如圖4所示。在屈曲疲勞破壞中，約束部分的釘孔既承受垂直屈曲波的拉伸應(yīng)力，又承受屈曲波引起的彎曲應(yīng)力，鉚釘周圍在疲勞載荷作用下沿著垂直于屈曲波方向產(chǎn)生裂紋，繼而逐步擴(kuò)展至垂直于第一主應(yīng)力方向上去。隨著循環(huán)次數(shù)的增加，裂紋擴(kuò)展速率逐步增大，壁板發(fā)生撕裂和失穩(wěn)現(xiàn)象。典型壁板結(jié)構(gòu)在屈曲疲勞載荷作用下易產(chǎn)生多處損傷，但裂紋擴(kuò)展方向一般垂直于屈曲波方向，在靠近屈曲波時裂紋擴(kuò)展較快，最終結(jié)構(gòu)破壞，圖5為結(jié)構(gòu)破壞圖。

圖4 屈曲疲勞下長桁處蒙皮彎折造成的裂紋Fig.4 Crack caused by the bending of the skin adjacent to stiffener at fatigue buckling state

圖5 典型壁板屈曲疲勞破壞圖Fig.5 Fatigue buckling failure form of typical panel

表5為12件試驗(yàn)件的疲勞位置統(tǒng)計(jì)結(jié)果，對角區(qū)、F1#、F2#、S1#及S2#示意如圖1(a)區(qū)。由于P-9#試驗(yàn)件制造缺陷對疲勞位置有影響，以及及P-11#試驗(yàn)件未破壞，在表5中將該2件剔除。P-2#件雖然在疲勞壽命統(tǒng)計(jì)分析中予以剔除，但破壞形式仍屬于正常疲勞破壞，在表5中仍計(jì)入統(tǒng)計(jì)。由表5可見，由于與拉載方向垂直的2個對角點(diǎn)處受擠壓嚴(yán)重，其發(fā)生破壞的概率較大，其次為左右側(cè)框邊，裂紋大多從考核區(qū)內(nèi)萌生，結(jié)構(gòu)不斷隆起引起鉚釘孔處屈曲疲勞破壞。對于純剪狀態(tài)下的鉚接壁板，裂紋萌生位置具有隨機(jī)性(圖6)。

表5 剪切屈曲疲勞起裂位置Table 5 Cracked locations of panels at shear fatigue buckling state

圖6 結(jié)構(gòu)屈曲疲勞破壞起裂位置Fig.6 Cracked locations of structure at fatigue buckling state

4 屈曲疲勞分析模型及驗(yàn)證

本文試驗(yàn)件中框、筋條與蒙皮連接處均可視為疲勞關(guān)鍵部位，因此該結(jié)構(gòu)含有相似細(xì)節(jié)54個。根據(jù)細(xì)節(jié)疲勞額定值的分析算法，利用試驗(yàn)件的疲勞壽命結(jié)果表4、式(1)和式(8)來分析結(jié)構(gòu)的細(xì)節(jié)疲勞額度基準(zhǔn)值(記為DFR)，結(jié)果見表6。隨著疲勞載荷增加，屈曲疲勞的細(xì)節(jié)疲勞額定基準(zhǔn)值不斷減小。

表6 純剪結(jié)構(gòu)屈曲疲勞DFR基準(zhǔn)值Table 6 DFR basic value of pure-shear structure under fatigue buckling

若1≤≤5階段的細(xì)節(jié)疲勞額定基準(zhǔn)值符合式(9)形式，利用最小二乘法技術(shù)，可得到純剪狀態(tài)下典型壁板的屈曲疲勞DFR記為

(15)

式(15)僅適用于1≤≤5范圍內(nèi)純剪作用下的鋁合金結(jié)構(gòu)。純剪結(jié)構(gòu)在屈曲疲勞狀態(tài)下，DFR值隨著剪切應(yīng)力與剪切屈曲臨界應(yīng)力比值的增加而逐步減少。

通過試驗(yàn)可知，當(dāng)=88 071次，壁板結(jié)構(gòu)出現(xiàn)圖6(b)所示的1.5 mm的裂紋。由結(jié)構(gòu)特點(diǎn)選取=1.3，=2.1及=1.14，可得最高疲勞載荷為107 kN的95%置信度和95%可靠度下的疲勞壽命值為2.824 8×10次，與本文的模型預(yù)測結(jié)果一致，誤差僅為1.82%。由此可見本文提出的屈曲疲勞分析模型是切實(shí)可行的。

5 屈曲疲勞參量變化分析

5.1 屈曲臨界載荷

屈曲臨界載荷在疲勞載荷作用下是一個變化值，隨著循環(huán)次數(shù)增加，屈曲臨界載荷逐步減少，這與文獻(xiàn)[6-7]的結(jié)論吻合。圖7為95 kN下P-3#試驗(yàn)件的載荷-垂直拉載方向的應(yīng)變隨循環(huán)次數(shù)的變化圖。當(dāng)結(jié)構(gòu)發(fā)生屈曲之前，應(yīng)變值呈線性變化；當(dāng)屈曲發(fā)生后，結(jié)構(gòu)屈曲處由于承受彎曲變形，前后位置的應(yīng)變片變化將會不一致。而此轉(zhuǎn)折點(diǎn)便可作為屈曲發(fā)生的臨界點(diǎn)。應(yīng)變片115#和215#分別為壁板結(jié)構(gòu)中心處的正反面片號，方向?yàn)榇怪庇诶d方向且指向圖1(a)所示的向。

由圖7可見，結(jié)構(gòu)的屈曲臨界載荷第1次測量為52.5 kN，第3次測量降低了10 kN。當(dāng)循環(huán)次數(shù)達(dá)到154 034次時，結(jié)構(gòu)在F1#某鉚釘處產(chǎn)生24 mm裂紋和12.5 mm裂紋(裂紋位置如圖6(c)所示)，但由于裂紋處離屈曲波較遠(yuǎn)，對結(jié)構(gòu)屈曲載荷影響較小，雖屈曲臨界載荷相比第3次循環(huán)載荷有所降低，但幅度不大；當(dāng)循環(huán)次數(shù)為164 032時，裂紋長度分別擴(kuò)展到39.8 mm和24 mm，但屈曲臨界載荷與154 034次的臨界載荷無明顯區(qū)別；當(dāng)循環(huán)次數(shù)達(dá)到171 032時，裂紋長度一側(cè)擴(kuò)展至邊界，另一側(cè)靠近屈曲波中心，長度達(dá)到47 mm，其屈曲臨界載荷降為29 kN。這意味著同等載荷作用下，屈曲波的程度隨疲勞次數(shù)不斷加深，結(jié)構(gòu)破壞會越早，表明了屈曲疲勞研究的必要性。結(jié)構(gòu)的屈曲模態(tài)在該試驗(yàn)件測試中一直保持不變，為單一波形。

圖7 屈曲疲勞試驗(yàn)件P-3#(Pmax=95 kN)的載荷-應(yīng)變(垂直于拉載方向)隨循環(huán)次數(shù)的變化Fig.7 Load-strain (which is perpendicular to the loading direction) curves changed with load cycles on the P-3# specimen (Pmax=95 kN)

5.2 裂紋擴(kuò)展規(guī)律

已有文獻(xiàn)研究裂紋在屈曲波中心時的裂紋擴(kuò)展情況，但針對遠(yuǎn)離波中心的鉚釘處裂紋擴(kuò)展規(guī)律研究較少。本文采用精度為0.05 mm的數(shù)顯顯微鏡進(jìn)行裂紋長度測量，為了更好觀測裂紋的長度和位置，測量時疲勞試驗(yàn)不停機(jī)，而載荷頻率由5 Hz降為1 Hz，圖8為81 kN下P-10#試驗(yàn)件的裂紋擴(kuò)展曲線圖。裂紋1～5起裂于壁板的筋條、框與蒙皮連接蒙皮處，裂紋1為初始起裂裂紋，裂紋2～4分別在裂紋1長度達(dá)到11 mm之后產(chǎn)生。通過本文試驗(yàn)分析得到，裂紋擴(kuò)展往往以起裂鉚釘處的裂紋擴(kuò)展為主導(dǎo)，初期為穩(wěn)定擴(kuò)展期，裂紋擴(kuò)展速度緩慢；隨著循環(huán)次數(shù)增加，初始裂紋長度加長，多處損傷產(chǎn)生，多個鉚釘周圍均產(chǎn)生垂直于屈曲波方向的裂紋，雖然出現(xiàn)時間晚于初始裂紋，但擴(kuò)展速率與初始裂紋相當(dāng)。隨著裂尖靠近屈曲波中心區(qū)，裂紋擴(kuò)展速率明顯加快，剩余強(qiáng)度降低，最終結(jié)構(gòu)破壞。

圖8 81 kN下P-10#試驗(yàn)件裂紋擴(kuò)展Fig.8 Crack propagation curves of P-10# specimen (Pmax=81 kN)

6 結(jié) 論

1) 試驗(yàn)及數(shù)值分析表明了剪切屈曲疲勞壁板試驗(yàn)件新設(shè)計(jì)方案的可行性：采用整體墊板形式設(shè)計(jì)的鉚接試件屈曲疲勞破壞于彎剪鉚釘孔處，滿足試驗(yàn)要求。

2) 屈曲疲勞壽命與結(jié)構(gòu)的屈曲臨界載荷相關(guān)，與加載載荷成反比；基于細(xì)節(jié)疲勞額定值法提出了純剪鉚接結(jié)構(gòu)的屈曲疲勞壽命分析模型，其屈曲疲勞DFR可表示為剪切應(yīng)力與剪切屈曲臨界應(yīng)力比值的非線性函數(shù)，即式(15)所示，分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果有較好的一致性。

3) 典型壁板的屈曲疲勞起裂部位在長桁或框與蒙皮相連的鉚釘處，其中以與對角處拉載方向垂直的對角鉚釘處破壞居多。起裂方向?yàn)榇怪庇谇ǚ较颍黄鹆押?，屈曲疲勞試?yàn)件的裂紋擴(kuò)展方向?yàn)榇怪庇谇ǖ姆较?，其裂紋擴(kuò)展速度在接近屈曲波之后明顯加快，剩余強(qiáng)度降低，最終結(jié)構(gòu)破壞；對于連接結(jié)構(gòu)，屈曲疲勞易引起多處損傷，各個裂紋擴(kuò)展速率不一樣，但往往以起裂鉚釘處的裂紋擴(kuò)展為主導(dǎo)，當(dāng)裂尖靠近屈曲波中心區(qū)，裂紋擴(kuò)展速率明顯加快。

4) 典型壁板的屈曲臨界載荷隨循環(huán)次數(shù)的增加而降低，從而使得同等載荷下屈曲波深度隨疲勞次數(shù)不斷加大,結(jié)構(gòu)破壞加速。