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 449 陷尺寸： 仅为0.00621% a0)=xe-0s-lh0.95=0.01357 (15) 3.4综合评估结果 利用式(13)或图9可以进一步得到结构细节 综合以上分析，得到如下综合评估结果，如表5 的当量初始裂纹尺寸超越许用值0.125mm的概率 所示 表5综合评估结果 Table 5 Comprehensive assessment results Evaluation EIFS value of each specimen/mm General EIFS distribution/mm TTCI/h Calculated value 0.00545-0.02599 0.02194 4501 Allowable value 0.125 0.125 4000 Evaluation conclusion IFQ meets requirements IFQ meets requirements IFQ meets requirements 4结论 crack initiation life based on corrosion kinetics and equivalent initial flaw size theory.Corros Sci,2018,142:277 (1)在编制的标识谱作用下，试件上可留下清 [4] Chinese Aviation Institute.Military Aircraft Fatigue,Damage 晰的疲劳条带，从而得到真实可靠的裂纹扩展 Tolerance and Durability Design Manual.Beijing:Chinese (-)曲线，能够为原始疲劳质量的评估提供可靠 Aviation Institute Press,1994 的数据支持 (中国航空研究院.军用飞机疲劳损伤容限耐久性设计手册 (2)计算得到了3种应力水平下的EFS值有 北京：中国航空研究院出版社，1994) [5] 无显著性差异，验证了EFS是结构细节的固有缺 Liu WT.Zheng MZ.Fei B J.Probability Fracture Mechanics and Probabilistic Damage TolerancelDurability.Beijing:Beihang 陷，与应力水平无关，同时也证明了试验数据的可 University Press,1999 靠性. (刘文廷，郑旻仲，费斌军.概率断裂力学与概率损伤容限/耐久 (3)提出了一种不同超越概率P下的结构细 性北京：北京航空航天大学出版社，1999) 节当量初始缺陷尺寸模型，并绘制了不同超越概 [6]Fawaz S A.Equivalent initial flaw size testing and analysis of 率下的结构细节当量初始缺陷尺寸曲线，能够直 transport aircraft skin splices.Fatigue Fract Eng Mater Struct, 观有效地体现结构细节的通用EIFS分布，具有显 2003,26(3):279 著的工程实用价值 [7]Makeev A,Nikishkov Y.Armanios E.A concept for quantifying equivalent initial flaw size distribution in fracture mechanics based (4)建立了“每个试件EIFS检验”、“通用EIFS life prediction models.IntJ Farigue,2007,29(1):141 分布检验”以及“TTCI(寿命)检验”的三重评估方 [8] Wang ZZ,Wang P X,Nie X Z.Evaluation approach to initial 法，既能够针对到每个试件，又能够考虑到试件 fatigue quality of fastener hole.Acta Aeron Astron Sin,1998, 总体 19(4):88 (5)通过三重评估方法对飞机机翼缘条紧固 (王志智，王普选，聂学洲。一种紧固孔细节原始疲劳质量评定 孔细节原始疲劳质量进行了综合评估，得到评估 方法.航空学报，1998,19(4)：88) [9] 结果的计算值均在许用值规定的范围内，表明飞 Zhang Y T.Durabiliry Analysis of An Aircraft Wing 机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量能够满足 Box[Dissertation].Nanjing:Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,2008 要求 (张永涛.某型飞机机翼盒段耐久性分析[学位论文]南京：南京 航空航天大学，2008) 参考文献 [10]Xiang Y B,Lu Z Z.Liu Y M.Crack growth-based fatigue life [1]Chikmath L,Ramanath M N,Dattaguru B.Fatigue life benefits of prediction using an equivalent initial flaw model.Part I:uniaxial cold worked holes in fastener joints.Procedia Struct Integr,2019, loading.IntJ Farigue,2010,32(2):341 14:922 [11]Nicolas A,Co N E C,Burns J T,et al.Predicting fatigue crack [2]Correia J A F O,Blason S,De Jesus A M P,et al.Fatigue life initiation from coupled microstructure and corrosion morphology prediction based on an equivalent initial flaw size approach and a effects.Eng Fracture Mech,2019,220:106661 new normalized fatigue crack growth model.Eng Fail Anal,2016, [12]Rudd J L.Application of the Equivalent Initial Quality Method 69:15 AFFDL-TM-76-83-FBE.Dayton:Wright AFB,1977 [3]Zhao T L,Liu Z Y,Du C W,et al.Modeling for corrosion fatigue [13]Rudd J L,Gray T D.Quantification of fastener-hole quality.J陷尺寸： a(0) = xue −Qβ(−ln 0.95) 1/α = 0.01357 （15） 利用式（13）或图 9 可以进一步得到结构细节 的当量初始裂纹尺寸超越许用值 0.125 mm 的概率 仅为 0.00621%. 3.4    综合评估结果 综合以上分析，得到如下综合评估结果，如表 5 所示. 表 5 综合评估结果 Table 5 Comprehensive assessment results Evaluation EIFS value of each specimen/mm General EIFS distribution/mm TTCI/h Calculated value 0.00545–0.02599 0.02194 4501 Allowable value 0.125 0.125 4000 Evaluation conclusion IFQ meets requirements IFQ meets requirements IFQ meets requirements 4    结论 （1）在编制的标识谱作用下，试件上可留下清 晰的疲劳条带，从而得到真实可靠的裂纹扩展 （a−t）曲线，能够为原始疲劳质量的评估提供可靠 的数据支持. （2）计算得到了 3 种应力水平下的 EIFS 值有 无显著性差异，验证了 EIFS 是结构细节的固有缺 陷，与应力水平无关，同时也证明了试验数据的可 靠性. （3）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，并绘制了不同超越概 率下的结构细节当量初始缺陷尺寸曲线，能够直 观有效地体现结构细节的通用 EIFS 分布，具有显 著的工程实用价值. （4）建立了“每个试件 EIFS 检验”、“通用 EIFS 分布检验”以及“TTCI（寿命）检验”的三重评估方 法，既能够针对到每个试件，又能够考虑到试件 总体. （5）通过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，得到评估 结果的计算值均在许用值规定的范围内，表明飞 机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量能够满足 要求. 参    考    文    献 Chikmath L, Ramanath M N, Dattaguru B. Fatigue life benefits of cold worked holes in fastener joints. Procedia Struct Integr, 2019, 14: 922 [1] Correia J A F O, Blasón S, De Jesus A M P, et al. Fatigue life prediction based on an equivalent initial flaw size approach and a new normalized fatigue crack growth model. Eng Fail Anal, 2016, 69: 15 [2] [3] Zhao T L, Liu Z Y, Du C W, et al. Modeling for corrosion fatigue crack initiation life based on corrosion kinetics and equivalent initial flaw size theory. Corros Sci, 2018, 142: 277 Chinese Aviation Institute. Military Aircraft Fatigue, Damage Tolerance and Durability Design Manual. Beijing: Chinese Aviation Institute Press, 1994 （中国航空研究院. 军用飞机疲劳·损伤容限·耐久性设计手册. 北京: 中国航空研究院出版社, 1994） [4] Liu W T, Zheng M Z, Fei B J. Probability Fracture Mechanics and Probabilistic Damage Tolerance/Durability. Beijing: Beihang University Press, 1999 （刘文珽, 郑旻仲, 费斌军. 概率断裂力学与概率损伤容限/耐久 性. 北京: 北京航空航天大学出版社, 1999） [5] Fawaz S A. Equivalent initial flaw size testing and analysis of transport aircraft skin splices. Fatigue Fract Eng Mater Struct, 2003, 26（3）: 279 [6] Makeev A, Nikishkov Y, Armanios E. A concept for quantifying equivalent initial flaw size distribution in fracture mechanics based life prediction models. Int J Fatigue, 2007, 29（1）: 141 [7] Wang Z Z, Wang P X, Nie X Z. Evaluation approach to initial fatigue quality of fastener hole. Acta Aeron Astron Sin, 1998, 19（4）: 88 （王志智, 王普选, 聂学洲. 一种紧固孔细节原始疲劳质量评定 方法. 航空学报, 1998, 19（4）：88） [8] Zhang Y T. Durability Analysis of An Aircraft Wing Box[Dissertation]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2008 （张永涛. 某型飞机机翼盒段耐久性分析[学位论文]. 南京: 南京 航空航天大学, 2008） [9] Xiang Y B, Lu Z Z, Liu Y M. Crack growth-based fatigue life prediction using an equivalent initial flaw model. Part I: uniaxial loading. Int J Fatigue, 2010, 32（2）: 341 [10] Nicolas A, Co N E C, Burns J T, et al. Predicting fatigue crack initiation from coupled microstructure and corrosion morphology effects. Eng Fracture Mech, 2019, 220: 106661 [11] Rudd J L. Application of the Equivalent Initial Quality Method AFFDL-TM-76-83-FBE. Dayton: Wright AFB, 1977 [12] [13] Rudd J L, Gray T D. Quantification of fastener-hole quality. J 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 · 449 ·