陳群志，閆亞斌，崔常京，吳志超，王建邦

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某型飛機機翼下壁板整體油箱端5肋結(jié)構(gòu)選型疲勞壽命研究

陳群志1，閆亞斌2，崔常京1，吳志超1，王建邦2

（1.北京航空工程技術(shù)中心，北京 100076； 2.中航飛機股份有限公司 西安飛機分公司，西安 710089）

研究某型飛機機翼下壁板整體油箱端5肋結(jié)構(gòu)的選型疲勞壽命。在結(jié)構(gòu)選型設(shè)計時初步確定長桁連續(xù)和長桁斷開兩種結(jié)構(gòu)形式的基礎(chǔ)上，采用靜力試驗與疲勞試驗方法對這兩種結(jié)構(gòu)模擬件進行對比試驗驗證。兩種結(jié)構(gòu)模擬件的靜破壞載荷分別為588.20 kN和587.97 kN，與設(shè)計預(yù)計破壞載荷(590 kN)高度一致。在相同的等幅載荷譜下，長桁連續(xù)結(jié)構(gòu)的中值疲勞壽命和95％置信度與95％可靠度下的疲勞壽命分別約為長桁斷開結(jié)構(gòu)的1.7倍和4倍。長桁連續(xù)結(jié)構(gòu)的疲勞分散性明顯小于長桁斷開結(jié)構(gòu)。長桁連續(xù)結(jié)構(gòu)的疲勞斷口主要呈現(xiàn)脆性穿晶疲勞斷裂特征；而長桁斷開疲勞斷口則呈現(xiàn)出韌窩型斷裂和解理斷裂的混合型穿晶疲勞斷裂特征。疲勞斷口微觀形貌表明，長桁斷開結(jié)構(gòu)在疲勞過程中產(chǎn)生了塑性變形，這就從微觀機理上解釋了長桁連續(xù)結(jié)構(gòu)的疲勞性能優(yōu)于長桁斷開結(jié)構(gòu)的原因。在結(jié)構(gòu)質(zhì)量相近的情況下，長桁連續(xù)結(jié)構(gòu)明顯優(yōu)于長桁斷開結(jié)構(gòu)。

某型飛機；機翼下壁板整體油箱端5肋；長桁連續(xù)結(jié)構(gòu)；長桁斷開結(jié)構(gòu)；疲勞壽命

結(jié)構(gòu)選型是飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計的重要環(huán)節(jié)[1-3]，設(shè)計選型確定的結(jié)構(gòu)必須滿足飛機結(jié)構(gòu)靜強度和疲勞壽命指標體系的要求[4-5]，通常采用結(jié)構(gòu)模擬件靜強度試驗和疲勞試驗的方法進行驗證[5-8]。在某型飛機設(shè)計階段，機翼下壁板選用整體壁板，長桁典型截面選用T型的結(jié)構(gòu)形式。其中整體油箱端5肋部位壁板結(jié)構(gòu)復(fù)雜，是該型飛機的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)疲勞危險部位。在滿足結(jié)構(gòu)質(zhì)量相近的條件下，通過結(jié)構(gòu)選型設(shè)計初步確定了長桁連續(xù)和長桁斷開兩種結(jié)構(gòu)形式，為選擇油箱端結(jié)構(gòu)最佳形式。文中采用這兩種結(jié)構(gòu)形式的模擬件進行靜強度和疲勞壽命對比試驗研究。

1 試件

試件分為長桁連續(xù)(A1，如圖1所示)和長桁斷開(A2，如圖2所示)兩種結(jié)構(gòu)形式的模擬件，共9件，其中A14件，A25件。壁板采用整體機加件，材料為2024-T351。翼肋選用角材，材料為LY12-CZ。壁板與翼肋采用抗剪高鎖螺栓HST11-8連接。試件總長度為1000 mm，加載夾持端寬度為112 mm。試件預(yù)計靜拉伸破壞載荷yj＝590 kN。

圖1 長桁連續(xù)(A1)試件結(jié)構(gòu)

圖2 長桁斷開(A2)試件結(jié)構(gòu)

2 試驗內(nèi)容與方法

試驗分為靜力試驗和疲勞試驗兩部分。在試件兩端施加拉伸載荷，載荷合力作用點位于試件端頭截面形心。兩種試件各取1件進行靜力試驗。其余試件進行疲勞試驗。

1）靜力試驗方法。靜力試驗采用FCS自動控制加載設(shè)備進行加載。為滿足避免載荷偏心，提高試驗精度，根據(jù)試件幾何尺寸和加載要求設(shè)計加工了自平衡加載框架。試件夾持端和試驗夾具連接部位的傳載螺栓沿試件中心線對稱分布。靜力試驗裝置及試驗現(xiàn)場如圖3所示。從載荷零點開始按照10％yj逐級加載，加載至67％yj時保載30 s；再加載至70％yj，然后按照5％yj逐級加載至100％yj時保載3 s；如果超過yj試件未破壞，則連續(xù)加載直至試件破壞。

2）疲勞試驗方法。采用500 kN MTS810液壓伺服疲勞試驗機進行等幅譜拉-拉疲勞試驗，如圖4所示。試件直接裝夾在試驗機液壓夾頭內(nèi)進行疲勞加載進行加載，試驗條件：載荷譜為max=200.00 kN,min=12.00 kN，加載波形為正弦波，加載頻率為5 Hz。

圖3 靜力試驗裝置及現(xiàn)場情況

圖4 疲勞試驗現(xiàn)場情況

疲勞加載過程中要注意觀察、檢查，如發(fā)現(xiàn)試件出現(xiàn)裂紋或疑似裂紋時，立即停止試驗進行無損檢查。裂紋形成后，每隔一定的循環(huán)次數(shù)要測量、記錄裂紋擴展數(shù)據(jù)直至試件破壞。裂紋檢測周期隨裂紋長度增加而縮短。疲勞破壞后每組試件選取1件進行斷口分析。

3 靜力試驗結(jié)果

1）破壞載荷b。長桁連續(xù)試件A1-01號加載接近至100%yj時破壞，破壞載荷值b=588.20 kN。長桁斷開試件A2-01號加載接近100%yj時破壞，破壞載荷值b=587.97 kN。可見，5肋結(jié)構(gòu)靜強度設(shè)計計算結(jié)果與試驗結(jié)果十分接近。因此可以判斷，在結(jié)構(gòu)質(zhì)量相近的情況下，長桁連續(xù)與長桁斷開結(jié)構(gòu)形式的靜強度相同。

2）破壞部位。長桁連續(xù)試件A1-01號和長桁斷開試件A2-01號靜力破壞位置基本相同，均在4個螺栓孔的橫截面發(fā)生破壞，破壞部位有明顯的塑性變形（頸縮）現(xiàn)象。與試驗前相比，破壞后A1-01和A2-01號試件分別伸長34 mm和37 mm。試件靜力破壞部位照片如圖5所示。

a 長桁連續(xù)試件A1-01

b 長桁斷開試件A2-01

圖5 試件靜力破壞部位照片

4 疲勞結(jié)果與分析

4.1 疲勞裂紋萌生壽命確定方法與疲勞統(tǒng)計分析

1）裂紋萌生壽命近似確定方法。由于機翼整體油箱端5肋處壁板結(jié)構(gòu)復(fù)雜，出現(xiàn)裂紋的位置又有一定的不確定性，在加載循環(huán)過程中難以通過定期的無損探傷及時捕捉到。一旦發(fā)現(xiàn)裂紋，裂紋可能比較長，此時對應(yīng)的載荷循環(huán)次數(shù)并不是真實的裂紋萌生壽命，因此，通過疲勞試驗難以直接獲得裂紋萌生壽命。根據(jù)以往類似試驗積累的經(jīng)驗，可根據(jù)裂紋擴展數(shù)據(jù)反推近似求出裂紋萌生壽命[7-8]。

假設(shè)發(fā)現(xiàn)裂紋后，每隔一定試驗間隔可以檢測獲得一系列裂紋長度與加載循環(huán)次數(shù)(y，N)，=1,2，…，，其中：和N分別表示第次檢測所對應(yīng)的裂紋長度和循環(huán)數(shù)。研究表明[7-8]，典型飛機結(jié)構(gòu)的疲勞裂紋長度和循環(huán)數(shù)近似呈冪函數(shù)關(guān)系，用式（1）表示：

式中：0為裂紋萌生壽命，0，，可采用最小二乘法擬合得到。

式中：K為與置信度和存活率相關(guān)的單側(cè)容限系數(shù)。就文中而言，A1和A2組試件的樣本容量分別為3和4。

取置信度＝95％和可靠度（或存活率）＝95％，查結(jié)構(gòu)可靠性設(shè)計手冊[3]，A1和A2模擬件的單側(cè)容限系數(shù)K分別為7.656和5.144。

4.2 疲勞壽命對比分析

通過試驗獲得了兩種結(jié)構(gòu)模擬件的裂紋萌生壽命和總壽命，表1和圖6給出疲勞裂紋萌生壽命與統(tǒng)計處理結(jié)果，表2和圖7給出疲勞總壽命與統(tǒng)計處理結(jié)果。

表1 疲勞裂紋萌生壽命試驗結(jié)果及統(tǒng)計參數(shù)

圖6 A1和A2組疲勞壽命N50和N95,95對比圖

表2 疲勞總壽命試驗結(jié)果及統(tǒng)計參數(shù)

圖7 兩種模擬件疲勞斷口宏觀照片

A1的裂紋萌生中值疲勞壽命50是A2的1.72倍，95,95萌生疲勞壽命，A1是A2的3.98倍。就總疲勞壽命的中值壽命50而言，A1是A2的1.72倍，95,95的總疲勞壽命，A1是A2的4.07倍。這與疲勞裂紋萌生壽命對比結(jié)果基本一致。A1的樣本標準差和變異系數(shù)明顯小于A2，說明長桁連續(xù)結(jié)構(gòu)的疲勞分散性小于長桁斷開結(jié)構(gòu)。

4.3 疲勞破壞斷口分析

4.3.1 疲勞裂紋萌生位置

兩種結(jié)構(gòu)模擬件均從長桁連接區(qū)產(chǎn)生裂紋，然后擴展至斷裂破壞。其中A1全部從4個螺栓孔橫截面的孔邊萌生裂紋（見圖7a），疲勞斷裂位置與靜力破壞位置一致；而A2從3螺栓孔的橫截面孔邊附近萌生裂紋（見圖7b），疲勞破壞位置與靜力破壞位置（見圖5b）不一致。

4.3.2 疲勞斷口形貌觀察與分析

采用Nova Nano SEM450/650型高分辨場發(fā)射電子顯微鏡，選取A1-02和A2-02號模擬件的疲勞斷口進行了形貌觀察分析。

1）長桁連續(xù)模擬件斷口形貌。A1-02宏觀斷口如圖8a所示，裂紋萌生于螺栓孔壁。對虛線框區(qū)域采用電鏡觀察發(fā)現(xiàn)，斷口具有典型疲勞斷裂形貌，包含裂紋源、擴展區(qū)和瞬斷區(qū)三部分，主要呈現(xiàn)脆性穿晶疲勞斷裂特征，裂紋擴展區(qū)有河流花樣(見圖8b)，并有大量解理疲勞條帶(見圖8c)，方向與裂紋擴展方向垂直。

2）長桁斷開模擬件斷口形貌。A2-02宏觀斷口較平整（如圖9所示），裂紋萌生于中間螺栓孔兩側(cè)，擴展至兩邊螺栓孔斷裂。切割圖中虛線框區(qū)域采用電鏡觀察發(fā)現(xiàn)，斷口同樣具有典型疲勞斷裂形貌特征，包含裂紋源、擴展區(qū)和韌窩帶區(qū)三部分（見圖9a）。斷口呈現(xiàn)混合型穿晶疲勞斷裂特征，包含韌窩型斷裂和解理斷裂。斷裂面存在脆性斷裂的河流花樣（見圖9b）以及韌性斷裂的韌窩條帶（見圖9c)，說明在疲勞過程中產(chǎn)生一定量的塑性變形。

圖8 長桁連續(xù)模擬件疲勞斷口形貌

圖9 長桁斷開模擬件疲勞斷口微觀形貌

5 結(jié)論

根據(jù)試驗結(jié)果，在結(jié)構(gòu)質(zhì)量相近的情況下，長桁連續(xù)結(jié)構(gòu)形式明顯優(yōu)于長桁斷開結(jié)構(gòu)形式，從而為最終確定機翼整體油箱端5肋處的最佳結(jié)構(gòu)形式提供了試驗依據(jù)，主要結(jié)論如下。

1）長桁連續(xù)與長桁斷開試件的破壞載荷b分別為588.20 kN和587.97 kN，與靜強度設(shè)計的預(yù)計破壞載荷（yj=590 kN）十分接近，說明長桁連續(xù)與長桁斷開兩種結(jié)構(gòu)形式的靜強度非常一致。

2）在max＝200 kN和min=12 kN等幅載荷譜作用下，長桁連續(xù)和長桁斷開總疲勞壽命的中值壽命50分別為329 230次和191 249次，前者是后者的1.72倍；而兩者的95％置信度與95％可靠度所對應(yīng)的總疲勞壽命95,95分別為179 680次和44 187次，前者是后者的4.07倍。

3）長桁連續(xù)和長桁斷開試件的疲勞裂紋起始中值壽命50分別為271 393次和157 652次，前者是后者的1.72倍；而兩者的95％置信度與95％可靠度所對應(yīng)的裂紋萌生壽命95,95分別為144 877次和36 425次，前者是后者的3.98倍。

4）長桁連續(xù)試件的樣本標準差明顯小于長桁斷開試件，說明前者的疲勞分散性小于后者。

5）長桁連續(xù)疲勞斷口主要呈現(xiàn)脆性穿晶疲勞斷裂特征，而長桁斷開試件疲勞斷口呈現(xiàn)韌窩型斷裂和解理斷裂的混合型穿晶疲勞斷裂特征。疲勞斷口微觀形貌表明，長桁斷開結(jié)構(gòu)在疲勞過程中產(chǎn)生了塑性變形，從微觀機理上解釋了長桁連續(xù)結(jié)構(gòu)的疲勞性能優(yōu)于長桁斷開結(jié)構(gòu)的原因。

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Fatigue Life of Structure Selection of the 5th Rib under Wings Whole Tank Wall Plate of A Certain Type of Aircraft

CHEN Qun-zhi, YAN Ya-bing,CUI Chang-jing,WU Zhi-chao, WANG Jian-bang

(1.Beijing Aeronautical Technology Research Center, Beijing 100076, China 2.Xi'an Aircraft Branch of China Aviation Industry Co., Ltd., Xi 'an 710089, China)

To research the fatigue life of structure selection of the 5th rib under wings whole tank wall plate of a certain type of aircraft.Based on structure forms of stringer continuous and stringer disconnected determined preliminarily through the structure selecting design, comparative test for these two kinds of structure simulated specimen was carried out through static test and fatigue test.The static failure load of two structures was 588.20 kN and 587.97 kN, respectively. Both of them were consistent highly with the breaking load estimated (590 kN) by static strength design. Under the same constant amplitude loading spectrum conditions, the fatigue life of the median and under 95% of confidence and 95% of reliability of the stringer continuous structure was about 1.7 times and 4 times compared with the fatigue life of the stringer disconnected structure, respectively. The fatigue dispersion of the stringer continuous structure was much smaller than that of the stringer disconnected structures. The fatigue fracture of the long girder continuous structure mainly presented brittleness transgranular fracture characteristics, and the fatigue fracture of the stringer disconnected structure appeared mixed transgranular fracture characteristics, containing toughening fossa fracture and cleavage fracture. The fatigue fracture microstructures showed that the stringer disconnected structure produced a certain amount of plastic deformation in the fatigue process, it was explained from microscopic mechanism on the fatigue performance of the stringer continuous structure was better than that of the stringer disconnect structure.The stringer continuous structure is better significantly than the stringer disconnect structures under the condition of the similar structure weight.

a certain type of aircraft; the 5th rib under wings whole tank end wall plate; stringer continuous structure; stringer disconnected structure; fatigue life

10.7643/ issn.1672-9242.2017.12.019

TJ07

A

1672-9242(2017)12-0097-05

2017-06-26；

2017-07-26

陳群志（1963—），男，湖南臨澧人，博士，高級工程師，主要研究方向為飛機結(jié)構(gòu)壽命與腐蝕防護。