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。

试验件

    全尺寸飞机结构疲劳试验的试验件应满足本标准的要求。

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。

试验要求

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。

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。

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%

5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。

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。

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。

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。

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);

    b)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--60

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。