引言
随着飞机使用年限的增加，搭接板( 壳) 结构中的裂纹随机分布于一排共线铆钉孔的边缘，这便构成了飞机结构中典型的多部位损伤( MSD) 的几何特征。这种结构会对飞机的结构安全性形成极大威胁，因此认识其发展变化规律有着十分重要的意义。
计算疲劳裂纹扩展的方法通常有理论方法、仿真方法和试验方法。在利用理论方法计算MSD 裂纹的疲劳扩展寿命时，通常需要先计算裂纹的应力强度因子，由于MSD 结构复杂且通常具有多个疲劳源，因此利用解析法计算MSD 结构应力强度因子具有一定的难度。随着有限元软件的发展，运用有限元方法对MSD 裂纹的疲劳扩展进行仿真求解成为了一种较新颖的尝试。但ANSYS、ABAQUS、NASTRA 等大型有限元软件在对疲劳裂纹问题进行计算时往往需要进行十分复杂的流程操作，因而在实际应用上或多或少也受到了一定的局限。
本文采用试验方法对含MSD 某型飞机典型铆接壁板进行分析。通过观察板上各孔边裂纹的裂纹扩展现象，记录其裂纹扩展寿命，总结出典型MSD 结构的裂纹扩展规律。
1 试验过程
1. 1 研究对象与结构模型
选取飞机典型铆接壁板结构模拟件有限共线5孔边对称裂纹结构进行试验。
壁板各孔边两侧线切割1mm 预制切口，壁板的线切割位置及尺寸。模拟件壁板采用2mm 厚2024-T62 铝合金薄板，其断裂韧Kc = 50MPa槡m ，抗拉强度b = 455MPa，屈服强度p0. 2 =414MPa，弹性模量E = 71. 4GPa，泊松比 = 0. 3。
试验结构模拟件共2 件，编号为SY1 和SY2。在空气环境中进行预腐蚀、疲劳起裂和疲劳扩展试验。
1. 2 试验方案
采用PLS-100 电液伺服疲劳实验机进行模拟件在试验环境下的疲劳起裂和裂纹扩展试验，其静载荷误差在1%以内，动载误差在3%以内。采用专用夹具对试样进行夹持。采用宽范围显微镜观测记录孔边裂纹萌生情况和扩展数据。
疲劳起裂和裂纹扩展试验步骤如下:
( 1) 安装试样;
( 2) 按载荷水平进行疲劳起裂试验，R =0. 06，频率5Hz。每隔5000 次观测孔边是否萌生裂纹。当孔边切口处萌生平均长度约1mm 的裂纹时，进行裂纹扩展试验;
( 3) 按载荷水平进行裂纹扩展试验，平均每扩展约0. 5mm，采用宽范围显微镜记录所有孔边裂纹扩展a - N 数据;
( 4) 直至裂纹贯通，随后试件断裂，停止试验。
2 试验结果与分析
对试验件原始裂纹扩展数据进行处理( 不计疲劳起裂次数，裂纹长度为裂尖至孔边距离，孔序号由左至右为1 ～ 5)。
除去起裂循环次数后，对于试件SY1，循环至56005 次，孔4 右和孔5 左贯通; 循环至56039 次，孔3右和孔4 左贯通，随后试件断裂。对于试件SY2，循环至59302 次，试件发生断裂。
通过分析裂纹扩展数据，可以得到:
( 1) 对于试件的结构而言，孔1 ～ 孔5 的所有裂纹在裂纹扩展初期有着近乎一致的裂纹扩展特性。因为此时裂纹主要受到来自起裂孔的影响，相同的起裂孔结构及裂纹分布导致了这一现象的产生。
( 2) 随着裂纹扩展，十条裂纹的裂纹扩展情况有所差异，其中孔3 左右两侧裂纹的裂纹扩展速度快于其他孔边裂纹。因为在这一阶段，裂纹不仅受到起裂孔的影响还受到其他孔以及有限板边界的影响。每条裂纹受到影响的具体来源和大小均有所不同，但显然，孔3 左右两侧裂纹受到的总的影响最大。
( 3) 随着裂纹扩展，邻近孔( 或者有限板边界) 对裂纹的影响逐渐增大。当这种影响成为主导时，孔边裂纹的裂纹扩展速度便有了较快的增长，当裂纹扩展到一定程度，则发生了裂纹的贯通，致使结构损坏。
3 结论
在典型MSD 损伤模式下，影响裂纹扩展和疲劳寿命的主要因素有两个: ①来自于孔自身的应力集中的影响，这种影响主要表现在孔边裂纹扩展初期即短裂纹时期，它是任何孔边裂纹都具有的特性，而并非MSD 裂纹所特有的性质; ②来自裂纹间的相互干涉，这种影响主要发生在孔边裂纹扩展中后期即中长裂纹时期，它能够真正反映MSD 裂纹的特有性质。裂纹扩展到一定长度后，孔自身的影响很快衰减，而邻孔、邻近裂纹、净截面应力升高及边界影响增强，此时裂纹扩展开始有所差异。当裂纹与邻近裂纹的距离接近孔间距的40%时，裂纹与邻近裂纹将开始产生严重干涉。此时若不考虑裂纹间的相互影响将会引致危险的后果。