郭玉佩，王彬文，楊強，白春玉，劉小川

(中國飛機強度研究所 結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)航空科技重點實驗室， 西安 710065)

0 引 言

沖擊疲勞是指材料或結(jié)構(gòu)在多次沖擊載荷作用下，薄弱部位逐漸產(chǎn)生損傷并累積，經(jīng)過一定次數(shù)沖擊后產(chǎn)生裂紋并擴展，直至完全斷裂的現(xiàn)象。在沖擊過程中，載荷的持續(xù)時間比較短、速度快，單次沖擊載荷造成結(jié)構(gòu)微損傷，隨著沖擊載荷多次加載，結(jié)構(gòu)的微損傷會逐步累積，最終產(chǎn)生宏觀裂紋，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)失效[1-2]。

對沖擊疲勞的研究已經(jīng)有100多年的歷史，20世紀(jì)早期和中期的很長一段時間里，人們都處于對沖擊疲勞的認知研究中，該領(lǐng)域的研究進展十分緩慢。目前可追溯到最早的研究是1908年T.E.Stanton等[3]的多次沖擊試驗，選擇9種碳鋼進行多次沖擊彎曲試驗，發(fā)現(xiàn)小能量多沖試驗結(jié)果反映了材料的沖擊斷裂抗力。20世紀(jì)50年代以后，沖擊疲勞領(lǐng)域的研究開始活躍，大量的研究使得人們對于沖擊疲勞的認識變得清晰起來。E.L.Layland[4]研究了15種典型結(jié)構(gòu)鋼在多沖載荷下的行為，給出了沖擊能量和破斷周次之間的關(guān)系曲線，但該曲線的力學(xué)意義并不清楚。20世紀(jì)60年代，英國的K.Wellinger等[5]研究鋼沖擊磨損，給出了沖擊載荷下的磨損公式。國內(nèi)的研究工作最早可以追溯到1958年，西安交通大學(xué)周惠久團隊[6-7]研究了鋼的化學(xué)成分、回火溫度、滲碳、試樣缺口和體積效應(yīng)對材料多沖抗力的影響，發(fā)現(xiàn)多次沖擊導(dǎo)致材料產(chǎn)生損傷累積，進而引發(fā)裂紋萌生與擴展。20世紀(jì)70～80年代，電子計算機、掃描電子顯微鏡技術(shù)的發(fā)展以及其他學(xué)科(如斷裂力學(xué)理論)的進步為多沖疲勞的研究提供了新的研究途徑。H.Nakayama等[8]借助先進的研究方法，采用動態(tài)應(yīng)力應(yīng)變測定，引入斷裂力學(xué)的分析方法，借助電子顯微鏡對試樣的斷口進行觀察和分析，深入了解了沖擊疲勞的實質(zhì)。

沖擊疲勞現(xiàn)象在航空工程中大量存在，艦載機的攔阻鉤作為飛機著艦的關(guān)鍵部件之一，每次攔阻過程中都會承受沖擊載荷，隨著攔阻過程的重復(fù)進行，會產(chǎn)生沖擊疲勞問題，威脅飛機著艦安全。2002年，一架F-14在著艦時由于攔阻鉤桿斷裂發(fā)生事故。早期由于缺乏完善的攔阻鉤壽命評估理論，為了保障飛機著艦安全，攔阻鉤的安全閾值均定為很大的范圍，不利于充分發(fā)揮攔阻鉤的性能。例如，美國的E-2預(yù)警機、C-2A飛機的攔阻鉤初始壽命均只有500次，而在進行了攔阻和彈射疲勞試驗后，成功將攔阻次數(shù)提高到3 000次。因此研究沖擊疲勞問題對于工程安全、充分發(fā)揮機器性能以及節(jié)約經(jīng)濟成本等具有重要意義。

沖擊疲勞與常規(guī)靜疲勞相比，有其自身的特點：加載時間短、速度快、材料的應(yīng)變率較高等。因此研究材料在多次沖擊下的塑性行為時，需要考慮應(yīng)變率效應(yīng)和硬化效應(yīng)。同時，沖擊載荷下應(yīng)力波在材料內(nèi)部高速傳播，在截面尺寸發(fā)生改變或遇到界面時會發(fā)生應(yīng)力波的疊加、反射，使得應(yīng)力狀態(tài)十分復(fù)雜。另外，沖擊疲勞還涉及材料的韌度問題，而常規(guī)疲勞幾乎是一個純強度的問題[6-7,9]。江強等[10]選擇40Cr鋼作為研究對象，發(fā)現(xiàn)其沖擊疲勞壽命明顯小于常規(guī)疲勞壽命：在280 MPa應(yīng)力下，40Cr鋼的常規(guī)疲勞壽命為28.359×106周次，而沖擊疲勞壽命為18.653×106周次，同時掃描電鏡的結(jié)果顯示，沖擊載荷下的疲勞裂紋在斷口兩側(cè)的擴展速度更快。

本文梳理了沖擊疲勞概念的早期發(fā)展歷程，總結(jié)了自2000年以來沖擊疲勞領(lǐng)域的主要研究進展，并結(jié)合未來航空工程結(jié)構(gòu)的設(shè)計需求，展望了航空領(lǐng)域沖擊疲勞技術(shù)的發(fā)展。

1 材料沖擊疲勞性能的主要影響因素

不同熱處理條件使得材料的顯微結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)不同的形貌，例如會形成馬氏體、奧氏體、貝氏體等等，研究發(fā)現(xiàn)，材料的微觀結(jié)構(gòu)會對其沖擊疲勞性能產(chǎn)生顯著影響。程巨強等[11-12]發(fā)現(xiàn)在Cr-Si-Mn-Mo系新型貝氏體鋼的熱處理過程中，如果采用冷卻速度較慢的處理方式，例如低溫回火、空冷等，會使得處理后的組織中存在較多殘余奧氏體。奧氏體本身具有較好的韌性，在多次沖擊過程中，這些殘余奧氏體會發(fā)生塑性變形，吸收能量，與裂紋相遇時會使得裂紋尖端鈍化，阻礙微裂紋的擴展，延緩了材料斷裂的時間，由此提高了材料整體的沖擊疲勞性能。

余釗輝等[13]研究了表面氮化對38CrMoAlA鋼沖擊疲勞性能的影響，發(fā)現(xiàn)表面氮化處理可以提升高能量沖擊下的裂紋萌生壽命和斷裂壽命，而在低沖擊能量下效果不明顯。

何柏林等[14]使用42CrMo鋼，利用亞溫淬火工藝獲得不同未溶鐵素體含量，探究未溶鐵素體對沖擊疲勞的影響，試驗得到了裂紋長度a與沖擊周次N的關(guān)系曲線(a-N曲線)，結(jié)果顯示：相同的沖擊能量和材料硬度下，M+F的雙相組織相比單相組織疲勞裂紋萌生壽命和斷裂壽命均增高，而且當(dāng)F相含量達到10%左右時疲勞裂紋萌生壽命和斷裂壽命最高。

張倩茹等[15]采用低應(yīng)力沖擊疲勞試驗研究鐵鎳梯度材料的抗沖擊疲勞性能，試驗選擇純鐵、鐵鎳突變材料和鐵鎳梯度材料分別進行低應(yīng)力沖擊疲勞試驗，通過網(wǎng)格法測量材料的形變，通過顯微硬度計測量材料不同深處的硬度值。最終的累積形變結(jié)果顯示，鐵鎳梯度材料的抗低應(yīng)力沖擊疲勞性能最強，鐵鎳突變材料次之，純鐵材料最弱。

楊平生等[16]使用沖擊疲勞拉壓試驗機對Ly12鋁合金和A1號工業(yè)純鋁進行低周沖擊疲勞試驗，每隔一定周次記錄動態(tài)應(yīng)力應(yīng)變曲線，結(jié)果顯示，硬鋁和純鋁在低周沖擊載荷下均呈現(xiàn)較低的應(yīng)變率敏感性，但是硬鋁在沖擊疲勞中呈現(xiàn)循環(huán)硬化而純鋁呈現(xiàn)循環(huán)軟化。斷裂周次與應(yīng)變半幅的關(guān)系曲線如圖1所示[16]。

(a) 純鋁

于連玉等[17]和徐梅等[18]分別研究了激光熔覆層試樣的沖擊疲勞力學(xué)行為，試驗測定了沖擊力，分析認為沖擊力產(chǎn)生的應(yīng)力波在試樣涂層與基體的結(jié)合面發(fā)生反射進而形成拉伸波，并且與涂層內(nèi)的殘余拉應(yīng)力共同作用導(dǎo)致涂層的失效。

李會會等[19]利用自制的沖擊疲勞試驗機研究了不同沖擊能量和不同溫度下的WC-Co硬質(zhì)合金的沖擊疲勞壽命，試驗結(jié)果顯示，溫度和沖擊能量的提高均會導(dǎo)致WC-Co硬質(zhì)合金沖擊疲勞壽命下降。

劉偉[20]通過WC-Co硬質(zhì)合金的小能多沖試驗發(fā)現(xiàn)，在相同沖擊能量下，Co含量越高，WC-Co硬質(zhì)合金的小能沖擊壽命越長。

2 材料沖擊疲勞特性試驗研究

K.Azouaoui等[21-22]采用臥式?jīng)_擊試驗機進行復(fù)合材料沖擊試驗，沖擊能量為3.5～7.0 J，試驗得到了超過104次循環(huán)的沖擊疲勞(E-Nf)行為，發(fā)現(xiàn)復(fù)合材料層合板的脫層區(qū)域面積和沖擊能量存在以下關(guān)系：

Ad=αEβ

(1)

式中：Ad為脫層區(qū)域面積；E為沖擊能量；α,β為與沖擊次數(shù)有關(guān)的常數(shù)。

同時發(fā)現(xiàn)，在較低的沖擊能量下(3.5和4.0 J)，沖擊次數(shù)是造成破壞的主導(dǎo)因素，而在沖擊能量大于或等于5.0 J之后，沖擊能量成為造成破壞的主導(dǎo)因素。

N.Uda等[23]對UT500/Epoxy和AS4/PEEK兩種復(fù)合材料進行落錘沖擊疲勞試驗，探究材料屬性對沖擊疲勞失效行為的影響，結(jié)果顯示，UT500/Epoxy中沖擊引起的分層要比AS4/PEEK中大得多，同時兩種材料的S-N曲線結(jié)果顯示，UT500/Epoxy沖擊前后的曲線趨勢相似，而未沖擊的AS4/PEEK曲線相比沖擊后有一個急劇地下降。

J.F.Wilson[24]使用凸輪擺錘試驗機研究泡沫聚合物的沖擊疲勞壽命，分別在干濕兩種狀態(tài)下進行沖擊疲勞試驗，發(fā)現(xiàn)其他條件相同時，干燥的泡沫聚合物沖擊疲勞壽命更長。

T.Sinmaz?elik[25]選用PEI材料研究熱循環(huán)對熱塑性復(fù)合材料沖擊疲勞性能的影響，結(jié)果顯示隨著熱循環(huán)次數(shù)的增加，PEI材料的沖擊疲勞性能下降。

I.Dumitru等[26-27]在一種基于夏比沖擊試驗機、類似單次沖擊試驗的試驗技術(shù)中，提出了一個非常簡潔的公式，該公式利用一個新的參數(shù)η，將重復(fù)沖擊載荷作用下的疲勞耐久性與夏比沖擊V型缺口試樣的沖擊能量關(guān)聯(lián)起來：

(2)

式中：Et=NfE，為由單次沖擊能量E在Nf次沖擊產(chǎn)生的斷裂總能量；Ud為夏比沖擊V型缺口試樣(CVN試樣)一次沖斷的沖擊能量。

C.Froustey等[28]設(shè)計了一架基于飛輪拉伸沖擊加載的試驗裝置，應(yīng)變率最高可達1 000/s，可以進行預(yù)加載。該試驗機包含兩套系統(tǒng)：不同應(yīng)力水平下的測試和不同耐久性時間下的測試。他們利用該試驗機進行應(yīng)變率300/s的沖擊疲勞試驗，結(jié)果表明：預(yù)加載過程中的拉伸應(yīng)變率對之后的高周疲勞壽命無影響。

G.Tsigkourakos等[29]采用擺錘法對碳纖維增強聚合物進行沖擊疲勞試驗，采用X光微斷層攝影技術(shù)構(gòu)建出局部損傷區(qū)域的三維圖像，觀察并評估沖擊疲勞損傷。

鄒涵等[30]根據(jù)沖擊疲勞損傷會影響材料的導(dǎo)熱率、電阻率等特性，提出了一種利用渦流熱成像技術(shù)來檢測材料沖擊疲勞損傷的方法，并采用這一方法識別了飛機剎車片的沖擊疲勞損傷。

李四超等[31]在對舵板裝置進行低周大沖擊載荷的疲勞壽命研究時，采用了尺寸縮放。該方法基于應(yīng)力應(yīng)變法的假設(shè)，確定了沖擊能量作為尺寸縮放的依據(jù)，對光滑試件進行沖擊疲勞試驗，從而推知舵板的沖擊疲勞壽命。

陳鼎等[32-33]利用掃描電子顯微鏡觀察WC-Co類硬質(zhì)合金的沖擊疲勞斷口，發(fā)現(xiàn)沖擊載荷下裂紋萌生于缺陷處，并與孔洞相連形成主裂紋，主裂紋進一步擴展導(dǎo)致宏觀失效；同時發(fā)現(xiàn)，相同能量比時Co含量的升高會降低合金的沖擊疲勞壽命，分析認為這與Co的相變和疲勞敏感性有關(guān)；而當(dāng)WC晶粒尺寸一定時，Co含量的升高會提高WC-Co硬質(zhì)合金的低周沖擊疲勞壽命。

楊東方等[34]根據(jù)艦載機起落架的工作環(huán)境，提出了腐蝕沖擊疲勞的概念和試驗方法，并研究了AF1410和300M兩種材料在鹽水中的沖擊疲勞行為。AF1410和300M在空氣中的沖擊疲勞壽命幾乎相等，但在鹽水中，300M的疲勞起始壽命和裂紋擴展壽命為空氣中的60%左右，分析認為這可能與氫脆有關(guān)；而AF1410的疲勞起始壽命是空氣中的73%，裂紋擴展壽命幾乎沒有變化。

劉國慶等[35]、田慶敏等[36]研制了一種新型臥式?jīng)_擊疲勞試驗機，加載方式為凸輪-彈簧式，通過對試驗機樣機的性能研究，發(fā)現(xiàn)該試驗機可以滿足自動機易損件的試驗要求。

3 材料沖擊疲勞壽命預(yù)計的理論方法

3.1 損傷累計模型

Yu Jie等[37]參考靜疲勞模型提出了一種累積時間-應(yīng)力模型：

σmax(NfT)m=C

(3)

式中：σmax為沖擊過程中的最大應(yīng)力幅值；Nf為用循環(huán)次數(shù)表示的沖擊疲勞壽命；T為每次沖擊的作用時間。

張倩茹[38]在沖擊試驗的基礎(chǔ)上，根據(jù)三條已有的規(guī)律(①沖擊應(yīng)力隨時間呈指數(shù)衰減；②形變量與應(yīng)力平方成正比；③應(yīng)變硬化)，建立了低應(yīng)力多次沖擊條件下累積塑性形變量與沖擊次數(shù)、應(yīng)力、頻率的S-N-σ-f數(shù)學(xué)模型：

(4)

式中：S為總累積塑性形變量；σ為沖擊碰撞的初始應(yīng)力值；f為沖擊頻率；q為沖擊形變的衰減系數(shù)；N為沖擊碰撞次數(shù)；K，a為與材料性質(zhì)有關(guān)的常數(shù)。

在假定相鄰兩次形變量比值為定值q時，式(4)為一組等比數(shù)列的求和。

趙曄婷[39]根據(jù)65Mn和YT01兩種材料的沖擊疲勞試驗數(shù)據(jù)，通過圖線擬合法和Langrange插值法建立了累積塑性變形L與沖擊能量E、應(yīng)力σ和沖擊次數(shù)N之間的L-E-σ-N數(shù)學(xué)模型，同時用相同方法建立了形變率η與沖擊能量E、應(yīng)力σ和層深h的η-E-σ-h數(shù)學(xué)模型。

徐梅[40]根據(jù)1Cr18Ni9Ti的沖擊疲勞試驗結(jié)果提出了蠕變應(yīng)變率與沖擊次數(shù)N、層深h和應(yīng)力σ的相關(guān)函數(shù)關(guān)系(如式(5)所示)，并由圖線擬合法獲得f1、f2、f3的具體表達式。

(5)

損傷力學(xué)原理的引入為預(yù)估試樣的沖擊疲勞壽命提供了一種新的思路，這一理論認為材料在單次沖擊載荷下會產(chǎn)生微損傷，而在多次沖擊過程中微損傷會逐漸累積，最終演化為宏觀損傷。試樣在沖擊載荷作用下會產(chǎn)生瞬時應(yīng)力波，導(dǎo)致材料內(nèi)部的應(yīng)力水平升高，同時對于有缺陷的部位，其應(yīng)力水平更高。張我華等[41]在一種鍛錘疲勞壽命的估計方法中引入了損傷力學(xué)的分析方法，積分損傷方程可得第i次鍛打?qū)е碌膿p傷增量。

H[|σi(t)|-k(1-Ωi)σ-1]dt

(6)

式中：H(x)為單位階躍函數(shù)；k，A，n為材料常數(shù)。

同時，定義了一個函數(shù)：

H[|σi(t)|-k(1-Ωi)σ-1]dt

(7)

圖2 鍛錘基礎(chǔ)系統(tǒng)損傷因子隨損傷狀態(tài)的變化

綜上所述，目前沖擊疲勞中的理論研究方法比較分散，適用范圍基本是針對具體某一個或某一類問題，無法形成統(tǒng)一體系，很難評價其優(yōu)劣。

3.2 裂紋擴展模型

材料沖擊裂紋擴展的微觀分析發(fā)現(xiàn)，疲勞裂紋的擴展分階段進行，主要包括周期滑移導(dǎo)致的滑移帶分離和鈍化復(fù)銳或再生核兩個階段。顯微分析結(jié)果發(fā)現(xiàn)了疲勞裂紋擴展的一些規(guī)律：①晶粒內(nèi)部的裂紋擴展是均勻的；②晶界會降低裂紋擴展速率；③當(dāng)裂紋之間連接時，其擴展速率會突然加快，之后減慢；④裂紋總長度超過某一數(shù)值后，其擴展速率會大幅增加；⑤初始條件、外界環(huán)境、載荷等都對裂紋擴展速率有很大影響。

I.Dumitru等[26-27]采用氧化法對沖擊疲勞裂紋擴展進行分析，提出了夏比V型缺口試樣的沖擊疲勞裂紋擴展速率與單次能量E的關(guān)系：

(8)

式中：β,p,q為各裂紋擴展階段的常數(shù)；a為裂紋長度。

張萌[42]在小能量多次沖擊的試驗中發(fā)現(xiàn)，沿晶裂紋最容易產(chǎn)生；沿晶界產(chǎn)生的裂紋萌生方式主要有三個類型：表面粗糙化、滑移帶與晶界相互作用、晶界脆斷；同時在沖擊疲勞的裂紋擴展分析中引入Paris公式：

(9)

式中：A和m為材料常數(shù)；ΔK為應(yīng)力強度因子幅值。

朱金華等[43]通過分析Mn13、20CrNi3Mo、PD3以及TiNiNb四種材料的沖擊磨損試驗結(jié)果，提出了一種準(zhǔn)納米磨損機制：高的沖擊能量密度使得接觸表面發(fā)生強烈的塑性變形，形成了非晶+納米晶的結(jié)構(gòu)，而沖擊磨損裂紋產(chǎn)生于非晶區(qū)。

錢才讓等[44]研究了帶缺口的高Co-Ni鋼三點彎曲試樣的沖擊疲勞裂紋擴展行為，發(fā)現(xiàn)在變幅沖擊載荷下，若載荷幅值先高后低，高Co-Ni鋼的沖擊疲勞裂紋擴展速率會出現(xiàn)遲滯；若載荷幅值先低后高，變幅前后的裂紋擴展速率分別與對應(yīng)的恒幅沖擊能量時的裂紋擴展速率相同。

4 材料沖擊疲勞特性的數(shù)值計算方法

隨著現(xiàn)代計算機運算速度的提升以及ANSYS和Abaqus等大型有限元軟件的發(fā)展，采用有限元法分析沖擊疲勞問題迅速發(fā)展起來。

戚曉利等[45]采用數(shù)值仿真方法研究了多次彈塑性撞擊系統(tǒng)的動力學(xué)響應(yīng)問題，仿真過程中考慮了梁的材料和支撐方式對動力響應(yīng)的影響。

謝偉等[46]利用Abaqus軟件建立30CrMnSiA的材料模型，在應(yīng)力場中引入損傷演化的影響，進行疲勞損傷力學(xué)分析，得到的結(jié)果與試驗結(jié)果相符。

Zhu Ling等[47]采用Abaqus軟件顯式算法研究了加筋矩形板的沖擊疲勞行為，仿真過程考慮到了材料非線性的影響，引入Cowper-Symonds本構(gòu)方程描述應(yīng)變率效應(yīng)，同時每次沖擊結(jié)束后，下一次的運算都是在彈性振動結(jié)束后進行，殘留的變形、應(yīng)力應(yīng)變等因素都會作為下一次沖擊的初始條件引入接下來的運算，當(dāng)把結(jié)果與試驗結(jié)果對比時，發(fā)現(xiàn)二者相符。

R.Seifried等[48]采用ANSYS軟件研究桿和球體之間的沖擊問題，使用二維軸對稱單元對兩個物體進行離散化。仿真發(fā)現(xiàn)罰函數(shù)的選擇以及接觸區(qū)域的離散程度對于計算所得的沖擊應(yīng)力的時間響應(yīng)有重要影響，而且罰函數(shù)的獨立性需要額外的數(shù)值仿真來證明。仿真得到了沖擊次數(shù)和恢復(fù)系數(shù)的關(guān)系曲線，曲線顯示隨著沖擊次數(shù)的增加，恢復(fù)系數(shù)呈上升趨勢，但上升的幅度越來越小，經(jīng)過4～5次沖擊后達到固定值，而且這個值大約比首次沖擊后的恢復(fù)系數(shù)高10%；另外彈塑性情況下的恢復(fù)系數(shù)為0.54，比純彈性情況下的0.63低很多。

劉正等[49]基于Abaqus軟件顯示算法分析了航空機槍復(fù)進簧的沖擊疲勞應(yīng)力響應(yīng)，得到了應(yīng)力曲線，并去除響應(yīng)過程中的無效應(yīng)力，得到了有效的應(yīng)力譜，并確定了復(fù)進簧的S-N曲線，基于Miner模型進行了壽命預(yù)測，預(yù)測結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)比較吻合。

不過，沖擊疲勞的有限元法分析本身比較復(fù)雜，同時分析過程中用到的損傷方程涉及應(yīng)力應(yīng)變場與損傷場的耦合作用，使得運算變得非常復(fù)雜，導(dǎo)致有限元法分析沖擊疲勞的效率很低，因此一些研究人員致力于對這種分析方法進行簡化。鄒希等[50]首先分析試樣的靜載荷狀態(tài)，尋找應(yīng)力危險點，然后對危險點進行沖擊動力學(xué)的響應(yīng)分析。在損傷演化分析中，構(gòu)建了損傷演化方程：

(10)

式中：D為損傷度；α，m為材料參數(shù)；N為載荷循環(huán)次數(shù)；εi為譜塊中第i次加載歷程中高于門檻值的等效應(yīng)變量。

同時提出了應(yīng)力應(yīng)變場-損傷場的解耦處理方式，具體方法是將應(yīng)力響應(yīng)視為載荷譜，將損傷演化方程離散化，這在很大程度上簡化了運算過程，有效提高了分析效率，由此進一步發(fā)展了損傷力學(xué)-有限單元法，可以預(yù)估沖擊疲勞裂紋萌生壽命。

5 總結(jié)與展望

材料沖擊疲勞問題在工程中大量存在，特別是在艦載機服役過程中典型存在，如艦載機起落架、攔阻鉤與相關(guān)機體結(jié)構(gòu)重復(fù)承受彈射、著艦與攔阻載荷等，都是典型的沖擊疲勞問題。沖擊疲勞的研究對于保障工程結(jié)構(gòu)安全、提高結(jié)構(gòu)效率、延長結(jié)構(gòu)壽命、減小全壽命周期成本具有重要意義。

在材料沖擊疲勞影響因素方面，材料沖擊疲勞性能試驗影響因子多，試驗本身難度極大，研究人員采用自行設(shè)計的非標(biāo)準(zhǔn)沖擊疲勞試驗機，而且試驗方法眾多，目前國內(nèi)外還沒有形成權(quán)威的材料沖擊疲勞測試方法。在材料的沖擊失效模型方面，一種思路是從試驗數(shù)據(jù)出發(fā)，尋找沖擊疲勞的規(guī)律，進而建立模型；另一種思路是從其他學(xué)科的理論出發(fā)，例如損傷力學(xué)、斷裂力學(xué)等，再結(jié)合沖擊疲勞的特點構(gòu)建模型?？偟膩碚f，目前已建立的沖擊疲勞理論適用范圍較小，一種理論或模型只能解釋一種或幾種沖擊疲勞現(xiàn)象。在材料與結(jié)構(gòu)的沖擊疲勞數(shù)值仿真方法方面，由于沖擊疲勞問題中應(yīng)力應(yīng)變場與損傷場的耦合作用，數(shù)值計算難度很大；研究中對損傷場的處理方式眾多，但方法的適應(yīng)面有限，計算的精度和計算效率也有待進一步提升。

結(jié)合目前航空工程中沖擊疲勞技術(shù)的發(fā)展需求看，該領(lǐng)域內(nèi)的諸多關(guān)鍵問題還需要進一步研究和探索，例如多沖壽命與應(yīng)力、沖擊能量關(guān)系曲線的力學(xué)意義，材料在多沖載荷下的損傷演化模式等。首先要加強試驗技術(shù)研究，從試驗件設(shè)計、試驗加載、試驗測試與數(shù)據(jù)處理等角度入手，進一步提升試驗的標(biāo)準(zhǔn)化水平；其次在沖擊疲勞理論方面，應(yīng)著重于建立統(tǒng)一或適用范圍更廣的沖擊疲勞理論，并面向航空工程的實際需求制定相關(guān)的損傷評估準(zhǔn)則，如通過對試驗數(shù)據(jù)和試驗現(xiàn)象的分析，提出規(guī)律性的唯象模型，或在損傷力學(xué)或斷裂力學(xué)的基礎(chǔ)上，提出沖擊疲勞修正模型；最后在沖擊疲勞數(shù)值仿真方法方面，應(yīng)在多尺度建模、材料的本構(gòu)模型、失效準(zhǔn)則與判據(jù)等方面重點研究，不斷提高預(yù)計精度和計算效率。

6 結(jié)束語

目前航空領(lǐng)域的沖擊疲勞技術(shù)發(fā)展并不成熟，缺乏完善的理論和統(tǒng)一的試驗標(biāo)準(zhǔn)，領(lǐng)域內(nèi)許多關(guān)鍵性問題仍不明確，例如沖擊疲勞的損傷機理、損傷演變規(guī)律等。今后沖擊疲勞領(lǐng)域需要進一步地探索和研究，以滿足未來航空工程發(fā)展的需要。