全尺寸飞机疲劳试验周期对民机研发影响重大,各国都在不断地探索和实践各种方法和途径,以达到缩短试验周期的目的。本文以民机全尺寸结构疲劳加速试验技术中的载荷谱加重为研究目标,从疲劳载荷谱加重、损伤容限载荷谱加重和广布疲劳损伤容限载荷谱加重三个方面系统深入地研究,进行了典型金属材料结构的载荷谱加重试验及计算分析理论验证。在此基础上进一步开发建立了疲劳/损伤容限载荷谱加重分析软件平台,包括疲劳/损伤容限载荷谱加重寿命模型建立、原谱寿命预测和加重系数选择,为全尺寸飞机结构疲劳加速试验提供理论和技术支持,具体内容如下:(1)进行了飞机金属结构疲劳/损伤载荷谱加重的试验研究,完成了26件30Cr Mn Si Ni2A材料的随机疲劳载荷谱加重试验,67件LY12_CZ材料的大、小壁板的单孔裂纹扩展的载荷谱加重试验和18件LY12_CZ材料单排7孔的广布疲劳损伤载荷谱加重试验。(2)开展了随机载荷谱疲劳加重方法研究,基于结构细节疲劳特征值的当量名义应力法和局部应力应变法两种模型对随机载荷谱寿命进行预测,采用疲劳载荷谱加重试验对选用的材料参数和寿命预测模型进行了验证,结果显示结构细节疲劳特征值的当量名义应力法与局部应力应变法相比跟试验结果具有更好的一致性。在此基础上建立了疲劳载荷谱加重的疲劳寿命加重模型,根据疲劳寿命缩短试验时间的比例,选择合适的疲劳试验加重系数,或者已知加重系数和加重谱疲劳寿命,估算原谱疲劳寿命。(3)开展了单孔裂纹扩展载荷谱加重方法研究,应用Paris模型和高载迟滞Willenborg-Chang模型预测常幅谱和随机谱裂纹扩展寿命,并与单孔裂纹扩展载荷谱加重试验的临界裂纹长度、裂纹扩展长度-循环数曲线和裂纹扩展寿命数据进行了对比验证,结果显示两种模型计算结果和试验值吻合得很好。在此基础上建立了裂纹扩展寿命加重模型,根据裂纹扩展寿命缩短试验时间的比例,选择合适的裂纹扩展试验加重系数,或者已知加重系数和加重谱裂纹扩展寿命,估算裂纹扩展的原谱寿命。在裂纹扩展载荷谱加重系数小于1.25时,小壁板和大壁板在常幅谱和随机谱下经过归一化处理后,随着载荷系数的增加,无论是小壁板或大壁板,还是常幅载荷或随机载荷谱,载荷加重系数-加重谱寿命/原谱寿命比曲线与载荷加重系数-原谱寿命/加重谱寿命比曲线都吻合得很好。根据这一结论,在进行大试件随机载荷谱加重分析时,可应用相同材料与小尺寸裂纹结构形式相同的试件进行常幅载荷谱加重试验分析来确定加重系数选择模型和原谱裂纹扩展寿命预测模型,然后根据少量的大尺寸加重谱的裂纹扩展寿命试验,确定原谱裂纹扩展寿命,减少试验的费用和时间。(4)开展了广布疲劳损伤容限载荷谱加重方法研究,裂纹尖端的应力强度因子增加相互影响因子参数,应用Paris模型和Willenborg-Chang模型预测广布疲劳损伤的常幅谱和随机谱裂纹扩展寿命,并和广布疲劳损伤裂纹扩展载荷谱加重试验裂纹扩展长度-循环数曲线和裂纹扩展寿命数据进行了对比验证,结果显示这两种模型计算结果和试验值吻合得很好。在此基础上建立了广布疲劳损伤载荷谱加重的多裂纹扩展寿命加重模型,根据多裂纹扩展寿命缩短试验时间的比例,选择合适的多裂纹扩展试验的加重系数,或者已知加重系数和加重谱多裂纹扩展寿命,估算多裂纹扩展的原谱寿命。在常幅谱和随机谱下经过归一化处理后,当加重系数小于1.25时,载荷加重系数-加重谱寿命/原谱寿命比曲线和载荷加重系数-原谱寿命/加重谱寿命比曲线都吻合得很好。应用这个结论在进行广布疲劳损伤随机载荷谱加重分析时,可应用常幅载荷谱先进行加重试验,确定加重系数选择模型和原谱裂纹扩展寿命预测模型,然后根据少量的随机谱的广布疲劳损伤加重试验,确定原谱裂纹扩展寿命,减少试验的费用和时间。(5)在金属结构疲劳/损伤容限载荷谱加重理论和试验基础上,建立了疲劳/损伤容限载荷谱加重系数选取和原谱疲劳/裂纹扩展寿命预测软件平台。该平台采用C++语言,分为数据库管理、疲劳载荷谱加重、损伤容限载荷谱加重、广布疲劳损伤容限载荷谱加重和结果监控五个模块。在数据库管理中包括文件名字、项目备注、载荷谱所在位置和模型参数等信息。疲劳载荷谱加重、损伤容限载荷谱加重和广布疲劳损伤容限载荷谱加重模块中主要包括疲劳裂纹扩展模型、材料参数、试件尺寸数据、原载荷谱和载荷谱加重系数等;结果监控中输出疲劳(裂纹扩展)加重寿命模型、加重系数-加重谱寿命/原谱寿命比值、加重系数-原谱寿命/加重谱寿命比值曲线,图形显示,进行载荷加重系数选择和原谱寿命预测。