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 ·