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