飞机结构强度疲劳试验加速技术研究

邵骞　董登科　张慧峰

摘 要：在进行飞机结构强度疲劳研究与试验过程中，为缩短研制周期，加快试验进程，根据疲劳损伤理论，推导得到与原载荷谱具有相同损伤的当量化载荷谱和放大应力载荷谱。试验时根据试验件结构与载荷特点，将疲劳载荷谱中加载次数较多、载荷值较小的载荷情况进行等损伤计算，折算为当量化载荷加载次数，应用当量化载荷谱代替原疲劳载荷谱进行疲劳试验加载，并通过放大载荷进一步加速试验进程。试验结果表明通过选择合适的当量化载荷和进行适当的载荷放大可以获得可靠的疲劳试验结果，该疲劳试验加速方法可应用于类似疲劳结构试验中。

关键词：飞机结构；疲劳试验；当量载荷谱；加速试验

中图法分类号：V216.3 文献标志码：A 文章编号：2095-2945（2018）17-0144-02

Abstract： In order to shorten the development period and speed up the test process during the research and test of aircraft structure strength fatigue， according to the fatigue damage theory， the time-quantized load spectrum and magnified stress load spectrum with the same damage as the original load spectrum are derived. According to the structure and load characteristics of the test piece， the equivalent damage of the load with more loading times and smaller load value in the fatigue load spectrum is calculated as the number of times the load is quantized. The time-quantized load spectrum is used instead of the original fatigue load spectrum to carry out the fatigue test loading， and the test process is further accelerated by magnifying the load. The experimental results show that reliable fatigue test results can be obtained by selecting appropriate quantitative loads and amplifying appropriate loads， and this accelerated fatigue test method can be applied to similar fatigue structural tests.

Keywords： aircraft structure； fatigue test； equivalent load spectrum； acceleration test

航空飞行器结构的研制遵循其强度规范，必须用充分的全尺寸疲劳试验依据来证明在飞机的设计使用目标寿命期内不会产生广布疲劳损伤[1]。现代先进民机使用寿命长，采用疲劳试验加速技术能够缩短产品的研制周期，加快试验进程，减少研制费用。

疲劳试验加速分为两种：一种是加速寿命试验，在产品的失效机理不变的前提下，通过当量化加速试验的方法在较短的试验时间内就能获得产品疲劳损伤，另一种是加速应力试验，通过加大应力可以暴露产品缺陷[2]。只要了解了产品寿命与应力之间的数学关系，明确了加速模型，那么在加速试验过程中获得的数据就可以外推得到在正常使用条件下的产品可靠性信息[3，4]。

1 加速试验的方法

对于民机结构而言，结构细节处的塑性影响可以忽略，线性累积损伤理论可以成立。根据S-N曲线和等寿命曲线的直线假设，可得[5，6]：

式中：B为S-N曲线斜率；DFR为细节疲劳额定值；R为应力比；Sm为平均应力；Sa为应力幅；Smax为最大应力。

1.1 当量化加速载荷

一个应力谱可以通过等损伤折算，当量成某一级应力和相应的当量循环数。把该级应力选定为R=-1即Sm=0的应力水平，该级应力水平既有Sm等于常数的S-N曲线的特征，又有R等于常数的S-N曲线的特征。在Sm=0时，Sa=Smax，可以得下式：

（3）

1.2 放大应力加速载荷

对于细节已确定的结构DFR值不变，利用S-N曲线的直线假设，根据（3）式可得应力水平对寿命比的影响：

对于航空铝材B值为-3.322，当应力增大为1.14倍和1.254倍时对应的寿命比为0.65和0.47，即以1.14倍疲劳载荷完成一个寿命期加载等同于按原载荷进行了1.55个寿命期加载，以1.254倍疲劳载荷完成一个寿命期加载等同于按原载荷进行了2.12個寿命期加载[7]。

2 当量化载荷谱计算

某型飞机寿命为16000飞行小时，考虑疲劳分散系数，试验寿命为64000飞行小时。试验装置见图1，试验设置了三个加载点P1、P2和PA，进行该机翼大梁与机身6框接头连接区组合体疲劳试验时，在保证2-3肋间的杆元正应力、板元剪应力与有限元应力计算值一致的条件下，对试验载荷进行简化，把载荷谱中加载次数较多、载荷值较小的载荷工况进行等损伤计算，折算为当量化载荷加载次数，从而缩短试验周期。

表1为一次飞行试验谱载荷，对应于每次130分钟飞行在第5级载荷作用下机翼大梁接头连接区寿命为0.6604×107，作用次数为20.7，在第10级载荷作用下机身6框主接头连接区寿命为0.1567×107，作用次数为1.3，在第11级载荷作用下机身6框主接头连接区寿命为10×107，作用次数为1，根据等损伤原理，把三级载荷都折算到第10级载荷，则当量化载荷次数为：

同理可求出对应于每次30分钟和20分钟飞行，把三级载荷都折算到第10级载荷，当量化载荷次数分别为1.5次和1次。因此将试验载荷谱当量化成表2。

3 当量化载荷谱实施过程

按照当量化载荷谱完成2倍寿命疲劳试验后，经检查试验件无损伤。将载荷谱放大1.14倍进行第二阶段试验，以放大谱完成了1.5倍寿命疲劳试验，经检查试验件无损伤。将载荷放大到1.25倍进行第三阶段试验，完成0.75倍寿命疲劳试验后，检查发现机翼大梁试验件2肋～3肋间下缘条距2肋70mm处的角材产生约20mm的裂纹。距2肋64mm处的下蒙皮在铆钉孔边从铆钉孔到边缘有6mm的裂纹，过铆钉孔往腹板方向有2mm的裂纹。继续试验，又完成0.19倍寿命疲劳试验后，检查发现距2肋64mm处下蒙皮上往腹板方向的裂纹扩展为5mm，且试验件变形增大，疲劳试验停止。

某型飞机机翼大梁与机身6框接头连接区组合件疲劳试验，完成了当量化载荷谱和放大载荷谱共4.44倍寿命试验。由加速寿命试验过程中获得的数据对照应力水平变化对寿命的影响，得到在正常使用条件下1肋～2肋之间的部分完成了5.13倍寿命疲劳试验； 2～3肋之间完成了6.3倍寿命的疲劳试验。2～3肋之间在完成相当于原疲劳载荷谱5.9倍寿命试验的时候出现了裂纹。

4 结束语

应用当量化载荷谱和放大载荷谱进行疲劳试验加载获得了与对比试验一致的疲劳试验结果。由于应用了当量化载荷谱进行疲劳试验加载，一次飞行当量化试验谱的运行时间只有不到原谱的三分之一，在试验的第二和第三阶段通过两次对载荷进行放大，再次加速了试验进程，相当于又将试验时间缩短了三分之一。试验表明通过分析选择合适的当量化载荷和进行适当的载荷放大可以获得可靠的疲劳试验结果，缩短研制周期，减少研制费用。

参考文献：

[1]郑晓玲.民机结构耐久性与损伤容限设计手册（疲劳设计与分析）[M].北京：航空工业出版社，2003，6：3-15.

[2]熊俊江.疲勞/断裂加速试验载荷谱编制的损伤当量折算方法[J].机械强度，2005（4）：39-42.

[3]董登科.飞机结构疲劳载荷谱加重系数与寿命之间的关系研究[J].机械强度，2013（3）：23-25.

[4]李戈岚.DFR法在军机结构寿命分析中的重要作用[J].飞机设计，2008（6）：35-37.

[5]隋福成，刘文 .飞机等幅疲劳试验载荷谱编制技术研究[J].机械强度，2008（2）：266-269.

[6]刘学军.基于DFR法的复杂载荷谱的等损伤简化方法[J].南京航空航天大学学报，2014（6）：408-412.

[7]孙侠生，董登科，薛景川.军用飞机结构耐久性损伤容限分析和设计指南[Z].西安：中国飞机强度研究所.