ICS 49.020 V 36
HB 8660-2022
民用飞机结构广布疲劳损伤试验通用要求
General requirements for widespread fatigue damage test of civil
airplane structure
2022-04-24 发布 2022-10-01 实施
中华人民共和国工业和信息化部发布
前言
本标准按照 GB/T 1.1-2009《标准化工作导则第 1 部分：标准的结构和编写》给出的规则起草。本标准由中国航空综合技术研究所归口。
本标准起草单位：中国飞机强度研究所、中国航空综合技术研究所。
本标准主要起草人：陈莉、张文东、孙巍、常文魁、闫文伟、刘秦智。
民用飞机结构广布疲劳损伤试验通用要求
1 范围
本标准规定了民用飞机结构广布疲劳损伤试验的试验目的、试验项目、试验程序和试验方法等要求。本标准适用于民用飞机金属结构的疲劳试验，其他飞机结构可参考使用。
2 规范性引用文件
下列文件对于本文件的应用是必不可少的。凡是注日期的引用文件， 仅所注日期的版本适用于本文件。凡是不注日期的引用文件，其最新版本(包括所有的修改单)适用于本文件。
CCAR-25-R4 中国民用航空规章第 25 部运输类飞机适航标准
3 术语和定义
下列术语和定义适用于本文件。
3.1
损伤 damage
降低或有可能影响构件性能的任何裂纹、缺陷、腐蚀或其他特征。
3.2
广布疲劳损伤 widespread fatigue damage (WFD)
在多个结构位置同时出现具有足够尺寸和密度的多条裂纹,使结构不再满足剩余强度要求的损伤。 3.3
多部位损伤 multiple sites damage
在同一结构元件中的不同部位同时出现彼此合并或不合并的多条疲劳裂纹特征的一种广布疲劳损伤。
3.4
多元件损伤 multiple elements damage
相邻诸结构元件中同时出现多条疲劳裂纹特征的一种广布疲劳损伤。
3.5
广布疲劳损伤敏感结构 widespread fatigue damage susceptible structure
在使用环境下预期最终会产生多部位损伤或多元件损伤裂纹并可能导致广布疲劳损伤的结构区域。
3.6
结构剩余强度 structural residual strength
存在损伤或者潜在损伤的损伤容限结构的承载能力。
3.7
设计载荷/环境谱 design loads/environment spectrum
在飞机设计中采用的且代表了典型的飞机在服役目标内预期遇到的外部载荷和环境(化学、热等)
谱。
3.8
拆毁检查 teardown inspection
拆开结构，使用破坏性的检测技术、目视检查(例如放大镜、着色渗透)或其他无损检测技术(例如涡流、超声)，以鉴定疲劳、腐蚀和意外损伤引起的结构内损伤程度的检查。
3.9
广布疲劳损伤试验 widespread fatigue damage test为研究结构的抗广布疲劳损伤性能而进行的试验。
3.10
广布疲劳损伤平均特性 WFDaverage behavior
对于特定的不维修结构，预计机队中有 50%的飞机发生广布疲劳损伤的时刻(以飞行起落或飞行小时数计)。
4 缩略语
下列缩略语适用于本文件。
ISP——Inspection Starting Point，检查开始时刻;
MED——Multiple Elements Damage，多元件损伤;
MSD——Multiple Sites Damage，多部位损伤;
SMP——Structural Modification Point，结构更改时刻;
WFD——Widespread Fatigue Damage，广布疲劳损伤;
WFDaverage behavior——广布疲劳损伤平均特性。
5 一般要求
5.1 试验目的
飞机结构广布疲劳损伤试验主要目的包括：
a) 暴露 WFD 敏感结构(见附录 A)的薄弱部位，为结构设计和制造工艺的改进提供试验依据;
b) 确定结构的 ISP、SMP 和 WFDaverage behavior;
c) 验证广布疲劳损伤分析方法;
d) 确定结构是否满足剩余强度要求。
5.2 试验任务书
试验任务书由试验委托方提出。试验任务书内容应包括：
a) 试验名称;
b) 试验目的;
c) 试验项目;
d) 试验件配套要求;
e) 试验件主要考核区域;
f) 试验件支持及加载要求;
g) 试验载荷谱及剩余强度载荷;
h) 预期的试验寿命或疲劳试验结束标志;
i) 应变、位移测量要求及必要的说明;
j) 损伤检查、修理及更换要求;
k) 试验报告要求等。
5.3 试验委托方提供的技术文件
试验前，委托方应根据任务书要求和本标准规定的内容，向试验承担方提供所需的技术文件、必要的设计报告、相关的结构图样等及其电子文档。
5.4 试验大纲
试验大纲由试验承担方依据试验任务书编制，经试验委托方认可。试验大纲至少应包含如下内容：
a) 试验名称;
b) 试验目的;
c) 试验依据;
d) 试验项目;
e) 试验件支持状态;
f) 试验载荷处理及试验加载点设置;
g) 试验加载方式;
h) 试验载荷谱;
i) 试验设备、测试仪表说明;
j) 测试项目、方法和数据处理方法;
k) 试验件检查要求;
l) 试验程序;
m) 损伤检查、修理、维护及更换要求;
n) 试验安全保护及质量保证措施;
o) 试验报告要求等。
5.5 试验质量控制要求
为加强对试验全过程的质量管理，试验承担方在试验全程进行质量控制，主要内容为：
a) 参试人员的资格认可及其质量责任;
b) 试验仪器设备的使用和校验制度;
c) 试验设计质量控制;
d) 非标设备质量控制;
e) 试验设施安装质量、安全保护措施以及试验加载调试精度和试验质量控制;
f) 异常情况处置;
g) 试验关键环节的评审制度;
h) 关键部位的定期检查措施。
5.6 试验件
5.6.1 试验件选取原则
应把影响 MSD/MED 起始、扩展及其后的剩余强度能力的型号设计特征尽可能地再现到试验件上，关键特征包括但不限于以下方面：
a) 材料类型和成型方法;
b) 尺寸;
c) 连接方法及连接细节;
d) 涂层和镀层;
e) 接触面密封剂的使用;
f) 装配工艺和装配次序;
g) 次要结构的影响(例如，临近评估结构引起的载荷)。
5.6.2 试验件状态
试验件应符合设计给定的技术要求，并检验合格。
5.6.3 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、震动和装卸等因素对试验件造成损伤。
5.6.4 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。
5.6.5 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(含被动加载点)支持时，约束点(含被动加载点)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;支持夹具应能模拟试验件的边界条件，必要时应设置过渡段。
5.7 试验设备
5.7.1 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;程序加载和卸载;误差报警、载荷超限保护和人工应急卸载保护; 加载过程显示及存贮;卸载前和卸载后至少各 10s 的载荷记录;多点加载过程的人工干预等。
控制系统误差 σ 按公式(1)计算：
式中：
σ ——系统误差，一般应不大于 1%;
δ ——命令值;
μ ——反馈值;
λ ——加载系统传感器量程。
载荷传感器的选用原则是：以最大峰(谷)值载荷为传感器满量程的 60%～80%为宜。
5.7.2 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。
5.7.3 试验加载机械设备
试验加载机械设备应有足够的能力(如足够的油源压力及流量、气源压力及流量、作动筒行程及承载能力、机械装置刚度及强度等)完成试验。应有安全卸载装置，在特殊情况应急卸载时，该装置应能防止因卸载不均匀使试件产生局部超载或破坏。
5.7.4 液压系统
液压系统应满足以下要求：
a) 系统工作压力能提供最大试验载荷;
b) 系统工作流量能满足加载速率的要求;
c) 具有超压、超温和液压保护功能。
5.7.5 增压系统
增压系统应满足以下要求：
a) 能提供足够增压压力，工作流量能满足加载速率的要求;
b) 能满足载荷实时自动控制的要求;
c) 充压精度应满足试验大纲要求，一般不大于满量程的 3%;
d) 有超压保护装置。
5.7.6 无损检测设备
试验中用到的无损检测设备满足以下要求：
a) 应满足试验大纲的要求;
b) 根据需要检测的结构部位及其材料类型，可以选择不同的检测方法，典型的检测方法如：磁粉探伤、涡流探伤、超声波探伤、射线探伤、渗透探伤、放大镜目视检查及孔探仪检查等;检测方法对损伤的形成和发展不应有潜在的影响。
5.7.7 计量设备校准/检定
所有在试验过程中将使用到的载荷传感器、气压传感器、压力表、试验加载控制系统、数据采集系统、位移传感器等仪器及设备，在使用前都应进行校准/检定，并有校准/检定证书，且均在有效期内。
5.8 试验安全保护
为保护试验件、试验设备和参试人员的安全，应有以下保护措施：
a) 本标准要求的加载控制、液压和增压系统的自身保护措施，在试验全过程中有效;
b) 试验场地设置必要的护栏及醒目文字警示牌;
c) 加载机械限位保护装置;
d) 设置手控应急保护。
6 详细要求
6.1 试验项目
飞机结构广布疲劳损伤试验，通常包括：
a) 疲劳试验;
b) 剩余强度试验。
进行疲劳试验前，可根据需要及试验目的预制或不预制裂纹。
6.2 试验流程
飞机结构广布疲劳损伤试验流程见图 1。
6.3 试验载荷
由试验委托方提供疲劳试验载荷谱和剩余强度试验载荷。
试验载荷谱应满足以下要求：
a) 可按疲劳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;
b) 试验载荷谱尽可能实现飞-续-飞随机加载，也可按试验任务书要求施加其他形式的谱;
c) 加载谱的波形一般为正弦波、半正矢波或斜波;
d) 主动加载点的载荷误差小于该加载点最大载荷的 1%，充气加载点的误差小于该点最大充压载荷值的 2%;
e) 约束点载荷不大于 100kN 时，其误差小于 3kN;约束点载荷大于 100kN 时，其误差小于该约束点最大载荷的 3%;
f) 在各点能够协调的前提下，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。
图 1 飞机结构广布疲劳损伤试验流程
6.4 试验实施
6.4.1 试验安装
试验承担方按照试验大纲进行试验设施的安装。
6.4.2 试验调试和预试
正式试验开始前，应进行试验调试和预试工作，达到以下目的：
a) 试验各系统工作正常，运行稳定;
b) 试验件姿态稳定;
c) 各通道加载精度满足试验大纲要求;
d) 应变和位移的测量结果符合预期规律，满足试验大纲要求;
e) 各项试验保护措施有效。
6.4.3 正式试验
在试验设施调试合格后，方可开始正式试验。
6.4.4 试验测量
按照试验大纲的要求，进行应变和位移的测量。试验委托方和承担方均应及时分析测量数据， 如果发现异常数据应尽快分析，找出原因，并采取相应措施。
6.4.5 试验过程损伤检查
按照试验大纲规定的检查部位、周期和方法等要求进行无损检测。
6.5 疲劳试验
飞机结构广布疲劳损伤的疲劳试验要求如下：
a) 试验中，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，及时获取裂纹情况;
b) 试验进程按照试验任务书和大纲的要求进行。
6.6 剩余强度试验
剩余强度试验应满足以下要求：
a) 试验前对试验件进行详细检查，记录已出现的裂纹情况;
b) 载荷情况满足 CCAR-25-R4 中 25.571(b)条要求;
c) 加载按照试验任务书和大纲要求进行;
d) 按照试验任务书和大纲要求，对关键结构进行应变和位移测量。
6.7 广布疲劳损伤平均特性时刻的确定
广布疲劳损伤平均特性时刻可采用如下方式初步判定：
a) 如果发现一排连接件孔发生第一次裂纹连通，则认为此刻是发生 MSD 的广布疲劳损伤平均特性;
b) 如果发现两个或两个以上相邻结构元件同时开裂，则认为此刻是发生 MED 的广布疲劳损伤平均特性。
6.8 拆毁检查
试验结束后，应按试验任务书的规定对试验件进行拆毁检查。拆毁检查应满足以下要求：
a) 在拆毁及送检过程中，特别对疲劳破坏的断口、裂纹部位进行保护;
b) 拆毁检查的重点内容包括：重要接头、螺栓、螺栓孔、铆钉孔等的变形和裂纹以及损伤情况;
c) 通过拆毁检查，对试验中已发现裂纹获得详细准确的数据，寻找试验中未发现的裂纹和确定潜在薄弱部位，为试验结果分析提供试验数据;
d) 对主要部位发生的疲劳断裂，进行断口分析，包括断口形貌、微观显微组织和断口反推等， 必要时可进行材料成分分析与机械性能测试，从而分析试验破坏的原因，确定裂纹扩展速率。
6.9 试验过程中问题的处理
试验中出现异常情况，可参考以下内容处理：
a) 系统加压后作动筒未动，进行以下检查工作：
1) 检查 24V 直流电源是否打开和正常;
2) 检查油泵是否打开和正常;
3) 检查油路是否打开;
4) 检查有无阀电流及伺服阀电缆有无故障;
5) 检查电磁阀是否打开及电磁阀电缆是否有故障;
6) 检查服务气管有无故障;
7) 检查伺服阀是否正常;
8) 检查加载设备有无故障。
b) 若某点出现振荡，应适当降低该通道的比例增益或积分增益;若某点反馈与指令跟随性不好，应将阀平衡调整到最佳状态并适当调整该通道的比例增益或积分增益;
c) 若出现压力加不上，检查分路校准和灵敏度校准栏是否去掉“Enable”;
d) 若出现某一个点欠载的情况，进行以下检查工作：
1) 该点的增益和积分不够，适当调节，若不起作用恢复原值;
2) 检查阀偏，适当调节，若不起作用恢复原值;
3) 检查现场服务歧管压力;
4) 把该点的载荷限制阀拧紧一点;
5) 检查该点作动筒的行程;
6) 检查该点结构，是否有其他部位受力。
7 损伤检查结果分析
对疲劳试验过程中的无损检测结果、剩余强度试验前后的无损检测结果和拆毁检查结果进行分析，包括但不限于以下内容：
a) 确定检出裂纹分布、数量和尺寸;
b) 确定结构关键部位的裂纹形成寿命，绘制裂纹扩展曲线;
c) 确定结构薄弱部位;
d) 确定存在的 MSD/MED 裂纹尺寸和 WFD 敏感区域;
e) 如果可以进行 MSD/MED 检查，ISP 可取 WFDaverage behavior 的 1/3;SMP 可取 WFDaverage behavior的 1/2;如果难以进行 MSD/MED 检查，SMP 可取 WFDaverage behavior 的 1/3。
8 试验报告编写
试验结束后，试验承担方应编写试验报告，试验报告至少应包含如下内容：
a) 试验名称;
b) 试验时间和地点;
c) 试验依据和目的;
d) 试验件和试验件支持;
e) 加载点设置和试验载荷;
f) 试验加载方式;
g) 控制和采集设备;
h) 试验项目、顺序和时间;
i) 试验中出现的问题与处理(试验件维护、维修及更换情况等);
j) 试验结果(应包括试验寿命、应变、位移、无损检测及拆毁检查)及分析;
k) 提供损伤照片及关键薄弱部位断口分析情况;
l) 试验有关记录和声像资料。
附录 A
(资料性附录) WFD 敏感结构
飞机 WFD 敏感结构如表 A.1 所示，可作为结构设计和试验验证时的参考，详细结构见图 A.1~图 A.16。
表 A.1 WFD 敏感结构
2
a) 典型的机身蒙皮、框、长桁连接
b
g
d
e
c
f
b) 蒙皮对接 c) 蒙皮搭接 d) 蒙皮带 R 搭接说明：
1——止裂带;
2——框;
3——长桁。
注：服役和试验经验表明，MSD 易发生在 a、b、c、d、e、f 等处，MED 易发生在框的应力集中区和 g 处等。影响MSD 和 MED 的因素包括：
1) 高应力——错误使用了试片试验获得的数据;
2) 腐蚀;
3) 脱胶;
4) 制造缺陷：
● 表面处理;
● 胶层太薄;
● 埋头窝、紧固件装配应力等。
5) 设计缺陷——表面预处理工艺选择。
a ——蒙皮纵向连接处。
b ——外蒙皮上排紧固件处。
c ——内蒙皮下排紧固件处。
d ——蒙皮外侧紧固件处。
e ——止裂带内侧紧固件处。
f ——搭接处 R 区。
g ——止裂带连接蒙皮紧固件处。
图 A.1 纵向蒙皮连接处、框和止裂带(MSD/MED)
2
1
3
4
a) 环向蒙皮和长桁链接
a
b
c
e
d
f
b) 无外部垫板 c) 有外部垫板说明：
1——蒙皮;
2——环向带板连接;
3——长桁;
4——框。
注：服役和试验经验表明，MSD 易发生在环向蒙皮链接的 a、b、c 处，MED 易发生在长桁连接的 d、e、f 处。影响 MSD 和 MED 的因素包括：
● 多次弯曲
● 在带板和连接长桁中的高应力水平(误用由试件试验得到的数据)
● 差的设计(错误选材)
● 设计缺陷(高估了干涉配合紧固件) a——蒙皮与长桁连接的第一排紧固件处。
b——蒙皮，带板前后排铆钉。
c——带板，在内面两排铆钉处和/或它们之间。
d——长桁，在长桁连接第一排紧固件处。
e——长桁连接，在带板区域。
f——长桁连接，在连接板区域。
图 A.2 环向蒙皮连接处和长桁(MSD/MED)
a) b)说明：
1——在机加或化铣台的外蒙皮; 2——裂纹;
3——胶接垫板;
4——胶接面。
注：典型的和可能的 MSD 和 MED 部位：
● MSD-截面急剧变化处;
● 机加 R 处;
● 化铣 R 处;
● 胶接垫板端头。
影响 MSD 和 MED 诸因素的服役和试验经验(示例)：
● 由于偏心引起的高应力。
图 A.3 带机加、化铣或胶接 R 的搭接处(MSD)
● 高弯曲——非圆框
● 局部应力集中Δ 切口
Δ 剪切连接件
图 A.4 机身框(MED)
说明：
1——框;
2——长桁;
3——蒙皮;
4——剪切片。
注：典型的和可能的 MSD 和 MED 部位：
● MED——任何框、长桁、角片以及它们的连接的破坏， 会导致长桁和框剪切连接件失效。这种情况可能会出现在纵向或者环向机身框和长桁交汇处。
影响 MSD 和 MED 诸因素的服役和试验经验(示例)：
● 传力路径不合理
图 A.5 长桁和框的连接(MED)
说明：
1——端部紧固件处的蒙皮裂纹; 2——蒙皮;
3——纵梁或长桁;
4——长桁或框帽开裂;
5——剪切角片;
6——框。
注：MED 易发生在 a、b、c 处。
影响 MSD 和 MED 的因素包括：
● 预应力;
● 内压引起的局部弯曲;
● 不连续传力路径。
a——剪切角片端头紧固件处的蒙皮。
b——长桁或纵梁连接处的框。
c——框连接处的长桁或纵梁。
图 A.6 浮框剪切角片与蒙皮连接端头铆钉处(MSD/MED)
a) 隔框 b) 外缘条连接说明：
1——外缘条连接;
2——腹板对接条带连接;
F——紧固件;
R——半径。
注：典型的和可能的 MSD 和 MED 部位：
● MSD/MED
Δ 外缘条连接，紧固件和/或者倒角 R 区域。
● MED
Δ 腹板对接条带连接，压力隔框蒙皮和/或连接板关键紧固件处。
影响 MSD 和 MED 诸因素的服役和试验经验(示例)：
● 腐蚀;
● 高应力——拉伸和压缩组合;
● 倒角 R 区域引起的高弯曲应力;
● 不正确的倒角加工——表面粗糙度。
图 A.7 球面框外缘条和对接条带连接(MSD/MED)
说明：
1——气密区蒙皮;
2——非气密区蒙皮;
3——蒙皮开裂;
4——“T”型框;
5——压力隔框腹板;
注：典型的和可能的 MSD 和 MED 部位：
● MSD——端部紧固件孔处的蒙皮。
影响 MSD 和 MED 诸因素的服役和试验经验(示例)：
● 板壳不连续导致的弯曲应力;
● 紧固件处的高钉传载荷。
图 A.8 后压力框处机身蒙皮连接区(MSD)
说明：
1——折边支持元件;
2——肋或蒙皮;
3——典型开裂;
R——不同加工工艺下形成的倒角
● 机加
● 化铣
● 胶接件
注：典型的和可能的 MSD 和 MED 部位：
● 刚度突变处：
Δ 机加 R 处;
Δ 化铣 R 处;
Δ 连接带板;
Δ 折边支持结构的紧固件。
● 边缘构件支持结构：
Δ 边缘构件——R 处区域。
影响 MSD 和 MED 诸因素的服役和试验经验(示例)：
● 气密区结构，气压导致支持边上的高弯曲应力;
● 非气密区结构，结构偏心导致边支持结构的高应力。
图 A.9 蒙皮厚度方向的突变处——气密或非气密区结构(MSD/MED)
1
说明：
1——窗周围结构。
注：典型的和可能的 MSD 和 MED 部位：
● MSD——与窗周围结构连接的蒙皮处;
● MED——窗开口或者窗圆角处重复的加强细节结构。
影响 MSD 和 MED 诸因素的服役和试验经验(示例)：
● 高钉传载荷。
图 A.10 窗周围结构(MSD/MED)
说明：
1——上翼面;
2——典型机身连接。
注：典型的和可能的 MSD 和 MED 部位：
● MED——翼身连接处重复的细节结构。
影响 MSD 和 MED 诸因素的服役和试验经验(示例)：
● 制造缺陷——装配应力;
● 偏心。
图 A.11 翼身连接处(MED)
3
1 2
4
视图 A 5 视图 B
说明：
1——铰链凸耳;
2——铰链销钉;
3——锁钩;
4——润滑油油路;
5——连接螺栓。
注：典型的和可能的 MSD 和 MED 部位：
● MSD——琴键铰链
Δ 在铰链紧固件连接处;
Δ 在圆角 r 处;
Δ 铰链叶上孔。
● MED——门闩 Δ 多个锁钩处;
Δ 门闩管的润滑油管路;
Δ 管路连接螺栓(包括腐蚀)。
影响 MSD 和 MED 诸因素的服役和试验经验(示例)：
● 机身加长导致的弯曲应力;
● 高局部应力;
● 磨损。
图 A.12 非塞入式门的门插销和铰链(MSD/MED)
1
2
说明：
1——蒙皮;
2——蒙皮垫板。
注：典型的和可能的 MSD 和 MED 部位：
● MSD——裂纹初始在垫板开口处蒙皮多个危险紧固件孔处。
影响 MSD 和 MED 诸因素的服役和试验经验(示例)：
● 高钉传载荷——高局部应力。
图 A.13 大型加强板开口处的蒙皮(MSD)——机身、机翼或尾翼
3
4
2
5
6
1
说明：
1——对接;
2——装配件;
3——肋;
4——蒙皮壁板;
5——带板;
6——长桁。
注：典型的和可能的 MSD 和 MED 部位：
● MSD——蒙皮和/或带板，弦向关键紧固件处;
● MED——长桁端头处接头，在长桁和/或附件处的疲劳关键紧固件孔处。
影响 MSD 和 MED 诸因素的服役和试验经验(示例)：
● 高钉传载荷;
● 局部弯曲。
图 A.14 机翼或平尾弦向连接处(MSD/MED)
c a
1
2
b
3
说明：
1——蒙皮;
2——长桁;
3——肋腹板;
a——典型的剪切连接;
b——典型开裂;
c——典型的蒙皮开裂。
注：典型的和可能的 MSD 和 MED 部位：
● MSD——沿肋连接的蒙皮上关键紧固件;
● MED——在多个长桁之间的加强肋缘条(特别是在声疲劳下的尾翼结构)。影响 MSD 和 MED 诸因素的服役和试验经验(示例)：
● 制造缺陷——安装顺序导致的装配应力;
● 声疲劳(尾翼)。
图 A.15 肋与蒙皮连接处(MSD/MED)
d
1
b
3
3
2
4
a
c 5
3
a) 铆接壁板结构(MSD 和MED) b) 整体壁板(MSD)
说明：
1——排水孔裂纹;
2——肋连接紧固件;
3——裂纹;
4——端肋、油箱端头;
5——蒙皮。
注：MED 易发生在铆接壁板中的 b、c 处，MSD 易发生在铆接壁板中的 a 处及整体壁板中的 d、e、f 处。 a——弦向裂纹连接在肋连接孔，铆接壁板结构。
b——排水孔，铆接壁板结构。
c——端肋或者油箱端头肋的加筋板端头，铆接壁板结构。
d——弦向裂纹连接在肋连接孔，整体壁板。
e——排水孔，整体壁板。
f——端肋或者油箱端头肋的加筋板开口，整体壁板。
图 A.16 典型机翼和尾翼结构(MSD/MED)
