管宇，陳亮,2,*，曹奇凱

1. 航空工業(yè)沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所 綜合強(qiáng)度部，沈陽 110035

2. 大連理工大學(xué) 運(yùn)載工程與力學(xué)學(xué)部，大連 116024

3. 航空工業(yè)沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所 總師辦，沈陽 110035

飛機(jī)機(jī)體是飛機(jī)裝備的載體，是軍用飛機(jī)實(shí)施作戰(zhàn)任務(wù)、發(fā)揮作戰(zhàn)能力的基礎(chǔ)和基本前提。機(jī)體結(jié)構(gòu)失效將導(dǎo)致整架飛機(jī)失效，因此機(jī)體結(jié)構(gòu)的使用壽命決定了整架飛機(jī)的總壽命。機(jī)體結(jié)構(gòu)使用壽命是指飛機(jī)在實(shí)際服役環(huán)境下從投入使用到退役報(bào)廢的極限工作時(shí)間(以飛行小時(shí)或起落數(shù)表示)或日歷持續(xù)時(shí)間(以日歷年表示)，其本質(zhì)是飛機(jī)結(jié)構(gòu)安全服役的限制值。

現(xiàn)代飛機(jī)的造價(jià)十分昂貴，使得人們總想充分挖掘每架飛機(jī)的壽命潛力，讓其物盡其用，即延長(zhǎng)其使用壽命從而獲得顯著經(jīng)濟(jì)效益[1]。為了保持部隊(duì)飛機(jī)規(guī)模和節(jié)省經(jīng)費(fèi)，許多國(guó)家在飛機(jī)到達(dá)初始設(shè)計(jì)壽命目標(biāo)后都進(jìn)行了延壽使用。以F-16飛機(jī)和F-15飛機(jī)為例：

1) F-16飛機(jī)主要包括10/15批、25/30/32批、40/42批和50/52批，分為A、B、C、D型。1978年通過F-16A全機(jī)疲勞試驗(yàn)給出初始?jí)勖鼮? 000 飛行小時(shí)。2011—2015年，通過一架50批F-16C飛機(jī)的全機(jī)疲勞試驗(yàn)，將40-52批F-16C/D飛機(jī)使用壽命延長(zhǎng)到12 000 飛行小時(shí)。

2) F-15飛機(jī)主要包括A、B、C、D、E等型號(hào)，初始設(shè)計(jì)壽命為4 000 飛行小時(shí)。后根據(jù)使用需求先后延壽到8 000飛行小時(shí)和9 000飛行小時(shí)。由于9 000飛行小時(shí)仍不能滿足F-15C飛機(jī)使用到2025年的需求，美方目前正在開展進(jìn)一步延壽工作，計(jì)劃將使用壽命提高到18 000飛行小時(shí)。

X系列飛機(jī)是中國(guó)最早裝備的第三代戰(zhàn)斗機(jī)，包括Ⅰ型和Ⅱ型2個(gè)子系列。該型飛機(jī)是一種空中優(yōu)勢(shì)戰(zhàn)斗機(jī)，在設(shè)計(jì)時(shí)為與西方國(guó)家同類飛機(jī)競(jìng)爭(zhēng)，在氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)方面進(jìn)行了精益設(shè)計(jì)。因此其氣動(dòng)性能優(yōu)越，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)練。但帶來的問題是強(qiáng)度儲(chǔ)備較低，特別是疲勞強(qiáng)度。外方曾用多架飛機(jī)進(jìn)行全機(jī)疲勞試驗(yàn)，但始終未能取得滿意結(jié)果，最終僅給出Ak飛行小時(shí)壽命指標(biāo)[2]。該型飛機(jī)長(zhǎng)期作為軍隊(duì)主戰(zhàn)機(jī)種，飛行訓(xùn)練強(qiáng)度大，機(jī)體結(jié)構(gòu)壽命消耗很快與飛機(jī)設(shè)計(jì)壽命短的矛盾十分突出。為此，國(guó)內(nèi)先后組織開展了對(duì)Ⅰ型飛機(jī)和Ⅱ型飛機(jī)的兩次定延壽工作。通過全尺寸疲勞試驗(yàn)結(jié)合耐久性修理等手段，成功地將我軍訓(xùn)練使用條件下X系列飛機(jī)使用壽命延長(zhǎng)至Bk飛行小時(shí)，保持了部隊(duì)的持續(xù)戰(zhàn)斗力規(guī)模。

隨著部隊(duì)高強(qiáng)度使用，X系列飛機(jī)再次面臨到壽停飛問題，嚴(yán)重影響了部隊(duì)作戰(zhàn)、訓(xùn)練任務(wù)，亟需進(jìn)一步挖掘飛機(jī)的剩余壽命潛力。

1 增量考核的基本流程

傳統(tǒng)飛機(jī)定壽一般都是從“0”開始進(jìn)行壽命評(píng)定，X系列飛機(jī)首次延壽也是采用這一模式。而再次延壽時(shí)，X系列飛機(jī)已是一款服役20余年的老齡飛機(jī)，用于疲勞試驗(yàn)的飛機(jī)只能從外場(chǎng)服役飛機(jī)中選取。而外場(chǎng)飛機(jī)原使用壽命與后續(xù)的試驗(yàn)壽命間如何銜接，如何確定飛機(jī)在實(shí)際使用條件下飛出來的疲勞壽命的分散系數(shù)，在國(guó)內(nèi)外尚沒有定論[3]。

再次延壽的目標(biāo)壽命已超出外方原設(shè)計(jì)壽命指標(biāo)的1倍，延壽技術(shù)難度大，風(fēng)險(xiǎn)高。同時(shí)每架飛機(jī)由于飛機(jī)狀態(tài)、執(zhí)行訓(xùn)練科目以及飛行員習(xí)慣等差異，導(dǎo)致每架飛機(jī)之間的實(shí)際損傷差異較大。如何準(zhǔn)確衡量外場(chǎng)飛機(jī)損傷水平，合理銜接外場(chǎng)飛機(jī)已使用壽命與后續(xù)的試驗(yàn)壽命之間的關(guān)系，進(jìn)而準(zhǔn)確評(píng)估機(jī)群的使用壽命是再次延壽時(shí)亟待解決的重要技術(shù)難題。

為此，在繼承首次延壽經(jīng)驗(yàn)基礎(chǔ)上，提出并應(yīng)用了基于增量考核的飛機(jī)延壽方法，其基本流程如圖1所示。通過科學(xué)確定飛機(jī)壽命評(píng)定“基點(diǎn)”，建立機(jī)體結(jié)構(gòu)維修“基點(diǎn)”，構(gòu)建規(guī)范性結(jié)構(gòu)修理技術(shù)體系，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)原有累積損傷“清零”與結(jié)構(gòu)狀態(tài)“統(tǒng)一”，進(jìn)而通過全尺寸疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證“更新飛機(jī)”的“壽命增量”，形成了完整的飛機(jī)結(jié)構(gòu)修理與延壽相結(jié)合的技術(shù)體系。

圖1 基于增量考核的飛機(jī)延壽流程Fig.1 Aircraft life extension process based on incremental evaluation

2 延壽基點(diǎn)與修理基點(diǎn)確定方法

2.1 延壽基點(diǎn)確定方法

X系列飛機(jī)是國(guó)內(nèi)首次采用機(jī)群定壽和單機(jī)壽命監(jiān)控相結(jié)合方法進(jìn)行使用壽命管理的機(jī)型。所謂單機(jī)壽命監(jiān)控，就是在給出機(jī)群壽命指標(biāo)的同時(shí)，對(duì)每架飛機(jī)在實(shí)際使用過程中的飛行參數(shù)進(jìn)行記錄，根據(jù)記錄結(jié)果實(shí)時(shí)計(jì)算出每架飛機(jī)疲勞累積損傷值，并將其與總損傷值進(jìn)行比較，以此監(jiān)控飛機(jī)壽命指標(biāo)的消耗情況。

一個(gè)飛行起落的當(dāng)量損傷D是(ΔGi,Ri)︱ni=1的函數(shù)，在不考慮載荷間的相互作用和承認(rèn)線性累積損傷理論的前提下，D的一般表達(dá)式可寫成

(1)

式中:f(ΔGi,Ri)為第i次循環(huán)對(duì)應(yīng)的當(dāng)量損傷[4]。

X系列飛機(jī)在首次延壽后，逐漸形成了完整的單機(jī)壽命管理制度，其主要依據(jù)參數(shù)包括：基準(zhǔn)損傷率、基準(zhǔn)總損傷值、累積損傷值、當(dāng)量飛行小時(shí)、壽命消耗比等。其定義分別為

1) 基準(zhǔn)損傷率：飛機(jī)全尺寸疲勞試驗(yàn)所加載荷譜的單位小時(shí)損傷率。

2) 基準(zhǔn)總損傷值：進(jìn)行全尺寸疲勞試驗(yàn)的飛機(jī)，機(jī)體結(jié)構(gòu)達(dá)到總壽命時(shí)的累積損傷值。

3) 累積損傷值：根據(jù)飛機(jī)已完成飛行的飛參數(shù)據(jù)計(jì)算得到，該數(shù)值定量地反映了飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的壽命消耗情況。當(dāng)單機(jī)的累積損傷值達(dá)到機(jī)型對(duì)應(yīng)的基準(zhǔn)總損傷值時(shí)，飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)視為到壽。

4) 當(dāng)量飛行小時(shí)：累積損傷值/基準(zhǔn)損傷率。

5) 壽命消耗比(K)：當(dāng)量飛行小時(shí)/飛行小時(shí)[5]。

X系列飛機(jī)首次延壽結(jié)論中，在傳統(tǒng)的飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)使用壽命指標(biāo)(飛行小時(shí)/起落數(shù)/日歷年)基礎(chǔ)上，增加了當(dāng)量飛行小時(shí)這一指標(biāo)。規(guī)定執(zhí)行單機(jī)壽命管理的X系列飛機(jī)，按照飛行小時(shí)/當(dāng)量飛行小時(shí)/起落數(shù)/日歷年4項(xiàng)指標(biāo)控制飛機(jī)使用壽命，并以先達(dá)到者作為飛機(jī)到壽或進(jìn)行維修的判據(jù)。

X系列飛機(jī)單機(jī)壽命管理的具體做法是：由飛機(jī)的使用部隊(duì)，在每個(gè)飛行日后統(tǒng)計(jì)每架飛機(jī)當(dāng)日所完成的科目情況，并下載飛參數(shù)據(jù)通過單機(jī)監(jiān)控軟件計(jì)算得到飛機(jī)的累積損傷值，進(jìn)而得到飛機(jī)當(dāng)前的當(dāng)量飛行小時(shí)和壽命消耗比K。

飛機(jī)使用部隊(duì)還可以根據(jù)單機(jī)損傷累積情況，管理和調(diào)配每架飛機(jī)的使用。如當(dāng)K>1.2時(shí)，應(yīng)適當(dāng)減少或限制大機(jī)動(dòng)科目使用，而當(dāng)K<1 時(shí)，則可適當(dāng)增加大機(jī)動(dòng)科目比例，如圖2所示。使得飛機(jī)所消耗的飛行小時(shí)和疲勞損傷累積值協(xié)調(diào)增長(zhǎng)，在確保飛機(jī)使用安全的條件下，充分發(fā)揮每架飛機(jī)的使用效能。

圖2 基于單機(jī)損傷的飛機(jī)使用調(diào)控Fig.2 Aircraft use control based on each aircraft damage

通過單機(jī)壽命管理的實(shí)施，使得X系列飛機(jī)機(jī)群中每一架飛機(jī)的實(shí)際損傷嚴(yán)重程度得以全面掌握，當(dāng)量飛行小時(shí)定量地反映了飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)真實(shí)的壽命消耗情況。

以當(dāng)量飛行小時(shí)到壽作為再次延壽時(shí)壽命評(píng)定的基點(diǎn)，以此為判據(jù)，選取疲勞試驗(yàn)機(jī)再進(jìn)行壽命增量考核，能夠代表外場(chǎng)機(jī)群中最嚴(yán)酷的使用狀態(tài)。

2.2 機(jī)體結(jié)構(gòu)修理基點(diǎn)確定方法

X系列飛機(jī)采用多墻式翼身融合布局，中央翼和外翼縱墻、起落架梁、尾梁等是機(jī)體的主要承力結(jié)構(gòu)，這些關(guān)鍵部件的疲勞品質(zhì)直接決定了整機(jī)的疲勞壽命水平。而上述結(jié)構(gòu)部件又多位于翼身融合體的密閉區(qū)域，結(jié)構(gòu)形式復(fù)雜，表面往往覆蓋有密封膠，受結(jié)構(gòu)形式制約，可達(dá)、可檢性差，損傷情況不易掌握。

如果不能全面掌握飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的疲勞薄弱部位，及時(shí)通過修理消除潛在的安全隱患，勢(shì)必會(huì)對(duì)飛機(jī)再次延壽使用帶來極大的風(fēng)險(xiǎn)。

2007年11月，一架經(jīng)延壽的F-15C飛機(jī)在空戰(zhàn)訓(xùn)練過程中由于前機(jī)身座艙大梁上一處未知疲勞裂紋造成了結(jié)構(gòu)失效，導(dǎo)致墜機(jī)事故(圖3)。事故發(fā)生時(shí)該機(jī)只使用了5 868飛行小時(shí)。

圖3 隱藏的結(jié)構(gòu)疲勞裂紋導(dǎo)致F-15C墜機(jī)Fig.3 Hidden structural fatigue cracks cause F-15C to crash

首次延壽疲勞試驗(yàn)、外場(chǎng)使用和大修過程中暴露的機(jī)體結(jié)構(gòu)疲勞損傷多位于開敞、可檢區(qū)域，比較容易發(fā)現(xiàn)和判定。而對(duì)于密閉區(qū)域、多層復(fù)雜連接等不可檢結(jié)構(gòu)，仍有尚未發(fā)現(xiàn)的隱藏故障。如果不能準(zhǔn)確掌握飛機(jī)結(jié)構(gòu)的損傷程度，明確實(shí)際損傷與試驗(yàn)損傷差異，評(píng)估壽命潛力，合理確定機(jī)體結(jié)構(gòu)修理基點(diǎn)，將會(huì)給X系列飛機(jī)的再次延壽帶來重大安全隱患。

根據(jù)國(guó)外的相關(guān)研究資料，美、英等國(guó)對(duì)飛機(jī)的結(jié)構(gòu)拆毀檢查工作非常重視，不僅在全機(jī)疲勞試驗(yàn)后對(duì)試驗(yàn)飛機(jī)進(jìn)行拆毀檢查，還會(huì)抽取現(xiàn)役飛機(jī)進(jìn)行拆毀檢查。通過拆毀檢查可以獲取大量結(jié)構(gòu)損傷故障信息，特別是封閉區(qū)域內(nèi)不可達(dá)、不可檢結(jié)構(gòu)的損傷信息。拆毀檢查是確保老齡飛機(jī)安全使用，確定老齡飛機(jī)結(jié)構(gòu)實(shí)際損傷狀態(tài)唯一可行途徑[6-7]。

經(jīng)綜合分析X系列飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)和服役使用差異、壽命消耗等情況，選取部隊(duì)服役到壽的單、雙座飛機(jī)各1架，以及首次延壽試驗(yàn)后的2架疲勞試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行深度拆毀檢查。這是國(guó)內(nèi)首次進(jìn)行的系列到壽飛機(jī)拆毀檢查。

飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)拆毀檢查主要包括以下工作內(nèi)容：確認(rèn)拆毀檢查對(duì)象，大部件分解，零件拆卸，零件去漆、除膠與清洗，對(duì)零件進(jìn)行無損檢測(cè)(以熒光檢查為主)，故障分析(包括斷口分析、數(shù)值計(jì)算與仿真分析等)。

通過拆毀檢查，使平時(shí)不易檢查的密閉區(qū)域結(jié)構(gòu)得以全面檢查，發(fā)現(xiàn)了大量隱藏的結(jié)構(gòu)裂紋，全面、準(zhǔn)確獲取了飛機(jī)密閉區(qū)域和隱藏結(jié)構(gòu)疲勞損傷。通過拆毀檢查發(fā)現(xiàn)的裂紋數(shù)量是Ⅰ型疲勞試驗(yàn)過程中發(fā)現(xiàn)裂紋數(shù)量的6倍，是Ⅱ型疲勞試驗(yàn)過程中發(fā)現(xiàn)裂紋數(shù)量的3倍，兩架疲勞試驗(yàn)機(jī)裂紋發(fā)現(xiàn)時(shí)機(jī)如圖4所示。對(duì)外場(chǎng)到壽飛機(jī)的拆毀檢查，首次獲取了隱藏結(jié)構(gòu)——第18框的裂紋故障信息，彌補(bǔ)了疲勞試驗(yàn)考核的局限。拆毀檢查徹底暴露了該系列飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)疲勞薄弱環(huán)節(jié)，為后續(xù)型號(hào)的壽命提升，確定了結(jié)構(gòu)疲勞細(xì)節(jié)改進(jìn)方向；進(jìn)一步充實(shí)并完善了機(jī)體結(jié)構(gòu)修理檢查方案，對(duì)保證飛機(jī)安全使用意義重大。

圖4 兩架疲勞試驗(yàn)機(jī)結(jié)構(gòu)裂紋發(fā)現(xiàn)時(shí)機(jī)Fig.4 Structural crack detection time of two fatigue test aircraft

通過對(duì)疲勞試驗(yàn)機(jī)與部隊(duì)服役到壽飛機(jī)的機(jī)體疲勞損傷狀態(tài)實(shí)施交叉評(píng)估，確認(rèn)首次延壽(二次大修)時(shí)對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)疲勞關(guān)鍵部位采取耐久性修理措施有效提高了關(guān)鍵部位抗疲勞品質(zhì)。機(jī)體結(jié)構(gòu)疲勞關(guān)鍵部位未出現(xiàn)疲勞裂紋，仍然具有進(jìn)一步延壽的潛力。

拆毀檢查系統(tǒng)掌握了X系列飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷規(guī)律，全面揭示了該系列飛機(jī)疲勞損傷特征。以此形成了覆蓋全系列飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)疲勞薄弱部位的檢查、修理方案，建立了飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)再更新的修理基點(diǎn)。

3 再更新技術(shù)

3.1 耐久性修理

X系列飛機(jī)在設(shè)計(jì)時(shí)采用的是安全壽命設(shè)計(jì)思想。安全壽命只考慮裂紋形成壽命，一旦結(jié)構(gòu)出現(xiàn)宏觀可檢裂紋就認(rèn)為結(jié)構(gòu)破壞。因此外方在飛機(jī)定壽中，未能主動(dòng)地去發(fā)現(xiàn)裂紋，也沒有主動(dòng)地進(jìn)行修理。

機(jī)體結(jié)構(gòu)在載荷/環(huán)境作用下逐漸形成一定長(zhǎng)度和一定數(shù)量的裂紋和損傷，如果任由其擴(kuò)展下去將會(huì)造成結(jié)構(gòu)功能性損傷或維修費(fèi)用的劇增，影響到飛機(jī)的可靠性[8]。耐久性評(píng)定就是針對(duì)結(jié)構(gòu)功能失效，綜合運(yùn)用概率斷裂力學(xué)方法(Probabilistic Fracture Mechanics Approach, PFMA)、確定性裂紋擴(kuò)展方法(Deterministic Crack Growth Approach, DCGA)和裂紋萌生方法(Crack Initiation Approach, CIA)等手段，通過分析典型結(jié)構(gòu)中必然具有的初始缺陷的擴(kuò)展，確定其達(dá)到損害結(jié)構(gòu)功能的時(shí)間，制訂合理可行的檢修方案，以滿足飛機(jī)使用壽命要求。對(duì)于可修結(jié)構(gòu)，通過控制其裂紋超越概率來保證能對(duì)細(xì)節(jié)進(jìn)行適時(shí)的修理，以防止裂紋過長(zhǎng)超過經(jīng)濟(jì)修理極限尺寸使結(jié)構(gòu)喪失可修理功能以及由此導(dǎo)致結(jié)構(gòu)不能滿足使用壽命要求[9]。

圖5給出了在給定應(yīng)力水平σ和可靠度R條件下，裂紋超越數(shù)L與經(jīng)濟(jì)修理極限ae之間關(guān)系，體現(xiàn)了耐久性修理對(duì)延長(zhǎng)飛機(jī)使用時(shí)間t的意義。

圖5 耐久性修理對(duì)飛機(jī)延壽的意義Fig.5 Significance of durability repairs to aircraft life extension

在X系列飛機(jī)國(guó)內(nèi)首次延壽時(shí)，通過關(guān)鍵部位耐久性評(píng)定，給出了經(jīng)濟(jì)修理方案(包括修理次數(shù)、修理時(shí)間、修理范圍和修理方法)。建立了鉸孔(去除已有損傷層)+擠壓強(qiáng)化(提高螺栓孔抗疲勞品質(zhì))+局部補(bǔ)強(qiáng)(降低應(yīng)力水平)的耐久性修理標(biāo)準(zhǔn)，以較小的重量代價(jià)，大幅改善了X系列飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位原有疲勞品質(zhì)。正是對(duì)10余處機(jī)體結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位及時(shí)采取了耐久性修理措施，才實(shí)現(xiàn)X系列飛機(jī)的首次延壽。

在首次延壽經(jīng)驗(yàn)基礎(chǔ)上，X系列飛機(jī)再次延壽時(shí)開展了更大規(guī)模的耐久性評(píng)定與修理方案驗(yàn)證工作。完成了對(duì)9個(gè)關(guān)鍵部位270個(gè)疲勞細(xì)節(jié)的耐久性評(píng)定。耐久性評(píng)定還充分體現(xiàn)了飛機(jī)服役20余年來部隊(duì)訓(xùn)練水平變化帶來的載荷譜更迭，驗(yàn)證了首次延壽時(shí)采取的耐久性修理措施在飛機(jī)進(jìn)一步延壽時(shí)的效力。

關(guān)鍵部位耐久性評(píng)定結(jié)論詳見表1。首次延壽時(shí)對(duì)結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位第1、2應(yīng)力區(qū)進(jìn)行的耐久性修理措施，能夠滿足飛機(jī)再次延壽后的壽命要求。在第3次大修時(shí)，只需以檢查為主，視情維修。對(duì)第3應(yīng)力區(qū)，則需要開展耐久性修理。

表1 關(guān)鍵部位耐久性評(píng)定結(jié)論

通過在飛機(jī)大修中大規(guī)模實(shí)施耐久性修理，實(shí)現(xiàn)了對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)累積疲勞損傷的“清零”，消除所有影響安全的隱患和故障，保障了飛機(jī)延壽后的飛行安全。耐久性修理是改善關(guān)鍵結(jié)構(gòu)抗疲勞品質(zhì)，保證飛機(jī)延長(zhǎng)使用壽命的重要措施。

3.2 隱蔽區(qū)域高精度損傷檢測(cè)

通過對(duì)4架到壽飛機(jī)的拆毀檢查，系統(tǒng)掌握了X系列飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷規(guī)律，擁有了覆蓋機(jī)體結(jié)構(gòu)全部疲勞薄弱部位的“地圖”。但X系列飛機(jī)結(jié)構(gòu)形式復(fù)雜，新發(fā)現(xiàn)的疲勞薄弱部位多處于隱蔽區(qū)域，可達(dá)、可檢性差。以往對(duì)隱蔽區(qū)域的裂紋檢測(cè)主要以X光和內(nèi)窺鏡檢查為主，受機(jī)上檢測(cè)條件限制，檢測(cè)效率和裂紋檢出率較低。例如X光檢查對(duì)起落架梁18長(zhǎng)桁區(qū)域的臨界可檢裂紋長(zhǎng)度達(dá)20 mm以上。如果隱蔽區(qū)域結(jié)構(gòu)裂紋不能及時(shí)發(fā)現(xiàn)，進(jìn)而通過修理恢復(fù)其原有的抗疲勞品質(zhì)，將直接危及飛機(jī)延壽后的飛行安全。

多傳感器信息融合技術(shù)基于多個(gè)傳感器的獨(dú)立觀測(cè)數(shù)據(jù)，通過復(fù)合應(yīng)用和算法設(shè)計(jì)獲得更有效的信息，從而消除單一傳感器只能獲得檢測(cè)目標(biāo)部分信息的局限[10]。在檢測(cè)技術(shù)上通過多個(gè)傳感器共同協(xié)作來提高檢測(cè)系統(tǒng)整體的可靠性，從而能夠更準(zhǔn)確地檢測(cè)目標(biāo)。檢測(cè)系統(tǒng)將多個(gè)傳感器接收到的原始信息直接全部傳輸?shù)饺诤现行?，由融合中心?duì)所有的信息進(jìn)行全局處理，從而得到對(duì)目標(biāo)的檢測(cè)結(jié)果[11-12]。

在檢測(cè)系統(tǒng)中，通過傳感器協(xié)調(diào)和聯(lián)合運(yùn)作，利用多傳感器融合技術(shù)可以有效提高測(cè)量精度[13]。針對(duì)起落架梁18長(zhǎng)桁區(qū)域可達(dá)、可檢條件，采用多通道探頭信息融合技術(shù)原理，通過雙渦流檢測(cè)通道與信號(hào)權(quán)重均衡算法，實(shí)現(xiàn)對(duì)裂紋源點(diǎn)的精確定位。

通過探頭自動(dòng)掃查系統(tǒng)，跟蹤檢測(cè)信號(hào)軌跡穩(wěn)態(tài)實(shí)時(shí)響應(yīng)，實(shí)現(xiàn)在狹小空間條件下對(duì)裂紋軌跡的實(shí)時(shí)自動(dòng)跟蹤。根據(jù)反饋信號(hào)變化規(guī)律，自動(dòng)捕捉信號(hào)峰值，精確定位裂紋尖端。

通過進(jìn)一步優(yōu)化探頭靈敏度，匹配復(fù)雜結(jié)構(gòu)渦流場(chǎng)分布及信號(hào)傳遞與衰減的交互特性，獲得最優(yōu)的渦流能量場(chǎng)和檢測(cè)靈敏度的探頭參數(shù)和激勵(lì)參數(shù)，構(gòu)建了渦流檢測(cè)信號(hào)與長(zhǎng)度測(cè)量之間的信息交互邏輯。實(shí)現(xiàn)了渦流檢測(cè)方式對(duì)裂紋精準(zhǔn)定位、準(zhǔn)確測(cè)量。高精度損傷檢測(cè)系統(tǒng)工作原理如圖6所示。

圖6 高精度損傷檢測(cè)系統(tǒng)Fig.6 High precision damage detection system

通過建立機(jī)上復(fù)雜條件下，對(duì)飛機(jī)隱蔽區(qū)域結(jié)構(gòu)裂紋高效、精準(zhǔn)的特種檢測(cè)能力，突破了隱蔽區(qū)域損傷難以檢測(cè)的技術(shù)難題，實(shí)現(xiàn)機(jī)體結(jié)構(gòu)損傷“找得到、測(cè)得準(zhǔn)”。

3.3 冷噴涂增材修復(fù)技術(shù)

起落架梁位于中央翼油箱區(qū)內(nèi)部狹小空間，用于連接主起落架，主要傳遞主起落架載荷，是機(jī)體結(jié)構(gòu)主承力構(gòu)件，一旦破壞將直接危及飛行安全。

起落架梁上部18長(zhǎng)桁的通孔是影響起落架梁疲勞壽命的薄弱環(huán)節(jié)，制約了X系列飛機(jī)使用壽命，早已成為中、外雙方共識(shí)。外方認(rèn)為該結(jié)構(gòu)不可修、不可換，如果發(fā)現(xiàn)裂紋，飛機(jī)只能退役報(bào)廢。

隨著隱蔽區(qū)域高精度損傷檢測(cè)技術(shù)的突破，暴露了75%以上的外場(chǎng)到壽飛機(jī)中起落架梁18長(zhǎng)桁缺口處存在裂紋的情況。經(jīng)國(guó)內(nèi)專家集中會(huì)診、集智攻關(guān)，無論是以螺栓連接、膠接為代表的局部補(bǔ)強(qiáng)修理，還是更換起落架梁乃至中央翼的“大手術(shù)”，以及3D打印、攪拌摩擦焊、激光熔覆等新興修理技術(shù)，均因施工條件苛刻，難以實(shí)施。起落架梁裂紋能否得到有效修理成為制約飛機(jī)延壽的攔路石。

冷噴涂技術(shù)為起落架梁裂紋的修復(fù)打開了新思路。冷噴涂(Cold Spray, CS)又稱為冷空氣動(dòng)力學(xué)噴涂(Cold Gas Dynamic Spraying，CGDS)或超聲速粒子沉積(Supersonic Particle Deposition, SPD)。20世紀(jì)80年代末由蘇聯(lián)科學(xué)院西伯利亞分院理論和應(yīng)用力學(xué)研究所率先發(fā)現(xiàn)[14]。

冷噴涂技術(shù)是一種基于高速粒子固態(tài)沉積的涂層制備方法，其原理以高壓氣體作為加速介質(zhì)，送入噴槍，同時(shí)噴涂粉末經(jīng)送粉氣體送入噴槍，經(jīng)特殊設(shè)計(jì)的Laval收縮-擴(kuò)張噴管加速，形成超聲速氣-固兩相流，噴涂粒子在固態(tài)下碰撞基體，經(jīng)過劇烈塑性變形沉積形成涂層。由于粉末顆粒在整個(gè)過程中的溫度是低于其熔點(diǎn)的，故稱為冷噴涂[15]。Gnanasekaran等模擬了噴涂粒子碰撞變形而沉積形成涂層的過程，如圖7所示[16]。

冷噴涂技術(shù)在結(jié)構(gòu)修復(fù)領(lǐng)域的優(yōu)勢(shì)在于沒有機(jī)械連接，對(duì)基體無附加損傷；基體表面升溫可控制在150 ℃以下，不會(huì)損傷基體；無界面氧化物；表面產(chǎn)生壓應(yīng)力等[17]。

根據(jù)噴涂氣體壓力及對(duì)應(yīng)設(shè)備，可將冷噴涂分為高壓冷噴涂和低壓冷噴涂?jī)纱箢?。兩種冷噴涂系統(tǒng)的工作原理如圖8所示，典型技術(shù)參數(shù)見表2[18-19]。

表2 冷噴涂系統(tǒng)典型參數(shù)[18-19]

圖8 冷噴涂系統(tǒng)示意圖Fig.8 Schematic of cold spray systems

低壓冷噴涂技術(shù)已經(jīng)比較成熟，廣泛用于發(fā)動(dòng)機(jī)殼體等非承載結(jié)構(gòu)的修復(fù)。2009年澳大利亞魯格公司應(yīng)用該技術(shù)成功修復(fù)了澳大利亞皇家海軍SH-60海鷹直升機(jī)鎂合金制造的變速箱及附件的腐蝕損傷，如圖9所示[20]。

圖9 澳大利亞應(yīng)用冷噴涂增材修復(fù)腐蝕損傷[20]Fig.9 Australia uses cold spray to repair corrosion[20]

目前，國(guó)際上對(duì)高壓冷噴涂技術(shù)修理承力構(gòu)件研究仍處于實(shí)驗(yàn)室探索階段。主要研究方向有：機(jī)翼壁板應(yīng)力腐蝕裂紋和孔邊裂紋的冷噴涂增材修復(fù)，F(xiàn)/A-18飛機(jī)承力框腐蝕損傷的冷噴涂增材修復(fù)等。文獻(xiàn)[21]顯示，7075-T6狀態(tài)鋁合金試驗(yàn)件孔邊1.27 mm裂紋，經(jīng)雙側(cè)冷噴涂增材1 mm厚7075鋁合金后，模擬了C-130飛機(jī)19 000 飛行小時(shí)疲勞試驗(yàn)，噴涂體沒有出現(xiàn)明顯開裂或剝離，基體裂紋也沒有出現(xiàn)擴(kuò)展。

國(guó)內(nèi)對(duì)冷噴涂技術(shù)的研究起步較晚，多處于理論研究階段，僅在低壓冷噴涂修復(fù)非承載結(jié)構(gòu)方面有少量應(yīng)用案例，如Д-30發(fā)動(dòng)機(jī)中央傳動(dòng)機(jī)匣表面涂層的冷噴涂修復(fù)[22-23]。而在高壓冷噴涂修復(fù)裂紋領(lǐng)域仍屬空白。

本文作者團(tuán)隊(duì)提出以高壓冷噴涂系統(tǒng)，使用氦氣作為運(yùn)載氣體，噴涂7075鋁合金粉末作為技術(shù)開發(fā)主線，并行開展了冷噴涂增材修復(fù)設(shè)備研發(fā)，冷噴涂力學(xué)與失效模式試驗(yàn)驗(yàn)證，構(gòu)建技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)與工藝參數(shù)體系等系列工作。

經(jīng)過近3年的技術(shù)攻關(guān)，突破了冷噴涂增材修復(fù)的核心技術(shù)：

1) 冷噴涂作為新興增材技術(shù)，其力學(xué)特征與破壞行為有別于傳統(tǒng)材料與工藝，特別是噴涂粒子與基體間需要達(dá)到足夠的結(jié)合強(qiáng)度是實(shí)施增材修復(fù)基礎(chǔ)。項(xiàng)目團(tuán)隊(duì)獨(dú)創(chuàng)了修復(fù)增材結(jié)合強(qiáng)度試驗(yàn)方法，模擬檢驗(yàn)了冷噴涂增材對(duì)裂紋損傷的修復(fù)效果，掌握了冷噴涂體的力學(xué)特征，通過與抗疲勞設(shè)計(jì)原理有機(jī)結(jié)合，形成了冷噴涂增材修復(fù)設(shè)計(jì)方法。形成了冷噴涂增材修復(fù)的試驗(yàn)評(píng)價(jià)體系(圖10)。

圖10 冷噴涂增材修復(fù)試驗(yàn)驗(yàn)證體系Fig.10 Repairing test system for cold spray

2) 通過對(duì)氣體加熱與加壓系統(tǒng)、送粉裝置、噴涂機(jī)器人、專用噴槍、集塵裝置及控制系統(tǒng)的開發(fā)與集成，研制出可工程化應(yīng)用的移動(dòng)式冷噴涂增材修復(fù)設(shè)備。機(jī)上冷噴涂增材修復(fù)場(chǎng)景如圖11所示。

圖11 機(jī)上冷噴涂增材修復(fù)Fig.11 Repair of cold spray on aircraft

3) 冷噴涂增材技術(shù)與3D打印同屬增材制造領(lǐng)域，生產(chǎn)質(zhì)量嚴(yán)重依賴工藝過程。通過工藝過程循環(huán)迭代，建立了主、輔原材料的選用標(biāo)準(zhǔn)，結(jié)合強(qiáng)度控制方法，工藝過程關(guān)鍵參數(shù)，施工環(huán)境控制標(biāo)準(zhǔn)，機(jī)上粉塵防護(hù)與收集技術(shù)，質(zhì)量檢測(cè)標(biāo)準(zhǔn)，形成了完整的工藝過程控制鏈與工藝參數(shù)體系，建立了完備的技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)與制備質(zhì)量檢測(cè)評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)。

目前使用冷噴涂增材成形的7075鋁合金能夠達(dá)到的力學(xué)性能見表3。

表3 冷噴涂增材成形7075鋁合金性能

冷噴涂增材技術(shù)的應(yīng)用實(shí)現(xiàn)了狹小空間內(nèi)對(duì)關(guān)鍵承力結(jié)構(gòu)的無附帶損傷修復(fù)，有效抑制了裂紋的擴(kuò)展，顯著提高了修復(fù)結(jié)構(gòu)的疲勞品質(zhì)。修復(fù)效果明顯優(yōu)于復(fù)合材料膠接修理(圖12)。

圖12 冷噴涂增材與復(fù)合材料修復(fù)效果對(duì)比Fig.12 Comparison of repair effects between cold spray and carbon fiber composites

冷噴涂增材技術(shù)在飛機(jī)關(guān)鍵主承力結(jié)構(gòu)原位修復(fù)的工業(yè)級(jí)應(yīng)用，突破了制約X系列飛機(jī)壽命提升的關(guān)鍵技術(shù)瓶頸，實(shí)現(xiàn)了機(jī)體結(jié)構(gòu)疲勞損傷“修的好”。冷噴涂增材技術(shù)的應(yīng)用也為軍、民用高價(jià)值結(jié)構(gòu)損傷修理開啟了新途徑，奠定了該技術(shù)后續(xù)推廣應(yīng)用的基礎(chǔ)。

4 壽命增量的確定方法

4.1 老齡飛機(jī)材料分散性

GJB67.6A—2008將疲勞壽命分散系數(shù)(簡(jiǎn)稱分散系數(shù))定義為用于描述疲勞分析和試驗(yàn)結(jié)果的壽命可靠性系數(shù)，它與壽命的分布函數(shù)、標(biāo)準(zhǔn)差、可靠性要求和載荷譜密切相關(guān)[24]。

分散系數(shù)主要包含兩個(gè)方面內(nèi)容：① 結(jié)構(gòu)材料與制造質(zhì)量的固有分散性，可用隨機(jī)變量表示，其對(duì)應(yīng)的疲勞壽命分散系數(shù)稱為“結(jié)構(gòu)分散系數(shù)”；② 載荷譜的變化引起的分散性，它與飛機(jī)實(shí)際使用情況、載荷譜編制方法有關(guān)，其對(duì)應(yīng)的疲勞壽命分散系數(shù)稱為“載荷分散系數(shù)”。

疲勞壽命分散系數(shù)因此可表示為

Lf=(Lf)s×(Lf)l

(2)

式中：Lf為飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命分散系數(shù)；(Lf)s為結(jié)構(gòu)分散系數(shù)；(Lf)l為載荷分散系數(shù)。

X系列飛機(jī)是一款服役20余年的老齡飛機(jī)，載荷和環(huán)境的長(zhǎng)期作用對(duì)構(gòu)成機(jī)體結(jié)構(gòu)的金屬材料的分散性有無影響，是老齡飛機(jī)壽命評(píng)定所面臨的先決條件，關(guān)系到增量考核疲勞試驗(yàn)分散系數(shù)的確定。

根據(jù)高潮等[25]研究，在同一載荷譜下同型飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命通常按照服從對(duì)數(shù)正態(tài)分布處理，則結(jié)構(gòu)分散系數(shù)為

(3)

式中：uγ為由顯著性水平γ確定的標(biāo)準(zhǔn)正態(tài)分布上γ分位點(diǎn)；n為樣本容量；uP為由可靠度P確定的標(biāo)準(zhǔn)正態(tài)分布上P分位點(diǎn)；σs為同一載荷譜下的對(duì)數(shù)疲勞壽命標(biāo)準(zhǔn)差。

利用外場(chǎng)到壽拆毀檢查飛機(jī)剩余老舊材料制成試驗(yàn)件，與新材料制造的試驗(yàn)件進(jìn)行壽命對(duì)比，研究老舊材料與新材料的分散性差異。

通過對(duì)6種鋁合金典型結(jié)構(gòu)和1種鈦合金典型結(jié)構(gòu)進(jìn)行模擬試驗(yàn)。在斷口判讀、試驗(yàn)數(shù)據(jù)的處理與分析工作基礎(chǔ)上，獲得各組試驗(yàn)件的疲勞分散系數(shù)，并使用概率斷裂力學(xué)方法對(duì)不同部位的損傷度進(jìn)行了評(píng)估。

在中等應(yīng)力水平下，老舊材料平均分散系數(shù)為2.48，新材料平均分散系數(shù)為2.19，二者相當(dāng)(圖13)。老齡飛機(jī)與新飛機(jī)在材料分散性沒有明顯差異，老齡飛機(jī)全尺寸疲勞試驗(yàn)分散系數(shù)仍然可以取4。

圖13 老舊材料與新材料分散系數(shù)對(duì)比(n=1)Fig.13 Comparison of dispersion coefficients between old and new materials (n=1)

4.2 非典型裂紋形成機(jī)理

結(jié)構(gòu)在正常受載情況產(chǎn)生疲勞裂紋的方向必定與載荷方向垂直。但在X系列飛機(jī)拆毀檢查及以往使用中，發(fā)現(xiàn)了大量平行于載荷方向的裂紋。此類裂紋多出現(xiàn)在7XXX系鋁合金制造的零件上，主要分布在結(jié)構(gòu)的R角或螺栓孔間, 如圖14所示。經(jīng)斷口分析，判定為Cl-環(huán)境下發(fā)生的應(yīng)力腐蝕開裂。

圖14 同一零件上存在兩種狀態(tài)裂紋Fig.14 Two state cracks in a part

應(yīng)力腐蝕開裂需具備3種基本條件：敏感材料、特定環(huán)境和拉伸應(yīng)力[26]。經(jīng)分析以上裂紋符合應(yīng)力腐蝕開裂三要素：

1) 7XXX系鋁合金廣泛應(yīng)用于飛機(jī)的主承力部件，如承力框、壁板、墻、大梁等。X系列飛機(jī)中大量采用了其峰值時(shí)效狀態(tài)(T6)。該熱處理狀態(tài)對(duì)應(yīng)力腐蝕非常敏感[27]。

2) 鋁合金表面存在致密的氧化膜，對(duì)基體有一定的保護(hù)。干燥的氣體/空氣都不能破壞氧化膜，因此不會(huì)引起鋁合金的應(yīng)力腐蝕開裂。但在潮濕空氣中，則有明顯的應(yīng)力腐蝕開裂現(xiàn)象[28]。

3) 拉伸應(yīng)力主要來自裝配不當(dāng)產(chǎn)生的裝配應(yīng)力。經(jīng)分析0.5 mm的裝配間隙，足以使緣條R角區(qū)域產(chǎn)生超過應(yīng)力腐蝕門檻值σSCC的拉應(yīng)力，誘發(fā)結(jié)構(gòu)應(yīng)力腐蝕開裂。

目前國(guó)內(nèi)對(duì)應(yīng)力腐蝕研究主要集中在材料本身，而對(duì)實(shí)際結(jié)構(gòu)發(fā)生應(yīng)力腐蝕開裂的機(jī)理研究相對(duì)較少。為掌握此類裂紋產(chǎn)生機(jī)理及擴(kuò)展規(guī)律，評(píng)估其對(duì)飛機(jī)壽命的影響，設(shè)計(jì)并開展了應(yīng)力腐蝕試驗(yàn)。通過對(duì)3種材料狀態(tài)(В95 Т1、7B04 T6、7B04 T74)、2種裝配間隙(0.3 mm、0.5 mm)、2種 擰緊力矩(9 N·m、14 N·m)、2種工作應(yīng)力狀態(tài)的試驗(yàn)?zāi)M，再現(xiàn)應(yīng)力腐蝕裂紋的產(chǎn)生及擴(kuò)展過程，揭示裝配應(yīng)力與裝配間隙、螺栓擰緊力矩間的變化規(guī)律；明確材料、結(jié)構(gòu)、裝配應(yīng)力與應(yīng)力腐蝕之間的關(guān)系。為飛機(jī)設(shè)計(jì)、制造及修理過程的選材、裝配間隙控制及防護(hù)體系的應(yīng)用提供了依據(jù)。試驗(yàn)結(jié)果如下：

1) 參與腐蝕試驗(yàn)的115件試驗(yàn)件中共有51件出現(xiàn)裂紋，其中R角裂紋366條(占比84%)，孔間裂紋22條(占比14%)，特殊裂紋(無明顯應(yīng)力集中區(qū))3條(占比2%)，如圖15所示。試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)的裂紋類型、所占比例與外場(chǎng)飛機(jī)基本一致。

圖15 試驗(yàn)與外場(chǎng)飛機(jī)裂紋類型對(duì)比Fig.15 Crack types comparison between test and aircraft

2) 試驗(yàn)揭示了結(jié)構(gòu)不同位置在螺栓裝配過程中應(yīng)變變化規(guī)律(圖16)。裝配間隙、螺栓擰緊力矩與裝配應(yīng)力成正比。隨著擰緊力矩的施加，緣條自由邊間隙減小，緣條主要承受彎曲載荷，螺栓孔附近上表面緣條首先呈現(xiàn)拉應(yīng)力(背面為壓應(yīng)力)，R角處為拉應(yīng)力；隨著擰緊力矩的繼續(xù)增加，緣條自由邊間隙消除，拉應(yīng)力繼續(xù)增加，進(jìn)一步增加螺栓擰緊力矩，由于自由邊反力的作用，緣條上表面拉應(yīng)力轉(zhuǎn)變?yōu)閴簯?yīng)力(背面為拉應(yīng)力)，R角處仍為拉應(yīng)力，應(yīng)力隨著擰緊力矩增加而增加。對(duì)于3 mm厚的鋁合金緣條裝配間隙為0.5 mm時(shí)，裝配應(yīng)力可達(dá)150 MPa以上，超過材料的應(yīng)力腐蝕門檻值σSCC。

圖16 應(yīng)變隨擰緊力矩的變化Fig.16 Strain with tightening torque

3) 明確了材料、結(jié)構(gòu)、裝配應(yīng)力與應(yīng)力腐蝕之間的關(guān)系。裝配間隙越大，擰緊力矩越大，裝配應(yīng)力越高，發(fā)生應(yīng)力腐蝕開裂概率越大(圖17)。7B04 T74狀態(tài)具有一定的抗應(yīng)力腐蝕開裂能力，В95 Т1、7B04 T6的抗應(yīng)力腐蝕開裂能力較差，應(yīng)避免使用T6狀態(tài)材料，優(yōu)選T74/T73狀態(tài)。并且現(xiàn)行防護(hù)體系對(duì)阻止應(yīng)力腐蝕開裂作用不明顯。

圖17 應(yīng)力腐蝕開裂對(duì)比Fig.17 Comparison of stress corrosion crack

4) 當(dāng)裝配應(yīng)力與工作應(yīng)力方向垂直時(shí)，裝配應(yīng)力及應(yīng)力腐蝕對(duì)結(jié)構(gòu)壽命影響不明顯。當(dāng)裝配應(yīng)力與工作應(yīng)力疊加時(shí)，則應(yīng)警惕應(yīng)力腐蝕開裂。

對(duì)于現(xiàn)役飛機(jī)結(jié)構(gòu)已無法從根本上解決應(yīng)力腐蝕開裂問題，只能在大修中加強(qiáng)對(duì)應(yīng)力腐蝕敏感材料制造的零件檢查，同時(shí)在裝配過程中及時(shí)加墊補(bǔ)償，避免此類結(jié)構(gòu)產(chǎn)生裝配應(yīng)力。

相關(guān)文獻(xiàn)表明，通過噴丸強(qiáng)化、激光沖擊強(qiáng)化等方式引入壓應(yīng)力等方式，有助于提高金屬材料的抗應(yīng)力腐蝕性能[29-30]。后續(xù)還將持續(xù)開展抗應(yīng)力腐蝕開裂方法研究。

4.3 全尺寸飛機(jī)增量考核疲勞試驗(yàn)

從外場(chǎng)機(jī)群中選取了一架當(dāng)量飛行小時(shí)到壽飛機(jī)，作為再次延壽時(shí)壽命評(píng)定用疲勞試驗(yàn)機(jī)，代表了外場(chǎng)機(jī)群中最嚴(yán)酷的使用狀態(tài)。

依據(jù)拆毀檢查獲得的覆蓋機(jī)體結(jié)構(gòu)全部疲勞薄弱部位“地圖”，應(yīng)用隱蔽區(qū)域高精度損傷檢測(cè)手段，獲取疲勞試驗(yàn)機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)全部的疲勞損傷信息。通過對(duì)全部疲勞關(guān)鍵薄弱部位，實(shí)施統(tǒng)一的規(guī)范性結(jié)構(gòu)檢查與修理，實(shí)現(xiàn)了對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)已有累積疲勞損傷的“清零”與結(jié)構(gòu)狀態(tài)的“統(tǒng)一”。構(gòu)建了完整、規(guī)范的飛機(jī)延壽大修技術(shù)體系，完成了對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)的“再更新”。

外場(chǎng)機(jī)群再延壽時(shí)采用同樣的延壽大修技術(shù)體系，實(shí)現(xiàn)機(jī)體結(jié)構(gòu)的“再更新”。經(jīng)規(guī)范性結(jié)構(gòu)修理后疲勞試驗(yàn)機(jī)與外場(chǎng)機(jī)群處于同一“起跑線”。

通過4倍壽命的全尺寸疲勞試驗(yàn)，系統(tǒng)驗(yàn)證機(jī)體結(jié)構(gòu)經(jīng)“再更新”后的“壽命增量”。根據(jù)全尺寸疲勞試驗(yàn)中新暴露的疲勞問題，及時(shí)完善延壽大修方案。最終形成完整的X系列飛機(jī)延壽大修技術(shù)體系，并給出外場(chǎng)機(jī)群的使用壽命。

4.4 外場(chǎng)飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控技術(shù)應(yīng)用

智能涂層是一種新型的健康監(jiān)測(cè)技術(shù)，可實(shí)現(xiàn)關(guān)鍵部位的裂紋萌生和擴(kuò)展動(dòng)態(tài)監(jiān)控[31]。智能涂層傳感器本質(zhì)上是電阻性材料，當(dāng)其涂布的幾何形狀及厚度確定后，形成一個(gè)阻值主要隨涂層襯底裂紋變化而變化的電阻，而襯底涂層與被監(jiān)測(cè)基體緊密相關(guān)。當(dāng)被監(jiān)測(cè)基體產(chǎn)生裂紋時(shí)智能涂層也會(huì)產(chǎn)生裂紋。通過測(cè)量被測(cè)點(diǎn)的電阻值，來間接了解被監(jiān)測(cè)點(diǎn)的裂紋狀態(tài)。智能涂層傳感器原理圖，如圖18所示。

圖18 智能涂層傳感器原理圖Fig.18 Schematic diagram of an intelligent coating sensor

智能涂層式裂紋監(jiān)測(cè)系統(tǒng)(Intelligent coating Crack Monitoring System，ICMS)采用“在線測(cè)量、離線分析”的方式，即機(jī)載ICMS系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)狀態(tài)數(shù)據(jù)信息的采集和記錄，數(shù)據(jù)下載到地面系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)據(jù)的綜合處理分析，評(píng)估結(jié)構(gòu)狀態(tài)，指導(dǎo)制定結(jié)構(gòu)維修計(jì)劃[32]。

ICMS系統(tǒng)安裝、調(diào)試完成后，首先測(cè)量并保存每一個(gè)傳感器的初始電阻值，作為基準(zhǔn)值；以后每一次的測(cè)量值都和基準(zhǔn)值比較，產(chǎn)生差值，通過檢查差值，了解被監(jiān)測(cè)點(diǎn)的健康狀態(tài)；當(dāng)差值大于設(shè)定閾值時(shí)表示已產(chǎn)生裂紋；當(dāng)差值無窮大時(shí)表示傳感器已斷裂，基體裂紋已大于智能涂層監(jiān)測(cè)的范圍。它能對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的關(guān)鍵部位的狀況進(jìn)行實(shí)時(shí)、在線的診斷性監(jiān)測(cè)。

為了及時(shí)捕捉、發(fā)現(xiàn)機(jī)體關(guān)鍵部位的早期裂紋，部分延壽飛機(jī)在機(jī)體結(jié)構(gòu)疲勞薄弱部位加裝了ICMS系統(tǒng)，如圖19所示。

圖19 ICMS系統(tǒng)組成Fig.19 ICMS system composition

目前，隨飛機(jī)外場(chǎng)使用的ICMS系統(tǒng)運(yùn)行狀態(tài)正常，所有監(jiān)控部位均未發(fā)現(xiàn)裂紋。

5 結(jié) 論

1) 通過應(yīng)用基于增量考核的飛機(jī)延壽方法，成功將X系列飛機(jī)總使用壽命延長(zhǎng)至外方原壽命的1倍。緩解了部隊(duì)對(duì)先進(jìn)作戰(zhàn)飛機(jī)的使用急需，以較小的投入，創(chuàng)造了顯著的軍事效益和經(jīng)濟(jì)效益。

2) 以關(guān)鍵結(jié)構(gòu)的裂紋檢測(cè)為牽引，形成了機(jī)上復(fù)雜條件下對(duì)飛機(jī)隱蔽區(qū)域結(jié)構(gòu)裂紋的高效、精準(zhǔn)特種檢測(cè)能力，解決了隱蔽區(qū)域損傷難以檢測(cè)的技術(shù)難題。

3) 在國(guó)內(nèi)首次實(shí)現(xiàn)了冷噴涂增材技術(shù)在飛機(jī)關(guān)鍵主承力結(jié)構(gòu)原位修復(fù)的工業(yè)級(jí)應(yīng)用，解決了關(guān)鍵部位裂紋常規(guī)方法無法修理的核心技術(shù)難題，開辟了軍、民用高價(jià)值結(jié)構(gòu)損傷修理新途徑，奠定了該技術(shù)后續(xù)推廣應(yīng)用的基礎(chǔ)。