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 ·