王亞芳，王新波，閔強

航空工業(yè)第一飛機設計研究院，陜西 西安 710089

飛機結構總的發(fā)展趨勢向整體化、輕質量、長壽命、低成本、低易損性和快速性能評估的技術方向發(fā)展。隨著飛機結構壽命和可靠性要求的不斷提高，先進的設計概念、先進的材料和工藝、先進的結構形式研究應用越來越顯示出其重要性，對材料性能的選擇，特別是優(yōu)良的疲勞性能、抗腐蝕性能和損傷容限性能，是滿足飛機結構的長壽命和高可靠性要求的基礎。

航空科技發(fā)展水平是體現(xiàn)一個國家綜合國力的重要標志之一，作為高科技最集中的技術領域，國防工業(yè)對先進材料的依賴也最直接、最敏感，因此，先進材料始終引領和支撐著國防裝備的發(fā)展[1-2]。性能優(yōu)越、規(guī)格較大的航空材料是航空領域技術含量高、附加值高的產(chǎn)品，工業(yè)發(fā)達國家一直將其看作反映一個國家工業(yè)綜合實力和科學技術發(fā)展水平的重要標志之一。

某型飛機具有結構尺寸大和承載復雜的特點，為滿足高可靠性及長壽命的設計要求，對裝機材料的規(guī)格及性能提出了更高的要求。承接國家自主可控戰(zhàn)略規(guī)劃，在型號立項之期，同步啟動了材料研制項目。新材料在飛機上的應用，需經(jīng)過材料研制、應用研究、考核驗證三個步驟的研究工作。國產(chǎn)材料的疲勞考核是考核驗證中的一項重要內(nèi)容，是在材料的基本性能及其均勻性、穩(wěn)定性達標的前提下進行的。根據(jù)飛機國產(chǎn)新材料的裝機需求，規(guī)劃了國產(chǎn)新材料的疲勞考核驗證項目，并給出了各項材料的考核指標。為縮短試驗周期，節(jié)約項目經(jīng)費，以規(guī)模最小化原則進行試驗規(guī)劃，開展國產(chǎn)新材料的疲勞驗證試驗。

1 某型飛機國產(chǎn)新材料應用情況

根據(jù)結構形式及受力特點，某型飛機機體結構新材料使用情況見表1。7B50 鋁合金有優(yōu)異的綜合性能，T77 鈦合金在滿足耐腐蝕性能要求的同時，具有優(yōu)異的綜合性能，尤其是壓縮屈服強度達到515MPa，該材料在國外飛機型號上已成功使用，國內(nèi)在以往的飛機研制中還從未開展材料應用研究及考核驗證工作，從未在飛機型號使用。7050合金是某型號飛機使用最多的牌號，使用的板材厚度也達到了200mm，該合金不僅在板材厚度上，而且在長度方向上也超出了國內(nèi)常用材料的規(guī)格范圍。7085 合金是美國Alcoa 公司于2003 年開發(fā)的最新一代鋁合金[3-4]，7A85-T7452 鋁合金鍛件具有高強、高韌、抗應力腐蝕性能、抗疲勞性能優(yōu)良、低淬火敏感性等特點，已在A380 客機的機翼主梁、肋等結構獲得應用，某型飛機在機身與垂尾連接接頭選用了該材料。7475-T761是目前7×××系鋁合金中韌性最好的材料，某型飛機選用其作為機身的普通框，國外飛機C-5還用其做機身蒙皮。與2024-T351相比，2E12-T3材料具有優(yōu)良的疲勞性能和耐腐蝕性能，某型飛機擬選用該材料制造機身壁板。在對強度和耐久性要求較高的重要承力接頭選用了具有高強、高韌、損傷容限特性的TC21鈦合金，以此滿足高減重和長壽命的設計要求。

從表1 中可以看出，在該飛機的所有主要承力部件上都將實現(xiàn)材料的國產(chǎn)化。為滿足該飛機長壽命、高可靠性的要求，必須對關鍵承載結構的疲勞與損傷容限開展試驗研究與分析工作。

表1 新材料在某型飛機上的應用Table 1 Application of new materials in the aircraft

2 疲勞考核試驗內(nèi)容

國產(chǎn)材料的疲勞考核是在材料的基本性能及其均勻性、穩(wěn)定性達標的前提下進行的，因此，在進行試驗項目規(guī)劃時，對材料的基本疲勞性能和損傷容限性能不進行測試，如疲勞極限值、S—N曲線、斷裂韌度和裂紋擴展等。為了全面、快速地給出新材料能否裝機的考核結論，從以下5個方面確定國產(chǎn)新材料疲勞考核試驗內(nèi)容。

2.1 考核部位選取

根據(jù)結構受力及疲勞分析結果，選取了機身及機翼關鍵連接部位，如中外翼對接、機翼壁板對接、翼梁；機身壁板縱、環(huán)向對縫等，同時對機體結構關鍵連接接頭均進行了考核，如機身與尾翼連接接頭、平/垂尾接頭、機翼與吊掛連接接頭。最終確定的部位見表2。

表2 國產(chǎn)新材料疲勞考核部位選取Table 2 Selection of validated position

2.2 試驗內(nèi)容確定

在考核部位確定后，基于某型飛機的疲勞設計理念，對各項試驗內(nèi)容進行確定:機身和機翼按損傷容限進行設計的結構，相關試驗內(nèi)容包括耐久性試驗和損傷容限試驗，集中傳載接頭以疲勞設計為主，在完成4倍耐久性試驗后，進行剩余強度試驗。同時，根據(jù)型號選用的疲勞分析方法，對所有新材料的細節(jié)疲勞額定值（DFR）基準值和截止值也進行了測試，供結構疲勞分析使用。

2.3 試驗載荷譜

對于選取的考核部位，在型號研發(fā)階段完成進口材料相關疲勞試驗的，載荷譜需與研發(fā)試驗保持一致；對于試驗規(guī)模較小且沒有進口材料試驗結果的，規(guī)劃了進口材料和國產(chǎn)材料的點對點對比試驗，施加等幅譜，譜中最大應力為考核部位的地空地最大應力；其余典型結構的疲勞考核選用型號設計用當量載荷譜。

該型號共包含多種典型使用任務剖面，載荷情況較多，設計用當量載荷譜比較復雜，為縮短研制周期，達到快速考核驗證的目的，在保證試驗模擬的準確性的前提下對試驗載荷譜編制進行了簡化。簡化工作主要包括兩個部分:任務剖面的選取及試驗載荷譜的加速。計算出考核部位各部位應力，各剖面損傷Di為[5]

式中:Pi為各剖面使用比例；Ri為第i級應力循環(huán)的應力比；σmaxi為第i級應 力 循環(huán)的最大 應力；σm0和S為 材料特征參數(shù)。

計算結果表明，選取正常運輸剖面進行載荷譜的編制，能夠代表飛機的使用情況，且略有保守。各考核部位損傷對比結果見表3。對于選定任務剖面，完成試驗載荷譜的編制。將載荷譜濾中點、雨流之后，計算總損傷，以損傷比例≥0.1%～0.5%為門檻值，去除小載荷循環(huán)，保證濾波后的總損傷不小于原始損傷的95%。根據(jù)等損傷原則進行載荷譜的簡化加速，減少載荷循環(huán)次數(shù)。需要說明的是，在進行載荷譜加速時，不能改變原始載荷譜的地空地循環(huán)及主循環(huán)。

表3 考核部位損傷對比Table 3 Damage comparison

按等損傷原則對載荷譜進行加速[6-7]

式中:n1和ΔP1為簡化前的載荷循環(huán)數(shù)及載荷幅值，n2和ΔP2為簡化后的載荷循環(huán)數(shù)及載荷幅值。

2.4 試驗件設計

對于進口材料和國產(chǎn)材料對比試驗，進口材料和國產(chǎn)材料試驗件設計保持一致；對于僅進行國產(chǎn)材料疲勞考核的部位，為了確保疲勞考核結果的準確性，考核部位的應力分布應盡量接近實際情況:在進行試驗件設計時，首先將考核部位的細節(jié)模型嵌入全機模型中，采用組合模型仿真分析，獲取考核部位的真實應力分布；通過過渡段優(yōu)化設計、支持邊界逐步逼近等原則，獲取高仿真的試驗件結構形式及支持方式，確保試驗考核目的及考核精度。

2.5 試驗考核指標

考慮到新材料研制滯后于型號進展，兼顧型號研制階段試驗規(guī)劃，通過綜合分析，確定了各項試驗的考核指標:對于已完成類似進口材料疲勞試驗的項目，以各試驗結果與進口材料試驗結果相當作為考核指標；對于未規(guī)劃類似進口材料疲勞試驗的項目，以試驗結果滿足型號疲勞壽命設計要求作為考核指標，給出裝機結論。

最終規(guī)劃的試驗項目見表4，對于元件級試驗，每種類型需確保有7 個有效數(shù)據(jù)；組件級試驗件，每類試驗件為3件；部件級試驗件1件。

表4 新材料考核驗證試驗項目規(guī)劃Table 4 Project planning of new material verification test

3 數(shù)據(jù)處理與試驗結果

3.1 數(shù)據(jù)處理

根據(jù)試驗規(guī)模，疲勞考核驗證試驗件可分為元件級、組件級和部件級。對于元件級試驗件，按以下方法進行數(shù)據(jù)處理。

具有95%置信度、95%可靠度、疲勞壽命N95/95按照式（4）計算[5]

式中:β為特征壽命；ST為試件系數(shù)；SC為置信系數(shù)；SR為可靠性系數(shù)。

特征壽命β的點估計值β公式如下，其中，所有n個試件全部破壞時

Ni表示壽命數(shù)據(jù)（試驗測得的疲勞循環(huán)數(shù)據(jù)），對于鋁合金，α取4。DFR按照式（8）計算

式中:X=S(5-lgN95/95)，鋁合金σm0為310MPa；S為2。

對于組件級疲勞試驗，按照置信水平95%，存活率99%，計算試驗分散系數(shù)，考慮分散系數(shù)后給出試驗件的可靠性壽命[8]。對于部件級試驗，考慮4的分散系數(shù)。

3.2 試驗結果

疲勞考核驗證項目中有7 項試驗為對比性試驗，通過與進口材料疲勞和裂紋擴展試驗結果的比較，給出材料裝機結論，另外4項為驗證性試驗，根據(jù)試驗壽命能否滿足飛機壽命設計要求，給出國產(chǎn)新材料的裝機結論。

對于DFR測試試驗[9]，通過數(shù)據(jù)處理得到國產(chǎn)材料的DFR 基準值和截止值，并與進口材料的數(shù)據(jù)進行對比，結果見表5。通過對比可以看出，鋁合金DFR值受試樣加工工藝的影響，表面噴丸可強化材料，提高DFR 值6.0%～8.6%；除個別材料外，國產(chǎn)材料和進口材料的DFR 截止值、基準值（見表6）的誤差基本在10%左右，且國產(chǎn)材料疲勞性能略優(yōu)于進口材料，考慮到試驗件的加工狀態(tài)及試驗承試方的差異等，可認為國產(chǎn)材料和進口材料的DFR截止值和基準值基本相當。

表5 鋁合金DFR截止值數(shù)據(jù)對比Table 5 Comparison of DFRcutoff between aluminum alloy

表6 鋁合金DFR基準值數(shù)據(jù)對比Table 6 Comparison of DFRbase between aluminum alloy

其余6項對比試驗，通過3.1節(jié)的數(shù)據(jù)處理方法得到試驗件的可靠性壽命。國產(chǎn)材料與進口材料疲勞試驗對比結果見表7。從表7中可以看出，機身壁板縱向對縫疲勞試驗中，國產(chǎn)材料的可靠性壽命略低于進口材料，這是因為這批材料提供時間較早，材料的制造工藝尚有欠缺。在材料的制造工藝完善且穩(wěn)定后，提供了2E12-T3 進行機身壁板橫向對縫疲勞試驗件，試驗結果表明，國產(chǎn)材料疲勞性能明顯優(yōu)于進口材料。其余試驗所用的國產(chǎn)材料的疲勞性能相比進口材料有較大提升，可用于某型飛機的結構設計。

表7 進口材料與國產(chǎn)材料疲勞試驗結果對比Table 7 Comparison between fatigue test results between imported material and domestic material

除疲勞性能之外，對于國產(chǎn)材料和進口材料試驗件的裂紋擴展性能也進行了對比。國產(chǎn)7050-T7451 整體翼梁損傷容限試驗與進口7050-T7451 整體翼梁損傷容限試驗裂紋擴展a—N對比曲線如圖1所示[11]。根據(jù)國產(chǎn)材料與進口材料的裂紋擴展試驗數(shù)據(jù)a—N對比表明，兩者的裂紋擴展速率基本相當。

圖1 國產(chǎn)材料與進口材料整體翼梁結構a—N曲線對比Fig.1 Comparison betweem a—N curve of wing beam structure between domestic material and imported material

在型號研制期間，規(guī)劃了2024-T3 材料機身壁板損傷容限試驗，該試驗件與2E12-T3 材料的試驗件的裂紋擴展性能對比結果見表8。從表8可以看出，無論是單跨裂紋還是雙跨裂紋擴展，2E12 新材料的裂紋擴展速率均小于2024-T3材料，約為后者的1/2，因此，國產(chǎn)2E12-T3新材料機身壁板的損傷容限特性較好，能夠滿足型號應用需求。

表8 機身壁板損傷容限試驗裂紋擴展數(shù)據(jù)對比Table 8 Comparison between crack propagation data in damage tolerance test of fuselage panel

機身與垂尾連接接頭、發(fā)動機主吊掛接頭、平/垂尾連接接頭以及機翼典型盒段疲勞試驗等驗證性試驗在完成4倍目標壽命的疲勞試驗后，在限制載荷作用下，試驗件均未破壞，可靠性壽命均滿足型號設計要求。

4 結束語

本文根據(jù)某型飛機的疲勞壽命設計要求及國產(chǎn)新材料的應用情況，按照積木式層次規(guī)劃了疲勞考核驗證試驗項目、試驗內(nèi)容及各類材料的裝機考核指標。試驗結果表明，國產(chǎn)新材料的疲勞性能與進口材料基本相當，滿足型號壽命設計要求，可以進行裝機應用。