王創(chuàng)奇

中航西安飛機工業(yè)集團股份有限公司，陜西 西安 710089

隨著國際安全形勢的變化，運輸/轟炸類軍用飛機任務(wù)模式呈現(xiàn)復(fù)雜性、多樣化的特點，影響可靠性壽命的載荷剖面、服役環(huán)境等參數(shù)明顯變化，如近海飛行、海外救援、掛載構(gòu)型變化、訓(xùn)練需求變化等，因此，已給定使用壽命飛機疲勞可靠性受到了用戶和工業(yè)部門的關(guān)注。目前，國內(nèi)外主要針對新型號飛機的壽命監(jiān)控、虛擬試驗等新技術(shù)開展研究，缺少重新評估現(xiàn)役飛機使用變化的疲勞可靠性方法。由于飛機疲勞可靠性驗證需要長時間和高費用，在保持可靠性指標不變的情況下難以重新開展全尺寸耐久性試驗驗證和及時調(diào)整飛機使用壽命。

本文在利用已有成果基礎(chǔ)上，研究了任務(wù)模式變化對運輸/轟炸類軍用飛機疲勞可靠性的影響，分析了譜型、任務(wù)剖面、超低空飛行，以及特殊載荷等幾個關(guān)鍵參數(shù)，得到可行的工程修正載荷譜及壽命調(diào)整方法，在飛機壽命能力提升、結(jié)構(gòu)改進改型研制、安全可靠使用等方面，具有重要的工程價值和現(xiàn)實意義。

1 疲勞可靠性應(yīng)用現(xiàn)狀

只要飛機產(chǎn)品批量生產(chǎn)和重復(fù)使用，就必須考慮疲勞可靠性。結(jié)構(gòu)、材料、加工、裝配、服役環(huán)境、維護，不可避免存在差異或不穩(wěn)定性，均會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)繁雜的航空產(chǎn)品疲勞壽命存在差異。為了研究疲勞可靠性，國內(nèi)出現(xiàn)了許多理論、分析方法和模型[1-10]，綜合運用概率論、數(shù)理統(tǒng)計、疲勞學(xué)、斷裂力學(xué)、材料力學(xué)等，探索機群和試驗個體之間的規(guī)律。近年來使用頻次較高的疲勞可靠性分析方法有應(yīng)力-強度干涉法、蒙特卡羅模擬法，以及一次二階矩法中的中心點法、改進一次二階矩法、驗算點法等；分析模型有累積損傷模型、剩余強度模型和疲勞壽命模型。

基于結(jié)構(gòu)疲勞可靠性分析方法或模型，在給定結(jié)構(gòu)可靠度下的結(jié)構(gòu)疲勞壽命估算結(jié)果是工程應(yīng)用目標，因此分散系數(shù)作為可靠性壽命重要指標被廣泛應(yīng)用，許多標準規(guī)范和手冊指南[11-13]均對分散系數(shù)取值及計算公式進行了描述，并且認為其與壽命的分布函數(shù)、標準差、可靠性要求和載荷譜密切相關(guān)。為了區(qū)分分析和試驗分散系數(shù)，國內(nèi)從不同角度開展了許多研究工作[14-16]。對于服從對數(shù)正態(tài)分布的軍用飛機壽命，分散系數(shù)包含試件個數(shù)、置信度、可靠度和標準差4個參數(shù)，并以中值壽命為基準。

為進一步研究結(jié)構(gòu)分散性和載荷分散性，將分散系數(shù)拆分為結(jié)構(gòu)分散系數(shù)和載荷分散系數(shù)。研究表明，用來表征制造、加工、材料及幾何尺寸等因素不確定性標準差和用來表征載荷譜來源、編譜子樣、訓(xùn)練大綱與實際飛行差異、機群內(nèi)不同使用情況等因素不確定性標準差存在較強關(guān)聯(lián)性[17-19]。

2 任務(wù)模式變化對載荷的影響

從飛機研制到批量交付，往往需要10～20 年；從飛機疲勞驗證試驗開始到驗證評定結(jié)束，往往也需要10 年左右，因此，假定結(jié)構(gòu)分散性基本保持不變的情況下，疲勞可靠性主要受載荷分散性影響。按照實際使用情況變化，載荷分散性分為兩個階段，第一階段是飛機研制/定壽階段，該階段載荷分散性主要基于設(shè)計使用載荷譜假設(shè)，載荷譜來源飛行實測數(shù)據(jù)，疲勞可靠性應(yīng)用也主要針對該階段；第二階段是飛機服役、改型/壽命提升階段，該階段載荷分散性主要基于服役載荷譜，載荷譜需要從飛參數(shù)據(jù)統(tǒng)計分析中獲取，任務(wù)模式變化的影響主要針對第二階段。假設(shè)載荷譜分散性不受載荷變化影響[20]，那么，為利用定壽結(jié)果，需考慮兩個方面因素:一是如何保持載荷分散性的一致性；二是如何進行載荷譜修正，以反映任務(wù)模式變化。載荷分散性是由定壽載荷譜決定的，因此要保持一致性，需要在譜型、剖面、任務(wù)段類型、載荷來源等方面進行影響分析，以便給出的載荷譜既符合服役載荷譜，又能充分利用定壽載荷譜。

3 任務(wù)模式變化影響分析及修正

3.1 譜型

不同譜型,壽命和損傷分布不同[21-22]，即使載荷譜按照“飛續(xù)飛”編制，也會因任務(wù)類型、任務(wù)段合并與簡化方法不同導(dǎo)致載荷順序變化；按照累積損傷理論，損傷一定情況下，載荷順序不同會導(dǎo)致壽命差異。以“飛續(xù)飛”譜為例，高載截取/低載截除、損傷當量化折算方法、峰值/谷值隨機參數(shù)是影響載荷分散性的關(guān)鍵要素。為減少譜型影響，補充分析和改進驗證試驗盡可能地應(yīng)沿用原先編譜方法和隨機參數(shù)，避免為縮短周期而簡化成等幅譜和改變譜塊大小。通常，在當量化折算時，可保持載荷級數(shù)相同；采用“乘同余法”實現(xiàn)任務(wù)段隨機數(shù)列時可選擇近似的參數(shù)。

3.2 任務(wù)剖面

受未來的威脅環(huán)境和作戰(zhàn)需求變化的影響，任務(wù)模式變化是必然的，導(dǎo)致剖面飛行時間、高度和剖面類型變化，從而影響載荷變化。如通過任務(wù)系統(tǒng)改進升級使已定壽飛機增加新的任務(wù)系統(tǒng)和任務(wù)剖面，增加新掛載構(gòu)型，從單一飛行到復(fù)雜剖面變化。圖1是某型機近年來由單一科目訓(xùn)練演變?yōu)閺?fù)合科目訓(xùn)練“高度-時間”飛參數(shù)據(jù)圖。由圖1可知，在相同訓(xùn)練時間內(nèi)，高度從單一的中空飛行變?yōu)楦呖?、中空?fù)合飛行，并且出現(xiàn)了一次墩起落，這種復(fù)雜多變的任務(wù)模式必然產(chǎn)生更多的機動載荷，陣風(fēng)載荷和機動載荷出現(xiàn)順序和大小也將會明顯不同；同時增壓載荷變化頻次成倍增加。即使是運輸類飛機陣風(fēng)載荷，剖面的影響也是明顯的[23]。軍用運輸/轟炸類在假設(shè)載荷環(huán)境相似情況下，需要利用“陣風(fēng)譜形狀相似準則以及每次飛行機動循環(huán)數(shù)近似相同準則”[24]原理，結(jié)合飛參數(shù)據(jù)識別技術(shù)[25]，借鑒在原定壽載荷譜基礎(chǔ)上進行載荷譜插值。實測數(shù)據(jù)表明，環(huán)境相似情況下小子樣實測獲取的載荷數(shù)據(jù)也具有明顯的相似性，如圖2所示。因此，對于復(fù)雜剖面按照相似性進行修正是可行的，并盡可能按照低空、中空、高空剖面任務(wù)段分別進行。

圖1 單一飛行到復(fù)雜剖面Fig.1 Single flight becoming complicated profile

圖2 小子樣實測中空剖面相似性Fig.2 Similarity of medium‐altitude flight profile for small sampling measured data

3.3 超低空飛行

出現(xiàn)超低空任務(wù)段是必須考慮的。根據(jù)GJB 67.2A以及NACA-TN-4332，低空飛行任務(wù)段的陣風(fēng)載荷較強[26-27]。為進一步辨識低空飛行載荷的占比，統(tǒng)計了含突防訓(xùn)練科目服役飛機一年的飛參數(shù)據(jù)，其中含至少有一次低空突防架次飛行起落的低空段過載明顯高于中高空平飛段，如圖3所示。對比較大載荷出現(xiàn)的頻次，超低空飛行大載荷明顯增多，相同時間內(nèi)出現(xiàn)頻次平均約為中高空平飛段的2.8倍左右。為保證載荷譜一致性，用相似性原則和損傷等效在平飛譜上進行修正，避免相對保守的理論計算譜和仿真分析[28]。除用飛參過載數(shù)據(jù)進行相似性修正外，超低空任務(wù)段損傷等效處理上，需考慮時間、過載同時修正，包括一定放大倍數(shù)超越曲線高載外推和取值。

圖3 超低空飛行過載飛參數(shù)據(jù)Fig.3 Flight load data of ultra‐altitude flight

3.4 特殊載荷和新載荷來源

為適應(yīng)任務(wù)模式變化，新任務(wù)和結(jié)構(gòu)局部改進使原本影響不明顯的載荷轉(zhuǎn)化為結(jié)構(gòu)新的損傷源，如新增局部外凸物導(dǎo)致的流場突變；大重量起降導(dǎo)致起落架載荷加重；高度引起操縱鋼索預(yù)張力溫度環(huán)境變化等。新的載荷往往難以通過實測獲取，需用專業(yè)軟件進行補充分析。搜救和救援任務(wù)將帶來近海低空和高溫高原氣候環(huán)境。研究表明，春季陣風(fēng)強度常常是冬季的3倍；在同樣高度飛行，山地垂直陣風(fēng)載荷約為平坦地帶的3 倍以上[29]。通常，考慮單一飛行性能安全，大重量起飛飛行亦受到氣溫和季節(jié)限制。大部分特殊任務(wù)情況導(dǎo)致的載荷發(fā)生變化需按照相似性判別方法[30]，合理利用已有研究對新出現(xiàn)的載荷來源進行必要調(diào)整，保證高載荷截取和載荷出現(xiàn)頻次更加符合載荷情況。

4 結(jié)論

為應(yīng)對任務(wù)模式變化，已定壽飛機后續(xù)使用應(yīng)重新評價其疲勞可靠性，主要是載荷修正。單機壽命監(jiān)控和數(shù)字孿生（Digital Twin）等新技術(shù)推進將會對未來飛機使用提供新的途徑。從可靠性出發(fā)，所有手段只有建立了包括結(jié)構(gòu)幾何模型，材料屬性、生產(chǎn)、檢驗、使用維護等飛機產(chǎn)品數(shù)據(jù)與通過力學(xué)分析、空氣動力以及當量損傷計算等產(chǎn)生的理論模型映射關(guān)系才能實現(xiàn)。從工程應(yīng)用出發(fā)，利用已定壽型號結(jié)果，考慮使用載荷影響，根據(jù)主要影響因素進行加權(quán)分析，對已有定壽運輸/轟炸機壽命指標修訂給出具有相同可靠度的定量結(jié)果。無論是采用類比法還是采用DFR法，目前工程可用的手段均只有在試驗驗證定壽數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上進行分析才較為可靠。任務(wù)模式變化主要影響載荷，為使壽命可靠性不降低，可從以下方面進行修訂:

（1）譜型對壽命影響明顯，盡可能采用相似性原理對載荷修正，即使是“飛續(xù)飛”譜也應(yīng)盡可能用相同的隨機參數(shù)和載荷級數(shù)，以保持譜型一致性。

（2）充分利用飛參數(shù)據(jù)，按照剖面及任務(wù)段相似性修正載荷；飛參數(shù)據(jù)最小樣本量至少應(yīng)滿足各飛行類型的子樣大小；飛行基本數(shù)據(jù)、重量數(shù)據(jù)應(yīng)滿足剖面識別，過載數(shù)據(jù)應(yīng)滿足過載超越曲線相似插值，姿態(tài)數(shù)據(jù)應(yīng)滿足重心位置修正和載荷識別等。

（3）超低空飛行載荷必須進行考慮，可以用同一剖面飛參數(shù)據(jù)統(tǒng)計獲取平飛（巡航）段和超低空飛行段放大系數(shù)，并按損傷進行次數(shù)和過載外推放大。

（4）特殊載荷和環(huán)境修正是必要的，特別是近海低空和高溫高原氣候環(huán)境影響。