【摘 要】
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老龄飞机易产生多位置损伤（multiple site damage,MSD）,其裂纹扩展速度较快,临界裂纹尺寸较短,对飞机结构安全具有较大的威胁,对飞机结构损伤容限设计与评估带来了新的挑战。飞机机身环向对接结构采用大量的铆钉连接,在疲劳载荷作用下易产生MSD。开展含MSD铆接对接结构疲劳寿命预测研究可为对接结构的抗疲劳设计与疲劳评估提供支持。应力强度因子（stress intensity fact
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老龄飞机易产生多位置损伤（multiple site damage,MSD）,其裂纹扩展速度较快,临界裂纹尺寸较短,对飞机结构安全具有较大的威胁,对飞机结构损伤容限设计与评估带来了新的挑战。飞机机身环向对接结构采用大量的铆钉连接,在疲劳载荷作用下易产生MSD。开展含MSD铆接对接结构疲劳寿命预测研究可为对接结构的抗疲劳设计与疲劳评估提供支持。应力强度因子（stress intensity factor,SIF）分析是含MSD结构的裂纹扩展与寿命预测的基础和关键,传统的基于二维有限元的分析方法无法考虑铆钉变形、预紧力、次弯曲等因素,难以反映连接件复杂的三维应力应变特性。本文针对含MSD对接结构寿命预测多位置损伤问题,采用有限元法建立了含MSD对接结构的三维有限元模型,研究了不同损伤模式、设计构型、铆钉类型、边界条件等因素对裂纹尖端SIF分布特性以及随裂纹长度的变化规律的影响。结果表明,孔边裂纹主要是Ⅰ型裂纹;由于次弯曲效应,三维裂纹尖端的SIF从外表面到内表面逐渐增加;MSD裂纹之间具有较强的相互作用;SIF随对接板厚度增加呈先增加后降低的趋势;采用埋头铆钉会使SIF值增加,反翘曲约束能显著降低SIF沿厚度方向的变化梯度。开展了铆接对接结构疲劳试验,并采用裂纹监控设备获得了裂纹形貌及裂纹尖端位置随加载循环的变化过程。基于含MSD损伤三维有限元SIF分析,结合Paris公式、塑性区连通准则、净截面失效准则,建立了含MSD损伤对接结构裂纹扩展寿命预测方法,并与试验结果进行对比,结果吻合较好。针对不同对接修理构型的疲劳和裂纹扩展寿命分析,提出了疲劳与裂纹扩展寿命快速评估方法。考虑摩擦及铆钉预紧力,基于三维有限元分析结果得到了铆钉钉载随孔边裂纹长度变化的函数表达式。采用权函数法提出了孔边裂纹应力强度因子快速分析方法,并建立了相应的裂纹扩展寿命分析方法。分析结果表明:不同修理构型寿命差异较大的原因是头排铆钉钉载差距较大;增加铆钉排数和阶梯状布置加强板可降低头排铆钉钉载;减小头排铆钉钉载可显著提高疲劳寿命,但对裂纹扩展寿命改善效果较小。
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