薛九天，饒德

(1.貴州理工學(xué)院航空航天工程學(xué)院，貴陽(yáng)貴陽(yáng)，550003；2.中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司民用飛機(jī)試飛中心，上海，200232）

0 引言

保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)在服役中的安全可靠性對(duì)保障民航客機(jī)的運(yùn)載安全，保持良好的完好性和充分發(fā)揮使用效能具有重要意義[1]。然而，目前飛機(jī)結(jié)構(gòu)安全使用的可靠度仍未達(dá)到強(qiáng)度、剛度要求，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的飛行安全仍是一類迄今未從根本上解決的世界性難題，其主要原因就是對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷的復(fù)雜性認(rèn)識(shí)不足以及缺少飛機(jī)使用過(guò)程中結(jié)構(gòu)安全檢測(cè)的實(shí)用技術(shù)手段。

盡管國(guó)內(nèi)外航空界對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)安全普遍認(rèn)識(shí)和關(guān)注度越來(lái)越高，但由于飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷導(dǎo)致的航空事故依然占很大比例。1988年4月Aloha航空公司243號(hào)航班事故的發(fā)生讓科學(xué)界重新反思如何有效地解決飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全檢測(cè)問(wèn)題。243號(hào)航班事件后，根據(jù)NTSB的調(diào)查結(jié)果顯示，事故是由裂縫氧化導(dǎo)致的金屬疲勞引起（飛機(jī)經(jīng)常在帶鹽水的空氣環(huán)境下操作）。裂痕的位置位于登機(jī)門附近，此裂痕很可能就是飛機(jī)經(jīng)過(guò)89,090次飛行所造成的金屬疲勞[2]。客機(jī)在執(zhí)行每次飛行任務(wù)時(shí)，客艙都要經(jīng)歷一次增減壓的過(guò)程，客艙的蒙皮承受交變載荷作用，在多次飛行后，外部鋁蒙皮會(huì)產(chǎn)生疲勞裂紋，當(dāng)疲勞累積損傷造成的裂紋擴(kuò)展至臨界裂紋長(zhǎng)度后就會(huì)快速失穩(wěn)擴(kuò)展，最后導(dǎo)致結(jié)構(gòu)破壞，這種結(jié)構(gòu)破壞是造成空難事故的重要原因之一。

對(duì)于飛機(jī)結(jié)構(gòu)，一方面要求高疲勞強(qiáng)度，另一方面又希望結(jié)構(gòu)重量不能太大。這一矛盾的要求致使必須找出飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全等級(jí)，必須探尋出有效的方法去預(yù)測(cè)疲勞狀態(tài)下結(jié)構(gòu)安全的臨界值，包括由于累積疲勞引起的突然性承受能力下降[3]。通常飛機(jī)運(yùn)營(yíng)方在一定的累計(jì)飛行時(shí)間或一定次數(shù)的起降后，必須進(jìn)行結(jié)構(gòu)疲勞損傷的檢查，結(jié)構(gòu)檢查主要包括機(jī)體疲勞裂紋和腐蝕的檢查。疲勞狀態(tài)下，飛機(jī)結(jié)構(gòu)合金物理-機(jī)械性能會(huì)發(fā)生改變。如果能找出恰當(dāng)實(shí)用的無(wú)損檢測(cè)方法來(lái)表征這些逐步發(fā)生變化的性能，就可以相應(yīng)地預(yù)測(cè)出飛機(jī)結(jié)構(gòu)承載能力下降的程度。

國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)疲勞損傷理論提出各具特色的理論和計(jì)算模型，通過(guò)建立疲勞損傷宏觀力學(xué)反應(yīng)量之間關(guān)系的方法來(lái)描述疲勞損傷演變規(guī)律，但由于這些模型應(yīng)用條件復(fù)雜或有較強(qiáng)的理論性，在解決飛機(jī)結(jié)構(gòu)在復(fù)雜非規(guī)律性的不穩(wěn)定變載荷作用下的實(shí)際工程疲勞問(wèn)題時(shí)，有一定的局限性[4]。

本文提出的用頻率共振法來(lái)解決飛機(jī)結(jié)構(gòu)合金疲勞問(wèn)題，采用局部感應(yīng)法[5]，通過(guò)數(shù)據(jù)計(jì)算來(lái)控制表征疲勞損傷量，對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)安全和可靠性的預(yù)測(cè)具有重要的工程意義。

1 方法介紹

疲勞試驗(yàn)分兩部分，第一部分需要對(duì)實(shí)驗(yàn)樣品在特定的載荷下完成預(yù)設(shè)定的周期性振動(dòng)，這部分通過(guò)測(cè)試機(jī)完成。測(cè)試機(jī)的主要部件有：加載連接端，沖程桿，連接桿，電動(dòng)機(jī)，計(jì)數(shù)器，夾鉗和支架。實(shí)驗(yàn)樣品被兩端固定在測(cè)試機(jī)上，一端被加緊固定，另一端被加載連接端固定并施以載荷。通過(guò)調(diào)節(jié)沖程桿的作用長(zhǎng)度可以控制對(duì)樣品施加的載荷的大小。其動(dòng)力學(xué)原理圖如圖1所示。

疲勞實(shí)驗(yàn)的第二部分將對(duì)完成周期性振動(dòng)后的樣品進(jìn)行表層局部感應(yīng)，掃描器原理如圖2所示。

信號(hào)發(fā)生器產(chǎn)生特定頻率的信號(hào)通過(guò)A路和B路，A路信號(hào)直接進(jìn)入立體聲道聲卡（雙路信號(hào)源輸入），B路信號(hào)通過(guò)檢測(cè)樣品表層狀態(tài)的掃描儀后發(fā)生頻率共振并得到一個(gè)反饋信號(hào)，該反饋信號(hào)通過(guò)C路進(jìn)入聲卡，比較A路的原信號(hào)和C路的反饋信號(hào)可以得到兩種信號(hào)的相位偏移角，相位偏移角是共振法中主要表征材料疲勞損傷的參量。感應(yīng)掃描儀如圖3所示,其原理如圖4所示。信號(hào)發(fā)生器產(chǎn)生的特定頻率的信號(hào)進(jìn)入掃描儀壓電效應(yīng)桿下部分后，通過(guò)感應(yīng)接觸區(qū)2與樣品1反生頻率共振產(chǎn)生微振幅，在微振幅的作用下壓電效應(yīng)桿上半部分發(fā)生壓電效應(yīng)，從而得到發(fā)生了相位偏移角的反饋信號(hào)。

圖1 測(cè)試機(jī)動(dòng)力學(xué)原理圖

圖2 掃描儀原理圖

圖3 感應(yīng)掃描儀

圖4 掃描儀原理圖

2 實(shí)驗(yàn)樣品

實(shí)驗(yàn)樣品為鋼 12H18N10T，長(zhǎng) 70mm，寬 10mm，厚 1mm。分為兩種狀態(tài)，一種是無(wú)孔樣品，另一種是帶孔樣品，其孔的直徑為1mm。對(duì)于無(wú)孔樣品，測(cè)試點(diǎn)分布在兩條不同的直線上，對(duì)應(yīng)兩種不同的應(yīng)力狀態(tài)，有利于觀察不同應(yīng)力狀態(tài)下的疲勞損傷情況。而對(duì)于帶孔樣品，其測(cè)試點(diǎn)均布在孔的兩邊，由于應(yīng)力集中，裂紋將沿著應(yīng)力集中孔產(chǎn)生，有利于直接觀測(cè)斷裂處的疲勞狀態(tài)。

3 實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析

3.1 無(wú)孔樣品結(jié)果分析

為了研究疲勞狀態(tài)下，不同應(yīng)力對(duì)材料結(jié)構(gòu)微變的影響，對(duì)無(wú)孔樣品采取控制兩條測(cè)試線的方案，第一條測(cè)試線距固定端4mm，第二條測(cè)試線距固定端14mm。主要實(shí)驗(yàn)參量如表1所示。

根據(jù)上述法案的規(guī)定，可再生能源發(fā)電量在總發(fā)電量中所占份額到2030年將達(dá)到60%(目前的目標(biāo)為50%)，零售電力到2045年將全部來(lái)自可再生能源及其他零碳排放能源。

表1 無(wú)孔樣品實(shí)驗(yàn)參量

實(shí)驗(yàn)的第一個(gè)任務(wù)是探尋不同應(yīng)力狀態(tài)下的兩條測(cè)試線的相似性，其中相位偏移角（SD）為比較參量。相位偏移角（SD）與振動(dòng)周期數(shù)(N)的關(guān)系如圖5和圖6所示。

圖5 1號(hào)樣品490MPa下相位偏移角與振動(dòng)周期數(shù)的關(guān)系

圖6 1號(hào)樣品415MPa下相位偏移角與振動(dòng)周期數(shù)的關(guān)系

圖中可以發(fā)現(xiàn)一定的相似性趨勢(shì)，選取一些能表征整體趨勢(shì)的點(diǎn)比較振動(dòng)周期數(shù)N490和N415，結(jié)果如圖7所示。

圖中可以發(fā)現(xiàn)兩條應(yīng)力線是一種近乎線性的關(guān)系，方程如下：

線性回歸系數(shù)R2=0.969。

類似于1號(hào)實(shí)驗(yàn)樣品，2號(hào)樣品不同應(yīng)力狀態(tài)的兩條測(cè)試線也具備相似性，其SD與N的關(guān)系如圖8和圖9所示。

圖7 1號(hào)樣品兩條應(yīng)力線趨勢(shì)表征點(diǎn)的關(guān)系

圖8 2號(hào)樣品620MPa下相位偏移角與振動(dòng)周期數(shù)的關(guān)系

圖9 2號(hào)樣品526MPa下相位偏移角與振動(dòng)周期數(shù)的關(guān)系

圖10 2號(hào)樣品兩條應(yīng)力線趨勢(shì)表征點(diǎn)的關(guān)系

對(duì)于2號(hào)樣品，同樣發(fā)現(xiàn)了一些代表點(diǎn)來(lái)比較振動(dòng)周期數(shù)N620和N526的關(guān)系，如圖-10所示。

線性方程為：

線性回歸系數(shù)R2=0.979。

顯而易見，不同應(yīng)力區(qū)的測(cè)試具有相似性，從而佐證了共振法對(duì)于探測(cè)疲勞狀態(tài)下材料結(jié)構(gòu)微變的可行性。

3.2 帶孔樣品結(jié)果分析

1和2號(hào)樣品有一個(gè)缺陷，他們的測(cè)試結(jié)果無(wú)法直接表征材料斷裂處的疲勞狀態(tài)，因?yàn)闊o(wú)孔試樣在固定端斷裂，而測(cè)試區(qū)分別在距固定段4mm處和14mm處。為了解決這一缺陷，更直接地探究材料斷裂處的疲勞狀態(tài)，實(shí)驗(yàn)選取帶孔的試樣，以便在振動(dòng)過(guò)程中形成應(yīng)力集中。圖11展示了帶孔樣品直到斷裂時(shí)相位偏移角（SD）隨著振動(dòng)周期數(shù)（N）的趨勢(shì)。

圖11 帶孔試樣相位偏移角與振動(dòng)周期數(shù)的關(guān)系

圖12 帶孔試樣相位偏移角與振動(dòng)周期數(shù)的三級(jí)關(guān)系

趨勢(shì)線線性方程為：

相位偏移角隨著振動(dòng)周期數(shù)的增加呈現(xiàn)下降趨勢(shì)。

為了更深入地分析兩者之間的關(guān)系，趨勢(shì)圖可以被分成三部分來(lái)研究[6-8]，如圖12所示。

第一部分：試樣處于振動(dòng)的初期，相位偏移角隨著振動(dòng)周期數(shù)的增加呈現(xiàn)多項(xiàng)式關(guān)系，方程如下：

第二部分：隨著振動(dòng)周期數(shù)的增加，相位偏移角呈現(xiàn)輕微線性下降趨勢(shì)，方程如下：

第三部分：此時(shí)材料處于疲勞壽命的最后階段，隨著振動(dòng)周期數(shù)的增加，相位偏移角急劇下降，呈現(xiàn)多項(xiàng)式關(guān)系，方程如下：

裂紋在此部分產(chǎn)生，此區(qū)域可用來(lái)估計(jì)材料失效前的狀態(tài)。

4 結(jié)論

疲勞實(shí)驗(yàn)以彎曲懸臂梁的方式進(jìn)行。測(cè)試機(jī)上樣品每次振動(dòng)的振幅恒定，振動(dòng)頻率為25Hz。樣品測(cè)試區(qū)承受預(yù)設(shè)定的應(yīng)力載荷。鋼12H18N10T為主要的測(cè)試材料，對(duì)無(wú)孔樣品的測(cè)試能探究不同應(yīng)力區(qū)的疲勞狀態(tài)，而對(duì)帶孔試樣的測(cè)試能直觀地展示材料斷裂處的疲勞壽命情況。兩者都有各自的優(yōu)缺點(diǎn)。

為了研究頻率共振法對(duì)無(wú)孔樣品不同應(yīng)力區(qū)測(cè)試的相似性，選取了一些能表征整體趨勢(shì)的特殊點(diǎn)，比較其處于該趨勢(shì)位置時(shí)振動(dòng)周期數(shù)的關(guān)系。比較結(jié)果顯示不同應(yīng)力區(qū)的測(cè)試具有相似性，在一定的振動(dòng)周期下，共振法在兩種應(yīng)力狀態(tài)下表征的試樣疲勞損傷情況具有相似趨勢(shì)，證明了共振法對(duì)于研究疲勞狀態(tài)下材料結(jié)構(gòu)微變的科學(xué)性。

對(duì)帶孔樣品的研究直觀地展示了共振法對(duì)于材料斷裂處的疲勞損傷探究情況。相位偏移角隨著振動(dòng)周期的增加整體呈現(xiàn)下降趨勢(shì)。將趨勢(shì)線分成三個(gè)階段進(jìn)行分析后可發(fā)現(xiàn)當(dāng)試樣趨于斷裂時(shí)相位偏移角急劇下降。盡管前人已經(jīng)研究出了多種計(jì)算疲勞狀態(tài)下材料損傷的模型，但是迄今仍沒有一種方法能普遍性的被接受，每種模型都存在局限性，只能表征一個(gè)或幾個(gè)單獨(dú)的現(xiàn)象。頻率共振法利用材料具備自振頻率這一特性，引入一定頻率的信號(hào)與試樣產(chǎn)生共振，通過(guò)對(duì)不同振動(dòng)周期數(shù)下相位偏移角的比較來(lái)研究疲勞狀態(tài)下試樣物理-機(jī)械性能的變化，具有一定的可行性，在工程應(yīng)用上具備不錯(cuò)的研究前景。

[1]劉建偉.疲勞累積損傷理論發(fā)展概述[J].山西建筑,2008,34(23):76-78.

[2]曹定國(guó).美國(guó)空軍飛機(jī)老齡問(wèn)題及其對(duì)策[J].飛機(jī)設(shè)計(jì)參考資料, 2005(4):20-25.

[3]V.E. PANIN Overview on meso-mechanics of plastic deformation and fracture of solids / Theoretical and Applied Fracture Mechanics 30 (1998) P. 1-11

[4]Radchenko A.I. Yutskevych S.S., Panteleev V.M. Synergetic Discretely-Likelihood Fatigue Model Based Structure Lifetime Prediction Methods Improvement: materials of 19th European Conference on Fracture ?Fracture Mechanics for Durability, Reliability and Safety? (26 -31 August,2012). – Kazan,2012 – P. 148-154.

[5]Radchenko A.I. Yutskevych S.S.,Panteleev V.M. Aspects of metal fatigue process under two-block loading tests/Aviation in the XXI-st century. Safety in Aviation and Space Technologies: the V world congress, 25–27 Septem?ber 2012: abstracts. – K., 2012. – P. 1.2.15–1.2.19.

[6] Y. Wang, E.I. Meletis, H. Huang Quantitative study of surface roughness evolution during low-cycle fatigue of 316L stainless steel using Scanning Whitelight Interferometric (SWLI) Microscopy.

[7]Antti Jarvenpaa, L. Pentti Karjalainen, Matias Jaskari Effect of grain size on fatigue behavior of Type 301LN stainless steel.

[8]J.J. Roa, G.Fargas, E.Jiménez-Piqué , A.Mateo Deformation mechanisms induced under highcycle fatigue tests in ametastable austenitic stainless steel.