張允濤

民用飛機金屬結構損傷容限驗證試驗方法

張允濤

概述

民用飛機金屬結構損傷容限適航評定的符合性方法以分析為主，但必須通過充分的試驗來驗證分析方法，包括裂紋擴展方法和剩余強度分析方法。AC25.571-1D中提供了一些主要結構件（PSE）的實例，新設計的飛機可選取典型的PSE元件進行損傷容限驗證試驗，例如機翼壁板、機身壁板、主要連接接頭等試驗項目。由于試驗目的是驗證損傷容限分析方法，為分析和計算提供數據支持，并非完全驗證實際結構，因此可采取全尺寸試件，也可以采取模擬試件進行試驗。采用模擬件試驗時，必須充分考慮設計構型、考核部位選取、結構細節(jié)特征、典型開裂模式、載荷/載荷譜和試驗內容等來設計試驗件和試驗方案。本文以支線客機機翼壁板損傷容限試驗為例來說明。

試驗方案

試驗件

首先確定機翼壁板試驗的考核部位。機翼翼盒的上、下壁板承受飛行載荷時，上壁板以受壓為主，壓-壓載荷對損傷容限無影響；下壁板以受拉為主，為疲勞關鍵部位，選取機翼下壁板為驗證對象。蒙皮和長桁加筋壁板為下壁板典型連接形式，且機翼展向為主要受載方向。通過篩選有限元內力和簡化結構形式，確定試驗考核部位和試驗件形式。可采取以下原則：a）下壁板高應力水平部位；b）保證蒙皮和長桁的加強比Rs；c）蒙皮為平板，長桁截面尺寸相同。最終選取機翼下壁板根部靠近后梁處高應力區(qū)域進行考核，見圖1。

圖1　機翼下壁板及試驗件形式

試驗件由5根長桁和1塊蒙皮組成，蒙皮材料：2324-T39II；長桁材料：2026-T3511。蒙皮厚度、長桁截面尺寸及長桁間距與機翼下壁板考核部位實際結構保持一致。試驗件形式見圖1。

試驗件由考核段、過渡段和加持端組成，長度約為寬度的3倍，考核段應足夠長，以保證裂紋擴展區(qū)域的場應力分布均勻。過渡段釘傳載荷較大，同時考慮出現(xiàn)裂紋后方便修理，緊固件選擇螺栓，并采取雙剪連接形式以提高結構細節(jié)疲勞品質，對過渡段應加強以保證其與考核段和加載端連接處在試驗中不會疲勞破壞。加載端為鋼板，與試驗機的上、下夾頭通過耳片雙剪連接，見圖2。試驗方案確定后，對試驗件進行有限元應力分析，對考核段、過渡段和加載端進行靜強度和疲勞強度校核，以確保試驗件強度滿足要求。

開裂模式及初始裂紋

根據《民機結構耐久性與損傷容限設計手冊》中機翼典型開裂模式，選擇中間長桁斷裂，蒙皮中心裂紋的開裂模式。試驗件初始狀態(tài)中間長桁在對稱面上被切割斷開，蒙皮初始裂紋模擬緊固件孔邊裂紋，并將孔和裂紋簡化為中心穿透裂紋。初始裂紋由預制切口和初始疲勞裂紋組成，總長6mm。預制切口通過線切割產生，切口總長4mm。初始疲勞裂紋在試驗中施加等幅疲勞載荷形成，切口兩端擴展量各1mm，見圖3。等幅載荷一般不大于裂紋擴展譜中最大載荷。

圖2　試驗件安裝圖

試驗內容

圖3　預制裂紋示意圖

試驗在MTS試驗機上進行，試驗內容主要包括裂紋擴展試驗和剩余強度試驗。通過裂紋擴展試驗得到裂紋長度a與載荷循環(huán)次數N（或飛行起落數）的基本數據，即a-N曲線，并與理論計算結果對比來驗證裂紋擴展分析方法；通過剩余強度試驗驗證結構是否滿足剩余強度要求值，以驗證剩余強度分析方法。

正式試驗前進行加載調試，設置合適的控制系統(tǒng)參數，并確保加載系統(tǒng)和測量系統(tǒng)等正常工作。隨后進行預試，對考核部位及裂紋擴展區(qū)域進行應變測量，分析載荷-應變曲線的線性、重復性和對稱性，滿足要求后開始正式試驗。

裂紋擴展試驗從初始疲勞裂紋形成后開始，試驗載荷譜采用飛-續(xù)-飛隨機譜模擬真實載荷環(huán)境，按TWIST方法編制5×5隨機譜，即一個譜塊包含5種不同強弱程度的飛行類型，每一個隨機載荷的使用情況包含5級載荷。5×5載荷譜中包含大量低應力水平、小幅值的載荷循環(huán)，其對裂紋擴展貢獻很小，卻占用很多試驗時間，可通過裂紋擴展壽命的等損傷簡化對其刪減。

圖4　試驗各階段內容示意圖

圖5　試驗結果

裂紋擴展到理論臨界裂紋長度acr時，停止裂紋擴展試驗，進行剩余強度試驗。理論臨界裂紋acr通過剩余強度分析計算得到。試驗載荷為剩余強度要求載荷（限制載荷），依據CCAR25.571 b）條確定。試驗要求在100％剩余強度載荷下，結構不破壞仍能承載，否則結構不滿足剩余強度要求。通常剩余強度分析是偏保守的，在剩余強度要求載荷下臨界裂紋不會失穩(wěn)斷裂，為了摸索結構的實際剩余強度能力，可在理論臨界裂紋長度下繼續(xù)加載載荷直至結構斷裂破壞，或者讓裂紋繼續(xù)擴展至兩跨（兩倍的桁距）長度，再施加剩余強度載荷或加大載荷直至結構破壞。本試驗中臨界裂紋長度遠小于兩倍跨距，因此選擇后者繼續(xù)試驗，并在acr到兩跨之間進行了多次剩余強度試驗，見圖4所示。

試驗結果與分析對比

各階段試驗結果見圖5。試驗與分析計算的裂紋擴展曲線對比見圖6，分析計算使用NASGRO軟件，材料參數取自NASGRO軟件的材料庫，應力強度因子K通過有限元計算得到。由圖6可以看出，分析計算的裂紋擴展速率da/dN明顯大于試驗結果，試驗的裂紋擴展壽命大于分析計算值，裂紋擴展的分析方法是偏保守的。同時，在臨界裂紋長度下施加剩余強度載荷后結構仍能承載，直至裂紋擴展到兩跨時加載到160％剩余強度載荷時結構才斷裂破壞。因而結構的實際剩余強度能力遠大于分析計算值，剩余強度分析也是偏保守的。

結語

以驗證分析方法為目的的損傷容限試驗，在試驗件設計時可根據實際構型和受載特點進行結構簡化，并考慮典型的開裂模式確定初始裂紋。代表實際服役載荷環(huán)境的試驗載荷譜可適當進行簡化。最后，通過試驗來驗證分析方法是保守的、可靠的。

圖6　試驗與計算的a-N曲線

10.3969/j.issn.1001-8972.2015.10.008