陳俊峰

摘 要：現(xiàn)代飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求是高可靠性、長壽命和低維修成本，這使得飛機(jī)結(jié)構(gòu)的耐久性設(shè)計(jì)成為飛機(jī)研制過程中的重要環(huán)節(jié)。該文立足于工程實(shí)際，通過材料為國產(chǎn)鋁合金7050-T7451的某型飛機(jī)關(guān)鍵部位模擬件在飛-續(xù)-飛隨機(jī)譜下多種應(yīng)力水平的耐久性試驗(yàn)，為評定疲勞關(guān)鍵件的耐久性設(shè)計(jì)提供試驗(yàn)基礎(chǔ)，并根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果，評估連接型式，釘傳比對結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)原始疲勞質(zhì)量的影響。

關(guān)鍵詞：耐久性 當(dāng)量初始缺陷尺寸（EIFS） 原始疲勞質(zhì)量（IFQ） 概率斷裂力學(xué)方法（PFMA）

中圖分類號：V215.2 文獻(xiàn)標(biāo)識碼d：A 文章編號：1674-098X（2015）02（c）-0081-02

隨著航空事業(yè)的發(fā)展，先進(jìn)飛機(jī)的多用途、高性能、高制造成本要求飛機(jī)必須有高可靠性、長壽命，高出勤率和低維修成本。飛機(jī)結(jié)構(gòu)的耐久性設(shè)計(jì)就是為了滿足上述目標(biāo)而發(fā)展起來的一項(xiàng)新技術(shù)。美國空軍已從20世紀(jì)80年代開始展開對飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性的研究。目前，我國已開展對飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性的研究，并且應(yīng)用于新研飛機(jī)的設(shè)計(jì)和現(xiàn)役飛機(jī)壽命的可靠性評定[1]。

耐久性是飛機(jī)結(jié)構(gòu)固有的一種基本能力，它是結(jié)構(gòu)在規(guī)定時間內(nèi)，抵抗疲勞開裂、腐蝕、熱退化、剝離、磨損和外來物損傷作用的能力[2]。本文通過材料為國產(chǎn)鋁合金7050-T7451的某型飛機(jī)關(guān)鍵部位模擬件在譜載下多種應(yīng)力水平的耐久性試驗(yàn)，為評定疲勞關(guān)鍵件耐久性設(shè)計(jì)和使用壽命提供基礎(chǔ)。

1 耐久性分析原理

文章采用概率斷裂力學(xué)方法（PFMA）進(jìn)行耐久性分析，即在給定載荷譜的高、中、低3種應(yīng)力水平下，以結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)模擬件通過耐久性試驗(yàn)獲得的斷口金相數(shù)據(jù)集為基礎(chǔ)，應(yīng)用概率斷裂力學(xué)，建立描述結(jié)構(gòu)原始疲勞質(zhì)量（IFQ）的通用當(dāng)量初始缺陷尺寸（EIFS）分布，進(jìn)而給出結(jié)構(gòu)損傷度隨時間變化的函數(shù)關(guān)系，依據(jù)指定的損傷度和可靠度預(yù)測結(jié)構(gòu)的經(jīng)濟(jì)壽命[3]。

通用EIFS分布是由給定譜載和幾種不同應(yīng)力水平下的裂紋形成時間（TTCI）分布所導(dǎo)出的EIFS分布經(jīng)過不同應(yīng)力水平下的綜合處理得到，TTCI分布由一組相同的結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)進(jìn)行裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)，獲得裂紋尺寸a隨試驗(yàn)時間t的變化規(guī)律，根據(jù)斷口（a，t）數(shù)據(jù)對及短裂紋擴(kuò)展公式確定其分布參數(shù)。對于緊固孔類型的結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)，TTCI服從三參數(shù)Weibull分布：

（1）

式中：T為TTCI；為形狀參數(shù)；為尺度參數(shù)；為TTCI的下界（即位置參數(shù)）。

由試驗(yàn)件的斷口金相分析結(jié)果可確定出3個威布爾參數(shù)，即、和。

為了便于比較EIFS分布情況，結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)原始疲勞質(zhì)量可用特征裂紋尺寸表示，即95%置信水平和95%可靠度下TTCI對應(yīng)的EIFS來表示。

假設(shè)t時刻對應(yīng)應(yīng)力區(qū)i的細(xì)節(jié)裂紋尺寸超過指定參考裂紋尺寸的概率為。與對應(yīng)的在t=0時的當(dāng)量初始缺陷尺寸為。給定應(yīng)力區(qū)的隨時間變化的曲線稱為SCGMC，其數(shù)學(xué)表達(dá)式：

（2）

在進(jìn)行耐久性分析時，應(yīng)為細(xì)節(jié)的經(jīng)濟(jì)修理極限ae，本文取ae=0.8mm。對于實(shí)際結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)所在的應(yīng)力區(qū)，Qi為實(shí)際結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)所在的應(yīng)力區(qū)最大名義應(yīng)力對應(yīng)的裂紋擴(kuò)展速率。

在時間t時，給定應(yīng)力區(qū)i的裂紋尺寸超過定參考裂紋尺寸的概率為裂紋超越數(shù)概率，用表示，其數(shù)學(xué)表達(dá)形式為：

（3）

將確定的代入上式可得任意時刻的裂紋尺寸分布：

0<≤xu （4）

損傷度是指結(jié)構(gòu)在t時所產(chǎn)生的耐久性損傷，它通常用結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)群的裂紋超越百分?jǐn)?shù)表示。損傷度是時間的t的函數(shù)。其表達(dá)式為：

（5）

式中為細(xì)節(jié)總數(shù)。

根據(jù)損傷度要求，可反推得到裂紋超越數(shù)概率，繼而得到經(jīng)濟(jì)壽命。

2 試驗(yàn)及數(shù)據(jù)處理

2.1 試件

本文試驗(yàn)件為飛機(jī)機(jī)翼根部的模擬件，為“反向雙犬骨型”連接件，材料均為國產(chǎn)鋁合金7050-T7451，如圖1所示。試件分為5組，每組25件，具體分類見表1。

試件含3類連接型式（高鎖螺栓、普通螺栓、普通鉚釘）理論釘傳比相同（15%）及3組連接型式（高鎖螺栓）相同，釘傳比不同的典型細(xì)節(jié)。

2.2 試驗(yàn)內(nèi)容

試驗(yàn)載荷譜為機(jī)翼根部彎矩譜，飛-續(xù)-飛隨機(jī)系數(shù)譜，其最大值為1，最小值為-0.157。一個周期含8739個峰谷對，代表529個起落、500飛行小時，該譜含標(biāo)識載荷。

采用INSTRON8801（±100KN）疲勞試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行試驗(yàn)，在室溫大氣下進(jìn)行耐久性試驗(yàn)。加載頻率為10Hz。

試驗(yàn)過程中，對每組試驗(yàn)件在高、中、低三種應(yīng)力水平下進(jìn)行耐久性試驗(yàn)。在正式試驗(yàn)前首先進(jìn)行應(yīng)力水平摸索試驗(yàn)，確定試驗(yàn)用中等應(yīng)力水平，即在該應(yīng)力水平下，試驗(yàn)件的裂紋萌生壽命（對應(yīng)孔邊0.8 mm裂紋）在10000飛行小時左右，對應(yīng)載荷譜循環(huán)20次。高等應(yīng)力水平是中等應(yīng)力水平的1.15倍左右，低等應(yīng)力水平是中等應(yīng)力水平的0.9倍左右。每個應(yīng)力水平下需有5～8件有效試件。試驗(yàn)中通過讀數(shù)顯微鏡觀測并記錄裂紋擴(kuò)展情況，當(dāng)裂紋超過4 mm時停止試驗(yàn)，測量試件剩余強(qiáng)度。

2.3 斷口分析

對主導(dǎo)裂紋引起的試件斷口進(jìn)行金相分析以得到數(shù)據(jù)集。在裂紋長度范圍0.3～1.5mm至少獲得7組數(shù)據(jù)對。對于本文的反向雙犬骨試件，僅觀察兩個釘孔中最大的主導(dǎo)裂紋，記錄該裂紋的尺寸數(shù)據(jù)。圖2為體式顯微鏡放大30倍的典型斷口形貌圖。

根據(jù)PFMA方法，處理斷口數(shù)據(jù)集，獲得通用EIFS分布及雙95%下的值。為了比較各個參數(shù)對耐久性的影響，需得到模擬件的經(jīng)濟(jì)壽命，從而便于量化分析。假設(shè)模擬件所處的應(yīng)力區(qū)應(yīng)力為200MPa，共有100個結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)，據(jù)此分析每組試驗(yàn)件的SCGMC。根據(jù)EIFS分布參數(shù)，結(jié)合SCGMC方程，預(yù)測出在使用時間為5000飛行小時時模擬件細(xì)節(jié)超越數(shù)，在50%的可靠度下，允許損傷度為D=3時計(jì)算出結(jié)構(gòu)件的經(jīng)濟(jì)壽命。

3 試驗(yàn)結(jié)論

根據(jù)PFMA方法，分析斷口數(shù)據(jù)，結(jié)果如表2所示。

研究結(jié)果表明：

（1）《美國空軍損傷容限設(shè)計(jì)手冊設(shè)計(jì)分析指南》允許的EIFS額定值為0.127 mm，由表2可知各組試件EIFS均小于0.127 mm，則可以得出各組試件原始疲勞質(zhì)量均符合要求；

（2）連接型式對構(gòu)件的原始疲勞質(zhì)量及經(jīng)濟(jì)壽命影響均較大，高鎖螺栓連接件的耐久性顯著高于普通螺栓及普通鉚釘連接件。這可能與高鎖螺栓干涉配合作用、螺栓預(yù)緊力等因素有關(guān)。因此推薦飛機(jī)關(guān)鍵部位及難修理部位采用高鎖螺栓的連接型式。

（3）釘傳比對結(jié)構(gòu)件原始疲勞質(zhì)量有影響，對比試件3、4和5，發(fā)現(xiàn)同一應(yīng)力水平下釘傳比越小的試件經(jīng)濟(jì)壽命越長。建議對于高鎖螺栓連接件，在一定范圍內(nèi)，可通過減小其釘傳比或補(bǔ)強(qiáng)承載較大釘傳比的釘孔強(qiáng)度以提高構(gòu)件耐久性。

參考文獻(xiàn)

[1] 陳勃，鮑蕊，張建宇.飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性_損傷容限綜合設(shè)計(jì)與分析[J].北京航天航空大學(xué)學(xué)報(bào)，2004，30（2）：139-143.

[2] 楊波，童明波，董登科.飛機(jī)結(jié)構(gòu)緊固孔耐久性符合性檢查與評估[J].南京航天航空大學(xué)學(xué)報(bào)，2008，40（4）：493-497.

[3] 董嚴(yán)民，劉文珽.含多種細(xì)節(jié)結(jié)構(gòu)的耐久性評定技術(shù)研究與應(yīng)用[J].航空學(xué)報(bào)，2008，29（2）：347-352.