HB7714-2002飞机结构疲劳试验通用要求.pdf 9页

'H日中华人民共和国航空行业标准FL1500HB7714一2002飞机结构疲劳试验通用要求Generalrequirementsoffatiguetestforaircraftstructure2002一11一20发布2003一02一01实施国防科学技术工业委员会发布 标准分享网www.bzfxw.com免费下载HB7714一2002目次前言···················································，·············································，···················⋯⋯n范围·························，·············，···········································································一1勺‘内j八J八J八j八j规范性引用文件····························································，·····································⋯⋯1一般要求·····································，··············，······················································⋯⋯1，且勺一内、4.概述··········································，································································，，二I…试验目的······⋯⋯试验分类·······一试验大纲········一3.5试验任务书····一3.6试验实施大纲··一3.7试验件···········，一3.8试验件运输···⋯⋯3.9试验件移交和验收3.10试验件支持·⋯⋯3.11试验件吊装·⋯⋯3.12试验中问题的处理3.13试验加载控制系统八，八J八j八J八、内、3.14试验数据采集系统3.15试验见证····⋯⋯3.16技术文件和资料要求3.17试验报告·，···，·⋯⋯4详细要求4.1设计研制试验··········，一4.2预生产构件设计验证试验444.3全尺寸飞机结构疲劳试验 HB7714一2002前言本标准由中国航空工业第一集团公司提出。本标准由中国航空综合技术研究所归口。本标准起草单位:中国航空工业第623研究所、中国航空综合技术研究所。本标准主要起草人:吴德彦、强宝平、何正忠、徐正才、史惟琦。 标准分享网www.bzfxw.com免费下载HB7714一2002飞机结构疲劳试验通用要求1范围本标准规定了飞机结构疲劳试验的通用要求。本标准适用于各种军用飞机结构。本标准不适用于直升机。2规范性引用文件下列文件中的条款通过本标准的引用而成为本标准的条款。凡是注明日期的引用文件，其随后所有的修改单(不包括勘误的内容)或修订版均不适用于本标准，然而，鼓励根据本标准达成协议的各方研究是否使用这些文件的最新版本。凡是不注日期的引用文件，其最新版本适用于本标准。GJB67.9军用飞机强度和刚度规范地面试验GJB67.12军用飞机强度和刚度规范文件和报告HB7491一1997军用飞机复合材料结构强度验证要求一般要求3.1概述飞机结构的疲劳试验，通常由试验委托方和试验承担方合作完成。试验委托方制定试验大纲和试验任务书(对零、部件可合并)，并提供试验件。试验承担方按本标准的要求及合同规定的内容编制试验实施大纲，完成全部试验工作。如有必要，试验委托方可对试验件进行修理或更换。3.2试验目的飞机结构疲劳试验的目的是:验证结构设计、疲劳分析方法和制造工艺质量;暴露结构疲劳薄弱部位;为确定结构疲劳寿命提供试验依据。3.3试验分类疲劳试验一般分为:设计研制试验、预生产构件设计验证试验和全尺寸飞机结构疲劳试验。3.4试验大纲试验大纲由试验委托方提出。主要内容应包括:试验目的;试验项目;试验载荷谱、试验件支持状态与加载要求;试验件配套要求;测量及测量误差要求以及试验过程中的检查、修理和更换要求等。3.5试验任务书试验任务书由试验委托方提出，是对试验大纲中试验要求的具体化。对零、部件试验，试验任务书可与试验大纲合为一份技术文件。主要内容应包括:试验目的;主要考核部位;试验件支持及载荷平衡;试验加载点设置要求;试验载荷谱;预期试验寿命;应变及位移测量要求;试件损伤检查、修理和更换要求及试验报告要求等。3.6试验实施大纲试验实施大纲由试验承担方依据试验大纲、试验任务书和本标准的要求制定，并经试验委托方认可。内容应包括:试验名称;任务来源和编写依据;试验目的;试验件支持状态;试验项目和方法;试验加载点设置和载荷计算;试验设备、测试仪表说明及精度;测试项目、方法和数据处理方法;试验程序;试验安全保护措施;技术难点及措施和试验现场重大问题的处理原则与预案等。 HB7714一20023.7试验件对试验件的具体要求见GJB67.90试验委托方应按试验大纲的内容和要求提出试验件的配套和技术要求，并提供完整的全尺寸飞机或部件结构。试验件的省略和简化部分以及假件、过渡段均应在配套目录中说明。试验件上应标划出飞机构造水平线、对称轴线和主要梁、长析、框、肋的站位线。除下列情况外，所有试验件应与生产飞机的结构相同:a)对于不严重影响所试结构的载荷传递、内力和热分布、强度或变形的固定设备、用于装载及支撑的结构等，可以从试验结构中略去;h)动力装置及其附件可以用假件代替，但必须能把动力装置的载荷正确无误地传至动力装置减震器或发动机架上，或同时传给这两部分。对假件施加载荷的方法应由试验承担方与试验委托方协商确定。为适应加载装置所需的所有结构修改，应保证更改后的结构强度和刚度特性与真实结构的特性相同;c)对试验件可不做表面涂层和不影响强度和刚度的表面处理，但应在试验过程中采取防腐蚀措施;d)在操纵系统试验时，操纵系统的所有机械部分应完整无缺，所有液压传动装置应能正常运转。液压系统中不必要的部分可不安装;e)起落架舱门、炸弹舱门、货舱空投空降舱门等可动部件的操作机构，在试验中都应采用外部操纵。这些可动部件的操作机构中不必要的部分均可省略。38试验件运输试验件在运输过程中应妥善保护，避免因腐蚀、碰撞、振动和装卸等因素对试验件造成损害。39试验件移交和验收试验件由试验委托方在试验现场向试验承担方移交并办理移交手续。试验承担方在确认试验件完好后，按配套目录验收。试验委托方在试验件移交时，应提供试验件质量合格证明文件。3.10试验件支持试验件的支持状态应尽量符合真实使用情况。采用约束点(含被动点)支持时，约束点(含被动点)应设置在非重点考核部位，且是静定的，应尽可能少地影响考核部位的内力分布，并不应使非考核部位出现过度变形或局部破坏;采用夹具支持时，夹具应能模拟试验件的边界条件，否则，应设置过渡段。3.11试验件吊装试验件吊装所用起重吊具设计安全系数应不小于4，且应经过至少2倍吊装重量的试验验证。如为多点起吊，各点应装载荷传感器，以保证起吊平稳和各起吊点受力合理。3.12试验中问题的处理试验中若发现试件过早出现裂纹，应找出裂纹出现的原因;按裂纹出现部位的可检性、可达性及严重性采取必要的修理或更换，使试验继续进行。3.13试验加载控制系统试验加载控制系统应为计算机控制的多点协调加载系统。该系统应具有以下功能:伪随机谱编排;程序加载、卸载;误差报警、载荷超限、人工应急卸载保护;加载过程显示及存贮;卸载前和卸载后至少各los的载荷记录;多点保载过程中的人工干预等。系统的有关环节(载荷传感器、放大器、A/D,D/A转换器等)及系统均应按规定进行检定，并在其有效期限内使用。控制系统误差用下式计算:控制系统误差}樱黯-gitm一器瓤霎摄 标准分享网www.bzfxw.com免费下载HB7714一2002该值一般应不大于10x,0载荷传感器的选用原则是:使最大峰(谷)值载荷大于传感器满量程的80%为宜。3.14试验数据采集系统试验数据采集系统应能在试验加载过程中及时、准确、同步地采集载荷、应变、位移、压力及环境数据，并能部分显示加载过程中有关采集数据曲线。采集系统软件应有处理数据的功能。按规定对系统进行校准和检定，并在其有效期限内使用。采集系统误差一般应不大于1%03.15试验见证试验前，试验承担方应通知试验委托方见证试验。3.16技术文件和资料要求试验前，试验委托方应根据合同要求和本标准规定的内容，向试验承担方提交所需的技术文件、必要的设计报告和有关的结构图样。试验承担方应根据本标准和合同的要求编制试验实施大纲及其它技术文件，文件的格式应统一、规范。试验的原始记录和各种资料，应按有关技术文件管理办法整理归档。3.17试验报告试验结束后，试验承担方应编写试验报告。试验报告的编写应符合G]B67.12的规定。内容通常应包括:a)试验名称;b)试验依据和目的;c)试验时间、地点和主要参试人员;d)试验件和试验件支持;e)加载点设置和加载误差;f)控制和采集设备;9)试验结果(应包括:试验寿命、试件变形和损伤情况、应变和位移数据);h)试验中发生的故障及其原因分析和采取的措施;1)试验结果分析、结论和建议;1)试验有关照片。4详细要求4.1设计研制试验4.1.1试验目的通过设计研制试验，确定材料和典型元件的许用值，验证使用的设计分析方法，获得结构的选材和许用应力水平、设计化学环境和(或)热环境影响及关键构件、组合件和紧固件的疲劳特性的早期评价。4.1.2试验件根据不同的试验目的，设计研制试验的试验件可选试样、元件或模拟件、接头、连接件以及典型结构件(如加筋平板、加筋曲板、平尾大轴和盒段)等。试验件应精确模拟实际结构的几何复杂性，严格保证试件加工工艺质量，并应有足够的数量。4.1.3试验项目飞机研制的初期阶段，设计研制试验主要包括:a)材料机械性能及疲劳性能测定试验;b)接头和连接件的疲劳特性试验;c)结构细节设计方案的对比试验;d)主要结构件(或元件)的疲劳特性试验;3 HB7714一2002e)操纵系统零、组件和结构操作机构的疲劳特性试验;f)制造工艺及连接方法的选择或验证试验。4.1.4试验要求4.1.4.1试验载荷谱试验载荷谱应尽量按照试件的设计工作应力谱编制。4.1.4.2环境效应对受腐蚀环境、湿热环境严重影响的零构件，应按相应的环境谱进行试验;否则，应对试验进行修正。4.1.4.3试验测且根据试验任务书的要求，对试验件进行应变和(或)变形测量。4.1.4.4复合材料结构疲劳设计研制试验复合材料结构疲劳设计研制试验应按HB7491一1997的方法和要求进行。4.2预生产构件设计验证试验4.2.1试验目的验证主要结构件(或组件)是否满足疲劳强度要求。4.2.2试验件预生产构件试验件应采用全尺寸结构构件。4.2.3试验项目预生产构件试验项目主要包括:a)机身风挡疲劳试验;b)座舱盖疲劳试验;c)机身增压舱疲劳试验;d)机、尾翼盒段疲劳试验;e)整体油箱疲劳试验;f)各大部件连接区及悬挂接头疲劳试验。4.2.4试验要求4.2.4.1试验件支持试验件支持应模拟真实结构的边界条件或设置过渡段。4.2.4.2试验载荷谱试验载荷谱以设计谱为依据，按照主要考核部位损伤等效或内力等效原则进行编制。4.2.4.3环境效应应满足本标准4.1.4.2的要求。4.2.4.4试验测且应满足本标准4.1.4.3的要求。4.2.4.5试验件的检查和修理按试验任务书规定的试验检查要求和程序，对试验件进行无损检查，以便尽早地发现疲劳裂纹。若产生疲劳裂纹时试验寿命不满足预期寿命要求，应对试验件进行设计更改并重新试验;若已满足预期寿命要求.可终止试验或修理后继续试验，进一步考核其它部位。4.2.5复合材料预生产构件疲劳设计验证试验复合材料预生产构件疲劳设计验证试验应按HB7491一1997的方法和要求进行。4.3全尺寸飞机结构疲劳试验4.3.1试验目的全尺寸飞机结构疲劳试验的目的是:暴露飞机结构疲劳薄弱部位;为设计和制造工艺改进、制定使用维修大纲、确定飞机使用寿命和检修周期等提供试验依据。 标准分享网www.bzfxw.com免费下载HB7714一20024.3.2试验件全尺寸飞机结构疲劳试验的试验件应满足本标准3.7的要求。4.3.3试验项目飞机结构的主要受力部件均应经受试验。如有可能，应考虑把主要部件(如起落架、增压舱等)分离出来，以便使这些部件的特殊受载情况得以实施。承受气动载荷的副翼、方向舵、升降舵或全动平尾、前后缘襟翼及其操纵系统和连接件也应做疲劳试验。4.3.4试验要求4.3.4.1试验计划安排新研制的全尺寸飞机结构疲劳试验在静强度试验之后进行，一般应在首飞前开始，在设计定型前至少完成一倍寿命试验;试验进度应保证试验寿命始终领先于实际飞行小时(或起落)的3倍，直至试验结束。4.3.4.2试验载荷谱新研制飞机的试验载荷谱依据设计谱编制，有实测谱后按实测谱对试验谱进行修正，或最后对试验结果进行修正。可按疲劳等损伤原则将设计谱中的高频数低载荷级折算成低频数高载荷级，将若干不同的载荷与分布规律折算成一种当量载荷与分布规律，形成试验载荷谱，以简化加载系统和试验周期。试验载荷谱应尽可能实现飞一续一飞随机加载。4.3.4.3加载频率在各点能够协调的前提下，应选择一个合适的试验加载频率，以结构及其加载设备产生的惯性载荷不影响试验结果为原则。4.3.4.4加载误差主动点的最大峰(谷)值加载误差一般应不大于2%，被动点的最大峰(谷)值加载误差一般应不大于5%04.3.4.5环境效应应满足本标准4.1.4.2的要求。4.3.4.6试验夹具和设备试验夹具和加载装置应有足够的强度储备，以保证试验顺利进行。4.3.4.7试验件检查按试验任务书规定的检查要求和程序对试验件进行无损检查，以便尽早检测到疲劳裂纹。试验结束后，若无后继的损伤容限试验要求，应对试验结构进行认真地分解和拆毁检查及断口金相分析，并将检查和分析结果纳人试验报告。4.3.4.8试验件的更改和修理为了使主要结构件能达到规定的疲劳寿命，可对试验件进行更改、加强和修理，但应满足外场飞机的修理标准和要求。修理工作分为预防修理和维护修理。预防修理是一种设计更改或加强，以排除或延缓经疲劳试验证实的危险部位中疲劳裂纹的产生。预防修理寿命应符合飞机设计使用寿命要求，并应通过本标准4.1规定的设计研制试验的验证。维护修理是指对已产生裂纹的主要结构所进行的更改或加强。维护修理后的试验件寿命是预期疲劳试验寿命的剩余部分，并应经全尺寸结构疲劳试验验证。疲劳试验中的维护修理仅限于具有裂纹缓慢扩展或破损安全特性的结构。4.3.4.9疲劳试验分散系数分散系数由试验委托方提出。疲劳试验的分散系数可综合考虑以下主要因素:a)结构的不同设计原则(耐久性设计和/或损伤容限设计或安全寿命设计); HB7714一2002b)结构部位的重要性和可修性;c)试验载荷谱的真实性;d)试验件数。可对不同结构部位选取不同的分散系数，从而采取不同的修理方法。一般分散系数取2--604.3.4.10试验寿命的确定疲劳试验寿命按以下二种情况确定:a)试验件的主要结构件产生了疲劳裂纹，未采用(或不允许采用)修理措施，也未进行(或无法进行)损伤容限试验，疲劳试验寿命为主要结构件产生疲劳裂纹时寿命;b)试验件的主要结构件产生了疲劳裂纹，此结构经试验证实具有裂纹缓慢扩展或破损安全特性，可按本标准4.3.4.8的要求进行更改和修理，疲劳试验寿命为从试验开始到试验结束的总寿命。4.3.5复合材料全尺寸飞机结构疲劳试验复合材料全尺寸飞机结构疲劳试验应按HB7491一1997的方法和要求进行。'