多位置損傷結構疲勞壽命的試驗探析論文
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，因此認識其發展變化規律有著十分重要的意義。
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展，運用有限元方法對MSD 裂紋的疲勞擴展進行仿真求解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象，記錄其裂紋擴展壽命，總結出典型MSD 結構的裂紋擴展規律。
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。
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。模擬件壁板采用2mm 厚2024-T62 鋁合金薄板，其斷裂韌KΙc = 50MPa·槡m ，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。
試驗結構模擬件共2 件，編號為SY1 和SY2。在空氣環境中進行預腐蝕、疲勞起裂和疲勞擴展試驗。
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。
疲勞起裂和裂紋擴展試驗步驟如下:
( 1) 安裝試樣;
( 2) 按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。
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)。
除去起裂循環次數后，對于試件SY1，循環至56005 次，孔4 右和孔5 左貫通; 循環至56039 次，孔3右和孔4 左貫通，隨后試件斷裂。對于試件SY2，循環至59302 次，試件發生斷裂。
通過分析裂紋擴展數據，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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