王彬文,陳先民,蘇運來,孫漢斌,楊宇,樊俊鈴

中國飛機強度研究所,西安 710065

近幾十年的使用經(jīng)驗表明,除去人為因素(誤操作)和超常環(huán)境因素(如風(fēng)暴、雷擊等)外,在重復(fù)載荷作用下的結(jié)構(gòu)疲勞斷裂仍然是影響飛機結(jié)構(gòu)安全性和可靠性的主要因素,是結(jié)構(gòu)發(fā)生災(zāi)難性破壞的主要模式。航空結(jié)構(gòu)疲勞主要研究材料、制造工藝、結(jié)構(gòu)布局、細節(jié)設(shè)計、使用環(huán)境等因素對飛行器(主要指飛機)結(jié)構(gòu)耐久性/損傷容限性能的影響,以及無損檢測、健康監(jiān)測、腐蝕防護、結(jié)構(gòu)維修等手段對飛行器服役/使用壽命的影響。現(xiàn)有飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱要求的強度設(shè)計準則中規(guī)定,必須建立貫穿飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計、分析、制造、試驗驗證、維修等整個壽命周期的航空疲勞技術(shù)體系,以確保飛機結(jié)構(gòu)系統(tǒng)運行良好及其服役的安全性。

航空結(jié)構(gòu)疲勞的設(shè)計理念與研究內(nèi)容伴隨著航空技術(shù)的提高、飛機性能的提升而發(fā)展。飛機的飛行速度從最開始的低速發(fā)展到亞聲速,然后再到超聲速,飛機結(jié)構(gòu)的性能要求也從最初的安全性陸續(xù)提出了機動性、可靠性、舒適性、適應(yīng)性等要求,設(shè)計理念也經(jīng)歷了從靜強度設(shè)計、安全壽命設(shè)計、破損安全-損傷容限設(shè)計、耐久性/損傷容限設(shè)計直到完整性可靠性設(shè)計的發(fā)展過程[1-4]。在安全壽命設(shè)計思想指導(dǎo)下,航空疲勞的主要研究內(nèi)容為基于S-N曲線的名義應(yīng)力法開展結(jié)構(gòu)的裂紋萌生壽命分析,考慮幾何形狀、應(yīng)力集中等因素對結(jié)構(gòu)疲勞壽命的影響。到了破損安全-損傷容限設(shè)計階段,航空疲勞的主要研究內(nèi)容為基于斷裂力學(xué)的應(yīng)力強度因子和Paris公式及其修正模型計算結(jié)構(gòu)的裂紋擴展壽命,考慮載荷次序、應(yīng)力比等因素的影響[5]。當航空結(jié)構(gòu)設(shè)計理念發(fā)展至耐久性/損傷容限設(shè)計階段時,航空疲勞的研究內(nèi)容同時包含了結(jié)構(gòu)的裂紋萌生壽命和裂紋擴展壽命,其研究對象也擴展至疲勞、腐蝕、表面完整性、無損檢測、健康監(jiān)測等,研究手段也更為豐富,如連續(xù)損傷力學(xué)、概率斷裂力學(xué)、疲勞可靠性等[6-8]。

經(jīng)過多年的發(fā)展,從仿制到自主研制,中國建立了涵蓋全壽命周期的結(jié)構(gòu)疲勞技術(shù)體系,基本實現(xiàn)了新型飛機結(jié)構(gòu)的長壽命抗疲勞設(shè)計,研制的戰(zhàn)斗機設(shè)計目標壽命提高至6 000～8 000飛行小時,教練機提高至8 000～10 000飛行小時,民用飛機提高至60 000～90 000飛行小時,日歷壽命目標為25～30年。但是,由于中國航空工業(yè)起步相對較晚,試驗和服役積累數(shù)據(jù)相對較少,且受工業(yè)制造水平限制,在抗疲勞結(jié)構(gòu)設(shè)計先進性、分析評估準確性、試驗驗證系統(tǒng)性、制造工藝穩(wěn)定性、維修保障可靠性等方面,與航空強國還存在一定的差距。本文從航空工業(yè)工程研究和應(yīng)用的角度出發(fā),對中國航空工業(yè)結(jié)構(gòu)疲勞研究的發(fā)展歷程進行回顧,并對新世紀以來中國航空產(chǎn)品貫徹飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱,在材料/結(jié)構(gòu)/工藝、分析評估、試驗技術(shù)以及服役管理等方面的航空疲勞研究進展進行簡要綜述,以期為中國航空工業(yè)結(jié)構(gòu)疲勞研究的進一步發(fā)展提供借鑒和支持。

1 中國航空疲勞研究歷程

1.1 中國航空結(jié)構(gòu)設(shè)計思想發(fā)展

中國早期的航空疲勞研究主要采用模仿跟進、消化吸收國外相關(guān)研究的策略,飛機結(jié)構(gòu)的設(shè)計思想經(jīng)歷了從安全壽命設(shè)計、損傷容限設(shè)計、耐久性/損傷容限設(shè)計再到可靠性設(shè)計的發(fā)展過程。

在20世紀六、七十年代,中國主要采用“安全壽命”疲勞設(shè)計方法研制飛機。研究人員假設(shè)交付使用的飛機結(jié)構(gòu)不存在初始缺陷或損傷,依據(jù)疲勞分析和全尺寸結(jié)構(gòu)疲勞試驗獲得結(jié)構(gòu)的疲勞裂紋萌生壽命,除以分散系數(shù)來給出使用壽命,分散系數(shù)考慮了環(huán)境的影響、材料和制造的偏差。即主要通過強調(diào)足夠的靜強度(控制低的設(shè)計應(yīng)力水平)和選取高的分散系數(shù)來保障給定使用壽命期內(nèi)的飛行安全,而沒有要求采用有效措施防止飛機結(jié)構(gòu)由于新機交付或者在服役過程中所產(chǎn)生的缺陷或損傷所導(dǎo)致的破壞。因此,飛機結(jié)構(gòu)是不允許帶缺陷或損傷交付使用的,一旦發(fā)現(xiàn)必須立即排除。然而受當時無損檢測能力的制約,初始缺陷始終難以避免,即使采用了高的分散系數(shù)值也不足以完全保證結(jié)構(gòu)的使用安全,因此中國研究人員逐漸關(guān)注考慮初始損傷或缺陷的損傷容限設(shè)計方法。

在20世紀80年代左右,中國飛機結(jié)構(gòu)疲勞研究引入了損傷容限設(shè)計思想,結(jié)合安全壽命設(shè)計思想,形成了安全壽命設(shè)計定壽、損傷容限設(shè)計保障飛行安全的設(shè)計方法。損傷容限表征了結(jié)構(gòu)在規(guī)定的未修使用周期內(nèi),抵抗由缺陷、裂紋或其他損傷而導(dǎo)致破壞的能力,它以斷裂力學(xué)為基礎(chǔ),以保證結(jié)構(gòu)安全為目標,以損傷檢查為手段,涉及結(jié)構(gòu)設(shè)計、載荷、強度、材料、工藝、試驗質(zhì)量控制、使用維修和組織管理各環(huán)節(jié)。在損傷容限設(shè)計思想中,疲勞設(shè)計與損傷容限設(shè)計相輔相成,以疲勞分析和試驗結(jié)果確定結(jié)構(gòu)的使用壽命,以裂紋緩慢擴展壽命確定結(jié)構(gòu)的檢修周期。對于經(jīng)分析和試驗證實具有優(yōu)良損傷容限特性的結(jié)構(gòu),可以選取較低的分散系數(shù)；對于損傷容限特性不好,或者無法實現(xiàn)損傷容限設(shè)計的結(jié)構(gòu),必須選取高的分散系數(shù)?？梢钥闯?損傷容限設(shè)計的目的在于通過對結(jié)構(gòu)的緩慢裂紋擴展壽命和剩余強度的分析與驗證,為檢修周期或允許的最大初始損傷提供依據(jù)。損傷容限設(shè)計的關(guān)鍵在于通過對材料的選擇、結(jié)構(gòu)細節(jié)設(shè)計、使用應(yīng)力水平等方面進行研究,使得所研制的結(jié)構(gòu)(包括單傳力路徑和多傳力路徑)具有裂紋緩慢擴展特性。如此一來,對于帶有未被發(fā)現(xiàn)的初始缺陷或損傷的已交付結(jié)構(gòu),由于缺陷或損傷的擴展得到控制,就能有效地防止結(jié)構(gòu)在給定的使用壽命期內(nèi)發(fā)生災(zāi)難性破壞。

在20世紀90年代左右,基于經(jīng)濟性方面的考慮,研究人員采用基于耐久性的“經(jīng)濟壽命”設(shè)計思想代替了原來基于疲勞的“安全壽命”設(shè)計思想,建立了耐久性/損傷容限設(shè)計思想,以此建立了中國的飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱。耐久性表征了飛機結(jié)構(gòu)在規(guī)定的使用條件(載荷/環(huán)境)和維修條件下抗裂紋、腐蝕、熱退化、磨損和外來損傷等作用的能力,涉及飛機設(shè)計、生產(chǎn)、試驗、服役到退役的全過程。耐久性所對應(yīng)的“經(jīng)濟壽命”則代表了一種小裂紋擴展壽命,初始裂紋尺寸按照結(jié)構(gòu)原始疲勞質(zhì)量確定,終止裂紋以結(jié)構(gòu)在設(shè)計使用載荷/環(huán)境譜作用下出現(xiàn)影響飛機的使用性能和安全且維修不經(jīng)濟的損傷為標準。采用耐久性設(shè)計的飛機結(jié)構(gòu),不僅要求能防止由于未被發(fā)現(xiàn)的缺陷或損傷的擴展而造成在給定壽命期限內(nèi)破壞,而且要求飛機主要結(jié)構(gòu)的每一個疲勞危險區(qū)的裂紋或其他損傷在數(shù)量或尺寸上不能達到臨界值,還要避免在設(shè)計使用載荷/環(huán)境譜作用下的設(shè)計使用壽命期間進行昂貴的維護、修理或非計劃的構(gòu)件更換。采用耐久性設(shè)計的結(jié)構(gòu),必須通過損傷容限特性分析與試驗驗證給出檢修周期(對于使用中不可檢結(jié)構(gòu)給出允許的最大初始損傷)以保障飛行安全。

自20世紀末開始,隨著科學(xué)技術(shù)水平的高速發(fā)展,飛機結(jié)構(gòu)越來越復(fù)雜,各項性能指標要求也越來越高,因此中國研究人員又引入了可靠性設(shè)計思想,在軍用和民用飛機的設(shè)計過程中采用了貫穿可靠性的耐久性/損傷容限設(shè)計原則,如圖1所示。飛機結(jié)構(gòu)屬于典型的復(fù)雜系統(tǒng),而疲勞問題又屬于典型的多因素影響問題,因此研究人員充分考慮影響飛機結(jié)構(gòu)安全的各種因素的隨機性,采用合理的概率分布函數(shù)或者隨機過程描述,并基于概率分析方法建立了可靠性模型,對結(jié)構(gòu)的破壞概率進行了定量化表征,保證結(jié)構(gòu)破壞的概率在其使用期內(nèi)小于設(shè)計要求,從而實現(xiàn)了在設(shè)計上對飛機結(jié)構(gòu)的安全性和可靠性進行準確、合理的評價。

圖1 飛機結(jié)構(gòu)的耐久性/損傷容限分析

從中國飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計思想的發(fā)展來看,安全壽命設(shè)計和經(jīng)濟壽命設(shè)計均是用于確定結(jié)構(gòu)的使用壽命,損傷容限設(shè)計則主要用于確定結(jié)構(gòu)的檢修周期或者臨界損傷尺寸,既可以配合安全壽命設(shè)計使用,也可以配合耐久性設(shè)計使用?；诳煽啃缘脑O(shè)計思想則是對耐久性/損傷容限的設(shè)計結(jié)果給予低失效概率的保障?？偠灾?不論是采用哪種設(shè)計思想,避免飛機結(jié)構(gòu)出現(xiàn)災(zāi)難性疲勞破壞是最重要的目標之一。中國航空工業(yè)在貫徹國軍標GJB 775A《軍用飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱》后,實現(xiàn)了新飛機論證開始到機隊運行管理的全生命期過程按照該大綱的“五項任務(wù)”進行管理,確保了新飛機的結(jié)構(gòu)研制和使用階段的質(zhì)量與飛行安全。本文介紹的內(nèi)容是遵循了該大綱要求,在選材、結(jié)構(gòu)設(shè)計、制造、試驗、試飛和機隊管理過程中,疲勞與結(jié)構(gòu)完整性各項技術(shù)的研究進展和應(yīng)用情況。

1.2 中國航空疲勞研究主要成果

在貫徹上述飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計思想的過程中,中國老一輩科研人員做出了許多卓有成效的工作,為中國航空事業(yè)的發(fā)展做出了重要貢獻。其中,以“飛機結(jié)構(gòu)抗疲勞、斷裂技術(shù)與可靠性研究系統(tǒng)工程”(AFFD系統(tǒng)工程)為主要代表的研究團隊在多年的研究中開展了內(nèi)容豐富、成果豐碩的研究[9]。

在耐久性/損傷容限設(shè)計與分析方面主要開展了如下工作：① 建立了結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限設(shè)計原理與分析方法,提出了飛機結(jié)構(gòu)耐久性設(shè)計和地面試驗要求,編制了《軍用飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱》；② 通過開展飛機結(jié)構(gòu)緊固孔原始疲勞質(zhì)量研究,建立了原始疲勞質(zhì)量模型分析和試驗方法,給出了有關(guān)國產(chǎn)和美標航空材料的試驗數(shù)據(jù)及原始疲勞質(zhì)量控制技術(shù),并形成了緊固孔原始疲勞質(zhì)量控制技術(shù)；③ 建立了用于構(gòu)件或部件耐久性和經(jīng)濟壽命預(yù)測的分析方法和全套計算程序,提出了隨機多裂紋結(jié)構(gòu)損傷容限評定方法,發(fā)展了動態(tài)裂紋擴展止裂技術(shù)；④ 建立了起落架結(jié)構(gòu)三維有限元應(yīng)力分析程序系統(tǒng)及耐久性與損傷容限分析軟件包,編寫了《飛機起落架耐久性設(shè)計指南》；⑤ 建立了雙軸應(yīng)力下機身加筋壁板剩余強度的彈塑性有限元分析及試驗方法,并提出改進加筋壁板結(jié)構(gòu)裂紋擴展特性的技術(shù)措施及確定最佳結(jié)構(gòu)參數(shù)配置方法的工程計算方法,以及含多裂紋機身加筋壁板結(jié)構(gòu)剩余強度分析的工程方法；⑥ 建立了孔洞及門框區(qū)域結(jié)構(gòu)細節(jié)應(yīng)力分析方法,并給出最佳止裂特性參數(shù)配置方案的選擇方法；⑦ 建立了剪切屈曲疲勞分析和試驗方法,以及全尺寸飛機結(jié)構(gòu)耐久性試驗技術(shù)。

在抗疲勞與斷裂強化技術(shù)研究方面主要開展的工作有：① 成系列地對孔壁冷擠壓、干涉配合鉚接、干涉配合螺接、噴丸強化等強化工藝進行研究,確定了最佳工藝參數(shù),給出了相應(yīng)的S-N曲線、a-N曲線和da/dN-ΔK曲線,并制定出了相應(yīng)的強化工藝指導(dǎo)性文件；② 建立了可供工程使用的殘余應(yīng)力測定方法和分析方法,并給出了殘余應(yīng)力的試驗測定值和分布曲線；③ 對含殘余應(yīng)力元件的裂紋形成和擴展壽命計算方法進行研究,給出了可供工程使用的裂紋形成和擴展壽命計算方法和相應(yīng)的計算程序,包括應(yīng)力強度因子計算方法和相應(yīng)的程序；④ 開展了基于強化技術(shù)的典型結(jié)構(gòu)的細節(jié)疲勞額定值(DFR)的測定及延壽增益的有效性和可靠性研究,以曲線、圖表和數(shù)據(jù)等形式給出了試驗結(jié)果,并編制了《強化工藝技術(shù)手冊》和《強化設(shè)計技術(shù)手冊》。

在結(jié)構(gòu)可靠性評估及設(shè)計研究方面主要開展了如下工作：① 初步形成了飛機結(jié)構(gòu)可靠性設(shè)計思想體系,建立了飛機結(jié)構(gòu)可靠性評估(含功能性可靠性評估)方法,以及可靠性指標體系和可靠度分配方法,并且建立了飛機結(jié)構(gòu)可靠性數(shù)據(jù)庫；② 開展了典型功能結(jié)構(gòu)系統(tǒng)可靠性評估的應(yīng)用研究,提供了通用的可靠性評估分析與試驗方法,并且提供了新型飛機結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計中可靠性評估的分析和試驗方法；③ 開展了概率斷裂力學(xué)工程應(yīng)用研究,編制了《飛機結(jié)構(gòu)破壞危險性分析指南》和《裂紋監(jiān)測概率曲線手冊》；④ 建立了典型機構(gòu)(包括起落架收放系統(tǒng)、襟翼操縱系統(tǒng)及軍用運輸機貨橋大門收放系統(tǒng)等)失效樹和失效模式影響分析程序和要求,提供典型機構(gòu)可靠性評估和試驗驗證方法,完成了若干機種典型機構(gòu)可靠性評估和試驗驗證研究,編制了《飛機典型機構(gòu)可靠性評估及試驗指南》。

在腐蝕疲勞與腐蝕防護技術(shù)研究方面的主要工作有：① 建立了飛機結(jié)構(gòu)使用環(huán)境數(shù)據(jù)庫,提供了載荷-環(huán)境譜編制方法,并給出了當量化的典型標準環(huán)境譜；② 建立了腐蝕疲勞裂紋萌生和擴展壽命預(yù)測方法和分析軟件；③ 建立了可供工程使用的載荷-環(huán)境譜下典型結(jié)構(gòu)件的腐蝕疲勞壽命試驗驗證方法,提供了各種類型結(jié)構(gòu)有效的腐蝕防護措施及工程應(yīng)用實例,并編制了《飛機結(jié)構(gòu)腐蝕疲勞設(shè)計指南》。

此外,AFFD系統(tǒng)工程還對磨蝕疲勞防護技術(shù)、激光輻照延壽技術(shù)、結(jié)構(gòu)膠貼法止裂技術(shù)、抗墜撞損傷設(shè)計以及若干典型結(jié)構(gòu)延壽綜合治理等內(nèi)容進行了研究。通過“七五”、“八五”、“九五”三個階段的研究,AFFD系統(tǒng)工程獲得了許多重要的研究成果,僅在“七五”期間就提供了不少于30項具有較大經(jīng)濟效益的研究成果,產(chǎn)生了不少于3 000萬元的經(jīng)濟效益[9]。

進入21世紀,中國從事航空疲勞研究的科研人員開始積極融入國際性研究組織。2013年,中國第1次參加國際航空疲勞和結(jié)構(gòu)完整性委員會(ICAF)會議,做了關(guān)于2008—2013年期間中國航空疲勞與結(jié)構(gòu)完整性的研究進展與現(xiàn)狀的現(xiàn)場報告,陳述了中國在疲勞與結(jié)構(gòu)完整性的基礎(chǔ)性研究及型號應(yīng)用實例。2015年,中國正式成為ICAF組織的第15個正式成員,標志著中國航空疲勞界已完全融入到國際航空疲勞領(lǐng)域,并且中國已成功申辦2021年ICAF會議,彰顯了中國在國際航空疲勞領(lǐng)域的重要地位。從參加ICAF會議伊始,中國航空疲勞領(lǐng)域人員積極與國際科技人員就航空疲勞及相關(guān)領(lǐng)域問題進行研討與交流,在航空疲勞與結(jié)構(gòu)完整性的基礎(chǔ)研究和應(yīng)用研究方面開展了大量研究工作。

在航空疲勞與結(jié)構(gòu)完整性的基礎(chǔ)研究方面主要開展了如下工作：① 廣布疲勞損傷研究；② 鋁鋰合金、增材制造、摩擦焊接等新材料、新工藝和新結(jié)構(gòu)的疲勞和損傷容限特性研究；③ 飛機結(jié)構(gòu)的積木式試驗驗證方法；④ 考慮綜合環(huán)境效應(yīng)的載荷譜測量與編制；⑤ 飛機結(jié)構(gòu)耐久性/損傷容限分析與可靠性壽命評估；⑥ 基于疲勞/損傷容限理論和試驗的飛機結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測、損傷檢測和維護。

在航空疲勞與結(jié)構(gòu)完整性的應(yīng)用研究方面主要開展了如下工作：① MA600、ARJ21-700和C919等型號的全尺寸部件試驗；② 研制和開發(fā)了多種材料、元件及典型細節(jié)強度試驗裝置；③ 編寫了大量有關(guān)材料及性能設(shè)計邊標準、手冊；大尺寸整體結(jié)構(gòu)的損傷容限設(shè)計及驗證；④ 翼身對接結(jié)構(gòu)的疲勞行為預(yù)測；⑤ 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的適航符合性分析研究；⑥ 機身壁板結(jié)構(gòu)止裂帶對其損傷容限性能的影響。

2 中國航空工業(yè)結(jié)構(gòu)疲勞研究現(xiàn)狀和進展

飛機結(jié)構(gòu)的疲勞受多種因素的影響,對材料特性、制造工藝、結(jié)構(gòu)形式、載荷歷程及環(huán)境條件等因素均極為敏感,導(dǎo)致飛機結(jié)構(gòu)疲勞和斷裂特性的研究至今仍然是航空工程中最為復(fù)雜的問題之一[10]。正因如此,中國科研人員對于航空疲勞問題的研究也一直保持高度關(guān)注和深入研究,尤其是進入21世紀以來,國家對航空工業(yè)給予高度重視,在科研經(jīng)費方面提供大力支持,使得很多航空疲勞科研項目得以持續(xù)、深入開展,并取得了豐碩的成果。第2節(jié)從材料/結(jié)構(gòu)/工藝、分析評估、試驗技術(shù)及服役管理等方面,對進入新世紀以來中國在航空疲勞領(lǐng)域的研究進展進行簡要介紹。

2.1 材料/結(jié)構(gòu)/工藝疲勞研究現(xiàn)狀和進展

現(xiàn)代飛機結(jié)構(gòu)發(fā)展要求是在保證結(jié)構(gòu)安全性的前提下,盡量減輕結(jié)構(gòu)重量,降低全壽命成本,實現(xiàn)高效率和長壽命目標,從而使得飛機結(jié)構(gòu)必須大量使用新材料,如新型鋁合金、鋁鋰合金、鈦合金、金屬層板ML(Metal Laminates)、纖維金屬層板FML(Fiber Metal Laminates)、復(fù)合材料等；新工藝,如增材制造、摩擦焊、激光焊、電子束焊、噴丸強化等；新的結(jié)構(gòu)形式,如整體壁板、整體梁、整體肋、整體框、整體接頭等整體結(jié)構(gòu),以及金屬微桁架結(jié)構(gòu)、鈦合金層合結(jié)構(gòu)、異種鈦合金梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)等新型結(jié)構(gòu)。飛機結(jié)構(gòu)的疲勞壽命取決于重要結(jié)構(gòu)細節(jié)抵抗疲勞開裂的能力,疲勞開裂的最本質(zhì)原因就在于局部應(yīng)力集中部位在大應(yīng)力反復(fù)作用下引發(fā)材料局部失效?；诖?為提升飛機結(jié)構(gòu)的抗疲勞性能,圍繞材料、結(jié)構(gòu)、工藝主要從以下六方面著手[11]：① 結(jié)構(gòu)材料本身；② 結(jié)構(gòu)零件幾何形狀；③ 結(jié)構(gòu)連接形式、布局及傳力路徑設(shè)計；④ 結(jié)構(gòu)熱處理及內(nèi)部殘余應(yīng)力；⑤ 結(jié)構(gòu)零件的制造工藝方法和表面狀態(tài)；⑥ 結(jié)構(gòu)零部件的工作條件。在實際操作過程中,結(jié)構(gòu)選材與形狀設(shè)計以及連接形式、布局等在設(shè)計階段即可完成,而改進制造工藝、改善表面狀態(tài)、結(jié)構(gòu)熱處理及引入殘余應(yīng)力等不僅需要在設(shè)計階段進行規(guī)劃,還需要在加工、制造、裝配階段具體實施。因此,本節(jié)將介紹中國有代表性的新材料、新工藝、新結(jié)構(gòu)的疲勞研究現(xiàn)狀及成果。

2.1.1 先進材料疲勞研究現(xiàn)狀

飛機結(jié)構(gòu)的選材是決定其抗疲勞性能的關(guān)鍵因素之一,需要考慮多種因素,如材料性能、載荷、環(huán)境條件與結(jié)構(gòu)重量、經(jīng)濟性的權(quán)衡,靜強度與疲勞、損傷容限性能之間的協(xié)調(diào),以及材料的使用經(jīng)驗和繼承性等。鋁合金由于密度小、比強度高,耐蝕性好,同時還具有良好的成形工藝性和焊接性,因此鋁合金成為在航空領(lǐng)域中應(yīng)用最廣泛的一類金屬材料。目前中國學(xué)者對鋁合金疲勞裂紋的萌生、擴展和斷裂的微觀特征以及疲勞壽命的預(yù)測進行了大量研究。由于交變載荷的循環(huán)作用,疲勞裂紋的萌生過程往往發(fā)生在材料存在缺陷或薄弱區(qū)域以及高應(yīng)力區(qū),通過不均勻的滑移或位移,從微細小裂紋形成而逐漸長大擴展至斷裂。研究疲勞裂紋的擴展規(guī)律是疲勞裂紋試驗過程中的基礎(chǔ)環(huán)節(jié),疲勞裂紋的擴展微觀模式受材料的滑移特性、晶界和晶粒取向、析出相、顯微組織特征尺寸、應(yīng)力水平及裂紋尖端塑性區(qū)尺寸等的影響。隨著對鋁合金疲勞斷裂機制的深入研究及國產(chǎn)化材料技術(shù)的發(fā)展,國產(chǎn)7050等鋁合金逐步在國產(chǎn)飛機中得到應(yīng)用。

鋁鋰合金因其高比強度、比剛度以及優(yōu)良的疲勞性能和斷裂韌性而廣受關(guān)注[12-13],可用于機身、壁板、隔框等部位,有望使現(xiàn)役飛機減重10%、新型飛機減重15%～20%[14]。鋁鋰合金在不同的應(yīng)力水平下疲勞裂紋萌生機制呈現(xiàn)多樣化,在較小應(yīng)力(75%σ0.2)時疲勞裂紋主要萌生于表面缺陷、第二相粒子以及第二相粒子/基體界面處,如圖2所示,而在較大應(yīng)力(100%σ0.2)條件下還可能沿滑移帶和晶界處萌生[15]。位錯的增殖、運動和塞積是裂紋萌生的主要原因,駐留滑移帶(PSB)處的擠出脊和侵入溝形成的微觀應(yīng)力集中有利于裂紋的萌生,內(nèi)部缺陷引起的疲勞斷裂則可導(dǎo)致鋁鋰合金快速達到失穩(wěn)狀態(tài),最高可使疲勞壽命降低90%以上[16]。Li元素的加入使得鋁鋰合金獲得諸多優(yōu)異性能,但也使鋁鋰合金存在較明顯的各向異性。LT(軋制方向)、ST(橫向)和LS(短橫向)方向的裂紋擴展速率不同,在LT向疲勞性能最好,ST向次之,LS向最低[17-18],這主要與晶粒、晶界、夾雜物和析出相等因素有關(guān)[19]。噴丸強化效果也隨方向有所差別,L取向時噴丸強化對疲勞性能會有一定程度的提高,具體程度因噴丸工藝、材料類型而異,而LT向取樣的疲勞性能對于噴丸強化基本不敏感[20]。此外,對不同連接方式下的鋁鋰合金疲勞性能開展了研究,如圖3所示,試驗結(jié)果表明,采用焊接連接方式比傳統(tǒng)鉚接搭接結(jié)構(gòu)疲勞性能可提高5%左右,而采用鉚釘填充锪窩孔連接時疲勞性能可提高65%[21]。鋁鋰合金因其優(yōu)異性能及研究深入,在大型客機C919機身等直段(見圖4)等結(jié)構(gòu)上獲得大范圍的應(yīng)用[22]。

圖2 2197鋁鋰合金疲勞斷口形貌[15]

圖3 鋁鋰合金壁板結(jié)構(gòu)疲勞及損傷容限試驗

圖4 C919客機機身的鋁鋰合金等直部段[22]

纖維金屬層板由金屬薄板和纖維復(fù)合材料組成夾層結(jié)構(gòu)并用膠接技術(shù)制備而成,具有單一金屬材料和復(fù)合材料所不具備的優(yōu)點,比強度和比剛度高,擁有優(yōu)異的疲勞性能和良好的損傷容限性能,近年來也獲得了航空界的青睞。目前航空領(lǐng)域應(yīng)用較多的是玻璃纖維增強鋁合金層板(Glass Laminate Aluminum Reinforced Epoxy, GLARE),由鋁合金薄板(名義厚度0.20～0.50 mm)與玻璃纖維增強復(fù)合材料(名義厚度0.25～0.50 mm)交替鋪疊而成,兼有玻璃纖維增強復(fù)合材料的抗疲勞特性和鋁合金結(jié)構(gòu)的抗沖擊特性,是機身、機翼蒙皮等部位的理想材料。疲勞過程中表面鋁層一般最先出現(xiàn)裂紋,并隨著循環(huán)數(shù)的增加,裂紋數(shù)目逐漸增多、長度逐漸擴展,進而在界面處出現(xiàn)分層現(xiàn)象(圖5),隨后快速擴展直至斷裂破壞,“橋連”作用使其裂紋擴展壽命比萌生壽命長1～4倍[23]。GLARE單向?qū)影逶诶?拉疲勞載荷下的疲勞壽命是相同結(jié)構(gòu)正交層板的7倍以上,尤其適用于單向承載且對疲勞性能要求較高部位,而在交變載荷復(fù)雜的部位則需考慮采用正交層板[24]。中國學(xué)者對GLARE層板疲勞裂紋擴展橋連效率變化及分層擴展機制開展了深入研究,可實現(xiàn)合理的預(yù)測[25]。GLARE層板的疲勞性能對使用環(huán)境比較敏感,在濕熱環(huán)境下復(fù)合材料層內(nèi)部基體會吸濕塑化,破壞其與纖維、鋁合金層的界面,使得與界面及橋接應(yīng)力相關(guān)的性能發(fā)生比較明顯的退化[26]。兼之加工工藝水平限制,GLARE層板在國產(chǎn)飛機的應(yīng)用還較少。

圖5 纖維增強鋁合金層合板裂紋擴展機制[25]

復(fù)合材料由于在結(jié)構(gòu)重量、氣動彈性、燃油消耗及維修成本等方面具有諸多優(yōu)勢,在新型飛機上的應(yīng)用比例越來越大,應(yīng)用部位越來越關(guān)鍵,整體化程度越來越高。目前,在中國研制的渦槳、渦扇支線客機及單通道干線客機中,復(fù)合材料的使用比例逐步提高,ARJ21-700飛機復(fù)合材料用量約為2%,MA700飛機的復(fù)材用量在10%左右,C919大型客機的復(fù)合材料用量占比上升至11.5%,未來寬體客機CR929復(fù)合材料應(yīng)用比例將會大幅提升(設(shè)想用量>50%),達到或接近國際同類機型B787和A350的應(yīng)用水平。復(fù)合材料強度和剛度上的各向異性、內(nèi)部構(gòu)造上的不均勻性和不連續(xù)性等特點,致使其疲勞損傷和破壞機理比各向同性金屬材料復(fù)雜得多,復(fù)合材料的疲勞損傷中沒有單一的損傷模式,包括基體開裂、界面脫粘、層間分層和纖維斷裂等損傷形式的組合[27]。最嚴重的損傷是外來物沖擊損傷,從外表面可能無法觀察到任何跡象,但內(nèi)部大面積分層導(dǎo)致壓縮強度大幅降低,呈現(xiàn)“突然死亡”的破壞模式。碳纖維復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的研究與使用經(jīng)驗表明,只要含缺陷/損傷結(jié)構(gòu)滿足設(shè)計限制載荷和極限載荷要求,就能自動滿足結(jié)構(gòu)的壽命要求,即“靜力覆蓋疲勞”,因此,目前工程評定中主要依靠“積木式”試驗,獲取合適的設(shè)計許用值,并進行充分的驗證。隨著復(fù)合材料越來越廣泛地應(yīng)用于航空航天等高技術(shù)領(lǐng)域[28-30],傳統(tǒng)的設(shè)計評定方法因試驗周期和驗證成本問題,越來越難以適應(yīng)未來結(jié)構(gòu)發(fā)展需求,也難以充分發(fā)揮復(fù)合材料應(yīng)用的減重優(yōu)勢。因此,中國也逐步開展了對復(fù)合材料疲勞失效機理、預(yù)測方法的系統(tǒng)、深入研究。改善界面性能有利于提高復(fù)合材料的抗疲勞性能[31-32]。加載頻率在一定范圍內(nèi)對纖維增強復(fù)合材料疲勞行為影響不明顯,而載荷幅值、應(yīng)力比是影響復(fù)合材料疲勞壽命的主要因素。另外,環(huán)境腐蝕越大,溫度越高,復(fù)合材料的疲勞損傷擴展也越快。目前,對復(fù)合材料疲勞壽命預(yù)測模型大致有兩類:一類是S-N曲線模型[33],另一類是疲勞累積損傷模型(包括剩余強度降模型[34]、剩余剛度降模型[35]、疲勞模量模型[36]以及耗散能模型[37]等)。其中,以疲勞累積損傷理論為基礎(chǔ)的預(yù)測模型已經(jīng)成為研究的熱點,并顯示出良好的應(yīng)用前景。對于含缺陷復(fù)合材料結(jié)構(gòu)剩余強度預(yù)測,中國學(xué)者發(fā)展了損傷區(qū)纖維斷裂準則[38],也考慮缺口根部應(yīng)力梯度影響的應(yīng)力場強法,對點應(yīng)力準則和平均應(yīng)力準則分析方法進行統(tǒng)一,提出了應(yīng)力場強法[39],對損傷物理機制有了較深層次的表達。

2.1.2 先進結(jié)構(gòu)疲勞研究現(xiàn)狀

良好的結(jié)構(gòu)設(shè)計、合理的結(jié)構(gòu)布局是進一步提高飛機結(jié)構(gòu)抗疲勞性能的途徑。整體加筋壁板基于先進整體精密切削和整體擠壓成形技術(shù),僅由整體壁板和整體框組成[40],極大程度地減少了鉚釘和緊固孔的數(shù)量,從而明顯降低結(jié)構(gòu)重量,改善結(jié)構(gòu)抗疲勞和抗腐蝕性能,可應(yīng)用于機身、機翼結(jié)構(gòu)中。研究表明,鉚釘和鉚釘孔數(shù)量的減少可以使得整體壁板比組裝壁板的疲勞性能提高20%～30%[41]。然而,由于整體壁板結(jié)構(gòu)缺少有效的止裂結(jié)構(gòu),裂紋一旦萌生則很難有效止裂,當裂紋長度擴展至兩跨后其剩余強度將低于傳統(tǒng)的組裝壁板[42-43]。裂紋偏轉(zhuǎn)止裂技術(shù)可作為整體壁板結(jié)構(gòu)損傷容限設(shè)計中重要的止裂手段[44-45],使裂紋軌跡發(fā)生轉(zhuǎn)折而與筋條平行,從而有效增加結(jié)構(gòu)的剩余強度。對前機身上壁板在考慮內(nèi)壓和軸拉載荷下開展損傷容限試驗研究,發(fā)現(xiàn)在半裂紋長度小于80 mm時呈緩慢裂紋擴展特性,基本沿直線擴展,且左右兩側(cè)對稱性較好,在剩余強度試驗時機身便沿縱向裂紋失穩(wěn)擴展導(dǎo)致最終破壞,在遠端框處呈現(xiàn)“緩字狀”的裂紋擴展破壞模式[46]。目前中國已建立了機身整體壁板結(jié)構(gòu)的設(shè)計準則和先進工藝制造流程,完成了大型飛機全尺寸機身整體壁板結(jié)構(gòu)的設(shè)計和制造,并通過了全尺寸結(jié)構(gòu)的耐久性和損傷容限試驗驗證[47-48](如圖6和圖7所示),達到了大型飛機對長壽命的要求,顯著減少了零件數(shù)量,與組裝結(jié)構(gòu)相比減少了60.7%,已成功應(yīng)用于ARJ21、C919等飛機[49]。

圖6 整體壁板結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計與驗證

圖7 機翼整體壁板損傷容限試驗[48]

增材制造能夠以無模具、快速、全致密、近凈成形等技術(shù)優(yōu)勢解決傳統(tǒng)減材加工技術(shù)(車、銑、刨、磨等)對復(fù)雜結(jié)構(gòu)加工困難甚至無法加工的難題[50-51],推動了整體化、拓撲化等先進結(jié)構(gòu)形式的應(yīng)用研究。由于增材制造反復(fù)加熱、冷卻的工藝特點,成形結(jié)構(gòu)變形、缺陷及內(nèi)應(yīng)力控制是制約其應(yīng)用的幾個關(guān)鍵問題[52]。沉積態(tài)鈦合金結(jié)構(gòu)中氣孔等缺陷的存在會降低材料的疲勞壽命和強度,但是其細化片層微觀結(jié)構(gòu)形式可有效減小疲勞區(qū)滑移長度,提高裂紋形核阻力,因此仍然具有優(yōu)異的疲勞性能[53-56],且合適的熱處理或者熱等靜壓處理均能顯著提高平面應(yīng)力斷裂韌性和疲勞裂紋擴展性能[57]。同時,增材制造材料因其工藝特點具有各向異性,且隨著使用應(yīng)力的降低,各向異性的差別愈加明顯[58]。金屬增材制造過程中,熔化、凝固和冷卻均是在極短時間內(nèi)完成的,導(dǎo)致熔池和基體之間不可避免地存在溫度梯度,進而產(chǎn)生熱應(yīng)力和殘余應(yīng)力,易產(chǎn)生微裂紋降低材料韌性。此外,多種因素的影響可能導(dǎo)致沉積層中形成氣孔、夾雜、裂紋、層間結(jié)合不良等缺陷(圖8),進而影響結(jié)構(gòu)的韌性、強度和疲勞性能,這種現(xiàn)象在大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)中更明顯[50]。因此,通過研究影響增材制造結(jié)構(gòu)疲勞性能的主要影響因素,優(yōu)化制造參數(shù)和工藝,改善材料微觀組織、減少內(nèi)部缺陷、降低和消除結(jié)構(gòu)內(nèi)部殘余應(yīng)力等是金屬增材制造疲勞研究的重要方向。中國近年來攻克了大型金屬增材制造結(jié)構(gòu)加工開裂、變形等一系列技術(shù)難題,試制了多個飛機型號的多種金屬零構(gòu)件(圖9),特別是在某型機結(jié)構(gòu)中得到了大量應(yīng)用。但目前,金屬增材制造結(jié)構(gòu)的損傷容限性能評定技術(shù)體系尚不健全,服役中的損傷檢查、維修問題仍有待完善。

圖8 增材制造件內(nèi)部缺陷(左)和亞表面(右)誘發(fā)裂紋萌生及其擴展[50]

圖9 增材制造C919飛機中央翼緣條,中央翼肋三叉接頭及風(fēng)擋窗框

2.1.3 先進工藝疲勞研究現(xiàn)狀

先進焊接技術(shù)的發(fā)展和應(yīng)用不僅可降低飛機結(jié)構(gòu)的制造成本和重量,同時還為設(shè)計新型整體復(fù)雜結(jié)構(gòu)提供了實現(xiàn)途徑。焊接結(jié)構(gòu)疲勞問題頻發(fā)主要有以下2方面原因：①焊接結(jié)構(gòu)設(shè)計載荷越來越大,對焊接結(jié)構(gòu)承載能力要求越來越高；②由于應(yīng)力集中、殘余拉伸應(yīng)力和焊接缺陷等多種因素的存在導(dǎo)致其承受交變載荷能力較弱,這也是導(dǎo)致焊接接頭過早疲勞失效的主要因素[59-60]。焊接結(jié)構(gòu)的疲勞性能受到多種因素的影響,如焊接工藝、焊接形式、焊接結(jié)構(gòu)、服役環(huán)境等。焊接功率和焊接速率對于焊接結(jié)構(gòu)裂紋擴展速率有明顯的影響,焊接功率與焊接速率相匹配才能獲得較好的焊接疲勞性能,焊接結(jié)構(gòu)的裂紋擴展能力甚至可以強于母材[60]。激光斜縫焊試件的疲勞壽命比氬弧斜縫焊的中值疲勞壽命長一倍左右,且分散性更小,裂紋擴展前期2種焊接方式的裂紋擴展速率相近,后期激光斜焊的擴展速率更低,且韌性明顯更好[60]。激光焊接接頭在海水中的疲勞裂紋門檻值更高,低速擴展區(qū)(da/dN<10-5mm/Cycle)的裂紋擴展速率也更小,但在裂紋擴展中速區(qū)(da/dN>10-5mm/Cycle)的裂紋擴展速率則更高[60]。攪拌摩擦焊對接接頭的疲勞性能明顯優(yōu)于搭接接頭,但均對焊接缺陷(圖10)十分敏感[61]。針對焊接結(jié)構(gòu)疲勞性能較差的問題,工程中一般通過焊址輪廓改善和引入有利殘余應(yīng)力等方法改善結(jié)構(gòu)的焊后疲勞性能,常用的焊后強化技術(shù)有磨削與焊址打磨技術(shù)[62]、錘擊與針式?jīng)_擊技術(shù)[63]、TIG(鎢極氬弧焊)熔修技術(shù)[64]等焊接結(jié)構(gòu)傳統(tǒng)疲勞延壽技術(shù),也有低相變點材料延壽及超聲沖擊疲勞延壽等新技術(shù)[59]。超聲噴丸后TC4鈦合金TIG焊十字接頭在應(yīng)力比R=0.1和R=0.5條件下的疲勞性能分別提高了75.6%和73.5%；而7050鋁合金的攪拌摩擦焊試件在噴丸后疲勞性能改善程度有限[65]。激光噴丸7075鋁合金攪拌摩擦焊接頭表面粗糙度較常規(guī)噴丸明顯改善,且殘余應(yīng)力分布也發(fā)生了改變,表明激光噴丸對于改善攪拌摩擦焊接頭抗疲勞性能更有效[66]。

圖10 A7 N01鋁合金焊縫疲勞源區(qū)SEM形貌[61]

“十一五”“十二五”期間中國系統(tǒng)開展摩擦焊接(攪拌摩擦焊、線性摩擦焊、慣性摩擦焊)可靠性基礎(chǔ)研究,綜合考慮溫度場、機械作用、殘余應(yīng)力、微觀組織等影響,揭示了工藝參數(shù)、顯微組織與性能規(guī)律,分析疲勞失效機理,形成了摩擦焊接頭性能調(diào)控方法和可靠性評定方法(圖11),通過控制參數(shù)優(yōu)化性能,使焊接區(qū)耐久性能達到母材的83.3%,并編制了摩擦焊接可靠性評估系統(tǒng)軟件,為摩擦焊接工藝在整體壁板、整體葉盤等結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用夯實了基礎(chǔ)。隨著工藝的不斷優(yōu)化和疲勞性能研究的深入,激光焊和摩擦焊已逐步應(yīng)用于軍用飛機結(jié)構(gòu)中。

圖11 摩擦焊接可靠性基礎(chǔ)研究及應(yīng)用

飛機結(jié)構(gòu)的抗疲勞設(shè)計除了采用新材料、整體化結(jié)構(gòu)、結(jié)構(gòu)布局及細節(jié)優(yōu)化設(shè)計、結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平控制等手段外,還需對部分難以避免出現(xiàn)應(yīng)力集中的部位進行不同程度的強化?？讛D壓便是工程中常用的一種強化技術(shù),廣泛應(yīng)用于連接孔的強化,通過在孔內(nèi)壁引入大深度、高幅值的可控殘余應(yīng)力層(圖12[67]),改善外載作用下孔邊局部應(yīng)力狀態(tài),弱化孔周應(yīng)力集中,有效提高連接孔抗疲勞、抗應(yīng)力腐蝕和抗腐蝕疲勞性能[68],工藝控制良好時,可提高緊固孔疲勞壽命3倍以上[69]。擠壓量是孔擠壓強化工藝的關(guān)鍵參數(shù),不同的擠壓量對于孔邊應(yīng)力分布產(chǎn)生明顯的影響。擠壓強化還可減小孔壁表面粗糙度,使得疲勞源從孔壁轉(zhuǎn)移至擠壓入口位置(圖13)[70],不僅能有效提高裂紋萌生壽命,而且增大了疲勞裂紋擴展區(qū)域面積,使得裂紋擴展壽命增長[71-73],且孔擠壓強化對于裂紋擴展壽命的增益效果大于裂紋萌生壽命的增益[74]。由于采用芯棒直接擠壓進行孔邊強化可能擦傷孔壁,有時甚至引起孔角凸,而采用開縫襯套冷擠壓的方式則可有效改善該問題,從而獲得更好的疲勞性能[75-76]。孔擠壓強化技術(shù)在民用飛機結(jié)構(gòu)的抗疲勞設(shè)計、制造以及后期的維修延壽中均已獲得一定的應(yīng)用。然而,孔擠壓強化疲勞增益的影響因素較多,在具體應(yīng)用中需要從殘余應(yīng)力和微觀結(jié)構(gòu)等多個角度深入分析不同材料的強化機理和疲勞增益效果,此外,還需考慮實際服役環(huán)境,如溫度、腐蝕環(huán)境、疲勞載荷等,加強對孔擠壓疲勞增益的影響規(guī)律和機理研究。

圖12 FEM計算孔擠壓殘余應(yīng)力分量分布云圖[67]

圖13 6061-T6鋁合金斷口形貌[70]

噴丸強化技術(shù)是工程中又一種常用的結(jié)構(gòu)強化工藝,通過引入殘余壓應(yīng)力并使結(jié)構(gòu)組織細化,以達到改善零構(gòu)件表面性能、提高抗疲勞、抗腐蝕能力等目的[77]。目前,除了采用鑄鋼丸和陶瓷丸進行噴丸強化外,激光噴丸、超聲噴丸以及高壓水噴丸等新技術(shù)相繼應(yīng)用,拓寬了噴丸技術(shù)的使用范圍和應(yīng)用領(lǐng)域[78]。經(jīng)過噴丸處理的試樣雖然在組織和微結(jié)構(gòu)方面未發(fā)生明顯變化,但其粗糙度、殘余應(yīng)力以及顯微硬度等均有所提高(圖14),表層晶粒細化、位錯增殖以及引入的表面殘余壓應(yīng)力對于抑制裂紋萌生、阻緩裂紋早期擴展的作用,使得噴丸強化后的裂紋萌生壽命明顯提高[79],疲勞壽命分散性有所降低[80],裂紋擴展速率也有所降低[81]。然而,并非所有結(jié)構(gòu)在噴丸處理后疲勞性能都會增加,研究發(fā)現(xiàn)2060鋁鋰合金薄壁結(jié)構(gòu)在噴丸校形后疲勞性能提升20%左右,2524鋁合金提升10%左右,2024鋁合金薄壁結(jié)構(gòu)的疲勞性能則下降了約10%[82]。此外,當噴丸強度太大時容易出現(xiàn)過噴效應(yīng)而導(dǎo)致試件表面出現(xiàn)微裂紋,從而降低結(jié)構(gòu)疲勞性能[83]。目前,基于多種強化工藝的復(fù)合強化工藝也受備受關(guān)注,因為復(fù)合強化可以綜合多種強化工藝的優(yōu)點而獲得。目前,基于多種強化工藝協(xié)同效果[84],如激光噴丸+冷擠壓復(fù)合強化后結(jié)構(gòu)的疲勞壽命比僅激光強化壽命提高40%左右(圖15),比僅冷擠壓壽命提高一倍左右,表現(xiàn)出良好的效果[85]。因此,加強發(fā)展噴丸和其他表面工程技術(shù)的復(fù)合強化技術(shù),如表面滲碳、滲氮與噴丸強化,以及熱噴涂與噴丸強化等復(fù)合表面工程技術(shù)[86],均有望使得結(jié)構(gòu)獲得更好的抗疲勞性能,建議作為后續(xù)噴丸強化研究的重點方向。

圖14 經(jīng)不同工藝加工后TC4鈦合金表面三維形貌[79]

圖15 不同強化工藝的疲勞斷口[85]

2.2 疲勞分析評估研究現(xiàn)狀

采用疲勞試驗與理論分析相結(jié)合的方法是確定航空結(jié)構(gòu)疲勞壽命的主要方法。通過試驗方法廣泛測試材料/結(jié)構(gòu)的疲勞壽命以獲取足夠的數(shù)據(jù),進而對疲勞壽命進行預(yù)測是最直接、最有效、最準確的方法,但因試驗周期長、費用昂貴、數(shù)據(jù)有限等顯而易見的缺點而無法廣泛工程應(yīng)用。因此,研究人員一般通過對有限的試驗數(shù)據(jù)進行唯象地、經(jīng)驗地分析和提煉,進而形成各種疲勞分析和評估方法。本節(jié)將對航空疲勞問題中的耐久性分析、損傷容限分析及腐蝕疲勞分析進行簡要綜述,并且對近年來作為航空疲勞分析熱點的多尺度疲勞分析進行了介紹。

2.2.1 耐久性分析評估方法

航空結(jié)構(gòu)疲勞壽命是通過分析和試驗確定的飛機結(jié)構(gòu)在給定的使用載荷/環(huán)境下從開始服役到退役的可靠性壽命,它包括工程裂紋形成壽命、裂紋擴展壽命及維修后壽命的總和。耐久性分析主要考慮結(jié)構(gòu)在載荷/環(huán)境作用以及維修條件下的宏觀裂紋形成壽命?，F(xiàn)代飛機結(jié)構(gòu)常用的耐久性分析方法可歸納為2類：一類是名義應(yīng)力法,一類則是當量原始疲勞質(zhì)量法。

名義應(yīng)力法的本質(zhì)是借助在常幅載荷下以名義應(yīng)力表征的一簇S-N曲線,利用Miner線性累積損傷理論估算結(jié)構(gòu)細節(jié)在譜載作用下的疲勞壽命,是應(yīng)用最廣泛的疲勞壽命分析與評估方法。名義應(yīng)力法中的S-N曲線是開展耐久性分析的關(guān)鍵,傳統(tǒng)S-N曲線獲取面臨試驗周期長、費用高的問題。通過定量研究疲勞過程中試件表面溫度場隨疲勞微裂紋成核、萌生及擴展過程的演化規(guī)律,然后基于能量耗散理論和紅外熱像法建立快速評定均質(zhì)和非均質(zhì)材料損傷演化、殘余壽命和疲勞極限的方法可以有效減少確定S-N曲線參數(shù)所需試驗件數(shù)量[87]。而在P-S-N曲線擬合時,將具有累積先驗信息的分層貝葉斯模型應(yīng)用在概率疲勞壽命曲線估計中,可利用更少的試驗樣本數(shù)來獲取P-S-N曲線,且可以考慮參數(shù)隨機性和觀測分散性等因素[88]。針對載荷順序?qū)ζ趬勖娘@著影響,提出了多種非線性疲勞損傷累積模型,目前因為計算效率等問題,工程應(yīng)用還比較有限。S-N曲線法雖然使用簡便,但其僅適用于與試驗構(gòu)件的結(jié)構(gòu)構(gòu)型、載荷類型、表面狀況等相近情況下的疲勞分析,當將其推廣應(yīng)用于不同的試驗條件時,則需要結(jié)合實際情況對其使用載荷[89]、結(jié)構(gòu)構(gòu)型[90-92]、幾何尺寸[93-95]等進行修正,且通過和有限元數(shù)值仿真相結(jié)合,對結(jié)構(gòu)危險區(qū)域?qū)崿F(xiàn)考慮多種因素的“場損傷”的分析和壽命評估[96]。

細節(jié)疲勞額定值(Detail Fatigue Rating, DFR)法是在名義應(yīng)力法的基礎(chǔ)上發(fā)展出的一種簡便、可靠的耐久性分析方法[97],以結(jié)構(gòu)細節(jié)的疲勞額定值作為固有疲勞特性的度量,將結(jié)構(gòu)的疲勞/耐久性分析簡化為類似靜強度校核的方式,廣泛應(yīng)用于民機結(jié)構(gòu)的疲勞壽命初步設(shè)計及耐久性分析階段。該方法以Goodman等壽命模型和冪函數(shù)S-N曲線為基礎(chǔ),可以實現(xiàn)任意應(yīng)力水平和平均應(yīng)力下的疲勞壽命預(yù)估,但Goodman模型并不總能準確描述材料在不同平均應(yīng)力下的等壽命關(guān)系,且所采用的冪函數(shù)S-N曲線限制其僅適用于3.5×103～3.5×105循環(huán)的壽命區(qū)間。因此,中國航空疲勞研究人員在細節(jié)疲勞額定值法的基礎(chǔ)上將多種等壽命模型和S-N曲線模型相結(jié)合[98-101],發(fā)展出了結(jié)構(gòu)疲勞特征值(Structure Fatigue Eigenvalue, SFE)法,無論是損傷模式、適用范圍都進行了發(fā)展,滿足了飛機結(jié)構(gòu)耐久性/損傷容限設(shè)計要求。SFE方法由于其簡便、可靠的優(yōu)勢,在腐蝕疲勞[102]、噴丸強化[20]、焊接疲勞[103]、多軸疲勞[104]等方面也得到應(yīng)用。另外,針對軍用飛機結(jié)構(gòu)與使用載荷特點,從載荷譜當量等幅化、DFR許用值確定和標準S-N曲線建立幾個方面進行深入研究,建立了適用于軍用飛機結(jié)構(gòu)的DFR方法[105]。

當量原始疲勞質(zhì)量法本質(zhì)上是通過特定載荷譜下的疲勞試驗直接獲得結(jié)構(gòu)細節(jié)處的裂紋形成和小裂紋擴展特性,進而估算結(jié)構(gòu)細節(jié)在類似載譜作用下的疲勞壽命的方法,它采用當量初始缺陷(Equivalent Initial Flaw Size, EIFS)尺寸分布(Equivalent Initial Flaw Size Distribution, EIFSD)來表示結(jié)構(gòu)細節(jié)的原始疲勞質(zhì)量(Initial Fatigue Quality, IFQ)[106]。EIFS的數(shù)學(xué)意義是將結(jié)構(gòu)初始狀態(tài)假定為一條裂紋[107],可以通過反推斷口金相結(jié)果到時間為零來確定,它在隨后的裂紋擴展中會導(dǎo)致一條真實的裂紋尺寸,但和結(jié)構(gòu)細節(jié)中的真實初始缺陷(如劃傷、毛刺和微觀缺陷等)并沒有直接關(guān)系,也不能通過無損檢測(Nondestructive Inspection, NDI)來證實。一旦確定出合適的EIFSD,就可以用2段確定性的隨機的裂紋擴展速率模型來描述EIFSD的擴展,從而可以預(yù)測在任意使用時間時的裂紋超出數(shù)概率或達到任意指定的裂紋尺寸時使用時間的累積分布,實現(xiàn)結(jié)構(gòu)的耐久性分析。但載荷譜之間的差異性對相關(guān)參數(shù)產(chǎn)生影響還需進一步地研究和分析[108],且目前常用的IFQ量化評估方法屬于多參數(shù)比較范疇,在某些情況下會出現(xiàn)評估結(jié)果自相矛盾的問題[109]。

廣布疲勞損傷(Widespread Fatigue Damage, WFD)是老齡飛機結(jié)構(gòu)最為危險的疲勞破壞形式[110],分為同一結(jié)構(gòu)中不同部位同時出現(xiàn)多條裂紋的多部位損傷(Multiple Site Damage, MSD)和相鄰諸元件中同時出現(xiàn)多條裂紋的多元件損傷(Multiple Element Damage, MED),其危險性在于多個小裂紋難以通過檢查手段檢出前就可能突然連通而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)破壞,因此廣布疲勞損傷的出現(xiàn)即標志結(jié)構(gòu)不再滿足損傷容限要求。MA600和ARJ21全機疲勞試驗、MA700機身等直段(圖16)等國產(chǎn)飛機結(jié)構(gòu)地面試驗中也出現(xiàn)了廣布疲勞損傷源,因此廣布疲勞損傷評定問題近年來受到航空界高度關(guān)注。中國學(xué)者在共線MSD結(jié)構(gòu)的裂紋萌生概率[111]、應(yīng)力強度因子求解[112]、裂紋連通失效準則[113]、裂紋擴展壽命計算[114]以及多裂紋結(jié)構(gòu)剩余強度[115]等方面均開展了一系列研究。由于MSD/MED初始裂紋的萌生具有很大的隨機性和分散性,初始裂紋的萌生位置、長度和數(shù)量等的不確定性會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)的剩余壽命和剩余強度存在很強的隨機分布特性,對疲勞壽命的準確評估有很大影響,因此需要從疲勞統(tǒng)計學(xué)的角度對廣布疲勞損傷問題進行研究。將斷裂力學(xué)與疲勞統(tǒng)計學(xué)相結(jié)合,然后借助有限元分析軟件和Monte-Carlo法模擬初始裂紋萌生和裂紋擴展的過程的隨機性,進而實現(xiàn)多裂紋隨機萌生、擴展以及廣布疲勞損傷發(fā)生過程模擬的方式是開展廣布疲勞損傷隨機性研究的有效途徑[116-117]。與單一裂紋相比,廣布疲勞損傷的理論及應(yīng)用還相對不成熟,現(xiàn)行有效的CCAR 25 R4對標FAR25-96號修正案,尚未引入有效性限制(Limit of Validity,LOV),缺乏LOV制定方法,亟需建立滿足國產(chǎn)飛機適航要求的廣布疲勞損傷分析及評定體系。

圖16 等直段廣布疲勞試驗結(jié)果

2.2.2 損傷容限分析評估方法

飛機結(jié)構(gòu)損傷容限分析是指對含損傷結(jié)構(gòu)的裂紋擴展壽命和剩余強度的分析。其中,裂紋擴展壽命分析主要計算結(jié)構(gòu)初始裂紋在給定載荷譜作用下擴展至臨界尺寸的壽命,為確定結(jié)構(gòu)檢查周期提供依據(jù)；剩余強度分析主要確定結(jié)構(gòu)在給定裂紋尺寸下的剩余強度許用值或給定剩余強度要求下的臨界裂紋尺寸。目前,飛機結(jié)構(gòu)損傷容限分析以斷裂力學(xué)為基礎(chǔ)。

裂紋尖端損傷的準確表征是斷裂力學(xué)的基本問題,也是預(yù)測含裂紋體疲勞裂紋擴展壽命及剩余強度的基礎(chǔ)。應(yīng)力強度因子、能量釋放率、裂紋尖端張開位移和塑性區(qū)尺寸等均是描述裂紋尖端損傷的重要參量[118]。在線彈性或小范圍屈服條件下,這些參量存在等效性,其中應(yīng)力強度因子計算相對簡單,是目前飛機結(jié)構(gòu)損傷容限分析中最常用的斷裂力學(xué)參數(shù)[119]。針對常用的飛機結(jié)構(gòu)形式,航空界通過多年的積累,建立了典型損傷形式的應(yīng)力強度因子理論解,或者通過試驗數(shù)據(jù)擬合,給出了典型損傷結(jié)構(gòu)的應(yīng)力強度因子曲線。隨著越來越多的新型結(jié)構(gòu)涌現(xiàn),學(xué)者們從不同方面開展了應(yīng)力強度因子計算方法研究。如針對多部位損傷問題,給出針對共線裂紋的權(quán)函數(shù),并獲得其應(yīng)力強度因子解析解[120-123]；針對焊接結(jié)構(gòu)殘余應(yīng)力問題,提出了基于經(jīng)典應(yīng)力場權(quán)函數(shù)疊加的應(yīng)力強度因子計算方法,并獲得了與有限元方法一致的結(jié)果[124]。對于目前難以獲得解析解的復(fù)雜結(jié)構(gòu)形式,改進的虛擬裂紋閉合法解決了裂紋尖端奇異單元建模難題,在二維、三維裂紋分析方面得到了較多應(yīng)用[125]。商用有限元軟件內(nèi)置的相互作用積分法[126]、圍道積分法[127]功能也不斷發(fā)展,從純I型裂紋分析擴展到三維I/II復(fù)合型裂紋問題。

在疲勞裂紋擴展速率方面,I型裂紋常幅譜計算模型相對成熟,隨機譜作用下的計算模型精度則有待提升。因此較多學(xué)者以材料試驗為基礎(chǔ),基于疲勞損傷累積過程研究不同服役條件下的疲勞裂紋擴展行為及機理[128],并建立了一些I型裂紋低周疲勞裂紋擴展速率預(yù)測模型[129-130]。也有學(xué)者針對多種因素影響下裂紋擴展的復(fù)雜隨機現(xiàn)象,對經(jīng)典裂紋擴展速率模型進行修正,提出了含門檻值ΔKth的修正Paris公式等,提供較高的預(yù)估精度[131]。

中國學(xué)者目前對于復(fù)雜載荷作用下復(fù)合型裂紋擴展問題的研究重點在于裂紋尖端應(yīng)力應(yīng)變場的參數(shù)表征以及斷裂準則的確定,結(jié)合試驗數(shù)據(jù)分析了傾斜裂紋面及復(fù)合加載對裂紋尖端應(yīng)力場的影響,基于I型及II型應(yīng)力強度因子、J積分、應(yīng)變能釋放率以及剪應(yīng)變值等斷裂力學(xué)參數(shù)提出了多個復(fù)合型裂紋擴展模型[132-136]。

與平面裂紋相比,三維復(fù)合型裂紋前沿具有復(fù)雜的應(yīng)力狀態(tài),擴展行為更加復(fù)雜,常沿著不規(guī)則的擴展路徑形成復(fù)雜的裂紋擴展面,且受到材料屬性、裂紋形狀以及加載方式等諸多影響。郭萬林[137-138]提出了考慮三維約束效應(yīng)的彈塑性斷裂理論,建立了準確描述線彈性和彈塑性三維裂尖應(yīng)力應(yīng)變場的雙參數(shù)K-Tz、J-Tz和三參數(shù)的K-T-Tz、J-QT-Tz理論模型和三維疲勞裂紋閉合模型,在三維疲勞裂紋擴展分析和剩余強度評估方面取得了實質(zhì)性進展。如何利用標準試驗件的斷裂韌性和裂紋擴展數(shù)據(jù)來評估含非穿透曲線裂紋的實際結(jié)構(gòu)的損傷容限性能,是航空結(jié)構(gòu)三維裂紋擴展分析的關(guān)鍵問題。郭萬林團隊[139]又發(fā)展了基于三維約束因子的等效厚度概念,建立了曲線裂紋線上的點與某厚度穿透直裂紋板的裂尖之間的等價關(guān)系,并對部分飛機結(jié)構(gòu)進行了三維損傷容限分析[140]。同時,三維應(yīng)力強度因子的混合邊界元法求解技術(shù)的突破[141],為工程結(jié)構(gòu)表面裂紋疲勞擴展和壽命計算提供了高效高精度分析方法。

2.2.3 腐蝕疲勞分析方法

飛機結(jié)構(gòu)在服役過程中會不可避免地經(jīng)受高溫、高濕、高鹽霧和高強度太陽輻照等嚴酷環(huán)境,從而產(chǎn)生比較嚴重的結(jié)構(gòu)腐蝕,腐蝕疲勞裂紋從金屬表面的點蝕坑開始形核、發(fā)展[154-155]。因此,腐蝕疲勞損傷的表征以及裂紋擴展中的應(yīng)力和腐蝕的耦合影響分析成為腐蝕疲勞研究的焦點問題。

腐蝕疲勞的裂紋萌生壽命分析目前多采用損傷累積理論,而腐蝕疲勞裂紋擴展壽命分析則通常采用環(huán)境修正的斷裂力學(xué)方法,相應(yīng)地,在對腐蝕環(huán)境下材料壽命退化規(guī)律的研究中形成了2種評估方法：一種是從宏觀角度考慮腐蝕環(huán)境影響的名義應(yīng)力法,該方法主要以腐蝕影響系數(shù)作為腐蝕環(huán)境對材料疲勞影響衰減規(guī)律的影響表征,已有較多學(xué)者對其開展了比較系統(tǒng)、深入的研究[156-162],另一種是從微觀角度基于電化學(xué)腐蝕理論的裂紋擴展模型,將腐蝕結(jié)構(gòu)表面蝕坑等缺陷看作初始缺陷,利用斷裂力學(xué)手段研究細觀缺陷不斷萌生、擴展進而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)失效斷裂的等效初始裂紋法是研究腐蝕疲勞的一條重要途徑?？紤]到腐蝕疲勞裂紋擴展過程的影響因素眾多,疲勞和腐蝕損傷的疊加模型[163]和過程競爭模型[164]在實際的應(yīng)用受限,應(yīng)用最廣泛的還是基于環(huán)境修正的Paris公式對金屬材料在給定腐蝕環(huán)境中的裂紋擴展壽命進行評價。為了對腐蝕損傷參量進行合理表征,采用蝕坑深度作為鋁合金材料腐蝕損傷程度的表征,給出蝕坑深度的概率分布,并在此基礎(chǔ)上進行腐蝕疲勞概率壽命預(yù)估。張福澤[165]基于金屬最大腐蝕深度試驗數(shù)據(jù)的分布規(guī)律研究,給出了金屬腐蝕在給定可靠度時的分散系數(shù)建議值。然而,部分學(xué)者研究發(fā)現(xiàn),僅僅采用蝕坑深度表征腐蝕損傷程度并以此計算等效初始裂紋尺寸并不合理,結(jié)果也不如人意[166-167]?；诖?研究人員考慮采用更多的形式和參量對腐蝕疲勞損傷進行表征,如蝕坑最大寬度[168]、腐蝕凹坑半圓模型、半橢圓模型和拋物線模型[169]等。

腐蝕疲勞的裂紋萌生具有很強的材料、環(huán)境相關(guān)性,不同種類的金屬可能裂紋萌生機理不同,即使對于相同的材料,隨著腐蝕環(huán)境的變化,材料和腐蝕環(huán)境之間復(fù)雜的交互作用也可能改變裂紋的萌生機理。同樣地,由于腐蝕環(huán)境對于裂紋尖端的損傷、裂尖腐蝕產(chǎn)物的wedge效應(yīng)等因素的影響,腐蝕疲勞裂紋擴展也十分復(fù)雜,分析方法總體上以等幅載荷疲勞裂紋擴展為研究基礎(chǔ),通過引入大量的參數(shù)(與材料、環(huán)境、試件結(jié)構(gòu)、尺寸以及載荷等因素有關(guān))來考慮循環(huán)載荷間的相互影響。因此,目前未能形成一種通用性強、適用范圍廣的腐蝕疲勞裂紋萌生和擴展分析和評估方法。此外,除了極少部分的研究外,大多數(shù)的相關(guān)研究成果仍限于實驗室研究,尚未實現(xiàn)對航空結(jié)構(gòu)腐蝕疲勞壽命進行準確評估,工程應(yīng)用價值有待進一步提高。

2.2.4 多尺度疲勞分析方法

疲勞破壞過程本質(zhì)上是一個從微觀到宏觀的跨尺度行為,一般都會經(jīng)歷微觀小裂紋(Micro Structurally Small Crack, MSC)、物理短裂紋(Physically Small Crack, PSC)以及長裂紋(Long Crack,LC)等階段,其中小尺度裂紋的擴展階段占疲勞總壽命的70%～80%。由于傳統(tǒng)線彈性斷裂力學(xué)中關(guān)于材料均勻性與各項同性的假設(shè)在小裂紋分析中并不成立,且小裂紋行為受到大范圍屈服的影響,也不滿足線彈性斷裂力學(xué)中的小范圍屈服條件,因此長、短裂紋的擴展行為存在很大的差異性,小裂紋階段的擴展速率受晶粒尺寸的影響不明顯,長裂紋階段的裂紋擴展速率隨著晶粒尺寸的增大而明顯減小[170]。研究晶粒尺寸效應(yīng)和應(yīng)力水平對GH4169合金微裂紋萌生和擴展機制的影響表明,在裂紋尺寸小于200 μm時微裂紋的擴展速率基本恒定,但當裂紋尺寸大于200 μm時,裂紋擴展速率明顯加快,微裂紋的萌生和擴展占整個壽命的60%～80%,且疲勞壽命的分散性主要與裂紋萌生機制相關(guān)[171]?；诖?相關(guān)學(xué)者提出了一系列基于晶體塑性力學(xué)的微觀結(jié)構(gòu)裂紋萌生和擴展模型以研究材料在小裂紋階段的疲勞行為,如晶體方向、晶粒尺寸、施密特因子、等效應(yīng)力及塑性應(yīng)變等。然而,微觀的疲勞模型無法直接應(yīng)用于宏觀結(jié)構(gòu)的疲勞響應(yīng)模擬,需要通過多尺度模型構(gòu)建微觀模型和宏觀模型之間的關(guān)聯(lián),將微觀尺度模型的結(jié)果反映到宏觀尺度(圖17[172])。由于裂紋的萌生與材料微觀結(jié)構(gòu)密切相關(guān),常采用并行多尺度方法將微觀尺度模型的性質(zhì)保留在宏觀尺度上,如變分多尺度細化、特征均勻化方法和異質(zhì)多尺度方法等[172]。在多尺度方法與晶體塑性理論相結(jié)合的方法中,發(fā)展出了更多的多尺度模型,如基于譜方法的晶體塑性[173]、晶粒集合法[174]、粘塑性自適應(yīng)方法[175-176]和快速傅里葉變換[177]等。

圖17 多尺度問題中的宏觀與微觀結(jié)構(gòu)[172]

多尺度疲勞分析方法為實現(xiàn)將疲勞裂紋形成階段與擴展階段統(tǒng)一分析奠定了基礎(chǔ)[178]。通過建立多尺度嵌套的宏細觀裂紋擴展統(tǒng)一模型,借助有限元法或擴展有限元法可以求解跨尺度應(yīng)力強度因子并將其作為裂紋擴展的控制參量,進而實現(xiàn)三維疲勞裂紋擴展的跨尺度分析模型[179]。文獻[180]提出了一種既可以從微觀尺度上描述微裂紋形核和擴展行為,又可以從宏觀尺度上反映長裂紋階段損傷累積導(dǎo)致的漸進式破壞過程的多尺度疲勞分析方法,該方法可以合理解釋載荷次序?qū)ζ趬勖挠绊?也可以預(yù)測短裂紋階段的形核與擴展的損傷累積過程中的疲勞壽命。文獻[181]則基于晶界強化和微觀結(jié)構(gòu)差異性提出了MSC裂紋擴展速率的多尺度擴展模型,統(tǒng)一了MSC、PSC和LC裂紋擴展速率的表達式,并基于多種初始微缺口尺寸的GH4169試件的裂紋擴展和疲勞壽命試驗數(shù)據(jù)對該多尺度裂紋擴展統(tǒng)一模型進行了驗證?？梢钥闯?多尺度疲勞分析方法可以通過跨尺度損傷演化過程的數(shù)值模擬,主動把握結(jié)構(gòu)損傷的演化過程及機理,對結(jié)構(gòu)的剩余壽命預(yù)估和剩余強度評估從細觀的維度提供可行、高效的數(shù)值研究手段。

多尺度疲勞分析方法目前正在快速發(fā)展,它所具有的獨特優(yōu)勢使得從微、細觀層面研究疲勞損傷機理和演化過程,以及統(tǒng)一目前割裂的裂紋萌生分析和裂紋擴展分析模型成為可能。然而,目前所開展的研究工作大都是在材料層面探討疲勞損傷如何在微/細觀尺度上演化、發(fā)展進而導(dǎo)致宏觀尺度上結(jié)構(gòu)疲勞破壞的,研究對象也多是實驗室中的試件,尺寸較小,缺少直接將多尺度疲勞分析方法應(yīng)用于工程構(gòu)件從而對工程結(jié)構(gòu)實際應(yīng)用產(chǎn)生指導(dǎo)作用。其次,為了深入描述微/細觀機理,得到精確的損傷演化數(shù)值解,需要在結(jié)構(gòu)模型中植入很多微/細觀細節(jié),這往往會導(dǎo)致模型網(wǎng)格數(shù)目過多,使得計算成本很高甚至無法計算,因此現(xiàn)有多尺度疲勞分析方法中存在著計算精度與計算代價之間的博弈,且在現(xiàn)有技術(shù)條件和計算能力下這種博弈短期內(nèi)難以解決,如何建立多尺度模型以最優(yōu)的計算代價從微、細觀維度研究工程結(jié)構(gòu)的跨尺度損傷機理及演化過程,進而開展宏觀層面的剩余壽命和剩余強度評估是一項具有挑戰(zhàn)性又具有重要價值的工作。

2.3 疲勞試驗技術(shù)研究現(xiàn)狀

2.3.1 積木式驗證思想及發(fā)展

當前飛機結(jié)構(gòu)疲勞試驗基本都在按照“積木式”的思想來規(guī)劃和設(shè)計,這種驗證方法通常從小試驗開始,經(jīng)過結(jié)構(gòu)元件、典型結(jié)構(gòu)件、組合件和部件,最后到完整的全尺寸結(jié)構(gòu)。試驗的規(guī)模越小,驗證的內(nèi)容相對越單一,干擾因素越少,結(jié)果的可靠性也相對越高,這樣每個層次的工作都建立在前一個層次所積累的可靠數(shù)據(jù)基礎(chǔ)或方法之上。不同的標準或規(guī)范中對“積木式”的層次劃分是不完全相同的。GJB67.14大致分為試樣、元件(包括典型結(jié)構(gòu)件)、組合件、全尺寸件4個層次。GJB775.1中雖然并未提到“積木式”的概念,但其對于設(shè)計研制階段的試驗也劃分了元件試驗、許用值試驗、部件試驗和驗證階段的全機試驗4個層次。實際工程中,可將“積木式”層次劃分更為細致并作適當組合和調(diào)整,如某型機的積木式試驗規(guī)劃分為5層,分別是材料/試樣/細節(jié)、典型結(jié)構(gòu)件、組合件、部件、全機,見圖18。

圖18 某型機疲勞試驗積木式規(guī)劃方案

使用“積木式”方法可以在滿足所有的技術(shù)、規(guī)范以及用戶要求的情況下,通過不同層次試驗來降低研制計劃的費用與風(fēng)險。在“積木式”設(shè)計和驗證的思想下,設(shè)計研制過程能在計劃進程的早期更有效地評定技術(shù)風(fēng)險。在制定研制計劃時多采用低成本的小試驗件試驗,只需要較少量高成本的部件和全尺寸試驗件試驗,在條件滿足的情況下用分析來取代一部分試驗,這就實現(xiàn)了資金的高效利用,同時這也符合適航規(guī)范的思想。

對于增材制造、摩擦焊接等新工藝、新結(jié)構(gòu)的驗證,試驗規(guī)劃思想由之前“金字塔”式向“階梯”式轉(zhuǎn)化,如圖19所示?！半A梯”式規(guī)劃通過增大底層試驗來研究材料、工藝中的不確定因素,充分獲取其可靠性結(jié)果,同時減少上層的組件、部件及全尺寸結(jié)構(gòu)試驗數(shù)量,在滿足規(guī)范、條款要求的同時,達到提高驗證效率減少經(jīng)費的目的。

圖19 積木式試驗規(guī)劃思想的發(fā)展

2.3.2 壁板類疲勞損傷容限試驗

飛機機身/機翼結(jié)構(gòu)主要由平直/曲壁板組成,是關(guān)鍵承力結(jié)構(gòu),力學(xué)邊界復(fù)雜,承受拉伸、壓縮、剪切、氣密載荷以及這些載荷的復(fù)合載荷等多種載荷情況,具有載荷工況多、載荷大、復(fù)合加載協(xié)調(diào)及邊界力學(xué)模擬精度要求高等特點。中國以前僅能完成單一載荷工況或簡單復(fù)合工況試驗,制約著飛機疲勞強度性能的驗證。通過對飛機壁板邊界要求及受載情況分析,設(shè)計可旋轉(zhuǎn)隨動加載框架,從而解決了機身/機翼壁板的拉伸/壓縮與剪切載荷干涉分離難題,形成了拉伸、壓縮、剪切和內(nèi)壓等4種載荷共11種組合在一套試驗裝置上進行的加載方法[182-183]。此外,按照機身/機翼不同部位壁板的承力特性,采用合頁和弓形夾具成功模擬了大型壁板復(fù)雜載荷的邊界條件,有效減少了試驗件邊界影響區(qū)域,擴大了試驗件的有效考核范圍,支持了機身/機翼試驗規(guī)劃及試驗部位截取?；谏鲜黾夹g(shù)研制了一體化自平衡的復(fù)雜載荷下大型平直/曲壁板試驗裝置和系統(tǒng)[184],試驗頻率從1 次/分鐘提升至2 次/分鐘,具有施加氣密載荷0.15 MPa、拉伸載荷4 000 kN、壓縮載荷4 000 kN、扭矩載荷3 000 kN·m的試驗?zāi)芰?可完成長4 000 mm、寬3 100 mm的平直壁板和半徑在1 500 mm～3 500 mm范圍內(nèi)曲壁板的靜力/疲勞/損傷容限試驗,并形成了加載噸位覆蓋10 000 t的系列化試驗裝置,如圖20所示。該項技術(shù)成功應(yīng)用于ARJ21、C919、Y20、AG600和MA700飛機機身/機翼壁板靜力、疲勞和損傷容限試驗,實現(xiàn)了多種載荷同時作用下大型壁板疲勞性能綜合考核。

圖20 基于六自由度平臺的機身曲板試驗裝置及系列化壁板試驗裝置

2.3.3 結(jié)構(gòu)機構(gòu)疲勞可靠性試驗

大型飛機高升力結(jié)構(gòu)/機構(gòu)是保證飛行性能和安全的重要部件,其在復(fù)雜氣動載荷及驅(qū)動載荷下的服役可靠性驗證至關(guān)重要。自“十一五”起,中國在充分考慮運動機構(gòu)支持邊界、機翼變形、運動軌跡和載荷譜要求的基礎(chǔ)上開展了以下技術(shù)攻關(guān)：① 針對機翼自身大變形問題,設(shè)計了調(diào)節(jié)彎曲變形的工裝模擬件,給出了考慮機翼彎曲和扭轉(zhuǎn)變形影響的邊界剛度模擬方法；② 針對大偏角襟、縫翼可動翼面運動特點,編制了可供實施的氣動載荷譜,實現(xiàn)了襟、縫翼運動軌跡和氣動載荷同步協(xié)調(diào)加載；③ 針對襟、縫翼翼面氣動載荷的特點,選取合適的拉壓墊材料及工藝,實現(xiàn)拉、壓雙向載荷的施加,并提出拉壓墊單點雙作動筒隨角度變化而調(diào)整載荷大小的隨動加載及控制方法,誤差控制在1%以內(nèi),實現(xiàn)飛機真實歷程載荷的隨動實時加載；④ 研制了大型飛機襟、縫翼運動機構(gòu)隨動加載疲勞可靠性試驗系統(tǒng)(圖21)。該試驗系統(tǒng)已成功應(yīng)用于ARJ21飛機襟縫翼機構(gòu)疲勞可靠性驗證試驗,解決了襟、縫翼等可動機構(gòu)疲勞可靠性精確加載的試驗難題[185]。

圖21 某型機襟縫翼結(jié)構(gòu)/機構(gòu)疲勞可靠性試驗系統(tǒng)

為了真實準確地反映所有飛行姿態(tài)下襟翼翼面受載情況,解決現(xiàn)有的加載方式復(fù)雜、精度不高等問題,同時兼顧翼面的展向方向的彎度變化,開發(fā)了多自由度襟翼功能試驗加載方法,該方法采用上下兩層加載方式,上平臺用于氣動載荷的施加,下方多自由度平臺用于控制上平臺運動軌跡,通過調(diào)節(jié)多下方多自由度隨動平臺矢量控制,使上層支持平臺與翼面的運動軌跡一致,能覆蓋偏轉(zhuǎn)角度50°,如圖22所示,可滿足襟翼、縫翼、方向舵等可動翼面的隨動加載驗證[186]。

圖22 多自由度隨動加載平臺

對于起落架結(jié)構(gòu)疲勞可靠性驗證試驗,試驗狀態(tài)盡可能地與實際使用狀態(tài)吻合、試驗載荷盡可能地模擬真實使用狀態(tài)載荷是試驗的關(guān)鍵。針對各類型軍、民機型的各結(jié)構(gòu)構(gòu)型、各尺寸的單支柱起落架結(jié)構(gòu)綜合性驗證問題,開發(fā)了起落架變行程隨動疲勞可靠性試驗裝置和起落架收放疲勞可靠性試驗裝置,見圖23,可滿足Y20、AG600[187]等大噸位、大尺寸的起落架疲勞試驗,能避免大工作量換裝,提高試驗精度,可縮短試驗周期3/4以上。

圖23 起落架變行程隨動疲勞可靠性試驗裝置

2.3.4 水陸兩棲飛機試驗

大型水陸兩棲飛機特殊的功能需求使得飛機結(jié)構(gòu)不僅要承受空氣動力載荷及地面載荷,還要承受飛機在水面起飛、降落、滑跑所帶來的水動載荷,與傳統(tǒng)陸基飛機相比,載荷形式更多樣、載荷分布更復(fù)雜[188]。同時,V型船身、機身斷階等水陸兩棲飛機特有的結(jié)構(gòu)形式也與傳統(tǒng)陸基飛機有明顯差別。針對水陸兩棲結(jié)構(gòu)水動載荷分布復(fù)雜,離散點加載無法準確模擬船體連續(xù)分布載荷的難點,建立了連續(xù)超彈性體傳載與疊加模型,突破了超彈性體夾層式加載技術(shù),解決了大面積連續(xù)復(fù)雜壓向水動載荷準確施加的難題[189]。針對密集壓向傳載系統(tǒng)穩(wěn)定性要求高,而又不能限制結(jié)構(gòu)變形的矛盾,提出了基于復(fù)雜機構(gòu)自由度分配的自適應(yīng)多級壓向加載系統(tǒng)設(shè)計方法,確保了水動載荷作用下結(jié)構(gòu)發(fā)生剛體位移和局部變形時水動載荷施加精度和裝置的穩(wěn)定性。復(fù)雜分布水動載荷精準模擬技術(shù)已經(jīng)應(yīng)用于AG600大型水陸兩棲飛機全機試驗中,見圖24。與常規(guī)加載方式相比,載荷模擬誤差從9.8%降低至3.1%,誤差降低68%,確保了V型及雙曲變截面船體連續(xù)分布水動載荷的準確施加。

圖24 水陸兩棲飛機試驗

2.3.5 全機疲勞試驗及加速技術(shù)

新型飛機研制中通常要開展全尺寸疲勞試驗,以驗證結(jié)構(gòu)的耐久性/損傷容限性能、分析方法、制造工藝、損傷檢測方法等,暴露早先未識別出的結(jié)構(gòu)疲勞危險部位、薄弱環(huán)節(jié),為結(jié)構(gòu)設(shè)計和制造工藝的改進提供依據(jù)。全尺寸疲勞試驗可以對飛機各主要部段分別進行,也可以對整機直接考核(襟縫翼、起落架及發(fā)動機架等部件試驗仍要單獨進行),即全機疲勞試驗[190]。中國先后開展了運七、運八、MA600、運12F、ARJ-21等民用飛機以及JH7、J10、J15、大型運輸機等軍用飛機的全機疲勞試驗(圖25),經(jīng)過不斷的實踐和創(chuàng)新,掌握了一體化加載框架設(shè)計、基于卡板/拉壓墊的硬式加載、多通道協(xié)調(diào)控制加載、翼面隨動加載等技術(shù),在試驗支持、加載、測量等硬件設(shè)施方面達到了與國外相當?shù)乃絒191]。

圖25 中國開展的部分全機疲勞試驗

全機疲勞試驗是最復(fù)雜、最昂貴、最耗時的試驗工作。由于中國系列化機型的試驗和服役數(shù)據(jù)積累相對較少,型號研制中底層研發(fā)、支撐試驗規(guī)劃相對薄弱,暴露問題不夠充分,導(dǎo)致全尺寸疲勞試驗考核結(jié)構(gòu)或部位過多,試驗載荷譜復(fù)雜度增加,試驗中非預(yù)期損傷相對較多。歐美等國家由于飛機設(shè)計和制造水平較高、繼承性好,加之在驗證試驗的總體設(shè)計和試驗過程中采用了大量先進技術(shù),能夠在較短的時間內(nèi)完成試驗,保證了研制項目的順利進行,A-380疲勞試驗只運行了26個月,而中國Y8飛機的全尺寸疲勞試驗運行了8年,過長的疲勞試驗周期,已經(jīng)成為制約中國飛機研發(fā)的瓶頸,影響著整個飛機技術(shù)和產(chǎn)業(yè)的發(fā)展。

MA600型飛機全機疲勞及損傷容限試驗預(yù)計完成100 000次起落的疲勞試驗、25 000次起落的損傷容限試驗,試驗周期長、難度大,為確保試驗正常進行,并充分暴露薄弱部位,在試驗中采用了多項試驗新技術(shù),包括：① 對載荷譜進行了“等速率加載”優(yōu)化使加載更快捷；② 翼面采用卡板、拉壓墊加載方式,提高了加載模擬精度；③ 合理的一體化框架設(shè)計技術(shù),方便試驗中的檢查,解決了全機“0 g”扣重實施問題；④ 大容積充氣加載技術(shù),提高了加載頻率；⑤ 采用壓電裸片、壓電智能夾層和聲發(fā)射等損傷監(jiān)測方法,提高了損傷檢出概率；⑥ 試驗實施過程的綜合管理技術(shù),確保了試驗安全、有序運行。新技術(shù)的使用縮短了試驗周期,提高了試驗技術(shù)水平,試驗安裝時間僅為以往同類型疲勞試驗的一半,試驗頻率由48起落/天提升至90起落/天,提高了近一倍[191]。

2.3.6 損傷識別及測量技術(shù)

飛機結(jié)構(gòu)地面疲勞試驗是飛機全壽命過程在時間刻度上的“壓縮”,疲勞試驗中的無損檢測是獲得結(jié)構(gòu)損傷的發(fā)生、發(fā)展變化數(shù)據(jù)、查找結(jié)構(gòu)薄弱部位的重要技術(shù)手段。鑒于無損檢測面對的對象材料和工藝種類多、結(jié)構(gòu)形式復(fù)雜、檢測環(huán)境嚴苛、損傷檢測靈敏度和可靠性要求高等突出特點,以及各種無損檢測方法對不同損傷檢測的敏感性存在差異,研究人員從檢測方案制定和檢測工藝研究、結(jié)構(gòu)損傷識別與量化表征、專用檢測系統(tǒng)開發(fā)和檢測技術(shù)規(guī)范制定等方向開展技術(shù)研究,突破了以下關(guān)鍵技術(shù)：① 新材料、新工藝、新結(jié)構(gòu)的損傷原位檢測與表征技術(shù),形成了涵蓋金屬[192]、復(fù)材和橡膠等材料的原位無損技術(shù)能力,復(fù)合材料最小可檢損傷尺寸3 mm當量,金屬結(jié)構(gòu)裂紋最小可檢尺寸1 mm[193]；② 疲勞裂紋的擴展實時監(jiān)控與測量技術(shù),分別研發(fā)了基于銀粉涂層傳感器[194]和高分辨率視頻監(jiān)測的裂紋擴展測量系統(tǒng),實現(xiàn)了對疲勞裂紋擴展的實時監(jiān)測,裂紋測量精度達0.3 mm；③ 損傷快速化檢測與評估技術(shù),實現(xiàn)了超聲相控陣、紅外熱成像、數(shù)字射線等一批無損檢測新技術(shù)的工程化應(yīng)用,大幅提高了無損檢測效率；④ 飛機結(jié)構(gòu)的原位無損檢測工藝技術(shù)[195],制定了飛機典型復(fù)合材料和金屬結(jié)構(gòu)原位無損檢測對比試塊的研制規(guī)范,建立了復(fù)合材料層板(含加筋板)及夾芯結(jié)構(gòu)、金屬接頭結(jié)構(gòu)、多層螺接/鉚接結(jié)構(gòu)、緊固件及緊固件孔等典型結(jié)構(gòu)的原位無損檢測工藝程序,研發(fā)了復(fù)合材料軟接觸水膜探頭及便攜式原位超聲C掃描檢測系統(tǒng)[196]、民機結(jié)構(gòu)損傷與無損檢測知識數(shù)據(jù)管理系統(tǒng)等。相關(guān)研究成果已經(jīng)應(yīng)用于J20、運20、ARJ21、C919等多型航空器強度試驗和外場的無損檢測,見圖26。

隨著航空結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測傳感技術(shù)的發(fā)展,地面試驗中已經(jīng)開始采用基于導(dǎo)波和聲發(fā)射的損傷監(jiān)測技術(shù),利用結(jié)構(gòu)損傷與監(jiān)測信號特征之間的關(guān)系,再經(jīng)過信號處理、監(jiān)測算法和模式識別等,就可以識別損傷的位置、大小和類型[197-199]。圖27 顯示了基于導(dǎo)波的機身損傷監(jiān)測,圖28顯示了基于聲發(fā)射的起落架接頭損傷監(jiān)測。此外,在某型機翼的疲勞試驗采用結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測集成系統(tǒng)對其應(yīng)變和損傷等進行了綜合監(jiān)測,如圖29所示,發(fā)揮了較好的作用。

圖28 基于聲發(fā)射的起落架接頭損傷監(jiān)測

圖29 結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測集成系統(tǒng)在機翼試驗中的應(yīng)用

2.4 飛機服役壽命管理研究現(xiàn)狀

隨著飛機結(jié)構(gòu)研制水平的提升,飛機服役壽命延長至20～30年。為了確保飛機在運營、服役期間的安全性和可靠性,保證持續(xù)的適航能力,需要對飛機結(jié)構(gòu)的疲勞壽命在全壽命期內(nèi)進行管理。飛機結(jié)構(gòu)疲勞壽命服役管理的基本思想是,利用先進的結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(Structure Health Monitor,SHM)技術(shù)對飛機在使用過程中的性能衰退趨勢進行實時的監(jiān)測,對可能發(fā)生疲勞破壞的危險部位進行提前預(yù)警,結(jié)合對危險部位的剩余壽命和剩余強度預(yù)估,建立維修決策模型(如飛機維修費用優(yōu)化模型、飛機使用率優(yōu)化模型)和最優(yōu)維修方案,在保障飛機安全的同時提高機隊的經(jīng)濟效益和戰(zhàn)備執(zhí)勤率。因此,研究一套適用、有效的飛機疲勞壽命服役管理辦法,使得維護人員通過對飛機服役狀態(tài)的監(jiān)測、評估、預(yù)測和管理,合理安排飛機機隊的運營與維修時段,可顯著降低飛機運營的風(fēng)險和成本。本小節(jié)從飛機的單機監(jiān)控技術(shù)以及定/延壽方法的研究進展著手,對近年來飛機疲勞壽命服役管理方面的研究成果進行了簡要介紹。

2.4.1 單機監(jiān)控

飛機單機壽命監(jiān)控是疲勞壽命服役管理的一個重要輔助手段,可以通過安裝在飛機上的傳感器直接監(jiān)測結(jié)構(gòu)裂紋、腐蝕等損傷和損傷水平,使結(jié)構(gòu)損傷能夠被及時發(fā)現(xiàn)并修復(fù),以保持持續(xù)的結(jié)構(gòu)完整性。其中,結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(SHM)技術(shù)是單機壽命監(jiān)控的核心。由于飛機結(jié)構(gòu)材料批次、制造質(zhì)量、使用環(huán)境及任務(wù)歷程等存在差異,導(dǎo)致機群中個體的疲勞壽命存在一定的差別。SHM技術(shù)通過布置在飛機關(guān)鍵部位的傳感器對飛機結(jié)構(gòu)的使用環(huán)境(載荷、振動、溫度、腐蝕等)進行實時監(jiān)測和分析,獲取飛機結(jié)構(gòu)的使用環(huán)境和受載情況,診斷結(jié)構(gòu)健康狀態(tài),進而對飛機使用維護和結(jié)構(gòu)檢查維修的決策進行合理指導(dǎo)。單機監(jiān)控技術(shù)的功能劃分為5個層次[200]：① 判斷損傷有無；② 損傷位置定位；③ 損傷類型及程度判斷；④ 結(jié)構(gòu)剩余強度/壽命評估；⑤ 結(jié)構(gòu)完整性評價。其中,單機疲勞損傷判斷及評估是實施單機壽命監(jiān)控和后續(xù)結(jié)構(gòu)完整性評價的重要環(huán)節(jié),也是單機監(jiān)控目前研究的重點。張福澤[201]在機群飛機通過全尺寸疲勞試驗已給出平均總使用壽命和各次翻修壽命的基礎(chǔ)上,通過各次翻修壽命、總使用壽命和損傷的計算,給出了單機監(jiān)控飛機各個節(jié)點上的結(jié)構(gòu)損傷判據(jù),以監(jiān)控飛機在各個階段上的剩余疲勞壽命。飛機單機壽命監(jiān)控的主要步驟和內(nèi)容,包括關(guān)鍵部件的選擇、傳感器的選擇和布置、結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)測、結(jié)構(gòu)修復(fù)、結(jié)構(gòu)修復(fù)后的管理等部分[38],如圖30所示,主要實施步驟如下：

圖30 基于結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)測的飛機結(jié)構(gòu)完整性控制技術(shù)原理框圖

(1)關(guān)鍵部位選擇。通過計算分析、結(jié)構(gòu)試驗和設(shè)計維修經(jīng)驗,可以確定影響飛機飛行安全的關(guān)鍵結(jié)構(gòu),通過計算分析確定該部位的臨界尺寸。飛機結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位一般可以分為疲勞關(guān)鍵件、腐蝕關(guān)鍵件和腐蝕疲勞關(guān)鍵件。對于疲勞關(guān)鍵部位,需要在全機范圍內(nèi)確定出疲勞關(guān)鍵件的基礎(chǔ)上,篩選關(guān)鍵件的疲勞薄弱部位。腐蝕關(guān)鍵部位主要受腐蝕環(huán)境作用,承受應(yīng)力水平較低,在全壽命期內(nèi)不會發(fā)生疲勞破壞,不需進行結(jié)構(gòu)疲勞修理。對于腐蝕疲勞關(guān)鍵部位,需要在篩選出腐蝕關(guān)鍵件的基礎(chǔ)上,結(jié)合疲勞關(guān)鍵部位的確定方法再進行篩選。

(2)傳感器的選擇與布置。根據(jù)監(jiān)測部位的特點和臨界尺寸選擇傳感器的類型、傳感器的監(jiān)測范圍、傳感器與結(jié)構(gòu)的集成方式。目前,可用于結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測的傳感器種類很多,如何根據(jù)被監(jiān)測部位的特點和損傷類型選擇合適的監(jiān)測傳感器是飛機結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)測技術(shù)實際應(yīng)用中需要解決的關(guān)鍵問題。目前結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)測領(lǐng)域常見的監(jiān)測手段如表1所示?？梢钥闯?各類監(jiān)測手段各有特點及適用的區(qū)域,所以需要針對監(jiān)測部位的特點合理地選擇監(jiān)測傳感器。

表1 結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)測中常用的傳感器及其功能

(3)損傷的監(jiān)測以及評估。在實際服役環(huán)境中使用傳感器和結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)測系統(tǒng)監(jiān)測結(jié)構(gòu)的損傷狀態(tài),若無損傷則持續(xù)監(jiān)測。監(jiān)測過程中若發(fā)現(xiàn)損傷(裂紋)則給出損傷的大小(裂紋的長度),并判斷結(jié)構(gòu)是否需要修理。若結(jié)構(gòu)不需要修理則繼續(xù)監(jiān)測損傷(裂紋)的擴展情況,并持續(xù)評估是否需要修理；若結(jié)構(gòu)需要修理,則進行修理的經(jīng)濟性評估。

(4)結(jié)構(gòu)的修理。若修理是經(jīng)濟的,則制定修理方案,進行修理或更換(如起落架)；若修理已經(jīng)不經(jīng)濟,則停止修理,說明結(jié)構(gòu)已經(jīng)到壽。

(5)結(jié)構(gòu)維修后的評估與管理。對修理后的結(jié)構(gòu)進行分析,判斷結(jié)構(gòu)的危險部位是否發(fā)生轉(zhuǎn)移。若危險部位發(fā)生轉(zhuǎn)移,則需要重新進行關(guān)鍵部位的確定,并重新選擇和安裝傳感器進行監(jiān)測。若危險部位未發(fā)生轉(zhuǎn)移,則需要在原來的監(jiān)測部位安裝新的傳感器后繼續(xù)進行監(jiān)測；這是因為損傷的大小可能超過傳感器的監(jiān)測范圍,并且在對結(jié)構(gòu)維修時可能損壞傳感器,所以需要重新更換傳感器。

基于中國目前的技術(shù)水平,單機監(jiān)控主要針對影響飛機安全和機體結(jié)構(gòu)壽命的疲勞/斷裂關(guān)鍵件進行健康監(jiān)測和損傷預(yù)估,這些關(guān)鍵結(jié)構(gòu)主要依靠工程經(jīng)驗、全機有限元分析、關(guān)鍵件細節(jié)應(yīng)力分析以及模擬件疲勞試驗等方法進行篩選。在對疲勞/斷裂關(guān)鍵件進行損傷監(jiān)控和預(yù)測時,單機監(jiān)控的SHM系統(tǒng)目前主要采用“在線測量、離線分析”的方式,及依靠SHM機載系統(tǒng)對結(jié)構(gòu)使用載荷/環(huán)境有關(guān)的數(shù)據(jù)信息進行采集和記錄,然后將數(shù)據(jù)下載到地面系統(tǒng)進行數(shù)據(jù)的綜合分析處理,結(jié)合飛機結(jié)構(gòu)的設(shè)計分析資料、試驗數(shù)據(jù)、制造和使用維護信息,對飛機關(guān)鍵結(jié)構(gòu)開展結(jié)構(gòu)損傷評估,診斷結(jié)構(gòu)健康狀態(tài)并預(yù)測剩余壽命等,進而指導(dǎo)制定結(jié)構(gòu)檢查、維修計劃[202]。

2.4.2 飛機定/延壽

與國外相比,中國民用飛機型號研制起步晚,技術(shù)積累相對較少。中國主流民用飛機有ARJ21、AG600、MA700及C919等,其中ARJ21也已服役,AG600、MA700和C919也即將投入運營。因此,中國的民用飛機相對較新,機齡相對較小,定/延壽問題并不突出。中國大多數(shù)軍用飛機在過去的使用過程中存在“飛少停多”的局面,這意味著多數(shù)軍用飛機的平均年飛行強度不足,僅占日歷壽命的1%～4%,甚至更低。大量事實表明,地面停放時間越長,飛機結(jié)構(gòu)的腐蝕情況越嚴重,而腐蝕又會降低結(jié)構(gòu)的疲勞品質(zhì),加速損傷演化,縮短結(jié)構(gòu)壽命；年平均飛行時間較多的飛機,其腐蝕問題相對較少,更主要的是疲勞問題。所以,日歷壽命實際上是中國現(xiàn)役飛機使用壽命的主要控制指標。針對中國軍用飛機使用中存在的腐蝕、疲勞以及腐蝕疲勞問題,中國科研人員開展了大量的基礎(chǔ)理論方法研究,以期控制影響飛機結(jié)構(gòu)壽命的腐蝕、疲勞及腐蝕疲勞問題,實現(xiàn)飛機結(jié)構(gòu)使用壽命的準確評定和合理延長。

飛機結(jié)構(gòu)日歷壽命的影響因素多且復(fù)雜,屬于金屬疲勞、腐蝕、損傷力學(xué)和表面工程等學(xué)科的交叉。張福澤[203]對飛機結(jié)構(gòu)的日歷壽命評定進行了系統(tǒng)、深入的研究,發(fā)現(xiàn)了金屬和防護涂層的腐蝕規(guī)律,建立了金屬和防護涂層日歷壽命確定方法[204]、飛機結(jié)構(gòu)總?cè)諝v壽命和翻修期的確定方法[205]、飛機結(jié)構(gòu)可靠性處理方法[165]、等腐蝕損傷三維溫濕譜的編制方法[206]以及飛機結(jié)構(gòu)日歷壽命的“區(qū)域定壽法”[207]。何宇廷等[208]基于飛機結(jié)構(gòu)壽命包線的概念給出了飛機結(jié)構(gòu)在安全使用條件下疲勞壽命與日歷壽命的邊界線,通過考慮疲勞壽命與日歷壽命的相互影響關(guān)系,提出了通過預(yù)腐蝕疲勞試驗確定飛機結(jié)構(gòu)壽命包線的腐蝕影響系數(shù)法,建立了典型服役環(huán)境下飛機結(jié)構(gòu)腐蝕疲勞關(guān)鍵件的剩余壽命預(yù)測方法,為飛機結(jié)構(gòu)日歷壽命評定奠定了基礎(chǔ)。陳躍良等[209]依據(jù)鋁合金在海洋大氣中的腐蝕機理,對沿海地區(qū)空氣中氣溶膠的產(chǎn)生、轉(zhuǎn)移及沉積進行了研究,分析了其影響因素,建立了由具有直接物理意義的參數(shù)(如風(fēng)速、風(fēng)向、濕度及地理環(huán)境等)聯(lián)合表示的地理腐蝕因子,通過將地理腐蝕因子與不同試驗點試驗試件腐蝕質(zhì)量損失進行對比,證明了用地理腐蝕因子預(yù)測大氣腐蝕的可行性,為通過試驗條件模擬飛機結(jié)構(gòu)實際服役環(huán)境進行開展壽命評定提供支持。

飛機結(jié)構(gòu)延壽的方法有很多,比如：耐久性修理、結(jié)構(gòu)加強、更換結(jié)構(gòu)、加強檢查、損傷容限分析、單機壽命管理與全機疲勞試驗等,這些方法和技術(shù)都可以延長飛機結(jié)構(gòu)的使用壽命。而且,隨著飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計、分析、驗證及維護技術(shù)的發(fā)展,一方面可以通過采用新的工藝和技術(shù)升級或改裝等措施,提高一款新組裝或新研制的飛機機體結(jié)構(gòu)壽命,另一方面能夠利用工藝改進和新材料應(yīng)用等手段修復(fù)結(jié)構(gòu)關(guān)鍵件,延長機體結(jié)構(gòu)服役壽命。將同型號飛機結(jié)構(gòu)的試驗數(shù)據(jù)與服役使用數(shù)據(jù)當量為相同載荷環(huán)境下的當量使用數(shù)據(jù),進而對其進行數(shù)據(jù)融合和可靠性分析,建立了飛機結(jié)構(gòu)疲勞/耐久性安全壽命的當量延壽法,可以綜合考慮試驗飛機的試驗數(shù)據(jù)和服役飛機的使用信息,合理放寬疲勞安全壽命的使用限制。此外,可通過合理調(diào)整飛行科目的順序、低強度與高強度飛行訓(xùn)練的穿插、根據(jù)任務(wù)類型選擇不同損傷度的飛機等服役使用計劃的調(diào)整,有效減小疲勞損傷的累積和疲勞裂紋的擴展,實現(xiàn)飛機結(jié)構(gòu)壽命消耗的主動控制。

在飛機定/延壽試驗方面,中國飛機強度研究所于2017年完成了某型機再延壽全機狀態(tài)500飛行小時疲勞試驗。全機狀態(tài)疲勞試驗共6種飛行典型工況,包括245種載荷情況,試驗歷時25天。上述全機疲勞試驗的開展確保了再延壽飛機機體結(jié)構(gòu)的疲勞關(guān)鍵部位的安全性和可靠性,并為修訂蘇系列飛機三次大修修理大綱提供依據(jù)。此外,中國飛機強度研究所針對某型蘇系列飛機的再延壽開展了前緣襟翼操縱系統(tǒng)疲勞試驗,完成了3種工況的4 000飛行小時的疲勞試驗,驗證了前緣襟翼操縱機械部分的疲勞壽命,確定了前緣襟翼操縱系統(tǒng)機械部分的疲勞薄弱部位,為前緣襟翼操縱系統(tǒng)再延壽提供依據(jù)。中國飛機強度研究所還對某型蘇系列飛機的主起/前起落架、水平尾翼、襟副翼、阻力傘固定接頭、減速板、垂尾等關(guān)鍵部件進行了再延壽試驗驗證,形成了完備的軍用飛機結(jié)構(gòu)細節(jié)級、結(jié)構(gòu)級和部件級的延壽驗證技術(shù)。航空工業(yè)直升機所基于真實腐蝕環(huán)境數(shù)據(jù)完成了數(shù)百件涂層防護體系的濕熱暴露試驗、紫外線照射試驗、低溫疲勞試驗和鹽霧試驗,獲得鋁合金與合金鋼4種涂層防護體系的腐蝕日歷年限值,為某型直升機的壽命評定和延壽奠定了基礎(chǔ)。

中國飛機結(jié)構(gòu)定/延壽技術(shù)的發(fā)展起步較晚,結(jié)構(gòu)延壽方面還處于初步階段,延壽試驗驗證實踐工作較少,主要集中于早期引進的蘇系列飛機結(jié)構(gòu)的延壽,技術(shù)成熟度低。因此,后續(xù)研究可從基礎(chǔ)理論體系研究、數(shù)值仿真分析方法、新材料、新工藝(表面處理、噴丸強化及涂層防護等)及結(jié)構(gòu)改進、維修等方面開展研究,以期延長中國飛機的服役壽命,提升軍事和經(jīng)濟效益。

3 展 望

經(jīng)過多年發(fā)展,中國航空疲勞研究已建立了一套比較完整的抗疲勞設(shè)計、疲勞分析評估、抗疲勞制造、疲勞試驗驗證以及服役壽命管理的體系,包含了損傷演化及累積規(guī)律、裂紋萌生及擴展分析、服役環(huán)境及制造工藝影響、無損檢測及健康監(jiān)測、維修計劃及方案制定和飛機結(jié)構(gòu)定/延壽等研究內(nèi)容,實現(xiàn)了從飛機的設(shè)計、制造、試驗以及服役等全過程的耐久性/損傷容限設(shè)計思想的實踐,為中國的航空工業(yè)的快速發(fā)展提供了強有力的支持。然而,隨著新材料、新工藝、新結(jié)構(gòu)的逐步應(yīng)用、新型數(shù)字化分析工具的快速發(fā)展、服役環(huán)境的嚴苛化和復(fù)雜化等問題,使得航空疲勞的研究目前面臨著諸多挑戰(zhàn)。本文從研究尺度的多維化、設(shè)計要求的綜合化、服役管理的數(shù)字化和分析工具的國產(chǎn)化等幾個方面對中國航空疲勞研究的發(fā)展進行展望。

(1)研究尺度的多維化挑戰(zhàn)

材料在循環(huán)外載的作用下內(nèi)部晶粒處會產(chǎn)生位錯并逐漸塞積,然后形成損傷、演化并累積到一定程度便產(chǎn)生微觀裂紋,微裂紋逐步擴展至宏觀裂紋進而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)破壞。因此,材料的疲勞本質(zhì)上是一個從微觀到細觀再到宏觀的發(fā)展過程。以前由于測試工具、分析手段、計算能力等多方面的限制,研究人員只能從材料應(yīng)力、應(yīng)變、溫度等宏觀物理量著手研究其與疲勞壽命的關(guān)系,建立了唯象的宏觀疲勞分析模型。這些唯象模型雖然能夠比較準確地預(yù)測結(jié)構(gòu)的疲勞壽命,但其無法揭示疲勞破壞的內(nèi)在物理本質(zhì)。隨著高分辨率掃描/透射電鏡、高精度液壓伺服疲勞機以及高性能計算機的發(fā)展,使得從微觀層面對疲勞現(xiàn)象進行研究成為可能。雖然目前的計算能力還不能滿足全尺寸模型的微細觀建模,但多尺度的宏-細-微觀一體化研究方法使得可以在局部關(guān)心區(qū)域開展基于晶體塑性理論的微細觀疲勞分析,而在其他區(qū)域則仍然按照傳統(tǒng)的宏觀疲勞分析方法進行。多尺度疲勞分析方法可以建立從材料的損傷出現(xiàn)、微裂紋萌生、裂紋擴展直至破壞的全壽命過程的一體化分析,即可以從微觀層面進行反映物理本質(zhì),解釋疲勞損傷機理,也可以從宏觀層面描述物理現(xiàn)象,進行快速壽命評估。然而,多尺度疲勞分析研究目前仍處于初步發(fā)展階段,多數(shù)研究屬于基于實驗室的理論研究,距離應(yīng)用于工程實際還有較遠的距離。

(2)服役環(huán)境的復(fù)雜化挑戰(zhàn)

飛機結(jié)構(gòu)的服役環(huán)境往往比較復(fù)雜,不僅需要經(jīng)受氣動載荷所帶來的常規(guī)疲勞問題,同時還要考慮部分結(jié)構(gòu)的振動疲勞問題、空中雜物或地面設(shè)備對于機身的沖擊問題以及高速飛行所面臨的高溫問題。以往飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計僅重點考慮結(jié)構(gòu)的常規(guī)疲勞問題。然而,隨著航空疲勞研究水平的進步,在已能較好解決常規(guī)疲勞問題的基礎(chǔ)上,需要考慮靜/動/疲/熱/聲振/腐蝕等更多影響因素對航空結(jié)構(gòu)疲勞壽命的影響。因此,需要開展多重工程環(huán)境影響下的結(jié)構(gòu)疲勞破壞響應(yīng)關(guān)系研究以及多物理場耦合加載疲勞試驗系統(tǒng)研究,發(fā)展飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計中的抗振動/沖擊/腐蝕/熱的疲勞設(shè)計及優(yōu)化技術(shù)。盡管各種因素對于疲勞壽命的影響已有研究,但多種因素的耦合影響以及各種因素之間的相互影響均需要比較深入地開展,進而為飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計中的多因素綜合優(yōu)化設(shè)計提供支持。

(3)服役管理的數(shù)字化挑戰(zhàn)

傳統(tǒng)的飛機在服役/運營期間需要按照維修大綱所制定的檢修周期對飛機結(jié)構(gòu)進行檢查和維修,對于某些部位還需要進行拆卸檢查?；跀?shù)字孿生的數(shù)字化全壽命周期疲勞分析與健康監(jiān)測技術(shù)有望為飛機結(jié)構(gòu)的服役管理提供新的方式。通過考慮材料、工藝、裝配、載荷以及維修信息,并將其反映在飛機結(jié)構(gòu)的數(shù)字孿生模型中,結(jié)合健康監(jiān)測的數(shù)據(jù)信息,可以對飛機在運行過程中可能出現(xiàn)損傷和發(fā)生破壞的危險部位提前預(yù)警,并結(jié)合維修數(shù)據(jù)庫給維修人員提供相應(yīng)的維修方案。數(shù)字孿生技術(shù)應(yīng)用于航空結(jié)構(gòu)是大勢所趨,但其目前也面臨諸多問題,如高保真度飛機結(jié)構(gòu)數(shù)字孿生模型的構(gòu)建與高效求解,設(shè)計、制造、載荷及監(jiān)測信息與數(shù)字孿生模型的融合與驅(qū)動,多通道海量數(shù)據(jù)的交互與管理以及高精度快速響應(yīng)的損傷評估、位置確定和及時報警等均亟需解決。

(4)分析工具的國產(chǎn)化挑戰(zhàn)

高精度的結(jié)構(gòu)應(yīng)力應(yīng)變響應(yīng)分析是開展航空疲勞研究的基礎(chǔ)。中國目前應(yīng)用的有限元分析軟件如ANSYS、ABAQUS和NASTRAN等,以及疲勞和損傷容限分析軟件如MSC.Fatigue、FRANC 2D/3D以及NASGRO等,均為國外軟件公司所開發(fā)。自從2018年中美“貿(mào)易戰(zhàn)”揭幕以來,美國等西方國家對于核心關(guān)鍵高端工業(yè)軟件的控制成為了遏制中國發(fā)展的重要戰(zhàn)略手段之一。雖然截止目前上述結(jié)構(gòu)分析和疲勞/損傷容限分析軟件的應(yīng)用未受到明顯的影響,但未雨綢繆、曲突徙薪,開展大型工業(yè)級結(jié)構(gòu)分析軟件和疲勞/損傷容限分析軟件已刻不容緩。如何在國產(chǎn)自主軟件HAJIF等基礎(chǔ)上進一步擴展分析功能、提升分析效率、提高計算精度等是建立中國航空疲勞研究分析軟件所必須攻克的難題。