王彬文,陳先民,蘇運(yùn)來,孫漢斌,楊宇,樊俊鈴

中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所,西安 710065

近幾十年的使用經(jīng)驗(yàn)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(jī)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(xì)節(jié)設(shè)計(jì)、使用環(huán)境等因素對飛行器(主要指飛機(jī))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(hù)、結(jié)構(gòu)維修等手段對飛行器服役/使用壽命的影響?，F(xiàn)有飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱要求的強(qiáng)度設(shè)計(jì)準(zhǔn)則中規(guī)定,必須建立貫穿飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、分析、制造、試驗(yàn)驗(yàn)證、維修等整個(gè)壽命周期的航空疲勞技術(shù)體系,以確保飛機(jī)結(jié)構(gòu)系統(tǒng)運(yùn)行良好及其服役的安全性。

航空結(jié)構(gòu)疲勞的設(shè)計(jì)理念與研究內(nèi)容伴隨著航空技術(shù)的提高、飛機(jī)性能的提升而發(fā)展。飛機(jī)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(jī)結(jié)構(gòu)的性能要求也從最初的安全性陸續(xù)提出了機(jī)動性、可靠性、舒適性、適應(yīng)性等要求,設(shè)計(jì)理念也經(jīng)歷了從靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)、安全壽命設(shè)計(jì)、破損安全-損傷容限設(shè)計(jì)、耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)直到完整性可靠性設(shè)計(jì)的發(fā)展過程[1-4]。在安全壽命設(shè)計(jì)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(jì)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(qiáng)度因子和Paris公式及其修正模型計(jì)算結(jié)構(gòu)的裂紋擴(kuò)展壽命,考慮載荷次序、應(yīng)力比等因素的影響[5]。當(dāng)航空結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)理念發(fā)展至耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)階段時(shí),航空疲勞的研究內(nèi)容同時(shí)包含了結(jié)構(gòu)的裂紋萌生壽命和裂紋擴(kuò)展壽命,其研究對象也擴(kuò)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(shí)現(xiàn)了新型飛機(jī)結(jié)構(gòu)的長壽命抗疲勞設(shè)計(jì),研制的戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)目標(biāo)壽命提高至6 000～8 000飛行小時(shí),教練機(jī)提高至8 000～10 000飛行小時(shí),民用飛機(jī)提高至60 000～90 000飛行小時(shí),日歷壽命目標(biāo)為25～30年。但是,由于中國航空工業(yè)起步相對較晚,試驗(yàn)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(jì)先進(jìn)性、分析評估準(zhǔn)確性、試驗(yàn)驗(yàn)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(qiáng)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(jìn)行回顧,并對新世紀(jì)以來中國航空產(chǎn)品貫徹飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱,在材料/結(jié)構(gòu)/工藝、分析評估、試驗(yàn)技術(shù)以及服役管理等方面的航空疲勞研究進(jìn)展進(jìn)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(jìn)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(jì)思想發(fā)展

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

在20世紀(jì)六、七十年代,中國主要采用“安全壽命”疲勞設(shè)計(jì)方法研制飛機(jī)。研究人員假設(shè)交付使用的飛機(jī)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(yàn)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(qiáng)調(diào)足夠的靜強(qiáng)度(控制低的設(shè)計(jì)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(jī)結(jié)構(gòu)由于新機(jī)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(jī)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(dāng)時(shí)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(jì)方法。

在20世紀(jì)80年代左右,中國飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞研究引入了損傷容限設(shè)計(jì)思想,結(jié)合安全壽命設(shè)計(jì)思想,形成了安全壽命設(shè)計(jì)定壽、損傷容限設(shè)計(jì)保障飛行安全的設(shè)計(jì)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(biāo),以損傷檢查為手段,涉及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、載荷、強(qiáng)度、材料、工藝、試驗(yàn)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(jì)思想中,疲勞設(shè)計(jì)與損傷容限設(shè)計(jì)相輔相成,以疲勞分析和試驗(yàn)結(jié)果確定結(jié)構(gòu)的使用壽命,以裂紋緩慢擴(kuò)展壽命確定結(jié)構(gòu)的檢修周期。對于經(jīng)分析和試驗(yàn)證實(shí)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(shí)現(xiàn)損傷容限設(shè)計(jì)的結(jié)構(gòu),必須選取高的分散系數(shù)。可以看出,損傷容限設(shè)計(jì)的目的在于通過對結(jié)構(gòu)的緩慢裂紋擴(kuò)展壽命和剩余強(qiáng)度的分析與驗(yàn)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(jì)的關(guān)鍵在于通過對材料的選擇、結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)、使用應(yīng)力水平等方面進(jìn)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(kuò)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(kuò)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(jì)90年代左右,基于經(jīng)濟(jì)性方面的考慮,研究人員采用基于耐久性的“經(jīng)濟(jì)壽命”設(shè)計(jì)思想代替了原來基于疲勞的“安全壽命”設(shè)計(jì)思想,建立了耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)思想,以此建立了中國的飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱。耐久性表征了飛機(jī)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(jī)設(shè)計(jì)、生產(chǎn)、試驗(yàn)、服役到退役的全過程。耐久性所對應(yīng)的“經(jīng)濟(jì)壽命”則代表了一種小裂紋擴(kuò)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(jì)使用載荷/環(huán)境譜作用下出現(xiàn)影響飛機(jī)的使用性能和安全且維修不經(jīng)濟(jì)的損傷為標(biāo)準(zhǔn)。采用耐久性設(shè)計(jì)的飛機(jī)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(kuò)展而造成在給定壽命期限內(nèi)破壞,而且要求飛機(jī)主要結(jié)構(gòu)的每一個(gè)疲勞危險(xiǎn)區(qū)的裂紋或其他損傷在數(shù)量或尺寸上不能達(dá)到臨界值,還要避免在設(shè)計(jì)使用載荷/環(huán)境譜作用下的設(shè)計(jì)使用壽命期間進(jìn)行昂貴的維護(hù)、修理或非計(jì)劃的構(gòu)件更換。采用耐久性設(shè)計(jì)的結(jié)構(gòu),必須通過損傷容限特性分析與試驗(yàn)驗(yàn)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(jì)末開始,隨著科學(xué)技術(shù)水平的高速發(fā)展,飛機(jī)結(jié)構(gòu)越來越復(fù)雜,各項(xiàng)性能指標(biāo)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(jì)思想,在軍用和民用飛機(jī)的設(shè)計(jì)過程中采用了貫穿可靠性的耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)原則,如圖1所示。飛機(jī)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(jī)結(jié)構(gòu)安全的各種因素的隨機(jī)性,采用合理的概率分布函數(shù)或者隨機(jī)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(jìn)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(jì)要求,從而實(shí)現(xiàn)了在設(shè)計(jì)上對飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全性和可靠性進(jìn)行準(zhǔn)確、合理的評價(jià)。

圖1 飛機(jī)結(jié)構(gòu)的耐久性/損傷容限分析

從中國飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)思想的發(fā)展來看,安全壽命設(shè)計(jì)和經(jīng)濟(jì)壽命設(shè)計(jì)均是用于確定結(jié)構(gòu)的使用壽命,損傷容限設(shè)計(jì)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(jì)使用,也可以配合耐久性設(shè)計(jì)使用?；诳煽啃缘脑O(shè)計(jì)思想則是對耐久性/損傷容限的設(shè)計(jì)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(jì)思想,避免飛機(jī)結(jié)構(gòu)出現(xiàn)災(zāi)難性疲勞破壞是最重要的目標(biāo)之一。中國航空工業(yè)在貫徹國軍標(biāo)GJB 775A《軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱》后,實(shí)現(xiàn)了新飛機(jī)論證開始到機(jī)隊(duì)運(yùn)行管理的全生命期過程按照該大綱的“五項(xiàng)任務(wù)”進(jìn)行管理,確保了新飛機(jī)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(jì)、制造、試驗(yàn)、試飛和機(jī)隊(duì)管理過程中,疲勞與結(jié)構(gòu)完整性各項(xiàng)技術(shù)的研究進(jìn)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(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)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(xiàn)。其中,以“飛機(jī)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(tuán)隊(duì)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(jì)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(jì)原理與分析方法,提出了飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性設(shè)計(jì)和地面試驗(yàn)要求,編制了《軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱》；② 通過開展飛機(jī)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(yàn)方法,給出了有關(guān)國產(chǎn)和美標(biāo)航空材料的試驗(yàn)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(jì)壽命預(yù)測的分析方法和全套計(jì)算程序,提出了隨機(jī)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(kuò)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(jī)起落架耐久性設(shè)計(jì)指南》；⑤ 建立了雙軸應(yīng)力下機(jī)身加筋壁板剩余強(qiáng)度的彈塑性有限元分析及試驗(yàn)方法,并提出改進(jìn)加筋壁板結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)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(jì)算方法,以及含多裂紋機(jī)身加筋壁板結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)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(xì)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(yàn)方法,以及全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性試驗(yàn)技術(shù)。

在抗疲勞與斷裂強(qiáng)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(qiáng)化等強(qiáng)化工藝進(jìn)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(qiáng)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(yàn)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(kuò)展壽命計(jì)算方法進(jìn)行研究,給出了可供工程使用的裂紋形成和擴(kuò)展壽命計(jì)算方法和相應(yīng)的計(jì)算程序,包括應(yīng)力強(qiáng)度因子計(jì)算方法和相應(yīng)的程序；④ 開展了基于強(qiáng)化技術(shù)的典型結(jié)構(gòu)的細(xì)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(yàn)結(jié)果,并編制了《強(qiáng)化工藝技術(shù)手冊》和《強(qiáng)化設(shè)計(jì)技術(shù)手冊》。

在結(jié)構(gòu)可靠性評估及設(shè)計(jì)研究方面主要開展了如下工作：① 初步形成了飛機(jī)結(jié)構(gòu)可靠性設(shè)計(jì)思想體系,建立了飛機(jī)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(biāo)體系和可靠度分配方法,并且建立了飛機(jī)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(yàn)方法,并且提供了新型飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計(jì)中可靠性評估的分析和試驗(yàn)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(jī)結(jié)構(gòu)破壞危險(xiǎn)性分析指南》和《裂紋監(jiān)測概率曲線手冊》；④ 建立了典型機(jī)構(gòu)(包括起落架收放系統(tǒng)、襟翼操縱系統(tǒng)及軍用運(yùn)輸機(jī)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(jī)構(gòu)可靠性評估和試驗(yàn)驗(yàn)證方法,完成了若干機(jī)種典型機(jī)構(gòu)可靠性評估和試驗(yàn)驗(yàn)證研究,編制了《飛機(jī)典型機(jī)構(gòu)可靠性評估及試驗(yàn)指南》。

在腐蝕疲勞與腐蝕防護(hù)技術(shù)研究方面的主要工作有：① 建立了飛機(jī)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(dāng)量化的典型標(biāo)準(zhǔn)環(huán)境譜；② 建立了腐蝕疲勞裂紋萌生和擴(kuò)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(yàn)驗(yàn)證方法,提供了各種類型結(jié)構(gòu)有效的腐蝕防護(hù)措施及工程應(yīng)用實(shí)例,并編制了《飛機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕疲勞設(shè)計(jì)指南》。

此外,AFFD系統(tǒng)工程還對磨蝕疲勞防護(hù)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(jì)以及若干典型結(jié)構(gòu)延壽綜合治理等內(nèi)容進(jìn)行了研究。通過“七五”、“八五”、“九五”三個(gè)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(xiàng)具有較大經(jīng)濟(jì)效益的研究成果,產(chǎn)生了不少于3 000萬元的經(jīng)濟(jì)效益[9]。

進(jìn)入21世紀(jì),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(jìn)展與現(xiàn)狀的現(xiàn)場報(bào)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(shí)例。2015年,中國正式成為ICAF組織的第15個(gè)正式成員,標(biāo)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(jìn)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(jī)結(jié)構(gòu)的積木式試驗(yàn)驗(yàn)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(jī)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(yàn)的飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測、損傷檢測和維護(hù)。

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(yàn)；② 研制和開發(fā)了多種材料、元件及典型細(xì)節(jié)強(qiáng)度試驗(yàn)裝置；③ 編寫了大量有關(guān)材料及性能設(shè)計(jì)邊標(biāo)準(zhǔn)、手冊；大尺寸整體結(jié)構(gòu)的損傷容限設(shè)計(jì)及驗(yàn)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(jī)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(jìn)展

飛機(jī)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(jī)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(jìn)入21世紀(jì)以來,國家對航空工業(yè)給予高度重視,在科研經(jīng)費(fèi)方面提供大力支持,使得很多航空疲勞科研項(xiàng)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(yàn)技術(shù)及服役管理等方面,對進(jìn)入新世紀(jì)以來中國在航空疲勞領(lǐng)域的研究進(jìn)展進(jìn)行簡要介紹。

2.1 材料/結(jié)構(gòu)/工藝疲勞研究現(xiàn)狀和進(jìn)展

現(xiàn)代飛機(jī)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(shí)現(xiàn)高效率和長壽命目標(biāo),從而使得飛機(jī)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(qiáng)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(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞壽命取決于重要結(jié)構(gòu)細(xì)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。基于此,為提升飛機(jī)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(jì)；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(shí)際操作過程中,結(jié)構(gòu)選材與形狀設(shè)計(jì)以及連接形式、布局等在設(shè)計(jì)階段即可完成,而改進(jìn)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(jì)階段進(jìn)行規(guī)劃,還需要在加工、制造、裝配階段具體實(shí)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(jìn)材料疲勞研究現(xiàn)狀

飛機(jī)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(jì)性的權(quán)衡,靜強(qiáng)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(yàn)和繼承性等。鋁合金由于密度小、比強(qiáng)度高,耐蝕性好,同時(shí)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(kuò)展和斷裂的微觀特征以及疲勞壽命的預(yù)測進(jìn)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(xì)小裂紋形成而逐漸長大擴(kuò)展至斷裂。研究疲勞裂紋的擴(kuò)展規(guī)律是疲勞裂紋試驗(yàn)過程中的基礎(chǔ)環(huán)節(jié),疲勞裂紋的擴(kuò)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(jī)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(jī)中得到應(yīng)用。

鋁鋰合金因其高比強(qiáng)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(jī)身、壁板、隔框等部位,有望使現(xiàn)役飛機(jī)減重10%、新型飛機(jī)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(jī)制呈現(xiàn)多樣化,在較小應(yīng)力(75%σ0.2)時(shí)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(yùn)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(dá)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(kuò)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(qiáng)化效果也隨方向有所差別,L取向時(shí)噴丸強(qiáng)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(qiáng)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(yàn)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(shí)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(jī)C919機(jī)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(yàn)

圖4 C919客機(jī)機(jī)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(diǎn),比強(qiáng)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(qiáng)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(qiáng)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(qiáng)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(jī)身、機(jī)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(kuò)展,進(jìn)而在界面處出現(xiàn)分層現(xiàn)象(圖5),隨后快速擴(kuò)展直至斷裂破壞,“橋連”作用使其裂紋擴(kuò)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(kuò)展橋連效率變化及分層擴(kuò)展機(jī)制開展了深入研究,可實(shí)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(jī)的應(yīng)用還較少。

圖5 纖維增強(qiáng)鋁合金層合板裂紋擴(kuò)展機(jī)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(jī)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(jī)及單通道干線客機(jī)中,復(fù)合材料的使用比例逐步提高,ARJ21-700飛機(jī)復(fù)合材料用量約為2%,MA700飛機(jī)的復(fù)材用量在10%左右,C919大型客機(jī)的復(fù)合材料用量占比上升至11.5%,未來寬體客機(jī)CR929復(fù)合材料應(yīng)用比例將會大幅提升(設(shè)想用量>50%),達(dá)到或接近國際同類機(jī)型B787和A350的應(yīng)用水平。復(fù)合材料強(qiáng)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(diǎn),致使其疲勞損傷和破壞機(jī)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(yán)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(qiáng)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(yàn)表明,只要含缺陷/損傷結(jié)構(gòu)滿足設(shè)計(jì)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(yàn),獲取合適的設(shè)計(jì)許用值,并進(jìn)行充分的驗(yàn)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(jì)評定方法因試驗(yàn)周期和驗(yàn)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(jī)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(qiáng)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(kuò)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(qiáng)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(diǎn),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(qiáng)度預(yù)測,中國學(xué)者發(fā)展了損傷區(qū)纖維斷裂準(zhǔn)則[38],也考慮缺口根部應(yīng)力梯度影響的應(yīng)力場強(qiáng)法,對點(diǎn)應(yīng)力準(zhǔn)則和平均應(yīng)力準(zhǔn)則分析方法進(jìn)行統(tǒng)一,提出了應(yīng)力場強(qiáng)法[39],對損傷物理機(jī)制有了較深層次的表達(dá)。

2.1.2 先進(jìn)結(jié)構(gòu)疲勞研究現(xiàn)狀

良好的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、合理的結(jié)構(gòu)布局是進(jìn)一步提高飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗疲勞性能的途徑。整體加筋壁板基于先進(jìn)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(jī)身、機(jī)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(dāng)裂紋長度擴(kuò)展至兩跨后其剩余強(qiáng)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(jì)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(qiáng)度。對前機(jī)身上壁板在考慮內(nèi)壓和軸拉載荷下開展損傷容限試驗(yàn)研究,發(fā)現(xiàn)在半裂紋長度小于80 mm時(shí)呈緩慢裂紋擴(kuò)展特性,基本沿直線擴(kuò)展,且左右兩側(cè)對稱性較好,在剩余強(qiáng)度試驗(yàn)時(shí)機(jī)身便沿縱向裂紋失穩(wěn)擴(kuò)展導(dǎo)致最終破壞,在遠(yuǎn)端框處呈現(xiàn)“緩字狀”的裂紋擴(kuò)展破壞模式[46]。目前中國已建立了機(jī)身整體壁板結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則和先進(jìn)工藝制造流程,完成了大型飛機(jī)全尺寸機(jī)身整體壁板結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)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(yàn)驗(yàn)證[47-48](如圖6和圖7所示),達(dá)到了大型飛機(jī)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(jī)[49]。

圖6 整體壁板結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計(jì)與驗(yàn)證

圖7 機(jī)翼整體壁板損傷容限試驗(yàn)[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?fù)浠认冗M(jìn)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(diǎn),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(gè)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(qiáng)度,但是其細(xì)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(kuò)展性能[57]。同時(shí),增材制造材料因其工藝特點(diǎn)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(shí)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(jìn)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(jìn)而影響結(jié)構(gòu)的韌性、強(qiáng)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(gè)飛機(jī)型號的多種金屬零構(gòu)件(圖9),特別是在某型機(jī)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(kuò)展[50]

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

2.1.3 先進(jìn)工藝疲勞研究現(xiàn)狀

先進(jìn)焊接技術(shù)的發(fā)展和應(yīng)用不僅可降低飛機(jī)結(jié)構(gòu)的制造成本和重量,同時(shí)還為設(shè)計(jì)新型整體復(fù)雜結(jié)構(gòu)提供了實(shí)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(jì)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(kuò)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(kuò)展能力甚至可以強(qiáng)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(kuò)展前期2種焊接方式的裂紋擴(kuò)展速率相近,后期激光斜焊的擴(kuò)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(kuò)展區(qū)(da/dN<10-5mm/Cycle)的裂紋擴(kuò)展速率也更小,但在裂紋擴(kuò)展中速區(qū)(da/dN>10-5mm/Cycle)的裂紋擴(kuò)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(qiáng)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(diǎn)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(jī)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(jī)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(dá)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(shí)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(jī)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(jī)結(jié)構(gòu)的抗疲勞設(shè)計(jì)除了采用新材料、整體化結(jié)構(gòu)、結(jié)構(gòu)布局及細(xì)節(jié)優(yōu)化設(shè)計(jì)、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(jìn)行不同程度的強(qiáng)化?？讛D壓便是工程中常用的一種強(qiáng)化技術(shù),廣泛應(yīng)用于連接孔的強(qiáng)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(shí),可提高緊固孔疲勞壽命3倍以上[69]。擠壓量是孔擠壓強(qiáng)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(qiáng)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(kuò)展區(qū)域面積,使得裂紋擴(kuò)展壽命增長[71-73],且孔擠壓強(qiáng)化對于裂紋擴(kuò)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(jìn)行孔邊強(qiáng)化可能擦傷孔壁,有時(shí)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(qiáng)化技術(shù)在民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)的抗疲勞設(shè)計(jì)、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(qiáng)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(gè)角度深入分析不同材料的強(qiáng)化機(jī)理和疲勞增益效果,此外,還需考慮實(shí)際服役環(huán)境,如溫度、腐蝕環(huán)境、疲勞載荷等,加強(qiáng)對孔擠壓疲勞增益的影響規(guī)律和機(jī)理研究。

圖12 FEM計(jì)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(qiáng)化技術(shù)是工程中又一種常用的結(jié)構(gòu)強(qiáng)化工藝,通過引入殘余壓應(yīng)力并使結(jié)構(gòu)組織細(xì)化,以達(dá)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(jìn)行噴丸強(qiáng)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(xì)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(kuò)展的作用,使得噴丸強(qiáng)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(kuò)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(dāng)噴丸強(qiáng)度太大時(shí)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(qiáng)化工藝的復(fù)合強(qiáng)化工藝也受備受關(guān)注,因?yàn)閺?fù)合強(qiáng)化可以綜合多種強(qiáng)化工藝的優(yōu)點(diǎn)而獲得。目前,基于多種強(qiáng)化工藝協(xié)同效果[84],如激光噴丸+冷擠壓復(fù)合強(qiáng)化后結(jié)構(gòu)的疲勞壽命比僅激光強(qiáng)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(qiáng)發(fā)展噴丸和其他表面工程技術(shù)的復(fù)合強(qiáng)化技術(shù),如表面滲碳、滲氮與噴丸強(qiáng)化,以及熱噴涂與噴丸強(qiáng)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(qiáng)化研究的重點(diǎn)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(qiáng)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(yàn)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(yàn)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(jìn)而對疲勞壽命進(jìn)行預(yù)測是最直接、最有效、最準(zhǔn)確的方法,但因試驗(yàn)周期長、費(fèi)用昂貴、數(shù)據(jù)有限等顯而易見的缺點(diǎn)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(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行唯象地、經(jīng)驗(yàn)地分析和提煉,進(jìn)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(jìn)行簡要綜述,并且對近年來作為航空疲勞分析熱點(diǎn)的多尺度疲勞分析進(jìn)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(yàn)確定的飛機(jī)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(kuò)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(jī)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(dāng)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(xì)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(yàn)周期長、費(fèi)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(kuò)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(yàn)件數(shù)量[87]。而在P-S-N曲線擬合時(shí),將具有累積先驗(yàn)信息的分層貝葉斯模型應(yīng)用在概率疲勞壽命曲線估計(jì)中,可利用更少的試驗(yàn)樣本數(shù)來獲取P-S-N曲線,且可以考慮參數(shù)隨機(jī)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?yàn)橛?jì)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(yàn)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(dāng)將其推廣應(yīng)用于不同的試驗(yàn)條件時(shí),則需要結(jié)合實(shí)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(jìn)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(xiǎn)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(xì)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(xì)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(qiáng)度校核的方式,廣泛應(yīng)用于民機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞壽命初步設(shè)計(jì)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(shí)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(zhǔn)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(xì)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(jìn)行了發(fā)展,滿足了飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)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(qiáng)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(jī)結(jié)構(gòu)與使用載荷特點(diǎn),從載荷譜當(dāng)量等幅化、DFR許用值確定和標(biāo)準(zhǔn)S-N曲線建立幾個(gè)方面進(jìn)行深入研究,建立了適用于軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)的DFR方法[105]。

當(dāng)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(yàn)直接獲得結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)處的裂紋形成和小裂紋擴(kuò)展特性,進(jìn)而估算結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)在類似載譜作用下的疲勞壽命的方法,它采用當(dāng)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(xì)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(shí)間為零來確定,它在隨后的裂紋擴(kuò)展中會導(dǎo)致一條真實(shí)的裂紋尺寸,但和結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)中的真實(shí)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(shí)。一旦確定出合適的EIFSD,就可以用2段確定性的隨機(jī)的裂紋擴(kuò)展速率模型來描述EIFSD的擴(kuò)展,從而可以預(yù)測在任意使用時(shí)間時(shí)的裂紋超出數(shù)概率或達(dá)到任意指定的裂紋尺寸時(shí)使用時(shí)間的累積分布,實(shí)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(jìn)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(jī)結(jié)構(gòu)最為危險(xiǎn)的疲勞破壞形式[110],分為同一結(jié)構(gòu)中不同部位同時(shí)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(shí)出現(xiàn)多條裂紋的多元件損傷(Multiple Element Damage, MED),其危險(xiǎn)性在于多個(gè)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(biāo)志結(jié)構(gòu)不再滿足損傷容限要求。MA600和ARJ21全機(jī)疲勞試驗(yàn)、MA700機(jī)身等直段(圖16)等國產(chǎn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)地面試驗(yàn)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(qiáng)度因子求解[112]、裂紋連通失效準(zhǔn)則[113]、裂紋擴(kuò)展壽命計(jì)算[114]以及多裂紋結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)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(jī)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(qiáng)度存在很強(qiáng)的隨機(jī)分布特性,對疲勞壽命的準(zhǔn)確評估有很大影響,因此需要從疲勞統(tǒng)計(jì)學(xué)的角度對廣布疲勞損傷問題進(jìn)行研究。將斷裂力學(xué)與疲勞統(tǒng)計(jì)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(kuò)展的過程的隨機(jī)性,進(jìn)而實(shí)現(xiàn)多裂紋隨機(jī)萌生、擴(kuò)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(jī)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(biāo)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(jī)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(yàn)結(jié)果

2.2.2 損傷容限分析評估方法

飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷容限分析是指對含損傷結(jié)構(gòu)的裂紋擴(kuò)展壽命和剩余強(qiáng)度的分析。其中,裂紋擴(kuò)展壽命分析主要計(jì)算結(jié)構(gòu)初始裂紋在給定載荷譜作用下擴(kuò)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(qiáng)度分析主要確定結(jié)構(gòu)在給定裂紋尺寸下的剩余強(qiáng)度許用值或給定剩余強(qiáng)度要求下的臨界裂紋尺寸。目前,飛機(jī)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(zhǔn)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(kuò)展壽命及剩余強(qiáng)度的基礎(chǔ)。應(yīng)力強(qiáng)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(qiáng)度因子計(jì)算相對簡單,是目前飛機(jī)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(jī)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(qiáng)度因子理論解,或者通過試驗(yàn)數(shù)據(jù)擬合,給出了典型損傷結(jié)構(gòu)的應(yīng)力強(qiáng)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(qiáng)度因子計(jì)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(qiáng)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(qiáng)度因子計(jì)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(jìn)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(kuò)展到三維I/II復(fù)合型裂紋問題。

在疲勞裂紋擴(kuò)展速率方面,I型裂紋常幅譜計(jì)算模型相對成熟,隨機(jī)譜作用下的計(jì)算模型精度則有待提升。因此較多學(xué)者以材料試驗(yàn)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(kuò)展行為及機(jī)理[128],并建立了一些I型裂紋低周疲勞裂紋擴(kuò)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(kuò)展的復(fù)雜隨機(jī)現(xiàn)象,對經(jīng)典裂紋擴(kuò)展速率模型進(jìn)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(kuò)展問題的研究重點(diǎn)在于裂紋尖端應(yīng)力應(yīng)變場的參數(shù)表征以及斷裂準(zhǔn)則的確定,結(jié)合試驗(yàn)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(qiáng)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(gè)復(fù)合型裂紋擴(kuò)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(kuò)展行為更加復(fù)雜,常沿著不規(guī)則的擴(kuò)展路徑形成復(fù)雜的裂紋擴(kuò)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(zhǔn)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(kuò)展分析和剩余強(qiáng)度評估方面取得了實(shí)質(zhì)性進(jìn)展。如何利用標(biāo)準(zhǔn)試驗(yàn)件的斷裂韌性和裂紋擴(kuò)展數(shù)據(jù)來評估含非穿透曲線裂紋的實(shí)際結(jié)構(gòu)的損傷容限性能,是航空結(jié)構(gòu)三維裂紋擴(kuò)展分析的關(guān)鍵問題。郭萬林團(tuán)隊(duì)[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(diǎn)與某厚度穿透直裂紋板的裂尖之間的等價(jià)關(guān)系,并對部分飛機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了三維損傷容限分析[140]。同時(shí),三維應(yīng)力強(qiáng)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(kuò)展和壽命計(jì)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(jī)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(qiáng)度太陽輻照等嚴(yán)酷環(huán)境,從而產(chǎn)生比較嚴(yán)重的結(jié)構(gòu)腐蝕,腐蝕疲勞裂紋從金屬表面的點(diǎn)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(kuò)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(diǎn)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(kuò)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(kuò)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(xì)觀缺陷不斷萌生、擴(kuò)展進(jìn)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(kuò)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(shí)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(kuò)展壽命進(jìn)行評價(jià)。為了對腐蝕損傷參量進(jìn)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(jìn)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(yàn)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(shí)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(jì)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(jìn)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(qiáng)的材料、環(huán)境相關(guān)性,不同種類的金屬可能裂紋萌生機(jī)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(jī)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(kuò)展也十分復(fù)雜,分析方法總體上以等幅載荷疲勞裂紋擴(kuò)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(qiáng)、適用范圍廣的腐蝕疲勞裂紋萌生和擴(kuò)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(shí)驗(yàn)室研究,尚未實(shí)現(xiàn)對航空結(jié)構(gòu)腐蝕疲勞壽命進(jìn)行準(zhǔn)確評估,工程應(yīng)用價(jià)值有待進(jìn)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(gè)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(kuò)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(xiàng)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(kuò)展行為存在很大的差異性,小裂紋階段的擴(kuò)展速率受晶粒尺寸的影響不明顯,長裂紋階段的裂紋擴(kuò)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(kuò)展機(jī)制的影響表明,在裂紋尺寸小于200 μm時(shí)微裂紋的擴(kuò)展速率基本恒定,但當(dāng)裂紋尺寸大于200 μm時(shí),裂紋擴(kuò)展速率明顯加快,微裂紋的萌生和擴(kuò)展占整個(gè)壽命的60%～80%,且疲勞壽命的分散性主要與裂紋萌生機(jī)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(kuò)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(xì)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(shí)現(xiàn)將疲勞裂紋形成階段與擴(kuò)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(xì)觀裂紋擴(kuò)展統(tǒng)一模型,借助有限元法或擴(kuò)展有限元法可以求解跨尺度應(yīng)力強(qiáng)度因子并將其作為裂紋擴(kuò)展的控制參量,進(jìn)而實(shí)現(xiàn)三維疲勞裂紋擴(kuò)展的跨尺度分析模型[179]。文獻(xiàn)[180]提出了一種既可以從微觀尺度上描述微裂紋形核和擴(kuò)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(jìn)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(kuò)展的損傷累積過程中的疲勞壽命。文獻(xiàn)[181]則基于晶界強(qiáng)化和微觀結(jié)構(gòu)差異性提出了MSC裂紋擴(kuò)展速率的多尺度擴(kuò)展模型,統(tǒng)一了MSC、PSC和LC裂紋擴(kuò)展速率的表達(dá)式,并基于多種初始微缺口尺寸的GH4169試件的裂紋擴(kuò)展和疲勞壽命試驗(yàn)數(shù)據(jù)對該多尺度裂紋擴(kuò)展統(tǒng)一模型進(jìn)行了驗(yàn)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(jī)理,對結(jié)構(gòu)的剩余壽命預(yù)估和剩余強(qiáng)度評估從細(xì)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(dú)特優(yōu)勢使得從微、細(xì)觀層面研究疲勞損傷機(jī)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(kuò)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(xì)觀尺度上演化、發(fā)展進(jìn)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(shí)驗(yàn)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(shí)際應(yīng)用產(chǎn)生指導(dǎo)作用。其次,為了深入描述微/細(xì)觀機(jī)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(xì)觀細(xì)節(jié),這往往會導(dǎo)致模型網(wǎng)格數(shù)目過多,使得計(jì)算成本很高甚至無法計(jì)算,因此現(xiàn)有多尺度疲勞分析方法中存在著計(jì)算精度與計(jì)算代價(jià)之間的博弈,且在現(xiàn)有技術(shù)條件和計(jì)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(jì)算代價(jià)從微、細(xì)觀維度研究工程結(jié)構(gòu)的跨尺度損傷機(jī)理及演化過程,進(jìn)而開展宏觀層面的剩余壽命和剩余強(qiáng)度評估是一項(xiàng)具有挑戰(zhàn)性又具有重要價(jià)值的工作。

2.3 疲勞試驗(yàn)技術(shù)研究現(xiàn)狀

2.3.1 積木式驗(yàn)證思想及發(fā)展

當(dāng)前飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)基本都在按照“積木式”的思想來規(guī)劃和設(shè)計(jì),這種驗(yàn)證方法通常從小試驗(yàn)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(yàn)的規(guī)模越小,驗(yàn)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(gè)層次的工作都建立在前一個(gè)層次所積累的可靠數(shù)據(jù)基礎(chǔ)或方法之上。不同的標(biāo)準(zhǔn)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(gè)層次。GJB775.1中雖然并未提到“積木式”的概念,但其對于設(shè)計(jì)研制階段的試驗(yàn)也劃分了元件試驗(yàn)、許用值試驗(yàn)、部件試驗(yàn)和驗(yàn)證階段的全機(jī)試驗(yàn)4個(gè)層次。實(shí)際工程中,可將“積木式”層次劃分更為細(xì)致并作適當(dāng)組合和調(diào)整,如某型機(jī)的積木式試驗(yàn)規(guī)劃分為5層,分別是材料/試樣/細(xì)節(jié)、典型結(jié)構(gòu)件、組合件、部件、全機(jī),見圖18。

圖18 某型機(jī)疲勞試驗(yàn)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(yàn)來降低研制計(jì)劃的費(fèi)用與風(fēng)險(xiǎn)。在“積木式”設(shè)計(jì)和驗(yàn)證的思想下,設(shè)計(jì)研制過程能在計(jì)劃進(jìn)程的早期更有效地評定技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)。在制定研制計(jì)劃時(shí)多采用低成本的小試驗(yàn)件試驗(yàn),只需要較少量高成本的部件和全尺寸試驗(yàn)件試驗(yàn),在條件滿足的情況下用分析來取代一部分試驗(yàn),這就實(shí)現(xiàn)了資金的高效利用,同時(shí)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(yàn)證,試驗(yàn)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(yàn)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(shí)減少上層的組件、部件及全尺寸結(jié)構(gòu)試驗(yàn)數(shù)量,在滿足規(guī)范、條款要求的同時(shí),達(dá)到提高驗(yàn)證效率減少經(jīng)費(fèi)的目的。

圖19 積木式試驗(yàn)規(guī)劃思想的發(fā)展

2.3.2 壁板類疲勞損傷容限試驗(yàn)

飛機(jī)機(jī)身/機(jī)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(diǎn)。中國以前僅能完成單一載荷工況或簡單復(fù)合工況試驗(yàn),制約著飛機(jī)疲勞強(qiáng)度性能的驗(yàn)證。通過對飛機(jī)壁板邊界要求及受載情況分析,設(shè)計(jì)可旋轉(zhuǎn)隨動加載框架,從而解決了機(jī)身/機(jī)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(yàn)裝置上進(jìn)行的加載方法[182-183]。此外,按照機(jī)身/機(jī)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(yàn)件邊界影響區(qū)域,擴(kuò)大了試驗(yàn)件的有效考核范圍,支持了機(jī)身/機(jī)翼試驗(yàn)規(guī)劃及試驗(yàn)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(yàn)裝置和系統(tǒng)[184],試驗(yàn)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(yàn)?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(yàn),并形成了加載噸位覆蓋10 000 t的系列化試驗(yàn)裝置,如圖20所示。該項(xiàng)技術(shù)成功應(yīng)用于ARJ21、C919、Y20、AG600和MA700飛機(jī)機(jī)身/機(jī)翼壁板靜力、疲勞和損傷容限試驗(yàn),實(shí)現(xiàn)了多種載荷同時(shí)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(jī)身曲板試驗(yàn)裝置及系列化壁板試驗(yàn)裝置

2.3.3 結(jié)構(gòu)機(jī)構(gòu)疲勞可靠性試驗(yàn)

大型飛機(jī)高升力結(jié)構(gòu)/機(jī)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(yàn)證至關(guān)重要。自“十一五”起,中國在充分考慮運(yùn)動機(jī)構(gòu)支持邊界、機(jī)翼變形、運(yùn)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(jī)翼自身大變形問題,設(shè)計(jì)了調(diào)節(jié)彎曲變形的工裝模擬件,給出了考慮機(jī)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(yùn)動特點(diǎn),編制了可供實(shí)施的氣動載荷譜,實(shí)現(xiàn)了襟、縫翼運(yùn)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(diǎn),選取合適的拉壓墊材料及工藝,實(shí)現(xiàn)拉、壓雙向載荷的施加,并提出拉壓墊單點(diǎn)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(shí)現(xiàn)飛機(jī)真實(shí)歷程載荷的隨動實(shí)時(shí)加載；④ 研制了大型飛機(jī)襟、縫翼運(yùn)動機(jī)構(gòu)隨動加載疲勞可靠性試驗(yàn)系統(tǒng)(圖21)。該試驗(yàn)系統(tǒng)已成功應(yīng)用于ARJ21飛機(jī)襟縫翼機(jī)構(gòu)疲勞可靠性驗(yàn)證試驗(yàn),解決了襟、縫翼等可動機(jī)構(gòu)疲勞可靠性精確加載的試驗(yàn)難題[185]。

圖21 某型機(jī)襟縫翼結(jié)構(gòu)/機(jī)構(gòu)疲勞可靠性試驗(yàn)系統(tǒng)

為了真實(shí)準(zhǔn)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(shí)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(yàn)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(yùn)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(yùn)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(yàn)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(yàn)證試驗(yàn),試驗(yàn)狀態(tài)盡可能地與實(shí)際使用狀態(tài)吻合、試驗(yàn)載荷盡可能地模擬真實(shí)使用狀態(tài)載荷是試驗(yàn)的關(guān)鍵。針對各類型軍、民機(jī)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(yàn)證問題,開發(fā)了起落架變行程隨動疲勞可靠性試驗(yàn)裝置和起落架收放疲勞可靠性試驗(yàn)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(yàn),能避免大工作量換裝,提高試驗(yàn)精度,可縮短試驗(yàn)周期3/4以上。

圖23 起落架變行程隨動疲勞可靠性試驗(yàn)裝置

2.3.4 水陸兩棲飛機(jī)試驗(yàn)

大型水陸兩棲飛機(jī)特殊的功能需求使得飛機(jī)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(jī)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(jī)相比,載荷形式更多樣、載荷分布更復(fù)雜[188]。同時(shí),V型船身、機(jī)身斷階等水陸兩棲飛機(jī)特有的結(jié)構(gòu)形式也與傳統(tǒng)陸基飛機(jī)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(diǎn)加載無法準(zhǔn)確模擬船體連續(xù)分布載荷的難點(diǎn),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(zhǔn)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(jī)構(gòu)自由度分配的自適應(yīng)多級壓向加載系統(tǒng)設(shè)計(jì)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(shí)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(zhǔn)模擬技術(shù)已經(jīng)應(yīng)用于AG600大型水陸兩棲飛機(jī)全機(jī)試驗(yàn)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(zhǔn)確施加。

圖24 水陸兩棲飛機(jī)試驗(yàn)

2.3.5 全機(jī)疲勞試驗(yàn)及加速技術(shù)

新型飛機(jī)研制中通常要開展全尺寸疲勞試驗(yàn),以驗(yàn)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(xiǎn)部位、薄弱環(huán)節(jié),為結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和制造工藝的改進(jìn)提供依據(jù)。全尺寸疲勞試驗(yàn)可以對飛機(jī)各主要部段分別進(jìn)行,也可以對整機(jī)直接考核(襟縫翼、起落架及發(fā)動機(jī)架等部件試驗(yàn)仍要單獨(dú)進(jìn)行),即全機(jī)疲勞試驗(yàn)[190]。中國先后開展了運(yùn)七、運(yùn)八、MA600、運(yùn)12F、ARJ-21等民用飛機(jī)以及JH7、J10、J15、大型運(yùn)輸機(jī)等軍用飛機(jī)的全機(jī)疲勞試驗(yàn)(圖25),經(jīng)過不斷的實(shí)踐和創(chuàng)新,掌握了一體化加載框架設(shè)計(jì)、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(yàn)支持、加載、測量等硬件設(shè)施方面達(dá)到了與國外相當(dāng)?shù)乃絒191]。

圖25 中國開展的部分全機(jī)疲勞試驗(yàn)

全機(jī)疲勞試驗(yàn)是最復(fù)雜、最昂貴、最耗時(shí)的試驗(yàn)工作。由于中國系列化機(jī)型的試驗(yàn)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(yàn)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(yàn)考核結(jié)構(gòu)或部位過多,試驗(yàn)載荷譜復(fù)雜度增加,試驗(yàn)中非預(yù)期損傷相對較多。歐美等國家由于飛機(jī)設(shè)計(jì)和制造水平較高、繼承性好,加之在驗(yàn)證試驗(yàn)的總體設(shè)計(jì)和試驗(yàn)過程中采用了大量先進(jìn)技術(shù),能夠在較短的時(shí)間內(nèi)完成試驗(yàn),保證了研制項(xiàng)目的順利進(jìn)行,A-380疲勞試驗(yàn)只運(yùn)行了26個(gè)月,而中國Y8飛機(jī)的全尺寸疲勞試驗(yàn)運(yùn)行了8年,過長的疲勞試驗(yàn)周期,已經(jīng)成為制約中國飛機(jī)研發(fā)的瓶頸,影響著整個(gè)飛機(jī)技術(shù)和產(chǎn)業(yè)的發(fā)展。

MA600型飛機(jī)全機(jī)疲勞及損傷容限試驗(yàn)預(yù)計(jì)完成100 000次起落的疲勞試驗(yàn)、25 000次起落的損傷容限試驗(yàn),試驗(yàn)周期長、難度大,為確保試驗(yàn)正常進(jìn)行,并充分暴露薄弱部位,在試驗(yàn)中采用了多項(xiàng)試驗(yàn)新技術(shù),包括：① 對載荷譜進(jìn)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(jì)技術(shù),方便試驗(yàn)中的檢查,解決了全機(jī)“0 g”扣重實(shí)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(yàn)實(shí)施過程的綜合管理技術(shù),確保了試驗(yàn)安全、有序運(yùn)行。新技術(shù)的使用縮短了試驗(yàn)周期,提高了試驗(yàn)技術(shù)水平,試驗(yàn)安裝時(shí)間僅為以往同類型疲勞試驗(yàn)的一半,試驗(yàn)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(jī)結(jié)構(gòu)地面疲勞試驗(yàn)是飛機(jī)全壽命過程在時(shí)間刻度上的“壓縮”,疲勞試驗(yàn)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(yán)苛、損傷檢測靈敏度和可靠性要求高等突出特點(diǎn),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(dāng)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(kuò)展實(shí)時(shí)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(kuò)展測量系統(tǒng),實(shí)現(xiàn)了對疲勞裂紋擴(kuò)展的實(shí)時(shí)監(jiān)測,裂紋測量精度達(dá)0.3 mm；③ 損傷快速化檢測與評估技術(shù),實(shí)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(jī)結(jié)構(gòu)的原位無損檢測工藝技術(shù)[195],制定了飛機(jī)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(jī)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(yùn)20、ARJ21、C919等多型航空器強(qiáng)度試驗(yàn)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(yàn)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(jī)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(jī)翼的疲勞試驗(yàn)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(jìn)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(jī)翼試驗(yàn)中的應(yīng)用

2.4 飛機(jī)服役壽命管理研究現(xiàn)狀

隨著飛機(jī)結(jié)構(gòu)研制水平的提升,飛機(jī)服役壽命延長至20～30年。為了確保飛機(jī)在運(yùn)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(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞壽命在全壽命期內(nèi)進(jìn)行管理。飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命服役管理的基本思想是,利用先進(jìn)的結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(Structure Health Monitor,SHM)技術(shù)對飛機(jī)在使用過程中的性能衰退趨勢進(jìn)行實(shí)時(shí)的監(jiān)測,對可能發(fā)生疲勞破壞的危險(xiǎn)部位進(jìn)行提前預(yù)警,結(jié)合對危險(xiǎn)部位的剩余壽命和剩余強(qiáng)度預(yù)估,建立維修決策模型(如飛機(jī)維修費(fèi)用優(yōu)化模型、飛機(jī)使用率優(yōu)化模型)和最優(yōu)維修方案,在保障飛機(jī)安全的同時(shí)提高機(jī)隊(duì)的經(jīng)濟(jì)效益和戰(zhàn)備執(zhí)勤率。因此,研究一套適用、有效的飛機(jī)疲勞壽命服役管理辦法,使得維護(hù)人員通過對飛機(jī)服役狀態(tài)的監(jiān)測、評估、預(yù)測和管理,合理安排飛機(jī)機(jī)隊(duì)的運(yùn)營與維修時(shí)段,可顯著降低飛機(jī)運(yùn)營的風(fēng)險(xiǎn)和成本。本小節(jié)從飛機(jī)的單機(jī)監(jiān)控技術(shù)以及定/延壽方法的研究進(jìn)展著手,對近年來飛機(jī)疲勞壽命服役管理方面的研究成果進(jìn)行了簡要介紹。

2.4.1 單機(jī)監(jiān)控

飛機(jī)單機(jī)壽命監(jiān)控是疲勞壽命服役管理的一個(gè)重要輔助手段,可以通過安裝在飛機(jī)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(shí)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(jī)壽命監(jiān)控的核心。由于飛機(jī)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(jī)群中個(gè)體的疲勞壽命存在一定的差別。SHM技術(shù)通過布置在飛機(jī)關(guān)鍵部位的傳感器對飛機(jī)結(jié)構(gòu)的使用環(huán)境(載荷、振動、溫度、腐蝕等)進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)測和分析,獲取飛機(jī)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(jìn)而對飛機(jī)使用維護(hù)和結(jié)構(gòu)檢查維修的決策進(jìn)行合理指導(dǎo)。單機(jī)監(jiān)控技術(shù)的功能劃分為5個(gè)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(qiáng)度/壽命評估；⑤ 結(jié)構(gòu)完整性評價(jià)。其中,單機(jī)疲勞損傷判斷及評估是實(shí)施單機(jī)壽命監(jiān)控和后續(xù)結(jié)構(gòu)完整性評價(jià)的重要環(huán)節(jié),也是單機(jī)監(jiān)控目前研究的重點(diǎn)。張福澤[201]在機(jī)群飛機(jī)通過全尺寸疲勞試驗(yàn)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(jì)算,給出了單機(jī)監(jiān)控飛機(jī)各個(gè)節(jié)點(diǎn)上的結(jié)構(gòu)損傷判據(jù),以監(jiān)控飛機(jī)在各個(gè)階段上的剩余疲勞壽命。飛機(jī)單機(jī)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(shí)施步驟如下：

圖30 基于結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)測的飛機(jī)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(jì)算分析、結(jié)構(gòu)試驗(yàn)和設(shè)計(jì)維修經(jīng)驗(yàn),可以確定影響飛機(jī)飛行安全的關(guān)鍵結(jié)構(gòu),通過計(jì)算分析確定該部位的臨界尺寸。飛機(jī)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(jī)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(jìn)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(jìn)行篩選。

(2)傳感器的選擇與布置。根據(jù)監(jiān)測部位的特點(diǎn)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(diǎn)和損傷類型選擇合適的監(jiān)測傳感器是飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)測技術(shù)實(shí)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(diǎn)及適用的區(qū)域,所以需要針對監(jiān)測部位的特點(diǎn)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(shí)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(kuò)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(jìn)行修理的經(jīng)濟(jì)性評估。

(4)結(jié)構(gòu)的修理。若修理是經(jīng)濟(jì)的,則制定修理方案,進(jìn)行修理或更換(如起落架)；若修理已經(jīng)不經(jīng)濟(jì),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(jìn)行分析,判斷結(jié)構(gòu)的危險(xiǎn)部位是否發(fā)生轉(zhuǎn)移。若危險(xiǎn)部位發(fā)生轉(zhuǎn)移,則需要重新進(jìn)行關(guān)鍵部位的確定,并重新選擇和安裝傳感器進(jìn)行監(jiān)測。若危險(xiǎn)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(jìn)行監(jiān)測；這是因?yàn)閾p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(shí)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(jī)監(jiān)控主要針對影響飛機(jī)安全和機(jī)體結(jié)構(gòu)壽命的疲勞/斷裂關(guān)鍵件進(jìn)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(yàn)、全機(jī)有限元分析、關(guān)鍵件細(xì)節(jié)應(yīng)力分析以及模擬件疲勞試驗(yàn)等方法進(jìn)行篩選。在對疲勞/斷裂關(guān)鍵件進(jìn)行損傷監(jiān)控和預(yù)測時(shí),單機(jī)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(jī)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(jìn)行采集和記錄,然后將數(shù)據(jù)下載到地面系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)據(jù)的綜合分析處理,結(jié)合飛機(jī)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)分析資料、試驗(yàn)數(shù)據(jù)、制造和使用維護(hù)信息,對飛機(jī)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(jìn)而指導(dǎo)制定結(jié)構(gòu)檢查、維修計(jì)劃[202]。

2.4.2 飛機(jī)定/延壽

與國外相比,中國民用飛機(jī)型號研制起步晚,技術(shù)積累相對較少。中國主流民用飛機(jī)有ARJ21、AG600、MA700及C919等,其中ARJ21也已服役,AG600、MA700和C919也即將投入運(yùn)營。因此,中國的民用飛機(jī)相對較新,機(jī)齡相對較小,定/延壽問題并不突出。中國大多數(shù)軍用飛機(jī)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(jī)的平均年飛行強(qiáng)度不足,僅占日歷壽命的1%～4%,甚至更低。大量事實(shí)表明,地面停放時(shí)間越長,飛機(jī)結(jié)構(gòu)的腐蝕情況越嚴(yán)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(shí)間較多的飛機(jī),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(shí)際上是中國現(xiàn)役飛機(jī)使用壽命的主要控制指標(biāo)。針對中國軍用飛機(jī)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(jī)結(jié)構(gòu)壽命的腐蝕、疲勞及腐蝕疲勞問題,實(shí)現(xiàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)使用壽命的準(zhǔn)確評定和合理延長。

飛機(jī)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(jī)結(jié)構(gòu)的日歷壽命評定進(jìn)行了系統(tǒng)、深入的研究,發(fā)現(xiàn)了金屬和防護(hù)涂層的腐蝕規(guī)律,建立了金屬和防護(hù)涂層日歷壽命確定方法[204]、飛機(jī)結(jié)構(gòu)總?cè)諝v壽命和翻修期的確定方法[205]、飛機(jī)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(jī)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(jī)結(jié)構(gòu)壽命包線的概念給出了飛機(jī)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(yàn)確定飛機(jī)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(jī)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(jī)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(jī)理,對沿海地區(qū)空氣中氣溶膠的產(chǎn)生、轉(zhuǎn)移及沉積進(jìn)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(yàn)點(diǎn)試驗(yàn)試件腐蝕質(zhì)量損失進(jìn)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(yàn)條件模擬飛機(jī)結(jié)構(gòu)實(shí)際服役環(huán)境進(jìn)行開展壽命評定提供支持。

飛機(jī)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(qiáng)、更換結(jié)構(gòu)、加強(qiáng)檢查、損傷容限分析、單機(jī)壽命管理與全機(jī)疲勞試驗(yàn)等,這些方法和技術(shù)都可以延長飛機(jī)結(jié)構(gòu)的使用壽命。而且,隨著飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、分析、驗(yàn)證及維護(hù)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(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)壽命,另一方面能夠利用工藝改進(jìn)和新材料應(yīng)用等手段修復(fù)結(jié)構(gòu)關(guān)鍵件,延長機(jī)體結(jié)構(gòu)服役壽命。將同型號飛機(jī)結(jié)構(gòu)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)與服役使用數(shù)據(jù)當(dāng)量為相同載荷環(huán)境下的當(dāng)量使用數(shù)據(jù),進(jìn)而對其進(jìn)行數(shù)據(jù)融合和可靠性分析,建立了飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞/耐久性安全壽命的當(dāng)量延壽法,可以綜合考慮試驗(yàn)飛機(jī)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)和服役飛機(jī)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(qiáng)度與高強(qiáng)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(jī)等服役使用計(jì)劃的調(diào)整,有效減小疲勞損傷的累積和疲勞裂紋的擴(kuò)展,實(shí)現(xiàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)壽命消耗的主動控制。

在飛機(jī)定/延壽試驗(yàn)方面,中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所于2017年完成了某型機(jī)再延壽全機(jī)狀態(tài)500飛行小時(shí)疲勞試驗(yàn)。全機(jī)狀態(tài)疲勞試驗(yàn)共6種飛行典型工況,包括245種載荷情況,試驗(yàn)歷時(shí)25天。上述全機(jī)疲勞試驗(yàn)的開展確保了再延壽飛機(jī)機(jī)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(jī)三次大修修理大綱提供依據(jù)。此外,中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所針對某型蘇系列飛機(jī)的再延壽開展了前緣襟翼操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn),完成了3種工況的4 000飛行小時(shí)的疲勞試驗(yàn),驗(yàn)證了前緣襟翼操縱機(jī)械部分的疲勞壽命,確定了前緣襟翼操縱系統(tǒng)機(jī)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(jī)強(qiáng)度研究所還對某型蘇系列飛機(jī)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(jìn)行了再延壽試驗(yàn)驗(yàn)證,形成了完備的軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)級、結(jié)構(gòu)級和部件級的延壽驗(yàn)證技術(shù)。航空工業(yè)直升機(jī)所基于真實(shí)腐蝕環(huán)境數(shù)據(jù)完成了數(shù)百件涂層防護(hù)體系的濕熱暴露試驗(yàn)、紫外線照射試驗(yàn)、低溫疲勞試驗(yàn)和鹽霧試驗(yàn),獲得鋁合金與合金鋼4種涂層防護(hù)體系的腐蝕日歷年限值,為某型直升機(jī)的壽命評定和延壽奠定了基礎(chǔ)。

中國飛機(jī)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(yàn)驗(yàn)證實(shí)踐工作較少,主要集中于早期引進(jìn)的蘇系列飛機(jī)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(qiáng)化及涂層防護(hù)等)及結(jié)構(gòu)改進(jìn)、維修等方面開展研究,以期延長中國飛機(jī)的服役壽命,提升軍事和經(jīng)濟(jì)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(jì)、疲勞分析評估、抗疲勞制造、疲勞試驗(yàn)驗(yàn)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(kuò)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(jì)劃及方案制定和飛機(jī)結(jié)構(gòu)定/延壽等研究內(nèi)容,實(shí)現(xiàn)了從飛機(jī)的設(shè)計(jì)、制造、試驗(yàn)以及服役等全過程的耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)思想的實(shí)踐,為中國的航空工業(yè)的快速發(fā)展提供了強(qiáng)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(yán)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(jì)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(gè)方面對中國航空疲勞研究的發(fā)展進(jìn)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(kuò)展至宏觀裂紋進(jìn)而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)破壞。因此,材料的疲勞本質(zhì)上是一個(gè)從微觀到細(xì)觀再到宏觀的發(fā)展過程。以前由于測試工具、分析手段、計(jì)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(zhǔn)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(jī)以及高性能計(jì)算機(jī)的發(fā)展,使得從微觀層面對疲勞現(xiàn)象進(jìn)行研究成為可能。雖然目前的計(jì)算能力還不能滿足全尺寸模型的微細(xì)觀建模,但多尺度的宏-細(xì)-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(xì)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(jìn)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(kuò)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(jìn)行反映物理本質(zhì),解釋疲勞損傷機(jī)理,也可以從宏觀層面描述物理現(xiàn)象,進(jìn)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(shí)驗(yàn)室的理論研究,距離應(yīng)用于工程實(shí)際還有較遠(yuǎn)的距離。

(2)服役環(huán)境的復(fù)雜化挑戰(zhàn)

飛機(jī)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(shí)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(jī)身的沖擊問題以及高速飛行所面臨的高溫問題。以往飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)僅重點(diǎn)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(jìn)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(yàn)系統(tǒng)研究,發(fā)展飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中的抗振動/沖擊/腐蝕/熱的疲勞設(shè)計(jì)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(jìn)而為飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中的多因素綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)提供支持。

(3)服役管理的數(shù)字化挑戰(zhàn)

傳統(tǒng)的飛機(jī)在服役/運(yùn)營期間需要按照維修大綱所制定的檢修周期對飛機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行檢查和維修,對于某些部位還需要進(jìn)行拆卸檢查。基于數(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(jī)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(jī)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(jī)在運(yùn)行過程中可能出現(xiàn)損傷和發(fā)生破壞的危險(xiǎn)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(jī)結(jié)構(gòu)數(shù)字孿生模型的構(gòu)建與高效求解,設(shè)計(jì)、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(shí)報(bào)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(jìn)一步擴(kuò)展分析功能、提升分析效率、提高計(jì)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。