趙晉芳，趙 群

（1.沈陽工學院機械與運載學院，遼守撫順 113122；2.沈陽工程學院機械學院，沈陽 110136）

多位置損傷結構疲勞壽命的試驗研究及分析*

趙晉芳1，趙 群2

（1.沈陽工學院機械與運載學院，遼守撫順 113122；2.沈陽工程學院機械學院，沈陽 110136）

多位置損傷（Multiple Site Damage，MSD）是老齡飛機在服役期間的一種重要損傷形式，其典型結構表現(xiàn)為含孔邊裂紋的有限板結構。文章對典型MSD結構進行了疲勞試驗研究，旨在通過觀察其裂紋擴展和疲勞壽命的惰況，得到一系列具有工程應用價值的結論。試驗結果表明，多位置損傷會使結構剩余強度明顯降低、裂紋擴展壽命顯著縮短，對飛機結構的安全性形成極大威脅，認識MSD的裂紋擴展規(guī)律有著重要的理論意義和工程實用價值。

多位置損傷結構；裂紋擴展；疲勞壽命；試驗研究

0 引言

隨著飛機使用年限的增加，搭接板（殼）結構中的裂紋隨機分布于一排共線鉚釘孔的邊緣，這便構成了飛機結構中典型的多部位損傷（MSD）的幾何特征。這種結構會對飛機的結構安全性形成極大威脅，因此認識其發(fā)展變化規(guī)律有著十分重要的意義［1-4］。

計算疲勞裂紋擴展的方法通常有理論方法、仿真方法和試驗方法。在利用理論方法［5-7］計算MSD裂紋的疲勞擴展壽命時，通常需要先計算裂紋的應力強度因子，由于MSD結構復雜且通常具有多個疲勞源，因此利用解析法計算MSD結構應力強度因子具有一定的難度。隨著有限元軟件的發(fā)展，運用有限元方法對MSD裂紋的疲勞擴展進行仿真求解［8-10］成為了一種較新穎的嘗試。但ANSYS、ABAQUS、NASTRA等大型有限元軟件在對疲勞裂紋問題進行計算時往往需要進行十分復雜的流程操作，因而在實際應用上或多或少也受到了一定的局限。

本文采用試驗方法對含MSD某型飛機典型鉚接壁板進行分析。通過觀察板上各孔邊裂紋的裂紋擴展現(xiàn)象，記錄其裂紋擴展壽命，總結出典型MSD結構的裂紋擴展規(guī)律。

1 試驗過程

1.1 研究對象與結構模型

選取飛機典型鉚接壁板結構模擬件—有限共線5孔邊對稱裂紋結構進行試驗。試樣結構及具體尺寸見如圖1所示。

壁板各孔邊兩側線切割1mm預制切口，壁板的線切割位置及尺寸在圖1中也有呈現(xiàn)。模擬件壁板采用2mm厚2024-T62鋁合金薄板，其斷裂韌KIc=50MPa·，抗拉強度 σb=455MPa，屈服強度 σp0.2=414MPa，彈性模量E=71.4GPa，泊松比μ=0.3［11］。

試驗結構模擬件共2件，編號為SY1和SY2。在空氣環(huán)境中進行預腐蝕、疲勞起裂和疲勞擴展試驗。

圖1 試件結構及具體尺寸

1.2 試驗方案

采用PLS-100電液伺服疲勞實驗機進行模擬件在試驗環(huán)境下的疲勞起裂和裂紋擴展試驗，其靜載荷誤差在1%以內，動載誤差在3%以內。采用專用夾具對試樣進行夾持。采用寬范圍顯微鏡觀測記錄孔邊裂紋萌生情況和擴展數據。室溫空氣下的試驗過程照片如圖2所示。

疲勞起裂和裂紋擴展試驗步驟如下：

（1）安裝試樣；

（2）按表1的載荷水平進行疲勞起裂試驗，R=0.06，頻率5Hz。每隔5000次觀測孔邊是否萌生裂紋。當孔邊切口處萌生平均長度約1mm的裂紋時，進行裂紋擴展試驗；

（3）按表1的載荷水平進行裂紋擴展試驗，平均每擴展約0.5mm，采用寬范圍顯微鏡記錄所有孔邊裂紋擴展a-N數據；

（4）直至裂紋貫通，隨后試件斷裂，停止試驗。

圖2 試驗過程照片

表1 試驗中的載荷水平

2 試驗結果與分析

對試驗件原始裂紋擴展數據進行處理（不計疲勞起裂次數，裂紋長度為裂尖至孔邊距離，孔序號由左至右為1～5），得到實驗室環(huán)境下，兩件試樣裂紋擴展a -N曲線如圖3、圖4所示。圖中：N=循環(huán)次數-疲勞起裂次數，a為裂尖至孔中心距離。

除去起裂循環(huán)次數后，對于試件 SY1，循環(huán)至56005次，孔4右和孔5左貫通；循環(huán)至56039次，孔3右和孔4左貫通，隨后試件斷裂。對于試件SY2，循環(huán)至59302次，試件發(fā)生斷裂。

圖3 試件SY1的裂紋擴展數據

圖4 試件SY2的裂紋擴展數據

通過分析圖3和圖4的裂紋擴展數據，可以得到：

（1）對于試件的結構而言，孔1～孔5的所有裂紋在裂紋擴展初期有著近乎一致的裂紋擴展特性。因為此時裂紋主要受到來自起裂孔的影響，相同的起裂孔結構及裂紋分布導致了這一現(xiàn)象的產生。

（2）隨著裂紋擴展，十條裂紋的裂紋擴展情況有所差異，其中孔3左右兩側裂紋的裂紋擴展速度快于其他孔邊裂紋。因為在這一階段，裂紋不僅受到起裂孔的影響還受到其他孔以及有限板邊界的影響。每條裂紋受到影響的具體來源和大小均有所不同，但顯然，孔3左右兩側裂紋受到的總的影響最大。

（3）隨著裂紋擴展，鄰近孔（或者有限板邊界）對裂紋的影響逐漸增大。當這種影響成為主導時，孔邊裂紋的裂紋擴展速度便有了較快的增長，當裂紋擴展到一定程度，則發(fā)生了裂紋的貫通，致使結構損壞。

3 結論

在典型MSD損傷模式下，影響裂紋擴展和疲勞壽命的主要因素有兩個：①來自于孔自身的應力集中的影響，這種影響主要表現(xiàn)在孔邊裂紋擴展初期即短裂紋時期，它是任何孔邊裂紋都具有的特性，而并非MSD裂紋所特有的性質；②來自裂紋間的相互干涉，這種影響主要發(fā)生在孔邊裂紋擴展中后期即中長裂紋時期，它能夠真正反映MSD裂紋的特有性質。裂紋擴展到一定長度后，孔自身的影響很快衰減，而鄰孔、鄰近裂紋、凈截面應力升高及邊界影響增強，此時裂紋擴展開始有所差異。當裂紋與鄰近裂紋的距離接近孔間距的40%時，裂紋與鄰近裂紋將開始產生嚴重干涉。此時若不考慮裂紋間的相互影響將會引致危險的后果。

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［11］Mechanical Engineering Material Property Data Handbook［M］.Mechanical Engineering Material Property Data Handbook Editorial Board，1995.

（編輯 趙蓉）（編輯 趙蓉）

Testing Research and Analysis on Fatigue Life of MSD Structure

ZHAO Jin-fang1，ZHAO Qun2
（1.College of Mechanical and Vehicle Engineering，Shenyang Institute of Technology，F(xiàn)ushun Liaoning 113122，China；2.College of Mechanical Engineering，Shenyang Institute of Engineering，Shenyang 110136，China）

Multiple site damage（MSD）is one of the important characters of aging aircraft subjected to long-term fatigue，and its typical structure is finite plate containing several hole-edge cracks.This paper used fatigue test method on typical MSD structures to observe the phenomenon of crack propagation，to analysis the result of the crack propagation and obtain a series of valuable conclusions.The test results show that MSD structures would obviously reduce the residual strength，shorten the crack grow th life and debase the safety capacity.However，understanding the crack propagation law of MSD structure has important theory significance and practical value.

MSD structure；crack propagation；fatigue life；testing research

TH16；TG506

A

1001-2265（2015）04-0042-03 DOI：10.13462/j.cnki.mmtamt.2015.04.010

2014-07-31；

2014-09-15

沈陽工學院重大課題支持基金（SGZ201403）；沈陽工學院青年骨干教師科研基金（SGQ201407）

趙晉芳（1981—），女，遼寧遼陽人，沈陽工學院副教授，博士，研究方向為多位置損傷結構的斷裂與疲勞，（E-mail）zhaojinfang@live. com。