趙晉芳，趙 群

（1.沈陽(yáng)工學(xué)院機(jī)械與運(yùn)載學(xué)院，遼守?fù)犴?113122；2.沈陽(yáng)工程學(xué)院機(jī)械學(xué)院，沈陽(yáng) 110136）

多位置損傷結(jié)構(gòu)疲勞壽命的試驗(yàn)研究及分析*

趙晉芳1，趙 群2

（1.沈陽(yáng)工學(xué)院機(jī)械與運(yùn)載學(xué)院，遼守?fù)犴?113122；2.沈陽(yáng)工程學(xué)院機(jī)械學(xué)院，沈陽(yáng) 110136）

多位置損傷（Multiple Site Damage，MSD）是老齡飛機(jī)在服役期間的一種重要損傷形式，其典型結(jié)構(gòu)表現(xiàn)為含孔邊裂紋的有限板結(jié)構(gòu)。文章對(duì)典型MSD結(jié)構(gòu)進(jìn)行了疲勞試驗(yàn)研究，旨在通過(guò)觀察其裂紋擴(kuò)展和疲勞壽命的惰況，得到一系列具有工程應(yīng)用價(jià)值的結(jié)論。試驗(yàn)結(jié)果表明，多位置損傷會(huì)使結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度明顯降低、裂紋擴(kuò)展壽命顯著縮短，對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全性形成極大威脅，認(rèn)識(shí)MSD的裂紋擴(kuò)展規(guī)律有著重要的理論意義和工程實(shí)用價(jià)值。

多位置損傷結(jié)構(gòu)；裂紋擴(kuò)展；疲勞壽命；試驗(yàn)研究

0 引言

隨著飛機(jī)使用年限的增加，搭接板（殼）結(jié)構(gòu)中的裂紋隨機(jī)分布于一排共線鉚釘孔的邊緣，這便構(gòu)成了飛機(jī)結(jié)構(gòu)中典型的多部位損傷（MSD）的幾何特征。這種結(jié)構(gòu)會(huì)對(duì)飛機(jī)的結(jié)構(gòu)安全性形成極大威脅，因此認(rèn)識(shí)其發(fā)展變化規(guī)律有著十分重要的意義［1-4］。

計(jì)算疲勞裂紋擴(kuò)展的方法通常有理論方法、仿真方法和試驗(yàn)方法。在利用理論方法［5-7］計(jì)算MSD裂紋的疲勞擴(kuò)展壽命時(shí)，通常需要先計(jì)算裂紋的應(yīng)力強(qiáng)度因子，由于MSD結(jié)構(gòu)復(fù)雜且通常具有多個(gè)疲勞源，因此利用解析法計(jì)算MSD結(jié)構(gòu)應(yīng)力強(qiáng)度因子具有一定的難度。隨著有限元軟件的發(fā)展，運(yùn)用有限元方法對(duì)MSD裂紋的疲勞擴(kuò)展進(jìn)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(duì)疲勞裂紋問(wèn)題進(jìn)行計(jì)算時(shí)往往需要進(jìn)行十分復(fù)雜的流程操作，因而在實(shí)際應(yīng)用上或多或少也受到了一定的局限。

本文采用試驗(yàn)方法對(duì)含MSD某型飛機(jī)典型鉚接壁板進(jìn)行分析。通過(guò)觀察板上各孔邊裂紋的裂紋擴(kuò)展現(xiàn)象，記錄其裂紋擴(kuò)展壽命，總結(jié)出典型MSD結(jié)構(gòu)的裂紋擴(kuò)展規(guī)律。

1 試驗(yàn)過(guò)程

1.1 研究對(duì)象與結(jié)構(gòu)模型

選取飛機(jī)典型鉚接壁板結(jié)構(gòu)模擬件—有限共線5孔邊對(duì)稱裂紋結(jié)構(gòu)進(jìn)行試驗(yàn)。試樣結(jié)構(gòu)及具體尺寸見(jiàn)如圖1所示。

壁板各孔邊兩側(cè)線切割1mm預(yù)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(qiáng)度 σb=455MPa，屈服強(qiáng)度 σp0.2=414MPa，彈性模量E=71.4GPa，泊松比μ=0.3［11］。

試驗(yàn)結(jié)構(gòu)模擬件共2件，編號(hào)為SY1和SY2。在空氣環(huán)境中進(jìn)行預(yù)腐蝕、疲勞起裂和疲勞擴(kuò)展試驗(yàn)。

圖1 試件結(jié)構(gòu)及具體尺寸

1.2 試驗(yàn)方案

采用PLS-100電液伺服疲勞實(shí)驗(yàn)機(jī)進(jìn)行模擬件在試驗(yàn)環(huán)境下的疲勞起裂和裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)，其靜載荷誤差在1%以內(nèi)，動(dòng)載誤差在3%以內(nèi)。采用專用夾具對(duì)試樣進(jìn)行夾持。采用寬范圍顯微鏡觀測(cè)記錄孔邊裂紋萌生情況和擴(kuò)展數(shù)據(jù)。室溫空氣下的試驗(yàn)過(guò)程照片如圖2所示。

疲勞起裂和裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)步驟如下：

（1）安裝試樣；

（2）按表1的載荷水平進(jìn)行疲勞起裂試驗(yàn)，R=0.06，頻率5Hz。每隔5000次觀測(cè)孔邊是否萌生裂紋。當(dāng)孔邊切口處萌生平均長(zhǎng)度約1mm的裂紋時(shí)，進(jìn)行裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)；

（3）按表1的載荷水平進(jìn)行裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)，平均每擴(kuò)展約0.5mm，采用寬范圍顯微鏡記錄所有孔邊裂紋擴(kuò)展a-N數(shù)據(jù)；

（4）直至裂紋貫通，隨后試件斷裂，停止試驗(yàn)。

圖2 試驗(yàn)過(guò)程照片

表1 試驗(yàn)中的載荷水平

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

對(duì)試驗(yàn)件原始裂紋擴(kuò)展數(shù)據(jù)進(jìn)行處理（不計(jì)疲勞起裂次數(shù)，裂紋長(zhǎng)度為裂尖至孔邊距離，孔序號(hào)由左至右為1～5），得到實(shí)驗(yàn)室環(huán)境下，兩件試樣裂紋擴(kuò)展a -N曲線如圖3、圖4所示。圖中：N=循環(huán)次數(shù)-疲勞起裂次數(shù)，a為裂尖至孔中心距離。

除去起裂循環(huán)次數(shù)后，對(duì)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(duì)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(kuò)展數(shù)據(jù)

圖4 試件SY2的裂紋擴(kuò)展數(shù)據(jù)

通過(guò)分析圖3和圖4的裂紋擴(kuò)展數(shù)據(jù)，可以得到：

（1）對(duì)于試件的結(jié)構(gòu)而言，孔1～孔5的所有裂紋在裂紋擴(kuò)展初期有著近乎一致的裂紋擴(kuò)展特性。因?yàn)榇藭r(shí)裂紋主要受到來(lái)自起裂孔的影響，相同的起裂孔結(jié)構(gòu)及裂紋分布導(dǎo)致了這一現(xiàn)象的產(chǎn)生。

（2）隨著裂紋擴(kuò)展，十條裂紋的裂紋擴(kuò)展情況有所差異，其中孔3左右兩側(cè)裂紋的裂紋擴(kuò)展速度快于其他孔邊裂紋。因?yàn)樵谶@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(lái)源和大小均有所不同，但顯然，孔3左右兩側(cè)裂紋受到的總的影響最大。

（3）隨著裂紋擴(kuò)展，鄰近孔（或者有限板邊界）對(duì)裂紋的影響逐漸增大。當(dāng)這種影響成為主導(dǎo)時(shí)，孔邊裂紋的裂紋擴(kuò)展速度便有了較快的增長(zhǎng)，當(dāng)裂紋擴(kuò)展到一定程度，則發(fā)生了裂紋的貫通，致使結(jié)構(gòu)損壞。

3 結(jié)論

在典型MSD損傷模式下，影響裂紋擴(kuò)展和疲勞壽命的主要因素有兩個(gè)：①來(lái)自于孔自身的應(yīng)力集中的影響，這種影響主要表現(xiàn)在孔邊裂紋擴(kuò)展初期即短裂紋時(shí)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(zhì)；②來(lái)自裂紋間的相互干涉，這種影響主要發(fā)生在孔邊裂紋擴(kuò)展中后期即中長(zhǎng)裂紋時(shí)期，它能夠真正反映MSD裂紋的特有性質(zhì)。裂紋擴(kuò)展到一定長(zhǎng)度后，孔自身的影響很快衰減，而鄰孔、鄰近裂紋、凈截面應(yīng)力升高及邊界影響增強(qiáng)，此時(shí)裂紋擴(kuò)展開(kāi)始有所差異。當(dāng)裂紋與鄰近裂紋的距離接近孔間距的40%時(shí)，裂紋與鄰近裂紋將開(kāi)始產(chǎn)生嚴(yán)重干涉。此時(shí)若不考慮裂紋間的相互影響將會(huì)引致危險(xiǎn)的后果。

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

趙晉芳（1981—），女，遼寧遼陽(yáng)人，沈陽(yáng)工學(xué)院副教授，博士，研究方向?yàn)槎辔恢脫p傷結(jié)構(gòu)的斷裂與疲勞，（E-mail）zhaojinfang@live. com。