机翼结构件的疲劳测试

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1、第１２卷第６期交通运输工程学报Ｖｏｌ．１２Ｎｏ．６２０１２年１２月ＪｏｕｒｎａｌｏｆＴｒａｆｆｉｃａｎｄＴｒａｎｓｐｏｒｔａｔｉｏｎＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＤｅｃ．２０１２文章编号：１６７１１６３７（２０１２）０６００５５０８机翼结构件的疲劳测试张永芳１，刘旭２，冯雪３，吕延军２（１．西安理工大学印刷包装工程学院，陕西西安７１００４８；２．西安理工大学机械与精密仪器工程学院，陕西西安７１００４８；３．清华大学航天航空学院，北京１０００８４）摘要：在交变载荷作用下，在机翼腹板结构件表面粘贴应变花，实时监测疲劳试验时试件的应力应变状况，采用Ｘ射线确定了疲劳破坏后的试件表面和内部

2、裂纹的大小与位置，分析了结构件结构损伤的部位和损伤程度，预测了结构件的裂纹扩展寿命。测试结果表明：在４０ｋＮ正弦交变压缩载荷作用下，试件的疲劳寿命约为１００万次，符合疲劳寿命分布预期１万～１００万次；疲劳试验测得的应力与理论计算结果有相近的变化趋势，误差约为１０％；高锁螺栓和薄板断裂破坏是该处过大的载荷和绕狓轴的弯矩共同导致的；估算的疲劳裂纹扩展寿命为１０１８３次。关键词：机翼结构件；疲劳破坏；裂纹检测；寿命预测中图分类号：Ｖ２１５．５文献标志码：Ａ犉犪狋犻犵狌犲狋犲狊狋狅犳狊狋狉狌犮狋狌狉犪犾狆犪狉狋狅犳犪犻狉犳狅犻犾１，ＬＩＵＸｕ２，ＦＥＮＧＸｕｅ３，ＬＵＹａｎｊｕｎ２Ｚ

3、ＨＡＮＧＹｏｎｇｆａｎｇ（１．ＳｃｈｏｏｌｏｆＰｒｉｎｔｉｎｇａｎｄＰａｃｋａｇｉｎｇＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＸｉａｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｘｉａｎ７１００４８，Ｓｈａａｎｘｉ，Ｃｈｉｎａ；２．ＳｃｈｏｏｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌａｎｄＰｒｅｃｉｓｉｏｎＩｎｓｔｒｕｍｅｎｔＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＸｉａｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｘｉａｎ７１００４８，Ｓｈａａｎｘｉ，Ｃｈｉｎａ；３．ＳｃｈｏｏｌｏｆＡｅｒｏｓｐａｃｅ，ＴｓｉｎｇｈｕａＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００８４，Ｃｈｉｎａ）犃犫狊狋狉犪犮狋：Ｕｎｄｅｒｔ

4、ｈｅａｌｔｅｒｎａｔｉｎｇｌｏａｄｓ，ｔｈｅｓｔｒａｉｎｇａｕｇｅｓｗｅｒｅａｒｒａｎｇｅｄｏｎｔｈｅｔｅｓｔｐｉｅｃｅｓｓｕｒｆａｃｅｓｏｆａｉｒｆｏｉｌｗｅｂ，ｔｈｅｓｔｒｅｓｓｅｓａｎｄｓｔｒａｉｎｓｏｆｔｅｓｔｐｉｅｃｅｓｗｅｒｅｒｅｃｏｒｄｅｄ，ａｎｄｔｈｅｓｉｚｅｓａｎｄｐｏｓｉｔｉｏｎｓｔｏｆａｔｉｇｕｅｄａｍａｇｅｉｎｔｈｅｔｅｓｔｐｉｅｃｅｓｗｅｒｅｄｅｔｅｃｔｅｄｂｙＸｒａｙｓ．Ｔｈｅｐｏｓｉｔｉｏｎｓａｎｄｄａｍａｇｅｓｅｖｅｒｉｔｉｅｓｏｆｔｅｓｔｐｉｅｃｅｓｗｅｒｅｄｅｔｅｒｍｉｎｅｄ，ａｎｄｔｈｅｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｌｉｆｅｓｏｆａｉｒｆｏｉｌ

5、ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌｐａｒｔｓｗｅｒｅｐｒｅｄｉｃｔｅｄ．Ｔｅｓｔｒｅｓｕｌｔｓｈｏｗｓｔｈａｔｔｈｅｆａｔｉｇｕｅｌｉｆｅｓｏｆｔｅｓｔｐｉｅｃｅｓａｒｅａｐｐｒｏｘｉｍａｔｅｏｎｅｍｉｌｌｉｏｎｃｙｃｌｅｓｕｎｄｅｒ４０ｋＮｓｉｎｕｓｏｉｄａｌａｌｔｅｒｎａｔｉｎｇｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎｌｏａｄ，ａｎｄｔｈｅｙａｒｅｉｎｇｏｏｄａｇｒｅｅｍｅｎｔｗｉｔｈｔｈｅｅｘｐｅｃｔｅｄｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｏｆｆａｔｉｇｕｅｌｉｆｅ（ｔｅｎｔｈｏｕｓａｎｄｏｎｅｍｉｌｌｉｏｎｃｙｃｌｅｓ）．Ｔｈｅｓｔｒｅｓｓｅｓａｎｄｓｔｒａｉｎｓｆｒｏｍｆａｔｉｇｕｅｔｅｓｔａｎｄｔｈｅｏｒｙ

6、ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎａｒｅｓｉｍｉｌａｒｉｎｖａｒｉａｔｉｏｎｔｒｅｎｄｓ，ａｎｄｔｈｅｅｒｒｏｒｓａｒｅａｂｏｕｔ１０％．Ｔｈｅｈｉｇｈｌｏａｄａｎｄｔｈｅｍｏｍｅｎｔａｒｏｕｎｄ狓ａｘｉｓｃａｕｓｅｔｈｅｒｉｖｅｔｆａｉｌｕｒｅａｎｄｓｈｅｅｔｆｒａｃｔｕｒｅｏｆｔｅｓｔｐｉｅｃｅｓ，ａｎｄｔｈｅｐｒｅｄｉｃｔｅｄｆａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｌｉｆｅｉｓ１０１８３ｃｙｃｌｅｓ．１ｔａｂ，２２ｆｉｇｓ，２０ｒｅｆｓ．犓犲狔狑狅狉犱狊：ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌｐａｒｔｏｆａｉｒｆｏｉｌ；ｆａｔｉｇｕｅｄａｍａｇｅ；ｃｒａｃｋｄｅｔｅｃｔｉｏｎ；ｌｉｆｅｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ

7、犃狌狋犺狅狉狉犲狊狌犿犲：ＺＨＡＮＧＹｏｎｇｆａｎｇ（１９７５），ｆｅｍａｌｅ，ａｓｓｏｃｉａｔｅｐｒｏｆｅｓｓｏｒ，ＰｈＤ，＋８６２９８２３１２５１３，ｚｙｆ＿ｘａｕｔ＠ｈｏｔｍａｉｌ．ｃｏｍ．件的疲劳寿命，及时对疲劳部件进行检修或更换，避０引言［１３］免灾难性事故的发生。结构疲劳分析主要是研通过对飞机的结构疲劳分析可预测飞机结构部究交变载荷作用下结构中裂纹形成与扩展的规律和收稿日期：２０１２０８０８基金项目：国家自然科学基金项目（５１０７５３２７）；陕西省教育厅科学研究计划