趙 昆，王生楠

（西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，西安 710072）

對(duì)機(jī)組結(jié)構(gòu)的定期維護(hù)和檢查是保證飛機(jī)適航性安全的基石。伴隨飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法的不斷發(fā)展，結(jié)構(gòu)的復(fù)雜程度也隨之增加，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的完整性、可靠性以及相應(yīng)的故障診斷及預(yù)測應(yīng)該得到越來越多的重視。目前想要對(duì)現(xiàn)有老齡化飛機(jī)進(jìn)行整體的替換，必將會(huì)產(chǎn)生高昂的費(fèi)用，這就造成了越來越多飛機(jī)的使用周期超過其在設(shè)計(jì)階段制定的初始退役時(shí)間，也正是由于這種情況的存在，對(duì)機(jī)組隨后服役階段的安全性產(chǎn)生了巨大的威脅。為了更好地應(yīng)對(duì)服役期內(nèi)產(chǎn)生的損傷，在飛機(jī)特定結(jié)構(gòu)區(qū)域內(nèi)必須制定和實(shí)施相應(yīng)的預(yù)測和監(jiān)控措施來保證機(jī)組的適航性安全，本文對(duì)幾種形式的非裂紋損傷類型進(jìn)行了詳細(xì)介紹，并對(duì)今后建立相應(yīng)的預(yù)測及診斷方法提出了一些建議，主要目的在于希望用更寬廣的角度來看待現(xiàn)有的損傷管理體系，并對(duì)現(xiàn)有的不足進(jìn)行增添補(bǔ)充，從而提供更為有效的損傷容限設(shè)計(jì)能力。

1 非裂紋損傷形式的提出

早在20世紀(jì)70年代初，美國海軍和空軍便制定了一系列的適航性標(biāo)準(zhǔn)及結(jié)構(gòu)完整性大綱[1-2]來滿足設(shè)計(jì)階段對(duì)損傷方面的要求。在應(yīng)用這些標(biāo)準(zhǔn)時(shí)，通過對(duì)有初始裂紋結(jié)構(gòu)的裂紋擴(kuò)展分析以及對(duì)服役期間結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度的計(jì)算來獲取一個(gè)相對(duì)比較合理的應(yīng)力水平，從而在設(shè)計(jì)階段滿足客戶對(duì)飛行器所要求的服役時(shí)長。與此同時(shí)作為損傷容限評(píng)估內(nèi)容的一部分，裂紋擴(kuò)展分析的結(jié)果也會(huì)對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)檢查間隔的制定提供必要的指導(dǎo)。

隨著飛機(jī)服役周期的不斷延長，一些敏感結(jié)構(gòu)將會(huì)面臨更為嚴(yán)峻的損傷情況。在某些特定區(qū)域，簡單的裂紋擴(kuò)展計(jì)算分析對(duì)于通過程序化檢查所發(fā)現(xiàn)的一小部分顯著損傷已經(jīng)不適用了，將這種情況稱之為非裂紋損傷的萌生。這種情況提醒我們?cè)谝寻l(fā)現(xiàn)的損傷形式中需要分析計(jì)算的不僅僅是傳統(tǒng)疲勞裂紋擴(kuò)展對(duì)結(jié)構(gòu)完整性造成的破壞，而是應(yīng)該關(guān)注那些“非裂紋”形式的損傷（Non-Crack Damage，NCD）所造成的結(jié)構(gòu)破壞。在大多數(shù)情況下，這種非裂紋形式的損傷隨著服役時(shí)長的增加，在某些特定的結(jié)構(gòu)部位有可能演化為疲勞損傷并最終造成災(zāi)難性事故。

非裂紋損傷突出表現(xiàn)為以下3類：

（1）在制造和維修過程中產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)損傷或缺陷。這類損傷由于疲勞裂痕或腐蝕的作用使得結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度和剛度發(fā)生衰退而最終導(dǎo)致結(jié)構(gòu)的失效。在某些情況下，這些缺點(diǎn)來源于設(shè)計(jì)缺陷，由于維修和制造階段對(duì)結(jié)構(gòu)的改變，造成真實(shí)結(jié)構(gòu)與設(shè)計(jì)意圖產(chǎn)生偏差。

（2）由于腐蝕或其他的環(huán)境惡化引起的結(jié)構(gòu)損傷。

（3）在服役期間外來物沖擊造成的損傷，包括在維修過程中物件的沖擊損傷。這類損傷在層壓復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中尤為明顯。

最重要的是，上述3類非裂紋損傷表現(xiàn)形式廣泛存在于大量的機(jī)組結(jié)構(gòu)中，對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的完整性構(gòu)成了威脅，也是導(dǎo)致高昂修理費(fèi)用的根本原因。圖1通過簡單的流程圖描述了本文提及的幾種非裂紋損傷以及它們萌生的位置并對(duì)其進(jìn)行了分類。在圖1中，左側(cè)流程闡述的是對(duì)存在疲勞裂紋的損傷容限結(jié)構(gòu)的處理方法，我們可以看到對(duì)于傳統(tǒng)裂紋損傷而言，無論是設(shè)計(jì)階段還是使用階段均有完整的疲勞裂紋擴(kuò)展預(yù)測方法和檢查大綱相互配合來保證結(jié)構(gòu)的完整性。與此同時(shí)，右側(cè)流程則表示另一類導(dǎo)致結(jié)構(gòu)完整性破壞的損傷來源，即非裂紋損傷的幾種形式。相對(duì)于之前的傳統(tǒng)裂紋損傷，非裂紋損傷缺乏相應(yīng)的預(yù)測及診斷方法，而僅僅實(shí)施的是對(duì)結(jié)構(gòu)的一般性檢查和更換。但非裂紋損傷的產(chǎn)生往往分布于多個(gè)位置，不僅僅局限于高應(yīng)力區(qū)域，這就有可能存在未檢測到的損傷而最終導(dǎo)致結(jié)構(gòu)的失效。因此，把以維修為中心的處理方法系統(tǒng)整合到設(shè)計(jì)中，相應(yīng)措施的缺乏成為了最需要解決的問題。為了解決這個(gè)問題，我們需要先弄清楚究竟是什么妨礙了這類非裂紋損傷形式融入到現(xiàn)有的結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計(jì)方法中去。

2 非裂紋損傷形式的特征及存在的問題

現(xiàn)有的飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性管理方法中對(duì)于疲勞壽命的計(jì)算主要是針對(duì)傳統(tǒng)裂紋損傷，集中在確定高應(yīng)力區(qū)域的疲勞裂紋進(jìn)行擴(kuò)展計(jì)算。圖1能夠明顯地表示出非裂紋損傷與傳統(tǒng)裂紋損傷在類型和位置上的區(qū)別及其具有的獨(dú)特特征，而這些特點(diǎn)對(duì)于解決問題將有著本質(zhì)的影響。本節(jié)對(duì)非疲勞損傷的特點(diǎn)進(jìn)行分解敘述，來說明非裂紋損傷在預(yù)測和診斷方法上面臨的挑戰(zhàn)。

圖1 損傷類型及位置Fig.1 Damage types and locations

（1）高度可變性的損傷位置。

通過對(duì)圖1中現(xiàn)有疲勞裂紋管理方法和非裂紋損傷預(yù)測方法的對(duì)比，可以看到疲勞裂紋在確定的高應(yīng)力區(qū)域內(nèi)被檢測到以及被處理，而在這些高度詳細(xì)檢查的區(qū)域可以采用適合該區(qū)域的檢查措施并且在必要的情況下采用結(jié)構(gòu)牢靠性管理技術(shù)（SHM）來監(jiān)控缺陷。

與此相反，非裂紋損傷的位置卻呈現(xiàn)出高度的可變性。制造加工的機(jī)械損傷、維修中產(chǎn)生的損傷以及應(yīng)力腐蝕損傷都不會(huì)僅僅出現(xiàn)在高應(yīng)力區(qū)域而是有可能發(fā)生在應(yīng)力相對(duì)低的區(qū)域。隨著服役時(shí)長的增加，這些低應(yīng)力區(qū)的非裂紋損傷也會(huì)隨之增長，可能最終導(dǎo)致材料的破壞而使應(yīng)力水平達(dá)到一個(gè)不能接受的范圍。

因此，非裂紋損傷位置的變化對(duì)確定損傷有可能發(fā)生的位置時(shí)提出了挑戰(zhàn)，必須確定哪些是損傷可能發(fā)生的位置，哪些位置是值得注意的，以便于之后采取相應(yīng)的檢查或計(jì)算分析。

（2）損傷結(jié)構(gòu)的高度可變性。

非裂紋損傷不同于傳統(tǒng)損傷概念的第二個(gè)特征是其損傷本質(zhì)的多變性。也就是說，對(duì)于機(jī)組中的每一個(gè)非裂紋損傷實(shí)例，無論是在結(jié)構(gòu)、可檢測性、對(duì)飛機(jī)的影響方面，它都是獨(dú)一無二的。加之損傷位置的變化，非裂紋損傷的這兩個(gè)特征使結(jié)構(gòu)的可靠性檢查變得更加困難，這就要求我們?cè)趯?duì)待非裂紋損傷時(shí)必須制定額外、更高的檢查級(jí)別來確定適當(dāng)?shù)奶幹么胧?/p>

（3）損傷在機(jī)組中的廣布性。

由于具有獨(dú)特的損傷特征、廣泛的萌生位置，通過一般檢查來發(fā)現(xiàn)損傷以及全尺寸試驗(yàn)分析已經(jīng)無法滿足對(duì)非裂紋損傷預(yù)測的要求，并且非裂紋損傷的前兆是極其難以確定的，這就對(duì)我們現(xiàn)有的結(jié)構(gòu)完整性管理的傳統(tǒng)觀點(diǎn)帶來了挑戰(zhàn)。圖2中采用理想化的正態(tài)分布描述了機(jī)組的失效概率。從圖中可以看出，機(jī)組損傷的總體分布雖然為對(duì)數(shù)正態(tài)分布，但這種分布是由許多的子分布構(gòu)成的，而且這些子分布都分別代表一個(gè)獨(dú)立的潛在失效模型。

圖2中把機(jī)組結(jié)構(gòu)早期發(fā)生的失效模式劃分為兩類：第一類是疲勞裂紋損傷缺陷；另一類是存在于一架或兩架機(jī)體上的獨(dú)立損傷，即非裂紋損傷。正是由于非裂紋損傷存在這種獨(dú)立性，通過隨機(jī)取樣檢查及在典型的機(jī)身試驗(yàn)件上發(fā)現(xiàn)非裂紋損傷的概率是極小的，這就導(dǎo)致了機(jī)組結(jié)構(gòu)的完整性在之后的服役期間內(nèi)有可能遭到破壞而發(fā)生災(zāi)難性事故。非裂紋損傷發(fā)生的初始階段不同于疲勞裂紋損傷，是不具備可檢性的。

（4）損傷預(yù)測能力的有限性。

圖2 機(jī)組故障頻率曲線及失效分類Fig.2 Curve of the fault frequency and failure classification

目前，當(dāng)在結(jié)構(gòu)中發(fā)現(xiàn)預(yù)料之外的疲勞裂紋時(shí)，用于評(píng)估疲勞裂紋的方法是可以輕易找到的，隨之自然而然會(huì)有維修解決方案的提出。與此相反，非裂紋損傷的發(fā)現(xiàn)可能會(huì)面臨以下問題：

·某些非裂紋損傷是在進(jìn)行常規(guī)區(qū)域檢查時(shí)被發(fā)現(xiàn)的，依據(jù)以往的維修經(jīng)驗(yàn)加以適當(dāng)?shù)闹箵p措施可以減緩損傷程度，或者在經(jīng)濟(jì)性允許的情況下通過對(duì)結(jié)構(gòu)單元的替換來消除損傷。這個(gè)過程是維修大綱的自然組成部分，一旦能夠完美地建立起來就會(huì)非常有效。問題是從本質(zhì)上來看這些止損措施都是被動(dòng)的，而且維修經(jīng)驗(yàn)的積累往往是付出了高昂的代價(jià)。更為重要的是，如果完全依賴這種被動(dòng)的、經(jīng)驗(yàn)性的方法，就意味著必須接受結(jié)構(gòu)檢查和替換所帶來的高昂的費(fèi)用，而不是通過對(duì)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的優(yōu)化來使損傷最小化。

·上述被動(dòng)的損傷管理對(duì)于非裂紋損傷來說是遠(yuǎn)遠(yuǎn)不夠的，尤其是當(dāng)非裂紋損傷僅僅發(fā)生在一架或兩架飛機(jī)上時(shí)，這么做是非常不明智的。我們不僅不能夠確定在機(jī)組中到底有沒有或者在哪里有類似的損傷出現(xiàn)，而且損傷的嚴(yán)重程度也很難去評(píng)估。在這種情況下，損傷未來動(dòng)態(tài)的預(yù)測手段的缺乏無疑是致命的。

因此，確定一個(gè)更為全面的結(jié)構(gòu)完整性管理模型對(duì)兩種不同來源的風(fēng)險(xiǎn)進(jìn)行有效評(píng)估成為了目前最待解決的問題，其中，包括熱點(diǎn)結(jié)構(gòu)上的疲勞裂紋和非裂紋損傷?；诖耍瑧?yīng)當(dāng)對(duì)損傷分布的特性及表現(xiàn)形式有更為深入的理解，來提高對(duì)損傷的預(yù)測能力。

3 非裂紋損傷預(yù)測診斷體系的展望

回顧以往，很多事故都是由于對(duì)非裂紋損傷的估計(jì)不足最終導(dǎo)致結(jié)構(gòu)破壞而發(fā)生失效。因此，對(duì)于非裂紋損傷建立起一個(gè)結(jié)構(gòu)化的、有針對(duì)性的預(yù)測和診斷方法體系是很有必要的。想要對(duì)因非裂紋損傷引發(fā)的潛在結(jié)構(gòu)失效進(jìn)行管理就要求我們必須將這種損傷形式融入到現(xiàn)有基于結(jié)構(gòu)完整性管理體系的損傷容限評(píng)估中，同時(shí)建立良好的預(yù)測診斷方法。針對(duì)目前存在的問題，提出了以下參考思路來完善預(yù)測診斷體系。

（1）確定損傷的本質(zhì)及范圍，包括損傷潛在的結(jié)構(gòu)位置和造成損傷的一系列的境況。

（2）對(duì)于那些有可能形成損傷的不:同環(huán)境，建立通用的模型，且模型中應(yīng)當(dāng)包括一定范圍的損傷關(guān)鍵特征。這是因?yàn)橛捎诜橇鸭y損傷的可變性，如果對(duì)每一個(gè)獨(dú)立的損傷類型建立相應(yīng)的模型會(huì)使分析過程變得非常復(fù)雜。

（3）確定可能的非裂紋損傷診斷方法，包括開發(fā)和實(shí)施SHM/IVHM手段[3]，有效的SHM(Structural Health Monitoring)技術(shù)能夠?yàn)槎喾N類型的損傷提供監(jiān)控能力。

（4）開發(fā)損傷擴(kuò)展的預(yù)測方法。

（5）確定臨界情況下的損傷預(yù)測方法。

（6）通過對(duì)設(shè)計(jì)、制造和維修過程的重訪，利用結(jié)構(gòu)的損傷容限理論來允許非裂紋損傷的存在和萌生。

（7）通過在發(fā)現(xiàn)這些非裂紋損傷形式上積累的大量經(jīng)驗(yàn)，收集整理了一些信息包括損傷情況的范圍以及有需要特殊關(guān)注的位置。同時(shí)，希望相關(guān)經(jīng)驗(yàn)及時(shí)反饋至結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計(jì)階段，這也是日后需要改善的地方。

（8）對(duì)那些有可能發(fā)展成為疲勞裂紋的非裂紋損傷采用等效損傷（Equivalent Damage，ED）的方法[4-5]（圖3～4[6]），且這種等效損傷的方法已經(jīng)有效地應(yīng)用在7050鋁合金點(diǎn)狀腐蝕（F/A-18）、高應(yīng)力鋼（F-111）及剝離腐蝕[7]中，也成功預(yù)測了機(jī)翼蒙皮的疲勞裕度[8]。

圖3 等效損傷在點(diǎn)腐蝕的應(yīng)用Fig.3 Application of ED approach in pitting corrosion

圖4 等效損傷與特性關(guān)聯(lián)的重要性Fig.4 Importance of developing a correlation between the ED approach and characteristic

以上幾點(diǎn)建議充分體現(xiàn)了結(jié)構(gòu)完整性管理的重要性。在民用航空中的運(yùn)輸類飛機(jī)維修大綱[9]中包含了相當(dāng)廣泛的應(yīng)對(duì)損傷的方法，并且在實(shí)際的維修過程中，工程人員會(huì)采用一些主動(dòng)性的維修策略來確定某一次維修任務(wù)的最小維修要求來滿足結(jié)構(gòu)完整性和經(jīng)濟(jì)性，但在這些維修策略的現(xiàn)場實(shí)施過程中，由于對(duì)多種損傷類型形式預(yù)測方法的缺失限制了損傷分析的有效性。對(duì)于大多數(shù)非裂紋損傷形式而言，目前對(duì)機(jī)組損傷的管理并沒有形成一個(gè)完整系統(tǒng)的損傷容限思想理論體系，這就導(dǎo)致了依然依賴于“發(fā)現(xiàn)、修理”這兩個(gè)關(guān)鍵環(huán)節(jié)。隨著損傷容限分析方法的應(yīng)用對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)中發(fā)現(xiàn)損傷的分析能力也隨之增強(qiáng)[10]，但是目前我們?nèi)匀狈σ粋€(gè)經(jīng)過驗(yàn)證的且更為廣義的管理方法，這就要求我們必須盡快建立起一個(gè)良好的預(yù)測診斷體系，并將這個(gè)體系完美地融入到現(xiàn)有的結(jié)構(gòu)完整性管理方法中去。

4 結(jié)論

在飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性管理過程中，作為管理者應(yīng)當(dāng)有一個(gè)更為廣闊的視野而不僅僅是局限于以裂紋損傷為研究重心，這種改變就要求對(duì)結(jié)構(gòu)損傷本質(zhì)有更為寬泛的理解和認(rèn)識(shí)，同時(shí)包括在結(jié)構(gòu)完整性初始設(shè)計(jì)階段及隨后服役期間的管控過程中對(duì)非裂紋損傷的考慮。本文主要討論了非裂紋損傷固有的一些特征對(duì)現(xiàn)有的結(jié)構(gòu)完整性管理方法帶來了挑戰(zhàn)，并且造成了對(duì)被動(dòng)管理方法的持續(xù)依賴。這些問題和挑戰(zhàn)包括以下幾個(gè)方面：首先，損傷通常都是出現(xiàn)在高度關(guān)注的高應(yīng)力區(qū)域之外；其次，損傷分布的個(gè)體性加大了預(yù)測和診斷過程的困難程度；最后，損傷分布的廣泛性和獨(dú)特性使得機(jī)組管理方法的有效性大大降低。

因此，將非裂紋損傷的研究納入到現(xiàn)有的結(jié)構(gòu)完整性管理中成為了一個(gè)必不可少的過程，這就要求我們?cè)诮Y(jié)構(gòu)的初始設(shè)計(jì)階段以及隨后服役期間的管理階段對(duì)這類損傷形式足夠重視。希望本文能夠?yàn)榻窈笾贫ㄏ到y(tǒng)的結(jié)構(gòu)完整性管控措施提供一定參考作用。

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