飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量评估方法

工程科学学报 Chinese Journal of Engineering 飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量评估方法 高志刚何宇廷马斌酵张天宇 Evaluation method of initial fatigue quality of aircraft wing flange fastener holes GAO Zhi-gang.HE Yu-ting.MA Bin-lin,ZHANG Tian-yu 引用本文： 高志刚，何宇廷，马斌麟，张天宇.飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量评估方法)工程科学学报，2021,43(3)：442-450. doi10.13374j.issn2095-9389.2020.01.13.005 GAO Zhi-gang.HE Yu-ting,MA Bin-lin,ZHANG Tian-yu.Evaluation method of initial fatigue quality of aircraft wing flange fastener holes[J].Chinese Journal of Engineering,2021,43(3):442-450.doi:10.13374/j.issn2095-9389.2020.01.13.005 在线阅读View online::htps/ldoi.org10.13374/.issn2095-9389.2020.01.13.005 您可能感兴趣的其他文章 Articles you may be interested in 基于极限学习机ELM的连铸坯质量预测 Quality prediction of the continuous casting bloom based on the extreme learning machine 工程科学学报.2018.40(7)：815htps:ldoi.org10.13374.issn2095-9389.2018.07.007 联合多种边缘检测算子的无参考质量评价算法 No-reference image quality assessment using joint multiple edge detection 工程科学学报.2018.40(8：996htps:/doi.org10.13374.issn2095-9389.2018.08.014 基于声发射监测的316LN不锈钢的疲劳损伤评价 Fatigue damage evaluation of 316LN stainless steel using acoustic emission monitoring 工程科学学报.2018,40(4)：461 https::/1doi.org/10.13374.issn2095-9389.2018.04.009 一种提高图像对比度和视觉质量的新型区域背光算法 A novel local dimming algorithm to improve image contrast and visual quality 工程科学学报.2017,3912：1888htps:oi.org10.13374.issn2095-9389.2017.12.016 GH4169合金高温疲劳裂纹扩展的微观损伤机制 Microscopic damage mechanisms during fatigue crack propagation at high temperature in GH4169 superalloy 工程科学学报.2018.40(7)：822 https:/doi.org10.13374.issn2095-9389.2018.07.008 基于Lemaitre模型的辊式冲裁工艺断面质量分析 Analysis of sheared edge quality in rotary blanking process based on Lemaitre damage model 工程科学学报.2017,398：1198 https:/doi.org/10.13374.issn2095-9389.2017.08.009

飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量评估方法 高志刚 何宇廷 马斌麟 张天宇 Evaluation method of initial fatigue quality of aircraft wing flange fastener holes GAO Zhi-gang, HE Yu-ting, MA Bin-lin, ZHANG Tian-yu 引用本文: 高志刚, 何宇廷, 马斌麟, 张天宇. 飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量评估方法[J]. 工程科学学报, 2021, 43(3): 442-450. doi: 10.13374/j.issn2095-9389.2020.01.13.005 GAO Zhi-gang, HE Yu-ting, MA Bin-lin, ZHANG Tian-yu. Evaluation method of initial fatigue quality of aircraft wing flange fastener holes[J]. Chinese Journal of Engineering, 2021, 43(3): 442-450. doi: 10.13374/j.issn2095-9389.2020.01.13.005 在线阅读 View online: https://doi.org/10.13374/j.issn2095-9389.2020.01.13.005 您可能感兴趣的其他文章 Articles you may be interested in 基于极限学习机(ELM)的连铸坯质量预测 Quality prediction of the continuous casting bloom based on the extreme learning machine 工程科学学报. 2018, 40(7): 815 https://doi.org/10.13374/j.issn2095-9389.2018.07.007 联合多种边缘检测算子的无参考质量评价算法 No-reference image quality assessment using joint multiple edge detection 工程科学学报. 2018, 40(8): 996 https://doi.org/10.13374/j.issn2095-9389.2018.08.014 基于声发射监测的316LN不锈钢的疲劳损伤评价 Fatigue damage evaluation of 316LN stainless steel using acoustic emission monitoring 工程科学学报. 2018, 40(4): 461 https://doi.org/10.13374/j.issn2095-9389.2018.04.009 一种提高图像对比度和视觉质量的新型区域背光算法 A novel local dimming algorithm to improve image contrast and visual quality 工程科学学报. 2017, 39(12): 1888 https://doi.org/10.13374/j.issn2095-9389.2017.12.016 GH4169合金高温疲劳裂纹扩展的微观损伤机制 Microscopic damage mechanisms during fatigue crack propagation at high temperature in GH4169 superalloy 工程科学学报. 2018, 40(7): 822 https://doi.org/10.13374/j.issn2095-9389.2018.07.008 基于Lemaitre模型的辊式冲裁工艺断面质量分析 Analysis of sheared edge quality in rotary blanking process based on Lemaitre damage model 工程科学学报. 2017, 39(8): 1198 https://doi.org/10.13374/j.issn2095-9389.2017.08.009

工程科学学报.第43卷.第3期：442-450.2021年3月 Chinese Journal of Engineering,Vol.43,No.3:442-450,March 2021 https://doi.org/10.13374/j.issn2095-9389.2020.01.13.005;http://cje.ustb.edu.cn 飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量评估方法 高志刚四，何宇廷，马斌麟，张天宇 空军工程大学航空工程学院，西安710038 ☒通信作者.E-mail:gaozhigang666@126.com 摘要为了对飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量进行评估，本文首先对飞机机翼缘条结构中常用的BXXX铝合金紧 固孔试件分别开展了高、中、低3种应力水平下的疲劳试验，通过断口判读和反推得到3组关于裂纹长度a和疲劳寿命1的 (α-)数据，在此基础上应用当量初始缺陷尺寸(EFS)控制方程对每个试件的EIFS值进行计算并初步评估，验证了在不同应 力水平下紧固孔结构细节的EFS无显著性差异：得到了紧固孔结构细节的裂纹萌生时间(TTCI)分布，在指定应力水平下对 紧固孔结构细节95%置信水平下的经济寿命进行预测，并与设计寿命进行对比，提出了一种不同超越概率P下的结构细节 当量初始缺陷尺寸模型，基于给定5%的裂纹超越概率，对结构细节的通用EFS分布进行评估.通过以上对飞机机翼缘条紧 固孔细节原始疲劳质量的三重评估，得到综合评估结果：飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量满足要求. 关键词机翼缘条；紧固孔：原始疲劳质量：当量初始缺陷尺寸：裂纹超越概率：质量评估 分类号V215.5 Evaluation method of initial fatigue quality of aircraft wing flange fastener holes GAO Zhi-gang,HE Yu-ting,MA Bin-lin,ZHANG Tian-yu Aeronautics Engineering College,Air Force Engineering University,Xi'an 710038,China Corresponding author,E-mail:gaozhigang666@126.com ABSTRACT On analyzing the details of kinetic links of parts and structures of aircrafts,one can find few bad links.But fastener hole is the weakest link where abnormal stress is produced and initiation of crack occurs.The initial fatigue quality of aircraft wing flange fastener is the key parameter,which affects the durability of aircraft structure.The initial fatigue quality of structural details is usually characterized by the equivalent initial defect size (EIFS)and the time to crack initiation (TTCI).To evaluate the initial fatigue quality of aircraft wing flange fastener hole details,this paper first carried out fatigue tests at high-,medium-and low-stress levels on the BXXX aluminum alloy fastener hole specimens generally used in aircraft wing flange structures,and obtained three groups of()datasets about crack length a and fatigue life tthrough fracture interpretation and back stepping.On this basis,the EIFS governing equation was used to evaluate the EIFS value of each specimen,and it is found out that there is no significant difference in equivalent initial flaw size under different stress levels;TTCI distribution of structural details is obtained,and the economic life of specified stress level under 95% confidence level of fastener hole structural details was predicted,and compared with the design life;a structural detail equivalent to initial flaw size model under different exceedance probability P was proposed.Based on the given 5%crack exceedance probability,the general EIFS distribution of structural details was evaluated.The comprehensive evaluation results were obtained through the above triple evaluation of the initial fatigue quality of the fastener hole details:the general EIFS distribution and the EIFS value of each test piece are less than the allowable value,and the economic life is greater than the allowable value,so the original fatigue quality of the details of the fastening holes of the aircraft flange meets the stringent requirements. 收稿日期：2020-01-13 基金项目：国家自然科学基金资助项目(51805538)：陕西省自然科学基础研究计划资助项目(2020JQ-476):装备预研领域基金资助项目 (61409220202)

飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量评估方法 高志刚苣，何宇廷，马斌麟，张天宇 空军工程大学航空工程学院，西安 710038 苣通信作者，E-mail：gaozhigang666@126.com 摘    要    为了对飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量进行评估，本文首先对飞机机翼缘条结构中常用的 BXXX 铝合金紧 固孔试件分别开展了高、中、低 3 种应力水平下的疲劳试验，通过断口判读和反推得到 3 组关于裂纹长度 a 和疲劳寿命 t 的 （a−t）数据，在此基础上应用当量初始缺陷尺寸（EIFS）控制方程对每个试件的 EIFS 值进行计算并初步评估，验证了在不同应 力水平下紧固孔结构细节的 EIFS 无显著性差异；得到了紧固孔结构细节的裂纹萌生时间（TTCI）分布，在指定应力水平下对 紧固孔结构细节 95% 置信水平下的经济寿命进行预测，并与设计寿命进行对比，提出了一种不同超越概率 P 下的结构细节 当量初始缺陷尺寸模型，基于给定 5% 的裂纹超越概率，对结构细节的通用 EIFS 分布进行评估. 通过以上对飞机机翼缘条紧 固孔细节原始疲劳质量的三重评估，得到综合评估结果：飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量满足要求. 关键词    机翼缘条；紧固孔；原始疲劳质量；当量初始缺陷尺寸；裂纹超越概率；质量评估 分类号    V215.5 Evaluation method of initial fatigue quality of aircraft wing flange fastener holes GAO Zhi-gang苣 ，HE Yu-ting，MA Bin-lin，ZHANG Tian-yu Aeronautics Engineering College, Air Force Engineering University, Xi'an 710038, China 苣 Corresponding author, E-mail: gaozhigang666@126.com ABSTRACT    On analyzing the details of kinetic links of parts and structures of aircrafts, one can find few bad links. But fastener hole is the weakest link where abnormal stress is produced and initiation of crack occurs. The initial fatigue quality of aircraft wing flange fastener is the key parameter, which affects the durability of aircraft structure. The initial fatigue quality of structural details is usually characterized by the equivalent initial defect size (EIFS) and the time to crack initiation (TTCI). To evaluate the initial fatigue quality of aircraft wing flange fastener hole details, this paper first carried out fatigue tests at high-, medium- and low-stress levels on the BXXX aluminum alloy fastener hole specimens generally used in aircraft wing flange structures, and obtained three groups of (a−t) datasets about crack length a and fatigue life t through fracture interpretation and back stepping. On this basis, the EIFS governing equation was used to evaluate the EIFS value of each specimen, and it is found out that there is no significant difference in equivalent initial flaw size under different stress levels; TTCI distribution of structural details is obtained, and the economic life of specified stress level under 95% confidence level of fastener hole structural details was predicted, and compared with the design life; a structural detail equivalent to initial flaw size model under different exceedance probability P was proposed. Based on the given 5% crack exceedance probability, the general EIFS distribution of structural details was evaluated. The comprehensive evaluation results were obtained through the above triple evaluation of the initial fatigue quality of the fastener hole details: the general EIFS distribution and the EIFS value of each test piece are less than the allowable value, and the economic life is greater than the allowable value, so the original fatigue quality of the details of the fastening holes of the aircraft flange meets the stringent requirements. 收稿日期: 2020−01−13 基金项目: 国家自然科学基金资助项目（51805538）；陕西省自然科学基础研究计划资助项目（2020JQ-476）；装备预研领域基金资助项目 （61409220202） 工程科学学报，第 43 卷，第 3 期：442−450，2021 年 3 月 Chinese Journal of Engineering, Vol. 43, No. 3: 442−450, March 2021 https://doi.org/10.13374/j.issn2095-9389.2020.01.13.005; http://cje.ustb.edu.cn

高志刚等：飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量评估方法 443 KEY WORDS wing flange;fastener hole;initial fatigue quality;equivalent initial flaw size;crack exceedance probability;quality evaluation 飞机在服役期间经常处于复杂的环境之中 结构细节进行原始疲劳质量评估时，通常将结构 其主要连接结构部位在交变载荷的作用下往往面 细节原始制造状态的不同进行当量化处理，认为 临着破坏的风险，紧固孔作为飞机连接结构中最 是由于存在不同大小的EIFS以及不同长短的经 典型的细节形式，是易于产生应力集中现象并萌 济寿命，从而对试件结构细节进行综合评估，来充 生裂纹的薄弱环节山，无论是在军用飞机还是民用 分判断结构细节的原始疲劳质量是否满足要求， 飞机中，它的疲劳开裂是服役期间最主要的损伤 并对其优劣进行评估. 形式之一，因此飞机结构紧固孔细节是否满足耐 对于TTCI的研究一直以来都是结构疲劳寿 久性要求至关重要.而原始疲劳质量(Initial fatigue 命分析中最常见和重要的内容，而EFS最早是由 quality,FQ)则是影响紧固孔耐久性的关键因素闪， Rudd和Grey2-]提出的概念，后来经过国内外学 它是结构细节原始制造状态的表征，虽然对于同 者的不断研究和完善，逐步成为表征飞机结构细 一结构试件，它们的材料、名义制造工艺和几何因 节原始疲劳状态的主要方法.Yang进行了进一 素等可能相同，但是结构细节的实际工艺却并不 步深入的研究，逐渐成为表征结构FQ最常用的 相同，众所周知，任何试件表面都不是绝对的光 方法；Wang通过分析各种因素对紧固孔EIFS 滑，总会伴随着缺陷（制造缺陷、腐蚀缺陷、划痕 的影响，验证了EFS能够表征结构的原始表面质 等))，即有着不同的原始疲劳质量.建立有效可 量；美国空军耐久性手册中给出了各类型紧固 靠的原始疲劳质量量化控制的评估方法，准确评 孔的耐久性试验数据并确定了EIFS分布：Moreira 估结构细节的原始疲劳质量是结构耐久性分析以 等7针对2024-T3铝合金连接件建立了通用EIFS 及预测经济寿命的重要基础和前提，有着较强的 分布，并对其进行了原始疲劳质量评估：Makeev等m 工程实用价值和应用前景.结构细节的原始疲劳 提出了一种基于裂纹尺寸和时间数据的当量初始 质量通常用当量初始缺陷尺寸(Equivalent initial 缺陷尺寸分布的随机回归分析方法，使得数据集 flaw size.EIFS)和裂纹萌生时间(The time to crack 独立于EIFS分布：Shahani与Kashani!ls估算了4340 initiation,TTCI)来表征间，对于EIFS,它用来表征 结构细节最初始的状态，将其当量为结构细节存在 钢的EIFS分布，并评估了寿命预测中的EIFS评估 不同大小的初始缺陷尺寸，即当量化假设裂纹6刀， 方法：Wu等研究了基于EIFS概念的变幅载荷 其值(EIFS)只有小于规定的许用值才能够确保结 谱下的疲劳寿命预测方法；我国的曹昌年等2o基 构的原始疲劳质量满足要求，是最能够直观反映 于确定性裂纹扩展方法反推等幅载荷的断口金相 原始疲劳质量的判据：对于TTCL,是指在给定载荷 数据得到当量初始缺陷尺寸(EIFS),用来表征紧 谱下达到指定参考裂纹尺寸所经历的时间四，由于 固孔原始疲劳质量；张胜等2四在谱载下对单片通 原始疲劳质量不同会对应着不同的TTCL,因此可 孔试件及3种不同长度的双片紧固孔进行了耐久 以将TTCI作为寿命判据（本文定义为经济寿命） 性试验研究，提出一种裂纹超越数概率比较法用 来表示IFQ的优劣.但是EIFS和TTCI并不总是 于评估结构细节群的原始疲劳质量；周俊杰与王 同时满足原始疲劳质量要求：EFS是结构细节在 生楠2四提出了一种双95%的细节疲劳寿命预测 试验或服役之前的固有属性，它是独立于试验或 方法对飞机结构原始疲劳质量进行评估， 服役环境（载荷、温度、湿度等）之外的参数，而 各国学者对于结构细节原始疲劳质量评估大 TCI则是在指定试验环境下或在指定服役环境下 多是通过试验得到结构细节的通用EFS分布实 得到的结果，即使当量初始缺陷尺寸(EIFS)满足 现的，对于TTCI所表征寿命判据的应用较少，评 原始疲劳质量要求，但在给定循环载荷下，它会导 估方法仍较为单一，对于飞机机翼结构中常用的 致实际不同的断裂循环次数（疲劳寿命）0山，当我 BXXX铝合金材料原始疲劳质量评估也少有研究 们在对某一批指定工作环境下的试件进行原始疲 本文以飞机机翼缘条紧固孔细节为研究对象，对 劳质量评估时，TTCI则是非常必要的评估判据， BXXX铝合金试件进行了3组不同应力水平的疲 它能够直接反应该组试件的原始疲劳质量能否满 劳试验，通过断口判读和反推得到小裂纹尺寸和 足指定工作情况下的寿命要求.所以，当我们在对 时间的数据集，在此基础上建立了通用EIFS分布

KEY  WORDS    wing flange； fastener hole； initial fatigue quality； equivalent initial flaw size； crack exceedance probability； quality evaluation 飞机在服役期间经常处于复杂的环境之中， 其主要连接结构部位在交变载荷的作用下往往面 临着破坏的风险，紧固孔作为飞机连接结构中最 典型的细节形式，是易于产生应力集中现象并萌 生裂纹的薄弱环节[1] ，无论是在军用飞机还是民用 飞机中，它的疲劳开裂是服役期间最主要的损伤 形式之一，因此飞机结构紧固孔细节是否满足耐 久性要求至关重要. 而原始疲劳质量（Initial fatigue quality，IFQ）则是影响紧固孔耐久性的关键因素[2] ， 它是结构细节原始制造状态的表征，虽然对于同 一结构试件，它们的材料、名义制造工艺和几何因 素等可能相同，但是结构细节的实际工艺却并不 相同，众所周知，任何试件表面都不是绝对的光 滑，总会伴随着缺陷（制造缺陷、腐蚀缺陷、划痕 等）[3] ，即有着不同的原始疲劳质量. 建立有效可 靠的原始疲劳质量量化控制的评估方法，准确评 估结构细节的原始疲劳质量是结构耐久性分析以 及预测经济寿命的重要基础和前提[4] ，有着较强的 工程实用价值和应用前景. 结构细节的原始疲劳 质量通常用当量初始缺陷尺寸（Equivalent initial flaw size，EIFS）和裂纹萌生时间（The time to crack initiation，TTCI）来表征[5] ，对于 EIFS，它用来表征 结构细节最初始的状态，将其当量为结构细节存在 不同大小的初始缺陷尺寸，即当量化假设裂纹[6−7] ， 其值（EIFS）只有小于规定的许用值才能够确保结 构的原始疲劳质量满足要求[8] ,是最能够直观反映 原始疲劳质量的判据；对于 TTCI，是指在给定载荷 谱下达到指定参考裂纹尺寸所经历的时间[9] ，由于 原始疲劳质量不同会对应着不同的 TTCI，因此可 以将 TTCI 作为寿命判据（本文定义为经济寿命） 来表示 IFQ 的优劣. 但是 EIFS 和 TTCI 并不总是 同时满足原始疲劳质量要求：EIFS 是结构细节在 试验或服役之前的固有属性，它是独立于试验或 服役环境（载荷、温度、湿度等）之外的参数，而 TTCI 则是在指定试验环境下或在指定服役环境下 得到的结果，即使当量初始缺陷尺寸（EIFS）满足 原始疲劳质量要求，但在给定循环载荷下，它会导 致实际不同的断裂循环次数（疲劳寿命）[10−11] ,当我 们在对某一批指定工作环境下的试件进行原始疲 劳质量评估时，TTCI 则是非常必要的评估判据， 它能够直接反应该组试件的原始疲劳质量能否满 足指定工作情况下的寿命要求. 所以，当我们在对 结构细节进行原始疲劳质量评估时，通常将结构 细节原始制造状态的不同进行当量化处理，认为 是由于存在不同大小的 EIFS 以及不同长短的经 济寿命，从而对试件结构细节进行综合评估，来充 分判断结构细节的原始疲劳质量是否满足要求， 并对其优劣进行评估. 对于 TTCI 的研究一直以来都是结构疲劳寿 命分析中最常见和重要的内容，而 EIFS 最早是由 Rudd 和 Grey[12−13] 提出的概念，后来经过国内外学 者的不断研究和完善，逐步成为表征飞机结构细 节原始疲劳状态的主要方法. Yang[14] 进行了进一 步深入的研究，逐渐成为表征结构 IFQ 最常用的 方法；Wang[15] 通过分析各种因素对紧固孔 EIFS 的影响，验证了 EIFS 能够表征结构的原始表面质 量；美国空军耐久性手册[16] 中给出了各类型紧固 孔的耐久性试验数据并确定了 EIFS 分布；Moreira 等[17] 针对 2024-T3 铝合金连接件建立了通用 EIFS 分布，并对其进行了原始疲劳质量评估；Makeev 等[7] 提出了一种基于裂纹尺寸和时间数据的当量初始 缺陷尺寸分布的随机回归分析方法，使得数据集 独立于 EIFS 分布；Shahani 与 Kashani[18] 估算了 4340 钢的 EIFS 分布，并评估了寿命预测中的 EIFS 评估 方法；Wu 等[19] 研究了基于 EIFS 概念的变幅载荷 谱下的疲劳寿命预测方法；我国的曹昌年等[20] 基 于确定性裂纹扩展方法反推等幅载荷的断口金相 数据得到当量初始缺陷尺寸（EIFS），用来表征紧 固孔原始疲劳质量；张胜等[21] 在谱载下对单片通 孔试件及 3 种不同长度的双片紧固孔进行了耐久 性试验研究，提出一种裂纹超越数概率比较法用 于评估结构细节群的原始疲劳质量；周俊杰与王 生楠[22] 提出了一种双 95% 的细节疲劳寿命预测 方法对飞机结构原始疲劳质量进行评估. 各国学者对于结构细节原始疲劳质量评估大 多是通过试验得到结构细节的通用 EIFS 分布实 现的，对于 TTCI 所表征寿命判据的应用较少，评 估方法仍较为单一，对于飞机机翼结构中常用的 BXXX 铝合金材料原始疲劳质量评估也少有研究. 本文以飞机机翼缘条紧固孔细节为研究对象，对 BXXX 铝合金试件进行了 3 组不同应力水平的疲 劳试验，通过断口判读和反推得到小裂纹尺寸和 时间的数据集，在此基础上建立了通用 EIFS 分布 高志刚等： 飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量评估方法 · 443 ·

444 工程科学学报，第43卷，第3期 和TTCI分布，对每个试件的EIFS和通用EFS分 1 试件制备与疲劳试验 布分别进行检验并验证了不同应力水平下结构细 节的当量初始缺陷尺寸无显著性差异，提出了一 1.1试件制备 种不同超越概率P下的结构细节当量初始缺陷尺 试件材料为BXXX-T2铝合金，该材料主要用 寸模型，随后对结构细节在95%置信水平下指定 于飞机结构的外翼和中央翼缘条等主要承载结 应力水平的经济寿命进行预测，通过以上三重评 构，对试件进行制孔模拟机翼缘条的细节形式，为 估方法对飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量 清除毛刺，在铰孔后，在孔两端面制不大于0.3mm× 进行了综合评估 45°的倒角，试件的几何形状如图1所示. 60 R50 28 3-o8 Fiber direction 320 中 中 Dimension:mm 图1紧固孔试件尺寸 Fig.1 Dimension of fastener hole specimen 1.2试验载荷谱 1.3试验过程 根据某型系列飞机的各典型科目顺序和重心 试验加载设备为MTS810-500kN材料试验系 过载，得到该系列飞机的过载谱，依据式(1)将过 统，所有试件在试验中直接安装在试验机夹头上 载谱转换成为载荷谱： 试验在正常室温大气环境下进行，频率为10Hz P=n.1.F (1) 采用PVC补偿，最大峰值加载误差不大于2%，静 式中：n为编制的过载谱，σ1为各载荷状态下1g 载荷误差不大于1%，试验设备施加随机载荷谱的 过载对应的截面名义应力，F为试件净截面面积. 加载精度示意图如图2所示，图中，红色曲线代表 为了建立结构细节的通用EIFS分布，需要采 命令载荷，蓝色曲线代表实际载荷，可以看出加载 用高、中、低三种应力水平，每个谱块的循环次 精度满足要求，试验现场如图3所示 数为3334，代表126.8个飞行小时.为了能在断口 30 30 上留下清晰、可判读的疲劳条带，以方便试件裂纹 长度a和疲劳寿命1的数据的获取，从而能够准确 反推出裂纹萌生寿命，需要引入标识载荷. 20 20 对于标识载荷，既要考虑对载荷谱损伤度的 影响，又要考虑到标识载荷的施加间隔是否合适 10 (间隔小将导致疲劳条带过多、杂乱，不利于断口 疲劳条带的判读；间隔大将导致得到的裂纹扩展 有效数据点少，不利于分析)通过调试试验，确 定标识载荷的具体调整方法是：以每4个谱块编 制合成一个大谱块作为一个单位（共13336个循 环，代表507.2个飞行小时)，将编制的载荷谱中的 -10 0.120.240.360.48 06010 高载（高载界定为：载荷谱中每个循环的最大载荷 Time/s 按从大到小排序后取前2%)循环移动到载荷谱末 图2试验机随机载荷加载跟随性 尾，试验时对此类高载进行集中施加，同时，经过 Fig.2 Random load follow-up of testing machine 调试试验验证得到调整后的标识谱与原谱的损伤 试验分为3组，按照低、中、高三种应力水平 度无明显差异，通过了与原谱的一致性检验 分别记为A、B和C组，其B组为10件，A组和

和 TTCI 分布，对每个试件的 EIFS 和通用 EIFS 分 布分别进行检验并验证了不同应力水平下结构细 节的当量初始缺陷尺寸无显著性差异，提出了一 种不同超越概率 P 下的结构细节当量初始缺陷尺 寸模型，随后对结构细节在 95% 置信水平下指定 应力水平的经济寿命进行预测，通过以上三重评 估方法对飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量 进行了综合评估. 1    试件制备与疲劳试验 1.1    试件制备 试件材料为 BXXX-T2 铝合金，该材料主要用 于飞机结构的外翼和中央翼缘条等主要承载结 构，对试件进行制孔模拟机翼缘条的细节形式，为 清除毛刺，在铰孔后，在孔两端面制不大于 0.3 mm× 45°的倒角，试件的几何形状如图 1 所示. Fiber direction Dimension: mm 60 R50 28 3−ϕ8 320 60 3 40 15 15 图 1 紧固孔试件尺寸 Fig.1 Dimension of fastener hole specimen 1.2    试验载荷谱 根据某型系列飞机的各典型科目顺序和重心 过载，得到该系列飞机的过载谱，依据式（1）将过 载谱转换成为载荷谱： P = n ·σ1 · F （1） 式中: n 为编制的过载谱，σ1 为各载荷状态下 1 g 过载对应的截面名义应力，F 为试件净截面面积. 为了建立结构细节的通用 EIFS 分布，需要采 用高、中、低三种应力水平[4] ，每个谱块的循环次 数为 3334，代表 126.8 个飞行小时. 为了能在断口 上留下清晰、可判读的疲劳条带，以方便试件裂纹 长度 a 和疲劳寿命 t 的数据的获取，从而能够准确 反推出裂纹萌生寿命，需要引入标识载荷. 对于标识载荷，既要考虑对载荷谱损伤度的 影响，又要考虑到标识载荷的施加间隔是否合适 （间隔小将导致疲劳条带过多、杂乱，不利于断口 疲劳条带的判读；间隔大将导致得到的裂纹扩展 有效数据点少，不利于分析）[4] . 通过调试试验，确 定标识载荷的具体调整方法是：以每 4 个谱块编 制合成一个大谱块作为一个单位（共 13336 个循 环，代表 507.2 个飞行小时），将编制的载荷谱中的 高载（高载界定为：载荷谱中每个循环的最大载荷 按从大到小排序后取前 2%）循环移动到载荷谱末 尾，试验时对此类高载进行集中施加，同时，经过 调试试验验证得到调整后的标识谱与原谱的损伤 度无明显差异，通过了与原谱的一致性检验. 1.3    试验过程 试验加载设备为 MTS810-500 kN 材料试验系 统，所有试件在试验中直接安装在试验机夹头上. 试验在正常室温大气环境下进行，频率为 10 Hz， 采用 PVC 补偿，最大峰值加载误差不大于 2%，静 载荷误差不大于 1%，试验设备施加随机载荷谱的 加载精度示意图如图 2 所示，图中，红色曲线代表 命令载荷，蓝色曲线代表实际载荷，可以看出加载 精度满足要求，试验现场如图 3 所示. 0 0.12 0.24 0.36 0.48 0.60 −10 30 20 10 0 Axial force command/kN −10 30 20 10 0 Axial force/kN Time/s 图 2 试验机随机载荷加载跟随性 Fig.2 Random load follow-up of testing machine 试验分为 3 组，按照低、中、高三种应力水平 分别记为 A、 B 和 C 组 ，其 B 组为 10 件 ， A 组和 · 444 · 工程科学学报，第 43 卷，第 3 期

高志刚等：飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量评估方法 445… MTS loading device Observation platform Fatigue crack growth zone Reading platfom Fatigue Fatigue crack growth stripc 2量 dircction 图5断口形貌图 图3试验现场 Fig.5 Fracture morphology Fig.3 Test site 1.4试验结果 C组分别5件（经最小试件数检验满足要求）)各 将疲劳断口条带进行判读和反推后，得到相 组的应力水平用谱中最大应力峰值表示，分别为 对小裂纹范围内(0.2~1.6mm)的(-)数据，3组 232.091、259.347和287.944MPa 疲劳试验结果如图6所示，图中单位h为飞行小时 在试验过程中，使用组合式读数摄像平台对 (下同) 表面裂纹进行直读，其精度为0.01mm,量程为 2 原始疲劳质量(FQ)评估方法 100mm.对可能萌生裂纹处进行严密观察，捕捉开 裂点，详细记录裂纹位置、长度和循环数，为断口 2.1EIFS控制曲线 疲劳条带的判读提供必要的参考依据，对于产生 裂纹扩展方程采用类似于断裂力学中描述裂 多条裂纹的情况，以最早萌生的裂纹作为主裂纹 纹扩展速率的Paris公式的形式： 进行观测，如图4所示 告=eror (2) 式中，Q和b为与材料特性、载荷谱、结构细节类 型等相关的参数.当载荷谱的形式确定时，常假定 指数b与应力水平无关，通常的耐久性分析中推 荐b=1进行数据处理山，根据上文得到的试验结 果，可以得到每组试件的第k个断口的裂纹扩展 参数Q,其确定方法可采用直接拟合法，通过最小 Main crack growth 二乘法令偏差平方和最小可得到： 1 mm Qk= (3) 图4组合式读数摄像平台成像示意图 Fig.4 Imaging diagram of combined reading camera platform 厚 断口样品在四氯化碳溶液中用KH5200DB型 根据式(2)可以得到裂纹尺寸和时间的一般 数控超声波清洗机进行清洗，并用经丙酮软化的 关系，取b=1时，可由式(4)进行表述： 醋酸纤维素膜粘贴儿次空白的复型，直到断口清 a(）=a(2)e--1) (4) 晰为止，然后使用NIKON SMZ8O0体视显微镜进 而EIFS控制曲线表述的是每个结构细节的当 行断口疲劳条带的观察（如图5所示）.可以看出， 量初始缺陷尺寸与裂纹萌生时间的关系，因此 在本试验选用的标识谱下，试件在每一个大循环 EIFS控制曲线的方程可由式(4)变换得到，令t=0, 后可以留下清晰的疲劳条带，呈现出半规则的椭 t2=T,则a(2尸aT=ar,ar为参考裂纹尺寸，在这里 圆形状，沿着与主拉力方向垂直方向扩展，可以获 取a=0.5mm,T表示ar对应的裂纹萌生时间，进而 取裂纹长度和疲劳寿命的成组信息（α-t),能够为 得到试件的EIFS控制方程： 试验提供可靠、有效的原始数据， EIFS=a(O)=dre-QT (5)

C 组分别 5 件（经最小试件数检验满足要求）[23] ，各 组的应力水平用谱中最大应力峰值表示，分别为 232.091、259.347 和 287.944 MPa. 在试验过程中，使用组合式读数摄像平台对 表面裂纹进行直读 ，其精度为 0.01 mm，量程为 100 mm. 对可能萌生裂纹处进行严密观察，捕捉开 裂点，详细记录裂纹位置、长度和循环数，为断口 疲劳条带的判读提供必要的参考依据，对于产生 多条裂纹的情况，以最早萌生的裂纹作为主裂纹 进行观测，如图 4 所示. a Main crack growth 1 mm 图 4 组合式读数摄像平台成像示意图 Fig.4 Imaging diagram of combined reading camera platform 断口样品在四氯化碳溶液中用 KH5200DB 型 数控超声波清洗机进行清洗，并用经丙酮软化的 醋酸纤维素膜粘贴几次空白的复型，直到断口清 晰为止，然后使用 NIKON SMZ800 体视显微镜进 行断口疲劳条带的观察（如图 5 所示）. 可以看出， 在本试验选用的标识谱下，试件在每一个大循环 后可以留下清晰的疲劳条带，呈现出半规则的椭 圆形状，沿着与主拉力方向垂直方向扩展，可以获 取裂纹长度和疲劳寿命的成组信息（a‒t），能够为 试验提供可靠、有效的原始数据， Fatigue crack growth dircction Fatigue crack growth zone Fatigue stripc 图 5 断口形貌图 Fig.5 Fracture morphology 1.4    试验结果 将疲劳断口条带进行判读和反推后，得到相 对小裂纹范围内（0.2～1.6 mm）的（a−t）数据，3 组 疲劳试验结果如图 6 所示，图中单位 h 为飞行小时 （下同）. 2    原始疲劳质量（IFQ）评估方法 2.1    EIFS 控制曲线 裂纹扩展方程采用类似于断裂力学中描述裂 纹扩展速率的 Paris 公式[24] 的形式： da dt = Q[a(t)]b （2） 式中，Q 和 b 为与材料特性、载荷谱、结构细节类 型等相关的参数. 当载荷谱的形式确定时，常假定 指数 b 与应力水平无关，通常的耐久性分析中推 荐 b=1 进行数据处理[4] ，根据上文得到的试验结 果，可以得到每组试件的第 k 个断口的裂纹扩展 参数 Qk，其确定方法可采用直接拟合法，通过最小 二乘法令偏差平方和最小可得到: Qk = m ∑m j=1 tj lnaj − ∑m j=1 lnaj ∑m j=1 tj m ∑m j=1 t 2 j −   ∑m j=1 tj   2 （3） 根据式（2）可以得到裂纹尺寸和时间的一般 关系，取 b=1 时，可由式（4）进行表述： a(t1) = a(t2)e−Qk (t2−t1) （4）t1 t2 t2 ar ar ar ar 而 EIFS 控制曲线表述的是每个结构细节的当 量初始缺陷尺寸与裂纹萌生时间的关系 ，因此 EIFS 控制曲线的方程可由式（4）变换得到，令 =0， =T，则 a( )= a(T)= ， 为参考裂纹尺寸，在这里 取 =0.5 mm, T 表示 对应的裂纹萌生时间，进而 得到试件的 EIFS 控制方程： EIFS =a(0) =are −QkT （5） MTS loading device Observation platform Reading platform 图 3 试验现场 Fig.3 Test site 高志刚等： 飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量评估方法 · 445 ·