某型飞机机翼根部模拟件的耐久性分析

陈俊峰

摘 要：现代飞机的设计要求是高可靠性、长寿命和低维修成本，这使得飞机结构的耐久性设计成为飞机研制过程中的重要环节。该文立足于工程实际，通过材料为国产铝合金7050-T7451的某型飞机关键部位模拟件在飞-续-飞随机谱下多种应力水平的耐久性试验，为评定疲劳关键件的耐久性设计提供试验基础，并根据试验结果，评估连接型式，钉传比对结构细节原始疲劳质量的影响。

关键词：耐久性 当量初始缺陷尺寸（EIFS） 原始疲劳质量（IFQ） 概率断裂力学方法（PFMA）

中图分类号：V215.2 文献标识码d：A 文章编号：1674-098X（2015）02（c）-0081-02

随着航空事业的发展，先进飞机的多用途、高性能、高制造成本要求飞机必须有高可靠性、长寿命，高出勤率和低维修成本。飞机结构的耐久性设计就是为了满足上述目标而发展起来的一项新技术。美国空军已从20世纪80年代开始展开对飞机结构耐久性的研究。目前，我国已开展对飞机结构耐久性的研究，并且应用于新研飞机的设计和现役飞机寿命的可靠性评定[1]。

耐久性是飞机结构固有的一种基本能力，它是结构在规定时间内，抵抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离、磨损和外来物损伤作用的能力[2]。本文通过材料为国产铝合金7050-T7451的某型飞机关键部位模拟件在谱载下多种应力水平的耐久性试验，為评定疲劳关键件耐久性设计和使用寿命提供基础。

1 耐久性分析原理

文章采用概率断裂力学方法（PFMA）进行耐久性分析，即在给定载荷谱的高、中、低3种应力水平下，以结构细节模拟件通过耐久性试验获得的断口金相数据集为基础，应用概率断裂力学，建立描述结构原始疲劳质量（IFQ）的通用当量初始缺陷尺寸（EIFS）分布，进而给出结构损伤度随时间变化的函数关系，依据指定的损伤度和可靠度预测结构的经济寿命[3]。

通用EIFS分布是由给定谱载和几种不同应力水平下的裂纹形成时间（TTCI）分布所导出的EIFS分布经过不同应力水平下的综合处理得到，TTCI分布由一组相同的结构细节进行裂纹扩展试验，获得裂纹尺寸a随试验时间t的变化规律，根据断口（a，t）数据对及短裂纹扩展公式确定其分布参数。对于紧固孔类型的结构细节，TTCI服从三参数Weibull分布：

（1）

式中：T为TTCI；为形状参数；为尺度参数；为TTCI的下界（即位置参数）。

由试验件的断口金相分析结果可确定出3个威布尔参数，即、和。

为了便于比较EIFS分布情况，结构细节原始疲劳质量可用特征裂纹尺寸表示，即95%置信水平和95%可靠度下TTCI对应的EIFS来表示。

假设t时刻对应应力区i的细节裂纹尺寸超过指定参考裂纹尺寸的概率为。与对应的在t=0时的当量初始缺陷尺寸为。给定应力区的随时间变化的曲线称为SCGMC，其数学表达式：

（2）

在进行耐久性分析时，应为细节的经济修理极限ae，本文取ae=0.8mm。对于实际结构细节所在的应力区，Qi为实际结构细节所在的应力区最大名义应力对应的裂纹扩展速率。

在时间t时，给定应力区i的裂纹尺寸超过定参考裂纹尺寸的概率为裂纹超越数概率，用表示，其数学表达形式为：

（3）

将确定的代入上式可得任意时刻的裂纹尺寸分布：

0<≤xu （4）

损伤度是指结构在t时所产生的耐久性损伤，它通常用结构细节群的裂纹超越百分数表示。损伤度是时间的t的函数。其表达式为：

（5）

式中为细节总数。

根据损伤度要求，可反推得到裂纹超越数概率，继而得到经济寿命。

2 试验及数据处理

2.1 试件

本文试验件为飞机机翼根部的模拟件，为“反向双犬骨型”连接件，材料均为国产铝合金7050-T7451，如图1所示。试件分为5组，每组25件，具体分类见表1。

试件含3类连接型式（高锁螺栓、普通螺栓、普通铆钉）理论钉传比相同（15%）及3组连接型式（高锁螺栓）相同，钉传比不同的典型细节。

2.2 试验内容

试验载荷谱为机翼根部弯矩谱，飞-续-飞随机系数谱，其最大值为1，最小值为-0.157。一个周期含8739个峰谷对，代表529个起落、500飞行小时，该谱含标识载荷。

采用INSTRON8801（±100KN）疲劳试验机进行试验，在室温大气下进行耐久性试验。加载频率为10Hz。

试验过程中，对每组试验件在高、中、低三种应力水平下进行耐久性试验。在正式试验前首先进行应力水平摸索试验，确定试验用中等应力水平，即在该应力水平下，试验件的裂纹萌生寿命（对应孔边0.8 mm裂纹）在10000飞行小时左右，对应载荷谱循环20次。高等应力水平是中等应力水平的1.15倍左右，低等应力水平是中等应力水平的0.9倍左右。每个应力水平下需有5～8件有效试件。试验中通过读数显微镜观测并记录裂纹扩展情况，当裂纹超过4 mm时停止试验，测量试件剩余强度。

2.3 断口分析

对主导裂纹引起的试件断口进行金相分析以得到数据集。在裂纹长度范围0.3～1.5mm至少获得7组数据对。对于本文的反向双犬骨试件，仅观察两个钉孔中最大的主导裂纹，记录该裂纹的尺寸数据。图2为体式显微镜放大30倍的典型断口形貌图。

根据PFMA方法，处理断口数据集，获得通用EIFS分布及双95%下的值。为了比较各个参数对耐久性的影响，需得到模拟件的经济寿命，从而便于量化分析。假设模拟件所处的应力区应力为200MPa，共有100个结构细节，据此分析每组试验件的SCGMC。根据EIFS分布参数，结合SCGMC方程，预测出在使用时间为5000飞行小时时模拟件细节超越数，在50%的可靠度下，允许损伤度为D=3时计算出结构件的经济寿命。

3 试验结论

根据PFMA方法，分析断口数据，结果如表2所示。

研究结果表明：

（1）《美国空军损伤容限设计手册设计分析指南》允许的EIFS额定值为0.127 mm，由表2可知各组试件EIFS均小于0.127 mm，则可以得出各组试件原始疲劳质量均符合要求；

（2）连接型式对构件的原始疲劳质量及经济寿命影响均较大，高锁螺栓连接件的耐久性显著高于普通螺栓及普通铆钉连接件。这可能与高锁螺栓干涉配合作用、螺栓预紧力等因素有关。因此推荐飞机关键部位及难修理部位采用高锁螺栓的连接型式。

（3）钉传比对结构件原始疲劳质量有影响，对比试件3、4和5，发现同一应力水平下钉传比越小的试件经济寿命越长。建议对于高锁螺栓连接件，在一定范围内，可通过减小其钉传比或补强承载较大钉传比的钉孔强度以提高构件耐久性。

参考文献

[1] 陈勃，鲍蕊，张建宇.飞机结构耐久性_损伤容限综合设计与分析[J].北京航天航空大学学报，2004，30（2）：139-143.

[2] 杨波，童明波，董登科.飞机结构紧固孔耐久性符合性检查与评估[J].南京航天航空大学学报，2008，40（4）：493-497.

[3] 董严民，刘文珽.含多种细节结构的耐久性评定技术研究与应用[J].航空学报，2008，29（2）：347-352.