孫俠生,蘇少普,孫漢斌,董登科

1.中國航空研究院,北京 100029

2.中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所,西安 710065

飛機(jī)結(jié)構(gòu)要兼顧功能性與經(jīng)濟(jì)性,要求具有重量輕、壽命長、可靠性高、安全性好等特點(diǎn),使得飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)日趨復(fù)雜,疲勞問題更加突出,使用維護(hù)難度加大[1]。航空疲勞問題是影響在研/在役飛機(jī)性能的關(guān)鍵因素之一,嚴(yán)重影響飛機(jī)的機(jī)動性、可靠性及安全性等。為滿足飛行器對服役環(huán)境的嚴(yán)酷要求以及新型號研制中的高性能技術(shù)指標(biāo)要求,航空疲勞問題研究需要貫穿于飛機(jī)整個研制和運(yùn)營的全壽命周期中,應(yīng)予以重點(diǎn)考慮及關(guān)注。

自1908年第一次萊特兄弟飛行事故后,航空領(lǐng)域?qū)＜覍W(xué)者開始關(guān)注航空疲勞問題,開展了大量研究工作[2]。航空疲勞問題的研究兼具工程性和科學(xué)性特點(diǎn),從材料研發(fā)、缺陷控制、組織特征、疲勞失效、損傷演化等方面來說,這是一個涉及力、熱、材料等多學(xué)科耦合的科學(xué)問題；從載荷譜編制、制造工藝控制、結(jié)構(gòu)/機(jī)構(gòu)疲勞分析、全尺寸結(jié)構(gòu)試驗(yàn)、損傷檢測及健康監(jiān)測等方面來講,這是一個綜合設(shè)計(jì)、制造、分析、驗(yàn)證及維護(hù)管理的工程技術(shù)問題。經(jīng)過一個多世紀(jì)航空器設(shè)計(jì)理念的不斷發(fā)展,盡管航空疲勞基礎(chǔ)理論得到發(fā)展與完善,但隨著新一代飛機(jī)設(shè)計(jì)要求的不斷提高以及航空可靠性設(shè)計(jì)理念的推廣,航空疲勞問題層出不窮,至今仍是型號研制關(guān)注的熱點(diǎn)和難點(diǎn)。

本文總結(jié)了國外近些年航空疲勞研究成果,從設(shè)計(jì)理念發(fā)展、長壽命設(shè)計(jì)技術(shù)、疲勞分析模型、方法及工具發(fā)展、疲勞試驗(yàn)技術(shù)、結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控及老齡飛機(jī)延壽等方面探討了目前航空疲勞關(guān)注的熱點(diǎn)問題及進(jìn)展,指出了滿足現(xiàn)代飛機(jī)長壽命、輕質(zhì)和高可靠性設(shè)計(jì)要求的航空疲勞研究所面臨的挑戰(zhàn),為航空疲勞未來發(fā)展提供技術(shù)參考。

1 航空疲勞事故對飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)理念的推動

自1829年德國礦業(yè)工程師W.A.Albert利用反復(fù)加載試驗(yàn)研究金屬疲勞問題開始,疲勞研究成為工程界一個持續(xù)關(guān)注的熱點(diǎn)。工程界第1個抗疲勞設(shè)計(jì)案例為19世紀(jì)W?hler調(diào)查的鐵路車軸疲勞失效問題,研究結(jié)果表明車輪車軸的初始設(shè)計(jì)未考慮應(yīng)力集中效應(yīng)的影響,導(dǎo)致接頭接觸點(diǎn)處產(chǎn)生了極高的局部峰值應(yīng)力,產(chǎn)生疲勞損傷,從而引發(fā)車軸破壞。為此,工程學(xué)者采用了基于工程經(jīng)驗(yàn)的大半徑倒角連接抗疲勞設(shè)計(jì)方法,有效地降低了局部應(yīng)力集中,避免了疲勞損傷的產(chǎn)生。這個車軸疲勞失效問題可謂是疲勞研究發(fā)展的里程碑[3]。

飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)最初主要關(guān)心結(jié)構(gòu)本身的最大承載能力,屬于靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)范疇,這也是最早發(fā)展成熟的設(shè)計(jì)規(guī)范之一[4]。1908年首次空難的發(fā)生使航空疲勞問題進(jìn)入工程設(shè)計(jì)者視野,自此飛機(jī)結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)理念發(fā)生轉(zhuǎn)變,到20世紀(jì)30年代發(fā)展為基于線彈性疲勞觀念的“安全壽命”設(shè)計(jì),其設(shè)計(jì)理念是通過限定結(jié)構(gòu)的疲勞壽命來保證結(jié)構(gòu)安全,安全系數(shù)選取是“安全壽命”設(shè)計(jì)的關(guān)鍵因素。

1948年,搭乘40名乘客的Martin-202飛機(jī)發(fā)生了機(jī)毀人亡的航空事故,事故調(diào)查結(jié)果表明,由于結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)欠缺和疲勞敏感材料導(dǎo)致飛機(jī)翼梁接頭產(chǎn)生疲勞裂紋,進(jìn)而引發(fā)結(jié)構(gòu)破壞,造成嚴(yán)重事故,隨后美國宇航局便開始對各種改進(jìn)設(shè)計(jì)的接頭進(jìn)行疲勞試驗(yàn)研究。1954年彗星-1號飛機(jī)的2次致命墜毀事故引發(fā)航空設(shè)計(jì)界大范圍考慮疲勞對飛機(jī)結(jié)構(gòu)的影響。事故原因一方面在于機(jī)身蒙皮過薄,另一方面在于全尺寸機(jī)體疲勞試驗(yàn)中高載遲滯效應(yīng)帶來的試驗(yàn)結(jié)果失真[5-6]。飛機(jī)主要結(jié)構(gòu)的損壞使得50年代的飛機(jī)事故增加,這也使得飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)理念再次發(fā)生轉(zhuǎn)變。美國民航局在1956年修訂民用航空規(guī)章,規(guī)定結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)理念除了抗疲勞(安全壽命)設(shè)計(jì)之外,也需要采用破損安全強(qiáng)度設(shè)計(jì),該設(shè)計(jì)理念為飛機(jī)某一主結(jié)構(gòu)局部損壞或完全破壞時(shí),其負(fù)載由臨近的其他結(jié)構(gòu)分擔(dān),通過設(shè)計(jì)保障結(jié)構(gòu)安全。

這一時(shí)期假設(shè)新交付的飛機(jī)結(jié)構(gòu)是完好的,在整個飛機(jī)使用壽命期間,結(jié)構(gòu)不會發(fā)生可見的裂紋。然而,結(jié)構(gòu)在加工和使用中也可能會產(chǎn)生初始缺陷和意外損傷。這些初始缺陷(或損傷)在飛機(jī)使用中發(fā)生擴(kuò)展會導(dǎo)致發(fā)生“低應(yīng)力脆裂”,致使按照安全壽命設(shè)計(jì)或破損安全壽命設(shè)計(jì)的飛機(jī)發(fā)生危險(xiǎn)。因此,美國空軍于1974年頒布軍用規(guī)范《飛機(jī)損傷容限需求》(MIL-A-83444),規(guī)定以后的軍機(jī)研制必須采用“損傷容限設(shè)計(jì)”,F-16為率先采用該設(shè)計(jì)理念的美國軍機(jī)[7]。損傷容限設(shè)計(jì)假定結(jié)構(gòu)在使用前就帶有初始缺陷,但必須把這些缺陷或損傷在規(guī)定的未修使用期內(nèi)的增長控制在一定的范圍內(nèi),在此期間,受損結(jié)構(gòu)應(yīng)滿足規(guī)定的剩余強(qiáng)度要求,以保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全性和可靠性[8]。同時(shí),美國聯(lián)邦航空局在FAR25-45號修正案指出,對適用的結(jié)構(gòu)必須采用損傷容限設(shè)計(jì)。要充分考慮結(jié)構(gòu)中可能存在的缺陷、裂紋或其他損傷,通過損傷容限分析與試驗(yàn),保證含損傷結(jié)構(gòu)具有足夠的剩余強(qiáng)度。

隨著飛機(jī)設(shè)計(jì)更加注重安全性、經(jīng)濟(jì)性及功能性要求,1985年,美國頒布實(shí)施MIL-A-87221軍用規(guī)范,新提出了耐久性設(shè)計(jì)及要求,這是美國飛機(jī)設(shè)計(jì)思想的又一次革新發(fā)展。自此,耐久性和損傷容限設(shè)計(jì)思想不斷地與現(xiàn)代科技成果相互發(fā)展和完善,并及時(shí)制定相應(yīng)的規(guī)范標(biāo)準(zhǔn)。1988年發(fā)生的Aloha航空事故,引發(fā)了國際航空界對老齡飛機(jī)疲勞問題的關(guān)注,在適航標(biāo)準(zhǔn)中考慮了飛機(jī)結(jié)構(gòu)廣布疲勞損傷相關(guān)要求。目前,飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)思想已發(fā)展為保證結(jié)構(gòu)安全的可靠性設(shè)計(jì)思想,將影響結(jié)構(gòu)安全的多種因素作為隨機(jī)變量,從概率統(tǒng)計(jì)理論出發(fā),定量確定各主要因素對結(jié)構(gòu)安全性的影響[9]。

在發(fā)布結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)規(guī)范的同時(shí),美國空軍于1972年正式頒布了第1份飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性的軍用標(biāo)準(zhǔn)——MIL-STD-1530,其主要內(nèi)容覆蓋了結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、研制及飛機(jī)結(jié)構(gòu)管理的整個過程,系統(tǒng)地給出飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和驗(yàn)證的總要求?？v觀美國飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱標(biāo)準(zhǔn)的發(fā)展,最初飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱標(biāo)準(zhǔn)由空軍制定并頒布,僅由美國空軍使用。2002年飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱標(biāo)準(zhǔn)改為由空軍制定、國防部頒布、美國空海軍通用,擴(kuò)大了標(biāo)準(zhǔn)的使用范圍[10]。此外,由于飛機(jī)結(jié)構(gòu)安全性具有特別重要的地位,飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱標(biāo)準(zhǔn)從1996年開始到2016年換版非常頻繁,從1972年首次頒布的MIL-STD-1530至今,共經(jīng)歷了8個版本,主要是因?yàn)楣こ虒?shí)踐中的經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)不斷地推動現(xiàn)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)思想發(fā)展。

隨著飛機(jī)安全性和經(jīng)濟(jì)性要求水平的不斷提高,從飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度標(biāo)準(zhǔn)的歷史演變和使用角度來說,飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱和飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范是飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度頂層標(biāo)準(zhǔn)的組成部分。飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱規(guī)定了飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)和驗(yàn)證的總要求,而飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范則規(guī)定了飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)和驗(yàn)證的具體要求。這2個標(biāo)準(zhǔn)在飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)和驗(yàn)證中往往是配套使用的。在2016年HDBK-1530D結(jié)構(gòu)完整性大綱,1998版JSSG-2006飛機(jī)結(jié)構(gòu)聯(lián)合規(guī)范,美國聯(lián)邦航空局當(dāng)前有效的FAR25.571,以及咨詢通告AC 25.571-1D中,要求將耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)貫穿到飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、驗(yàn)證、使用和維修的全過程。

國外非常重視飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性理論方法的研究和應(yīng)用,通過對航空疲勞事故的解析及調(diào)查,發(fā)現(xiàn)航空疲勞事故主要有以下2點(diǎn)原因：結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)缺陷帶來的疲勞隱患和全尺寸地面試驗(yàn)無法完全反映實(shí)際飛行狀態(tài)[2]。因此,設(shè)計(jì)理念及標(biāo)準(zhǔn)需直接用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的設(shè)計(jì)、驗(yàn)證及飛機(jī)使用,它的不斷更新表明其在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和驗(yàn)證中占有非常重要的地位。而如何更新及改進(jìn)需要科研人員在航空事故中不斷學(xué)習(xí)及探索。

2 航空疲勞國際研究熱點(diǎn)

飛機(jī)結(jié)構(gòu)在具有足夠強(qiáng)度和耐久性的條件下兼具低重量和低運(yùn)營成本是疲勞設(shè)計(jì)人員的追求目標(biāo),但往往工業(yè)部門、航空公司及適航當(dāng)局三者在達(dá)成彼此的目標(biāo)時(shí)存在著經(jīng)濟(jì)利益沖突。工業(yè)部門追求結(jié)構(gòu)的性能,航空公司希望較低的運(yùn)營及維護(hù)成本,適航當(dāng)局保證飛機(jī)在役運(yùn)行的安全性,也正是三方彼此的利差平衡推動著航空疲勞的不斷發(fā)展。一些國際航空疲勞組織,如國際航空研究論壇(IFAR)、航空疲勞與結(jié)構(gòu)完整性組織(ICAF)、國際航空科學(xué)理事會(ICAS)等,相繼成立并不斷壯大,每隔1到2年便邀請航空科研機(jī)構(gòu)共聚討論航空科研相關(guān)領(lǐng)域的最新發(fā)展動態(tài)及成果,為航空疲勞研究提供新的設(shè)計(jì)理念和解決方案。

飛機(jī)設(shè)計(jì)思想的演變推動著航空疲勞技術(shù)研究的發(fā)展。20世紀(jì)70年代,由于損傷容限設(shè)計(jì)思想的興起,航空疲勞研究體現(xiàn)在以下幾方面[11]：① 涉及應(yīng)力強(qiáng)度因子計(jì)算和斷裂準(zhǔn)則選取的斷裂力學(xué)研究；② 裂紋擴(kuò)展速率基礎(chǔ)研究,如裂紋閉合效應(yīng)、裂紋擴(kuò)展門檻值、超載遲滯等；③ 標(biāo) 準(zhǔn)載荷譜編制研究；④ 集中于濕度、溫度影響的復(fù)合材料基礎(chǔ)研究；⑤ 接頭設(shè)計(jì)、分析及抗疲勞設(shè)計(jì)。

1978年以后損傷容限設(shè)計(jì)對民機(jī)成為必需,而軍機(jī)方面只有美國和瑞典采納該設(shè)計(jì)理念。航空疲勞研究主要集中在：① 老齡飛機(jī)問題；② 集中于低能量沖擊損傷和勉強(qiáng)目視可見沖擊損傷(BVID)的復(fù)合材料分析技術(shù)；③ 高效銜接的數(shù)值分析模型。

進(jìn)入21世紀(jì)以來,航空疲勞研究偏重基于大數(shù)據(jù)的結(jié)構(gòu)風(fēng)險(xiǎn)性分析、直升機(jī)及系統(tǒng)研發(fā)等方面,希望在保證安全性的條件下盡量降低航空器成本,推進(jìn)綠色航空發(fā)展?？偨Y(jié)近些年國際航空軍/民機(jī)結(jié)構(gòu)在抗疲勞設(shè)計(jì)、分析、驗(yàn)證、運(yùn)營及維護(hù)等領(lǐng)域的研究現(xiàn)狀,本文從5方面探討航空疲勞發(fā)展的熱點(diǎn)問題：結(jié)構(gòu)長壽命設(shè)計(jì)技術(shù)、疲勞分析方法及工具、全尺寸結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)技術(shù)、航空結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控技術(shù)及老齡飛機(jī)延壽技術(shù)。

2.1 結(jié)構(gòu)長壽命設(shè)計(jì)技術(shù)

出于對結(jié)構(gòu)輕質(zhì)化、可靠性的不斷追求,民用飛機(jī)市場的競爭焦點(diǎn)集中在：性能好(結(jié)構(gòu)效率高)、經(jīng)濟(jì)性好(壽命長、價(jià)格低、可維修性好、出勤率高)和安全性好。飛機(jī)結(jié)構(gòu)服役壽命取決于結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)設(shè)計(jì),也取決于關(guān)鍵重要結(jié)構(gòu)的壽命,因此關(guān)鍵重要結(jié)構(gòu)的長壽命可靠性設(shè)計(jì)在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中占有不可或缺的地位。

2.1.1 傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)的抗疲勞強(qiáng)化技術(shù)

飛機(jī)傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)抗疲勞強(qiáng)化技術(shù)的特點(diǎn)是在不改變飛機(jī)結(jié)構(gòu)材料及形式的前提下,通過局部強(qiáng)化處理改變結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)表面的組織結(jié)構(gòu)和應(yīng)力分布,以提高飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命[12]。因而該技術(shù)不會增加結(jié)構(gòu)重量,是實(shí)現(xiàn)現(xiàn)代飛機(jī)長壽命、高可靠性、低維修成本的重要手段。1954年彗星-1號事故的高載遲滯效應(yīng)發(fā)現(xiàn)殘余應(yīng)力對疲勞強(qiáng)度有明顯影響,自此航空技術(shù)人員設(shè)法利用有利的殘余應(yīng)力提高結(jié)構(gòu)疲勞壽命,噴丸、擠壓強(qiáng)化等工藝在航空工程上得到推廣應(yīng)用。

緊固件接頭是在飛機(jī)服役期內(nèi)最容易產(chǎn)生疲勞裂紋的位置。對飛機(jī)服役統(tǒng)計(jì)發(fā)現(xiàn),多達(dá)70%的疲勞失效發(fā)生在緊固件孔邊,因此緊固孔邊的抗疲勞強(qiáng)化是國際上抗疲勞設(shè)計(jì)長期以來的關(guān)注熱點(diǎn)。干涉連接和冷擠壓強(qiáng)化是緊固孔抗疲勞長壽命設(shè)計(jì)的2種常用技術(shù)。針對疲勞薄弱區(qū)的緊固孔,干涉連接技術(shù)通過“支撐”效應(yīng)可提高中低應(yīng)力水平下的抗疲勞性能,壽命增益效果良好。自20世紀(jì)60年代初,國外便開始研究干涉配合鉚接技術(shù)的航空應(yīng)用,主要應(yīng)用部位為飛機(jī)主承力結(jié)構(gòu),如機(jī)身大梁、接頭、氣密框、艙門框和整體油箱等。緊固件孔通過冷擠壓強(qiáng)化后,其抗疲勞性能得到顯著提高,圖1[13]為冷脹孔周圍的殘余應(yīng)力分布,成功抑制疲勞裂紋萌生和早期擴(kuò)展,提高關(guān)鍵高應(yīng)力區(qū)的材料和接頭的疲勞性能。該方式效果穩(wěn)定,操作簡單易行,一直受到軍用和航空公司的青睞,目前已應(yīng)用于波音737/747/757/767、F-15、F-16、超級大黃蜂等飛機(jī)的關(guān)鍵緊固孔處。過去幾十年間的諸多試驗(yàn)現(xiàn)象[13]證明了冷擠壓技術(shù)能夠提高疲勞壽命,增大檢查間隔,延長飛機(jī)服役壽命。由于建立殘余應(yīng)力影響下的裂紋擴(kuò)展壽命預(yù)測模型相當(dāng)復(fù)雜,目前該工藝對疲勞及裂紋擴(kuò)展壽命的影響尚處于研究階段。美國空軍資助的快速創(chuàng)新項(xiàng)目RIF重點(diǎn)關(guān)注冷作孔模型的建立及基于試驗(yàn)數(shù)據(jù)模型的修正,成果將用于優(yōu)化與冷作孔相關(guān)的機(jī)隊(duì)維護(hù)任務(wù)[14]。該項(xiàng)目通過數(shù)值仿真準(zhǔn)確預(yù)測冷擠壓工藝對疲勞問題的影響,可為工程決策提供支持。

圖1 開縫襯套冷脹的典型殘余應(yīng)力分布[13]

激光噴丸技術(shù)(Laser Shot Peening,LSP)是國際上近年來迅速發(fā)展起來的一種新型表面改性處理技術(shù)[15],通過非接觸性強(qiáng)化,形成殘余壓應(yīng)力和微小晶粒位錯,具有良好的止裂效果,可提高零件疲勞強(qiáng)度和抗應(yīng)力腐蝕。穩(wěn)定性、重復(fù)性及便攜性是該工藝在維修領(lǐng)域應(yīng)用的前提。與普通噴丸處理?xiàng)l件相比,激光噴丸處理后結(jié)構(gòu)件的疲勞壽命可以提高多達(dá)10倍[16]。對疲勞裂紋的誘導(dǎo)殘余應(yīng)力場評估以及所導(dǎo)致的裂紋緩速機(jī)制的準(zhǔn)確認(rèn)識是應(yīng)用LSP工藝的關(guān)鍵,圖2[17]為應(yīng)用虛擬試驗(yàn)的方法開展該技術(shù)的殘余應(yīng)力仿真及測試、裂紋擴(kuò)展壽命評估方面的研究,指出裂紋閉合,即在外載作用下由于殘余壓應(yīng)力而使裂紋不能完全張開是LSP處理后裂紋延遲的主要原因。目前該工藝的穩(wěn)定性及重復(fù)性在工程應(yīng)用中尚處于研究階段。

圖2 噴丸結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展壽命分析路線圖[17]

除此之外,隨著對機(jī)體結(jié)構(gòu)長壽命和輕重量的均衡要求和數(shù)控能力的不斷提高,壓合襯套技術(shù)、電磁鉚接技術(shù)、超聲振動強(qiáng)化技術(shù)以及常規(guī)技術(shù)復(fù)合強(qiáng)化耦合等強(qiáng)化技術(shù)也可提高零件表面及薄弱區(qū)抗開裂的能力,增強(qiáng)其抗疲勞性能。

2.1.2 基于可靠性的長壽命設(shè)計(jì)方案

國外結(jié)構(gòu)長壽命疲勞設(shè)計(jì)及分析技術(shù)的發(fā)展趨勢具有以下幾個特點(diǎn)：① 全面進(jìn)入仿真設(shè)計(jì)和虛擬試驗(yàn)階段；② 由確定性分析過渡到可靠性分析；③ 積累了大量用于結(jié)構(gòu)疲勞壽命預(yù)測的可靠性分析數(shù)據(jù)。

美國的一些航空科研機(jī)構(gòu)最初開展了基于可靠性的結(jié)構(gòu)長壽命分析基礎(chǔ)研究。美國賴特-帕特森空軍基地飛行研究中心和材料與制造研究中心進(jìn)行了飛機(jī)結(jié)構(gòu)多軸疲勞環(huán)境中單點(diǎn)疲勞可靠性壽命預(yù)測的研究,給出了考慮疲勞載荷、振動、熱載荷等因素影響的飛機(jī)結(jié)構(gòu)壽命及可靠性仿真分析設(shè)計(jì)的全過程；美國海軍航空系統(tǒng)研究了7050-T6疲勞性能參數(shù)隨機(jī)性和疲勞循環(huán)次數(shù)之間的關(guān)系,揭示了其疲勞強(qiáng)度隨機(jī)性隨疲勞循環(huán)次數(shù)的變化規(guī)律；西弗吉尼亞州大學(xué)的Frederick Beamer研究了不同類型飛機(jī)疲勞載荷的隨機(jī)性對飛機(jī)結(jié)構(gòu)剩余壽命的影響,并開發(fā)了可應(yīng)用于商用飛機(jī)、無人機(jī)及超聲速戰(zhàn)斗機(jī)等機(jī)型的模擬平臺,該平臺界面如圖3所示。

圖3 不同類型飛機(jī)疲勞載荷的隨機(jī)性對飛機(jī)結(jié)構(gòu)剩余壽命的影響

國際航空界在長壽命可靠性工程應(yīng)用方面取得了一些成果。波音公司設(shè)計(jì)部門針對民機(jī)結(jié)構(gòu)提出了概率壽命周期管理設(shè)計(jì)方法,通過該方法可更好地理解和確認(rèn)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中的不確定性因素,進(jìn)一步量化風(fēng)險(xiǎn)并確定安全級別,為結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和維護(hù)提供支持,以確保在整個壽命周期內(nèi)符合安全性要求。目前,波音公司結(jié)合以往歷史數(shù)據(jù)和相關(guān)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)數(shù)據(jù),已將概率壽命周期管理設(shè)計(jì)方法應(yīng)用到眾多型號中,取得了較好的效果,其應(yīng)用情況如圖4所示。

圖4 概率壽命周期管理設(shè)計(jì)方法在波音系列飛機(jī)上的應(yīng)用

歐洲空客公司針對影響空客飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的隨機(jī)性因素進(jìn)行了收集分析,建立了長壽命結(jié)構(gòu)可靠性分析模型,并借助數(shù)值分析方法開發(fā)了相應(yīng)的結(jié)構(gòu)疲勞可靠性分析程序,在各系列型號中也有了一定的應(yīng)用,如圖5所示。

圖5 空客系列飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞可靠性分析

基于可靠性的耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)思想已成為飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)思想的主流,是保障飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性的重要手段。國外基于多個型號的研制積累,在結(jié)構(gòu)長壽命可靠性設(shè)計(jì)、分析及試驗(yàn)等方面積累了豐富的技術(shù)和經(jīng)驗(yàn),形成了系統(tǒng)的可靠性設(shè)計(jì)方法,從而大大降低了結(jié)構(gòu)故障率,目前已形成了一套有效的結(jié)構(gòu)檢查和維修體制及客戶服務(wù)體系,保障了營運(yùn)航線的安全性。

2.1.3 先進(jìn)材料在飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用

航空產(chǎn)品的不斷推陳出新使得航空材料需求變得多種多樣,且更加的嚴(yán)格。通過對傳統(tǒng)航空材料進(jìn)行改進(jìn)與革新,先進(jìn)材料不斷涌現(xiàn),推動航空產(chǎn)業(yè)的發(fā)展。

2003年波音787飛機(jī)的推出運(yùn)營標(biāo)志著航空材料的發(fā)展進(jìn)入了一個“全復(fù)合材料”飛機(jī)時(shí)代。復(fù)合材料的出現(xiàn)改變了航空制造業(yè)的生產(chǎn)模式。受益于較高的比強(qiáng)度、比模量以及可設(shè)計(jì)性強(qiáng)、抗疲勞斷裂性能好、耐腐蝕、尺寸穩(wěn)定好等優(yōu)點(diǎn),復(fù)合材料在新型飛機(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[18],如圖6所示。以民機(jī)為例,波音787飛機(jī)機(jī)體主要結(jié)構(gòu)大規(guī)模地采用復(fù)合材料,應(yīng)用部位包括機(jī)翼、機(jī)身、垂尾、地板梁、部分艙門和整流罩,甚至還包括了起落架后撐桿、發(fā)動機(jī)機(jī)匣和葉片等部位,復(fù)合材料總用量達(dá)到50%；為對標(biāo)787,空客A350飛機(jī)經(jīng)過多次結(jié)構(gòu)選材和設(shè)計(jì)修改,最后將其復(fù)合材料總用量增加到53%,大幅度提高了飛機(jī)的整體性能。從國外先進(jìn)民機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)角度來看,先進(jìn)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)應(yīng)用已經(jīng)成為未來民機(jī)制造業(yè)的主流趨勢。經(jīng)過40多年的發(fā)展,國外民用飛機(jī)制造商積累了大量復(fù)合材料使用經(jīng)驗(yàn),解決了以往應(yīng)用中的瓶頸問題,新技術(shù)和新工藝的日益成熟以及自動化設(shè)備的廣泛采用大大降低了復(fù)合材料的生產(chǎn)成本和應(yīng)用風(fēng)險(xiǎn),尤其解決了全壽命周期復(fù)合材料成本問題[19]。

圖6 大型民用/軍用飛機(jī)中復(fù)合材料用量趨勢[18]

盡管復(fù)合材料在飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用得到快速發(fā)展,但從先進(jìn)材料發(fā)展現(xiàn)狀來講,金屬材料目前仍是航空器結(jié)構(gòu)的首選。鋁、鋼、鈦以及高溫合金等傳統(tǒng)金屬材料在航空制造業(yè)中仍占據(jù)重要地位。其中鋁材料在飛機(jī)重量的百分比重占比20%～60%,鈦材料占比10%～40%；鋼材料在先進(jìn)航空器制造中有著非常廣泛的運(yùn)用；高溫合金作為航空動力裝置的主要制造材料具有不可替代的地位[20]。同時(shí),為了提高飛機(jī)經(jīng)濟(jì)性與安全性,歐美航空發(fā)達(dá)國家不斷致力于新材料、新工藝和新結(jié)構(gòu)的研發(fā),推出先進(jìn)的輕質(zhì)結(jié)構(gòu)。為航空型號減重而研制的鋁鋰合金是一種綜合性能好、具有巨大開發(fā)潛力的輕質(zhì)合金,具有良好的抗疲勞性能、耐腐蝕性能和卓越的超塑性成型性能,用其取代常規(guī)鋁合金,可使構(gòu)建質(zhì)量減輕10%～15%,剛度提高15%～20%,表1[21]為鋁鋰合金與常規(guī)鋁合金、復(fù)合材料在減重、強(qiáng)度等性能方面的比較。

表1 鋁鋰合金與其他材料性能比較[21]

自從鋁鋰合金誕生后,一直處于細(xì)化升級過程中,質(zhì)量更輕、強(qiáng)度更高、成本更低的新一代鋁鋰合金不斷被研發(fā)出來。目前,2050、2196、2198等最新研制出的第三代鋁鋰合金在先進(jìn)的空客A350、A380飛機(jī)上都得到了應(yīng)用,表2給出了部分第三代鋁鋰合金在航空航天飛行器上的應(yīng)用實(shí)例,國外正致力于第四代鋁鋰合金的研制。為了提高飛機(jī)經(jīng)濟(jì)性與安全性,歐美航空發(fā)達(dá)國家不斷致力于新材料、新工藝和新結(jié)構(gòu)的研發(fā),從而開發(fā)先進(jìn)的輕質(zhì)結(jié)構(gòu)。

表2 鋁鋰合金在型號中應(yīng)用情況

鈦及鈦合金具有比強(qiáng)度高、密度小、溫度使用范圍寬的特點(diǎn),是一種理想的航空結(jié)構(gòu)金屬材料,在國外大型飛機(jī)上的用量逐年遞增。目前,越是先進(jìn)的新型飛機(jī),鈦合金占比越高。20世紀(jì)80年代以后美國設(shè)計(jì)的先進(jìn)軍用戰(zhàn)斗機(jī)和轟炸機(jī)中,鈦合金用量穩(wěn)定在20%以上?？紤]鈦合金與碳復(fù)合材料具有良好的相容性,寬體A350用鈦量約100 t,主要部位有起落架、機(jī)翼結(jié)構(gòu)、發(fā)動機(jī)懸架、機(jī)翼高壓油管氣管、緊固件、艙門、機(jī)艙面板或隔板、座椅導(dǎo)軌、尾椎和輔助動力艙的隔熱屏等[22]。但航空鈦合金零件的生產(chǎn)工序多、流程長,鍛件的材料利用率通常不到10%,其切削加工的成本占40%左右。采用數(shù)字化增材制造工藝,在成本和效率方面較大推進(jìn)了鈦合金在新型飛機(jī)部位上的推廣和應(yīng)用。

2.1.4 先進(jìn)工藝在結(jié)構(gòu)長壽命設(shè)計(jì)中的應(yīng)用

融入當(dāng)代眾多學(xué)科先進(jìn)成果的新工藝是新一代飛行器滿足輕量化、大型化、結(jié)構(gòu)功能化一體及智能化要求的有力保障。焊接技術(shù)為降低飛機(jī)結(jié)構(gòu)制造成本提供了新的設(shè)計(jì)手段。激光焊、攪拌摩擦焊、電子束焊等先進(jìn)工藝已應(yīng)用于現(xiàn)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)制造中。由于鉚接工藝復(fù)雜,激光焊接和攪拌摩擦焊接替代鉚接工藝,成為整體結(jié)構(gòu)制造的重要技術(shù)手段。美國NASA從1996年實(shí)施整體機(jī)身結(jié)構(gòu)計(jì)劃IAS(Integral Airframe Structures),研制新材料、新工藝及新結(jié)構(gòu),將研究成果應(yīng)用于波音747,取得了非常好的效果。如IAS板與常規(guī)結(jié)構(gòu)基準(zhǔn)板比較,在其他性能滿足要求的條件下,其成本降低了25%以上；對波音747飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)來說,總共有850 000個緊固孔,若焊接工藝應(yīng)用于整體結(jié)構(gòu),安裝費(fèi)可減少近300萬美元。2000—2004年歐盟的TANGO研究項(xiàng)目經(jīng)費(fèi)為8 461萬歐元,計(jì)劃應(yīng)用激光焊、攪拌摩擦焊設(shè)計(jì)研制金屬機(jī)身整體壁板及典型機(jī)身段,其成果已應(yīng)用于A380、A350等空客型號上。同時(shí),歐美在不斷開發(fā)新材料、新工藝和新結(jié)構(gòu)的同時(shí),針對新的對象特點(diǎn),不斷提高和完善完整性評估技術(shù),并開展大量的試驗(yàn)驗(yàn)證工作。其中,2002年2月至2006年5月,歐洲17個國家共計(jì)39個成員單位完成了FITNET項(xiàng)目,旨在為金屬(焊接和非焊接)承力結(jié)構(gòu)的完整性提供統(tǒng)一的評估方法,具體包含疲勞、斷裂、腐蝕和蠕變評估四大方面,以形成一種含缺陷或損傷的服役結(jié)構(gòu)完整性的量化工程評估方法,從而確定結(jié)構(gòu)是否可以繼續(xù)服役,或者需要更改、修理、監(jiān)測或更換,并為檢查間隔提供指導(dǎo)；2005—2008年的DATON項(xiàng)目,用于研究創(chuàng)新結(jié)構(gòu)制造中的疲勞和損傷容限方法等。正是得益于在摩擦焊接機(jī)理及焊接可靠性等基礎(chǔ)研究領(lǐng)域的高度重視和全力投入,焊接技術(shù)在歐美等發(fā)達(dá)國家航空裝備制造領(lǐng)域的工業(yè)化應(yīng)用得到了突飛猛進(jìn)的發(fā)展。

21世紀(jì)以來,以“為了設(shè)計(jì)的制造”理念應(yīng)運(yùn)而生的增材制造(俗稱3D打印技術(shù),以下簡稱AM)技術(shù)是制造技術(shù)原理的一次革命性突破,航空零件結(jié)構(gòu)越復(fù)雜,AM的成本和效率優(yōu)勢相比傳統(tǒng)制造方法就越顯著,尤其是在飛機(jī)研制與定型階段,各種AM方法已發(fā)揮不可替代的作用,展現(xiàn)出巨大的科研價(jià)值和經(jīng)濟(jì)效益[23]。2016年由美國國家增材制造創(chuàng)新機(jī)構(gòu)和德勒公司負(fù)責(zé)制定,陸?？杖姾蛧篮笄诰止餐瑓⑴c制定了AM路線圖,從設(shè)計(jì)、材料、工藝和價(jià)值鏈4個技術(shù)領(lǐng)域出發(fā),面向維修與保障、部署與遠(yuǎn)征、新部件/系統(tǒng)采辦等應(yīng)用領(lǐng)域?yàn)閲啦刻峁╊I(lǐng)域投資基礎(chǔ)和框架；2017年歐洲防務(wù)局執(zhí)行“增材制造可行性研究與技術(shù)演示驗(yàn)證”項(xiàng)目,開發(fā)AM在航空領(lǐng)域的應(yīng)用潛力?？紤]到AM材料性能依賴于粉末材料、工藝參數(shù)和部件形狀,歐美航空中心及科研院所圍繞試件級AM的組織演化規(guī)律、缺陷形成機(jī)理、疲勞損傷機(jī)理及損傷容限評定技術(shù)進(jìn)行了大量基礎(chǔ)性研究,并在F-22以及民機(jī)非主承力結(jié)構(gòu)件上得到了應(yīng)用[24-26]。

目前,由于受限于結(jié)構(gòu)完整性體系下的疲勞/損傷容限要求,AM目前應(yīng)用于飛機(jī)主要結(jié)構(gòu)尚不可行[27]。為此,結(jié)合適航規(guī)章,美國聯(lián)邦航空局(FAA)提出了推廣AM應(yīng)用的方法：致力于對工藝過程、結(jié)構(gòu)、粗糙度、疲勞和損傷容限行為關(guān)系的研究,并以結(jié)構(gòu)完整性為背景發(fā)展AM產(chǎn)品。FAA指出增材制造應(yīng)用的關(guān)鍵挑戰(zhàn)是對試件的合格鑒定,而合格鑒定要求報(bào)告工藝過程驗(yàn)證技術(shù)、檢測技術(shù)、顧客合作及取證管理。2018年7月,America Makes & ANSI Additive Manufacturing Standardization Collaborative發(fā)布了《AM技術(shù)的標(biāo)準(zhǔn)化里程碑》。FAA指出增材制造發(fā)展趨勢為：① 向全尺寸產(chǎn)品的過渡；② 原材料成本的降低；③ 更多的加工參數(shù)設(shè)置；④ 多種激光設(shè)備的使用；⑤ 更大的構(gòu)建空間；⑥ 安全關(guān)鍵部件的說明；⑦ 拓?fù)鋬?yōu)化；⑧ 快速擴(kuò)展AM供應(yīng)鏈。從長期的發(fā)展看,微觀組織特征及性能評價(jià)、新的適用于AM工藝監(jiān)測的無損檢測及健康監(jiān)測方法以及整體過程的建模及仿真是未來發(fā)展必需的。FAA指出AM研究重點(diǎn)在于揭示微觀組織和性能關(guān)系。增材制造通常采用部件驗(yàn)證及工藝過程驗(yàn)證2種方法支持航空工程應(yīng)用。此外,疲勞性能較大的分散性是AM工藝廣泛應(yīng)用的挑戰(zhàn)之一。因此,需要將分散系數(shù)考慮到AM部件的設(shè)計(jì)及制造中?？湛凸驹谡撟C航空用增材制造部件的可行性方面投入了大量的研發(fā)力量,在歐盟框架計(jì)劃下研究了使用激光燒結(jié)成型技術(shù)制造的TC4試樣的疲勞性能,已形成一套基于斷裂力學(xué)理論的疲勞性能工程評估方法[28],然而該基礎(chǔ)研究離真正的增材制造裝備的可靠性應(yīng)用還有一段距離。

綜上所述,材料、工藝的先進(jìn)性決定了飛機(jī)及裝備的先進(jìn)程度。由于國外飛機(jī)設(shè)計(jì)中已廣泛采用先進(jìn)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)理念、新材料、先進(jìn)的制造工藝和高效輕質(zhì)的新結(jié)構(gòu)形式等先進(jìn)技術(shù),機(jī)體結(jié)構(gòu)在新一代機(jī)型的優(yōu)化減重、使用維護(hù)以及可靠性設(shè)計(jì)方面取得了一系列進(jìn)步,自20世紀(jì)50年代商用噴氣運(yùn)輸機(jī)問世以來商用航空安全空前、穩(wěn)定地不斷向前發(fā)展。隨著其評估技術(shù)的不斷成熟與完善,先進(jìn)材料、工藝與結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)將深度融合,機(jī)體長壽命設(shè)計(jì)必將迎來更加廣闊的發(fā)展空間。

2.2 疲勞分析方法及工具

疲勞分析是現(xiàn)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)分析的主體,而斷裂力學(xué)是飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)的理論基礎(chǔ)?，F(xiàn)代斷裂力學(xué)理論的成熟和工程實(shí)際的迫切需要,促進(jìn)了疲勞斷裂分析研究的迅速發(fā)展。航空零件的疲勞過程一般經(jīng)歷裂紋形成、裂紋擴(kuò)展及裂紋失穩(wěn)斷裂3個階段,表現(xiàn)為從無裂紋到小裂紋,之后裂紋擴(kuò)展,最后達(dá)到臨界裂紋尺寸而斷裂。在航空結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中,試驗(yàn)方法是確定飛機(jī)結(jié)構(gòu)壽命的主要方法,預(yù)估壽命方面精確度高,但耗時(shí)長、費(fèi)用高,且由于工程結(jié)構(gòu)、外載荷和環(huán)境差異,試驗(yàn)結(jié)果通用性較差。與試驗(yàn)結(jié)合的分析方法在工程預(yù)估壽命上應(yīng)用廣泛。結(jié)合國外航空近些年在疲勞工程分析方法領(lǐng)域的研究進(jìn)展,這里從裂紋形成壽命、短裂紋擴(kuò)展、裂紋擴(kuò)展壽命以及航空疲勞分析工具5方面論述了全壽命周期內(nèi)的疲勞分析模型、方法及工具的研究發(fā)展。

2.2.1 疲勞裂紋形成壽命分析方法

材料的疲勞性能、循環(huán)載荷下結(jié)構(gòu)的局部載荷歷程以及疲勞損傷累積法則是疲勞裂紋形成壽命分析的3個主要內(nèi)容。

材料的疲勞性能通常是指在特定應(yīng)力譜和特定結(jié)構(gòu)下的應(yīng)力-壽命曲線或應(yīng)變-壽命曲線。當(dāng)前結(jié)構(gòu)疲勞開裂分析有2種通用的工程方法：基于概率疲勞分析的名義應(yīng)力法和局部應(yīng)力-應(yīng)變法。這2種方法形式簡單,與試驗(yàn)數(shù)據(jù)結(jié)合確定相關(guān)參數(shù),可靠性高,被廣大工程學(xué)者認(rèn)可,是航空結(jié)構(gòu)疲勞壽命分析的主要手段。工程上較常用的應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)法和細(xì)節(jié)疲勞強(qiáng)度額定值法(DFR法)便屬于名義應(yīng)力法的范疇。名義應(yīng)力法需要大量的試驗(yàn)數(shù)據(jù)做支持,預(yù)估疲勞形成壽命精度較低。由于忽略了局部塑性的影響,應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)法和DFR法適合于中長壽命區(qū)(104～107)[29-30]；如果應(yīng)力水平過大,局部塑性將會對疲勞壽命預(yù)估起主要作用,局部應(yīng)力—應(yīng)變法在低周疲勞壽命分析中顯示出優(yōu)勢,估算疲勞壽命較準(zhǔn)確。不同的循環(huán)σ-ε曲線和ε-N曲線可組合成不同的局部應(yīng)力應(yīng)變法,如局部應(yīng)變法、局部應(yīng)力法[31]。另外,如何將名義應(yīng)力應(yīng)變轉(zhuǎn)換為缺口根部的應(yīng)力應(yīng)變也是該方法發(fā)展的一個方向,如將局部應(yīng)變和名義應(yīng)力視為正比關(guān)系的線性應(yīng)變法,以疲勞缺口系數(shù)代替應(yīng)力集中系數(shù)的改進(jìn)Neuber公式。相對于名義應(yīng)力法,局部應(yīng)力-應(yīng)變法可以用分析的方法代替各種試驗(yàn)程序,減少試驗(yàn)工作量,節(jié)省試驗(yàn)費(fèi)用,而且能夠處理復(fù)雜的幾何形狀和不規(guī)則的循環(huán)載荷歷程。該方法的壽命預(yù)估精度取決于應(yīng)力/應(yīng)變-壽命和局部應(yīng)力應(yīng)變擬合曲線的預(yù)測。

近幾十年來,一些設(shè)計(jì)者從疲勞損傷累計(jì)理論和循環(huán)應(yīng)力應(yīng)變曲線2方面力求完善這2種方法。疲勞損傷累積理論是估算變幅載荷下安全疲勞壽命的關(guān)鍵理論,目前已提出有幾十個,可以概括為3種類型,即線性累積損傷理論、修正線性理論和其他理論。線性累積理論比較簡單方便,認(rèn)為低于疲勞極限的應(yīng)力不產(chǎn)生疲勞損傷。目前線性累計(jì)損傷理論中的Miner準(zhǔn)則在工程算法中應(yīng)用廣泛,其中各個應(yīng)力之間相互獨(dú)立、互不相干的假設(shè)是應(yīng)用前提。研究表明,高低加載順序造成的殘余壓應(yīng)力會適當(dāng)?shù)匮娱L或降低疲勞壽命。為了考慮載荷順序因素的影響,學(xué)者們提出了修正線性損傷理論：Corten-Dolan理論,Copehceh理論以及Freudenthal理論等[32],以解決高應(yīng)力對低應(yīng)力的影響問題。其次,一些通過試驗(yàn)獲取的經(jīng)驗(yàn)或半經(jīng)驗(yàn)公式,如Valluri理論是疲勞損傷理論發(fā)展的一個方向。非線性疲勞損傷累積模型雖考慮應(yīng)力之間的關(guān)系,但由于參數(shù)過多,工程應(yīng)用困難。循環(huán)應(yīng)力應(yīng)變曲線是以不同的常應(yīng)變轉(zhuǎn)換為循環(huán)加載所得到的各穩(wěn)定遲滯環(huán)的頂點(diǎn)的連線。結(jié)合該曲線形式,采用Neuber法或彈塑性分析方法求得局部的應(yīng)力應(yīng)變,進(jìn)行壽命分析。而且,可采用該曲線形式對應(yīng)力壽命曲線和應(yīng)變壽命曲線等曲線形式進(jìn)行轉(zhuǎn)換。

名義應(yīng)力法和局部應(yīng)力-應(yīng)變法工程界應(yīng)用廣泛,發(fā)展成熟且實(shí)用性強(qiáng),目前仍在工程界占據(jù)著不可忽視的地位。先進(jìn)材料、先進(jìn)結(jié)構(gòu)及先進(jìn)工藝的航空應(yīng)用需要疲勞評定體系的支持,但材料和典型結(jié)構(gòu)的疲勞數(shù)據(jù)不完善制約了其應(yīng)用范圍。英國航空機(jī)械數(shù)據(jù)庫的ESDU為歐洲航空工程應(yīng)用提供了大量支持。目前,以鋁鋰合金為代表的先進(jìn)材料和以攪拌摩擦焊、增材制造為代表的先進(jìn)工藝在疲勞性能評定方面均以該2種疲勞分析方法為基礎(chǔ)進(jìn)行研究,相關(guān)研究成果有力地支撐了其在航空結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用。高周疲勞下先進(jìn)工藝結(jié)構(gòu)的內(nèi)部裂紋通常起源于工藝缺陷,而裂紋起源位置根據(jù)表面粗糙度和內(nèi)部缺陷而定。疲勞壽命由內(nèi)部缺陷起源的裂紋增長而控制,而其分散度與缺陷尺寸分散度相關(guān)。這些特征限制了常規(guī)的應(yīng)力評定法在先進(jìn)結(jié)構(gòu)中的適用性。雖然某些研究以常規(guī)疲勞評定方法為依據(jù)對結(jié)構(gòu)性能評定,但分散系數(shù)選取過大,未能充分發(fā)揮先進(jìn)工藝的應(yīng)用優(yōu)勢。因此,一些基于結(jié)構(gòu)分散特性的概率斷裂力學(xué)方法,如結(jié)構(gòu)原始疲勞質(zhì)量法在先進(jìn)工藝壽命評估中得到了較大范圍的探索和應(yīng)用。Michael[33]初步提出了基于分區(qū)法和概率斷裂力學(xué)評估增材制造結(jié)構(gòu)完整性性能的方法,即通過有限元分析模型的應(yīng)力區(qū)分割,基于斷裂力學(xué)分析壽命較短區(qū)的疲勞特征,并確定分區(qū)缺陷的分布特征,借助于商業(yè)軟件DARWIN進(jìn)行結(jié)構(gòu)的概率耐久性評定工作,給出零部件破壞的各區(qū)相對風(fēng)險(xiǎn)分析,然而目前該方法尚未進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。由此來看,只有通過有效的制造工藝控制,合適的概率損傷容限框架以及可行有效的無損檢測方法,解決新材料新工藝的疲勞評定難題,評估應(yīng)用中存在的風(fēng)險(xiǎn),才能更好地推動其大規(guī)模航空應(yīng)用。

國外航空界流行的這幾類疲勞裂紋形成壽命分析方法的優(yōu)點(diǎn)主要在于系統(tǒng)性、全面性、正確性以及便利性,比如DFR法有系統(tǒng)的手冊、指南以及大量基礎(chǔ)試驗(yàn)數(shù)據(jù)和使用經(jīng)驗(yàn)做支撐,充分考慮了疲勞壽命的不確定性,因此國內(nèi)航空工程學(xué)者也紛紛采用該類方法進(jìn)行設(shè)計(jì)及評估,并融合自用材料特點(diǎn),發(fā)展具有自主知識產(chǎn)權(quán)的疲勞分析方法,如CFQ(COMAC Fatigue Quality)。結(jié)合國外疲勞分析方法發(fā)展經(jīng)驗(yàn),筆者希望國內(nèi)疲勞分析方法發(fā)展應(yīng)注意以下4點(diǎn)：① 基礎(chǔ)支撐試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫充足、可靠；② 設(shè)計(jì)者有大量設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)和使用經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)；③ 充分考慮結(jié)構(gòu)形狀、尺寸、工藝以及應(yīng)力的影響；④ 方法使用簡便,有手冊及指南作指導(dǎo)。

2.2.2 短裂紋分析方法進(jìn)展

裂紋萌生及擴(kuò)展大約占據(jù)材料疲勞損傷壽命的80%～90%[34]。疲勞裂紋在何處形成、擴(kuò)展及形成期的長短,將直接影響到材料的疲勞性能,尤其是對于高強(qiáng)、超高強(qiáng)材料及經(jīng)過表面處理的材料,這對飛機(jī)結(jié)構(gòu)功能部件威脅性較大,比如油箱裂紋。因此,短裂紋的萌生和擴(kuò)展分析是完善飛機(jī)結(jié)構(gòu)壽命預(yù)估的關(guān)鍵。

國外學(xué)者將短裂紋萌生及擴(kuò)展的數(shù)理定量模型視為疲勞斷裂研究的重點(diǎn)領(lǐng)域。短裂紋定義并無明確標(biāo)準(zhǔn),一般來說,不滿足線彈性斷裂力學(xué)有效性條件的裂紋稱為短裂紋,裂紋長度通常在1 μm～1 mm內(nèi),與裂尖塑性區(qū)尺寸相比長度較小。但也可以說與塑性區(qū)同一數(shù)量級的裂紋為短裂紋。短裂紋擴(kuò)展速率隨裂紋長度增長而降低,而且也受到周期性載荷條件和材料基本力學(xué)性能影響。大量資料表明,短裂紋的擴(kuò)展速率大于長裂紋的擴(kuò)展速率。由于短裂紋所處的狀態(tài)超出了線彈性斷裂力學(xué)(LEFM)的適用范圍,國外學(xué)者綜合考慮微觀結(jié)構(gòu)的閉合效應(yīng)和微觀組織的阻礙作用,從數(shù)學(xué)模型[35]、物理模型[36]及工程模型3個角度探討了短裂紋擴(kuò)展模型。前2種屬于短裂紋理論模型,工程應(yīng)用起來較繁瑣。相比來說理論簡化的工程模型更受航空設(shè)計(jì)者青睞。

工程上偏向于利用斷口分析的方法獲取短裂紋階段的裂紋擴(kuò)展速率試驗(yàn)數(shù)據(jù),擬合工程裂紋擴(kuò)展模型來預(yù)測單或多個小裂紋結(jié)構(gòu)的裂紋擴(kuò)展曲線[37-38]。在短裂紋階段,由結(jié)構(gòu)細(xì)觀狀態(tài)下的裂紋擴(kuò)展粗糙度導(dǎo)致的裂紋閉合效應(yīng)將對小裂紋區(qū)域的裂紋擴(kuò)展速率起到加速作用。而且,應(yīng)力比、應(yīng)力狀態(tài)、環(huán)境及載荷譜對短裂紋擴(kuò)展門檻值作用明顯[39]。

2.2.3 復(fù)雜結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展分析方法

損傷容限分析的三要素是臨界裂紋尺寸或剩余強(qiáng)度、裂紋擴(kuò)展和損傷檢查[40]。剩余強(qiáng)度主要研究含裂紋結(jié)構(gòu)所具有的承載能力,應(yīng)力強(qiáng)度因子計(jì)算是裂紋擴(kuò)展和剩余強(qiáng)度分析的要點(diǎn)和難點(diǎn)。裂紋擴(kuò)展分析主要研究該結(jié)構(gòu)部位載荷譜和環(huán)境譜作用下裂紋擴(kuò)展速率的表達(dá)形式,與應(yīng)力強(qiáng)度因子、結(jié)構(gòu)厚度、斷裂特性參數(shù)等因素相關(guān)。因此,建立一個綜合考慮載荷譜順序、應(yīng)力水平及結(jié)構(gòu)特點(diǎn)影響的裂紋擴(kuò)展公式一直以來是該方向發(fā)展的目標(biāo)。

應(yīng)力強(qiáng)度因子是綜合反映裂紋尖端應(yīng)力場的重要衡量指標(biāo),主要分析手段分為工程方法和數(shù)值方法。因此,建立一個案例豐富的應(yīng)力強(qiáng)度因子數(shù)據(jù)庫是工程方法發(fā)展的主要目標(biāo)。復(fù)雜裂紋結(jié)構(gòu),如受復(fù)合載荷作用的結(jié)構(gòu)、多裂紋結(jié)構(gòu)、三維裂紋結(jié)構(gòu)等的應(yīng)力強(qiáng)度因子計(jì)算是目前損傷容限分析的熱點(diǎn)及難點(diǎn)。通常結(jié)合發(fā)展成熟的Williams級數(shù)展開與邊界配置法、復(fù)變函數(shù)法、權(quán)函數(shù)法、積分變換法和奇異積分法等理論計(jì)算方法,根據(jù)理論推導(dǎo)和數(shù)值計(jì)算擬合出來一個方便可靠的復(fù)雜結(jié)構(gòu)綜合修正因子公式是復(fù)雜結(jié)構(gòu)損傷容限工程分析的目標(biāo)。解析法求解精度高,但推導(dǎo)過程異常復(fù)雜。數(shù)值方法在求解這類復(fù)雜問題應(yīng)力強(qiáng)度因子時(shí)顯示出了優(yōu)勢。粘聚性模型是用有限元方法處理裂紋擴(kuò)展的一種有效方法,在金屬材料裂紋開裂和擴(kuò)展,復(fù)合材料界面脫黏分層中應(yīng)用廣泛[41]。de-Andres等[42]將該模型拓展到疲勞裂紋擴(kuò)展問題,提出了疲勞載荷作用下的黏聚性模型。該方法對網(wǎng)格模型質(zhì)量提出了高要求,網(wǎng)格邊緣需要裂紋表面一致,尤其對于多裂紋和缺陷結(jié)構(gòu)。一些后繼的方法如邊界元法、無網(wǎng)格方法等被提出,以求用無網(wǎng)格模型的方法消除網(wǎng)格效應(yīng)。邊界元法能夠準(zhǔn)確地模擬裂尖奇異性,但處理材料非線性問題時(shí),該法應(yīng)用不靈活。無網(wǎng)格方法克服了有限元法對網(wǎng)格的依賴性,對網(wǎng)格畸變問題顯示出求解優(yōu)勢。但該方法使用了背景網(wǎng)格,模擬邊界困難極大,而且全區(qū)域內(nèi)為了保證收斂性而采用高階積分,計(jì)算量高于常規(guī)有限元。網(wǎng)格單元與裂紋路徑的一致性使得常規(guī)有限元方法應(yīng)用于裂紋擴(kuò)展具有局限性。為此,一種在不含裂紋結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的位移模式中加入非線性因素的擴(kuò)展有限元(XFEM)在1999年被提出[43],開創(chuàng)了基于有限單元的裂紋擴(kuò)展仿真新時(shí)代。近些年,商業(yè)有限元軟件ABAQUS中也加入XFEM分析模塊,用于解決板元和三維體元情況下的裂紋擴(kuò)展問題[44-45],推動了XFEM在航空工程領(lǐng)域的應(yīng)用?？湛秃筒ㄒ粢恢笨隙╔FEM在型號產(chǎn)品設(shè)計(jì)中的重要地位。Singh等[46]應(yīng)用XFEM計(jì)算了含多個非連續(xù)性因素孔洞、細(xì)觀裂紋、異體物的疲勞壽命。

國外學(xué)者一直在連續(xù)介質(zhì)力學(xué)領(lǐng)域研究裂紋擴(kuò)展問題,針對裂紋擴(kuò)展表征公式納入其敏感因素,如裂紋尖端塑性效應(yīng)、材料厚度、斷裂門檻值等,以此發(fā)展了許多譜效應(yīng)模型,提高裂紋計(jì)算精度。對于等幅載荷作用下的宏觀裂紋,Paris公式能很好地應(yīng)用于小范圍屈服假設(shè)的裂紋擴(kuò)展分析中,它指出應(yīng)力強(qiáng)度因子和lg(da/dN)是線性關(guān)系?；诖斯?工程學(xué)者用裂紋擴(kuò)展釋放率G、J積分和裂紋張開位移(CTOD)表征裂尖應(yīng)力場,分析金屬材料、面層、粘結(jié)接頭、復(fù)雜受力結(jié)構(gòu)的疲勞裂紋擴(kuò)展[47],并聯(lián)合彈塑性斷裂力學(xué)理論分析小裂紋擴(kuò)展[48]。變幅載荷之間的相互作用引起遲滯效應(yīng),導(dǎo)致裂紋擴(kuò)展速率降低或裂紋停止擴(kuò)展?？紤]裂尖的裂紋閉合效應(yīng),通過等效應(yīng)力強(qiáng)度因子描述裂紋擴(kuò)展速率在超載譜下的變化,為此發(fā)展起來了一些力學(xué)模型[49]: Wheeler模型、Willenborg模型、Gallagher模型、Chang模型等。這些模型雖能很好地追蹤裂紋擴(kuò)展速率,但多參數(shù)的引入使得模型在工程應(yīng)用中依賴大量試驗(yàn)數(shù)據(jù)方可執(zhí)行。在多種結(jié)構(gòu)和材料中,疲勞擴(kuò)展現(xiàn)象的理解至今仍無法融會貫通,我們很難通過疲勞設(shè)計(jì)準(zhǔn)則的理論分析而得到一個精確的疲勞壽命預(yù)測。許多模型雖被提出并在某方面得以應(yīng)用,但通常建立在類似結(jié)構(gòu)類似加載情況下疲勞測試數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上。在飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷容限設(shè)計(jì)中,各國航空工業(yè),如波音、空客、澳大利亞皇家航空等也根據(jù)飛機(jī)類型、選材及設(shè)計(jì)特點(diǎn)提出了他們各自適用的裂紋擴(kuò)展速率模型,形成了自適應(yīng)模型下的材料數(shù)據(jù)庫。

飛機(jī)結(jié)構(gòu)中厚度較大的塊狀結(jié)構(gòu),如耳片、梁凸緣等的三維裂紋擴(kuò)展壽命在結(jié)構(gòu)壽命中占據(jù)不可忽略的成分,研究三維裂紋擴(kuò)展對飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷容限設(shè)計(jì)意義重大[50]。當(dāng)使用線彈性斷裂力學(xué)進(jìn)行疲勞壽命預(yù)估時(shí),必須預(yù)估裂紋尖端的形狀。由于關(guān)注部分的幾何外形或載荷較復(fù)雜,裂紋尖端形狀的假定較為困難。Alousis[51]使用線彈性斷裂力學(xué)和3D有限元模擬來開發(fā)一個不依賴假定裂尖形狀的疲勞壽命程序,用于預(yù)估薄板角裂紋的疲勞壽命和裂尖形狀變化。美國空軍研究小組通過改造新興的三維表征技術(shù),對航空級6061-T6鋁合金疲勞裂紋早期擴(kuò)展(即從首次可觀測裂紋形狀到多晶粒級的裂紋尺寸)進(jìn)行了觀察。試驗(yàn)將早期的X-射線斷層攝影術(shù)和高能X-射線衍射顯微鏡相結(jié)合,通過斷口測量繪制試驗(yàn)件整個加載歷程的疲勞裂紋形狀[48]。

隨著飛機(jī)老齡化的發(fā)展,廣布疲勞損傷(WFD)現(xiàn)象被認(rèn)為是對結(jié)構(gòu)完整性的最大威脅。Aloha事故促使適航部門修訂了FAR相關(guān)章節(jié),以保證制造商在運(yùn)輸飛機(jī)設(shè)計(jì)和驗(yàn)證時(shí)考慮WFD的影響。近來,歐洲航空安全局(EASA)發(fā)布了老齡飛機(jī)結(jié)構(gòu)的修訂通報(bào),要求通過WFD評估來指導(dǎo)老齡飛機(jī)的局部維修或更換。國外對廣布疲勞損傷的分析與評定主要集中在分析模型、概率分析方法及其工程驗(yàn)證等方面[52-55]?？紤]裂紋位置、裂紋長度和裂紋個數(shù)等參數(shù)的隨機(jī)性,通過多裂紋擴(kuò)展分析、剩余強(qiáng)度分析獲取多位置損傷結(jié)構(gòu)的剩余壽命,以此來確定結(jié)構(gòu)有限性限制(Limit of Validity,LOV)時(shí)刻。目前主要有4個用于廣布疲勞損傷的分析方法,分別為歐洲空客法(圖7[56])、波音商用飛機(jī)法(圖8[57])、洛克希德-馬丁法以及達(dá)美航空法。這4種分析方法均基于線彈性斷裂力學(xué)和裂紋擴(kuò)展模型進(jìn)行裂紋擴(kuò)展分析,其主要差別在于如何處理裂紋萌生的壽命。例如,歐洲空客采用基于可靠度的廣布疲勞損傷分析方法,更強(qiáng)調(diào)多裂紋位置的隨機(jī)性,而多位置損傷的隨機(jī)性導(dǎo)致含多裂紋結(jié)構(gòu)的初始損傷分布、尺寸和臨界損傷及擴(kuò)展過程、檢查間隔是不確定的,相應(yīng)的無損檢測和維護(hù)計(jì)劃也要做調(diào)整?？湛凸?011年形成的一致性判據(jù)方法得到了FAA和EASA的深度審查,并在2012年底同意用于空客的型號一致性評估[56]。

圖7 空客的廣布疲勞損傷評估流程[56]

圖8 波音公司W(wǎng)FD評定方案[57]

廣布疲勞損傷分析的隨機(jī)性推動了概率損傷容限分析技術(shù)在工程上的發(fā)展。通過將結(jié)構(gòu)的剩余強(qiáng)度和裂紋擴(kuò)展壽命與可靠度聯(lián)系在一起,制定可靠度下的檢查周期,以保證結(jié)構(gòu)的安全可靠性[58]。概率模型的建立是可靠性分析的基礎(chǔ)。從斷裂特性著手,將斷裂韌度、裂紋擴(kuò)展速率參數(shù)隨機(jī)化,通過試驗(yàn)方法建立其可靠性分析模型。目前比較常見的模型包括剩余強(qiáng)度安全可靠性模型和裂紋擴(kuò)展壽命安全可靠性模型,但物理試驗(yàn)的高昂代價(jià)限制了該類模型在工程中的應(yīng)用。美國航空部門提出了以檢測概率為中心的結(jié)構(gòu)損傷容限額定值體系,推動概率損傷容限技術(shù)在航空損傷容限評定工作中的應(yīng)用,并發(fā)展了DARWIN軟件用于工程分析。但是,由于裂紋擴(kuò)展隨機(jī)性的評估計(jì)算數(shù)據(jù)量巨大,目前的模型和概率性方法受限于計(jì)算速度、隨機(jī)變量眾多以及概率性分析工具。美國FAA的Juan Ocampo利用變幅載荷等效為常幅載荷的方案,結(jié)合自適應(yīng)步長龍格-庫塔方法求解,給出了超快裂紋擴(kuò)展算法[59]。

2.2.4 航空疲勞工程分析軟件發(fā)展

隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展及數(shù)值計(jì)算方法在工程中的廣泛應(yīng)用,CAE工程疲勞分析可視化作為現(xiàn)代分析設(shè)計(jì)的趨勢,正逐步地主宰著高科技分析技術(shù)的舞臺。結(jié)合大型商業(yè)有限元分析軟件,如ANSYS、NASTRAN、ABAQUS,結(jié)構(gòu)疲勞壽命分析軟件隨著行業(yè)需求應(yīng)運(yùn)而生,在機(jī)械結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、新產(chǎn)品研發(fā)中得到了廣泛的應(yīng)用。已發(fā)展的多種裂紋萌生分析軟件,如Nsoft軟件、MSC.Fatigue軟件、FE-Safe軟件、DesignLife軟件以及WinLife軟件等,均可開展應(yīng)力疲勞分析、局部應(yīng)變疲勞分析、單軸/多軸疲勞分析等工作,在工程界應(yīng)用廣泛,其中Nsoft軟件、MSC.Fatigue軟件、FE-Safe軟件和DesignLife軟件可開展焊縫疲勞分析、點(diǎn)焊疲勞分析以及頻域疲勞分析,功能豐富。這類軟件具有比較豐富的接口形式,且能夠識別多種文件格式。Nsoft軟件、MSC.Fatigue軟件、FE-Safe軟件以及DesignLife軟件均可直接讀取多種常用有限元軟件分析的結(jié)果。在數(shù)據(jù)庫方面,Nsoft軟件包含了150余種鋼和鋁合金材料數(shù)據(jù),MSC.Fatigue則包含了約200種材料數(shù)據(jù),FE-Safe和DesignLife也均包含豐富的材料數(shù)據(jù),WinLife則需要安裝Borland數(shù)據(jù)庫引擎,稍顯不便。表3為國外裂紋萌生壽命分析軟件的對比?？梢?功能豐富、數(shù)據(jù)庫完善、接口多樣是疲勞分析軟件工程應(yīng)用和評估的標(biāo)準(zhǔn)。

表3 國外裂紋萌生壽命分析軟件對比

國外主要的損傷容限分析軟件為基于工程分析的NASGRO、AFGROW軟件以及基于有限元分析的Franc3D和Zencrack軟件。表4為國外裂紋擴(kuò)展分析軟件的對比分析。NASGRO是20世紀(jì)80年代美國航空航天局NASA Johnson Space Center在歐洲航天局和FAA的技術(shù)協(xié)助下開發(fā)的斷裂力學(xué)軟件,是NASA、FAA、EASA等機(jī)構(gòu)認(rèn)可的損傷容限評定軟件。在裂紋分析方面,NASGRO具有許多獨(dú)到的、創(chuàng)新功能,包括巨大的裂紋模型庫、材料庫和基于實(shí)際工程的裂紋擴(kuò)展算法?？梢源_定有限壽命內(nèi)的安全應(yīng)力、結(jié)構(gòu)的使用壽命、保障安全運(yùn)行的所需要的檢查間隔,從而減少設(shè)計(jì)壽命期限內(nèi)的結(jié)構(gòu)失效,能顯著提高損傷容限分析效率和裂紋擴(kuò)展控制精度,明顯改進(jìn)設(shè)計(jì)、提高安全系數(shù)。2019年NASGRO發(fā)布了9.1版本,與原有8.2版本相比增添了多個如圖9所示的平板、C型結(jié)構(gòu)三維裂紋應(yīng)力強(qiáng)度因子數(shù)據(jù)庫[26]。

圖9 9.1版本新增應(yīng)力強(qiáng)度因子庫案例[26]

表4 國外損傷容限分析軟件對比

AFGROW是美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室開發(fā)的損傷容限分析軟件,其功能類似于NASGRO,目前已發(fā)展為5.3版本。FRANC3D(美國)和Zencrack(英國)是三維裂紋擴(kuò)展和疲勞壽命分析軟件,以數(shù)值算法為基本理論來分析裂紋尖端的擴(kuò)展。AFGROW軟件、NASGRO軟件以及FRANC3D軟件均包含了多種幾何模型,其中NASGRO包含了超過60種的裂紋幾何模型,幾何模型類型最為豐富,AFGROW包含了超過30種的裂紋幾何模型,相對較少,FRANC3D雖然只包含了10余種裂紋幾何模型,但支持用戶自建裂紋幾何模型。ZenCrack是一種能夠與有限元軟件交互的分析軟件,它可以定義裂紋位置、方向、大小、初始裂紋前緣等數(shù)據(jù),并可隨著有限元分析結(jié)果對裂紋前緣的網(wǎng)格進(jìn)行更新。在材料模型和遲滯模型方面,AFGROW包含的模型類型最多,NASGRO和FRANC3D則相對較少。在材料數(shù)據(jù)庫方面,NASGRO材料數(shù)據(jù)庫提供了超過9 000 組數(shù)據(jù),其中包括超過3 000組的疲勞裂紋擴(kuò)展數(shù)據(jù)以及超過6 000組的斷裂韌度數(shù)據(jù)點(diǎn),FRANC3D集成了NASGRO的材料數(shù)據(jù)庫,AFGROW則提供了超過600種不同材料的數(shù)據(jù)。在軟件功能方面,上述軟件均可以在給定裂紋尺寸和載荷歷程下開展結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展壽命分析,AFGROW軟件還具有對粘接修補(bǔ)結(jié)構(gòu)的裂紋擴(kuò)展分析功能,NASGRO軟件則可開展微小裂紋尺度下的擴(kuò)展分析,FRANC3D軟件是唯一能夠同時(shí)計(jì)算各向異性材料中KI、KII、KⅢ的斷裂力學(xué)軟件,同時(shí)還可以開展微觀裂紋擴(kuò)展分析和焊接結(jié)構(gòu)失效分析。

美國西南研究院在聯(lián)邦航空局資助下開發(fā)的概率斷裂力學(xué)軟件DARWIN可預(yù)測飛機(jī)結(jié)構(gòu)的斷裂風(fēng)險(xiǎn)。DARWIN集成了2D和3D有限元模型、應(yīng)力/溫度結(jié)果、先進(jìn)的斷裂力學(xué)模型、材料異常數(shù)據(jù)、無損檢測(Non-Destructive Evaluation,NDE)檢出概率曲線、檢查計(jì)劃、先進(jìn)的概率方法和強(qiáng)大的圖像用戶交互界面等,可以確定不同檢查情況下部件斷裂概率隨運(yùn)行循環(huán)數(shù)的變化。目前DARWIN已具多種應(yīng)用場景的確定性和概率損傷容限分析能力。DARWIN可以用3D有限元模型進(jìn)行壽命預(yù)測和材料固有缺陷風(fēng)險(xiǎn)評估；針對例行檢查和維護(hù)(如到修理廠)時(shí)可能會無意中導(dǎo)致刮擦或者凹坑類的缺陷,DARWIN用戶可以定義在修理廠中導(dǎo)致的缺陷(圖10[14]),能追蹤與此缺陷相關(guān)的風(fēng)險(xiǎn),并量化分析其對整體斷裂概率的影響。2020年DARWIN已發(fā)展為9.2版,其中可滿足FAA發(fā)動機(jī)適航認(rèn)證最新的咨詢通告AC33.70-4下的需求,而且2D/3D表面自動劃分、熱蝕分析等功能在該版本中均有所體現(xiàn)。

圖10 DARWIN使用3D有限元模型評估材料固有缺陷斷裂風(fēng)險(xiǎn)(左),和引入缺陷進(jìn)行風(fēng)險(xiǎn)評估(右)[14]

2.3 全尺寸結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)技術(shù)

全尺寸結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)已發(fā)展成為集數(shù)字設(shè)計(jì)、加載、控制、測量、分析、液壓、無損檢測、健康監(jiān)測、質(zhì)量管理、虛擬試驗(yàn)、決策輔助等多種學(xué)科的大型綜合工程[60]?，F(xiàn)代飛機(jī)研發(fā)采用積木式設(shè)計(jì)全尺寸結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證體系,從元件、組件、子部件、部件試驗(yàn)一直到驗(yàn)證體系最頂端的整機(jī)結(jié)構(gòu)試驗(yàn),層層驗(yàn)證各階段滿足強(qiáng)度要求。疲勞試驗(yàn)程序復(fù)雜,工程實(shí)施繁瑣,需要工程學(xué)者充分考慮制造、裝配影響因素,從試件支持及邊界模型等方面保證載荷傳遞真實(shí),載荷模擬更精準(zhǔn),力求實(shí)現(xiàn)加載精細(xì)化、一體化及高效化。

2.3.1 波音、空客、龐巴迪系列的全尺寸結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)

從波音707開始,波音公司一直將全尺寸疲勞與損傷容限試驗(yàn)作為獲取結(jié)構(gòu)性能數(shù)據(jù)的重要部分,也是適航驗(yàn)證的重要手段(圖11[61])。耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)思想的應(yīng)用使得在2～3倍設(shè)計(jì)使用壽命內(nèi)疲勞損傷部位的出現(xiàn)次數(shù)及疲勞損傷導(dǎo)致的結(jié)構(gòu)更改數(shù)量不斷減少,圖12[62]為不同類型飛機(jī)全尺寸疲勞與損傷容限試驗(yàn)中的疲勞損傷數(shù)量,這進(jìn)一步證明了波音耐久性分析方法的有效性和持續(xù)成熟度。如747一倍設(shè)計(jì)目標(biāo)壽命的全尺寸疲勞試驗(yàn)就導(dǎo)致了121處結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)更改,而777完成全尺寸疲勞試驗(yàn)后僅導(dǎo)致了23處結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)更改。全尺寸疲勞試驗(yàn)一直是結(jié)構(gòu)性能數(shù)據(jù)的重要組成部分,通過該試驗(yàn),可以驗(yàn)證機(jī)身結(jié)構(gòu)的損傷容限性能,防止WFD發(fā)生在設(shè)計(jì)使用壽命內(nèi),通過數(shù)據(jù)支撐維修周期的制定計(jì)劃[61]。圖13[62]對比了波音雙通道和單通道系列飛機(jī)的全尺寸結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)周期與設(shè)計(jì)壽命。B707機(jī)身進(jìn)行了50 000次飛行試驗(yàn),相當(dāng)于2.5倍設(shè)計(jì)服役目標(biāo),727和747分別進(jìn)行了全機(jī)1倍設(shè)計(jì)服役目標(biāo)試驗(yàn)。另外,對退役的老齡飛機(jī)及部件進(jìn)行了全尺寸試驗(yàn),例如727機(jī)身結(jié)構(gòu)在47 000次飛行后又進(jìn)行了123 000循環(huán),共計(jì)近3倍設(shè)計(jì)壽命的充壓試驗(yàn)。

圖11 波音全機(jī)或機(jī)身疲勞試驗(yàn)[61]

圖12 波音雙通道飛機(jī)全尺寸疲勞試驗(yàn)中疲勞損傷數(shù)量對比[62]

圖13 波音系列飛機(jī)的全尺寸結(jié)構(gòu)試驗(yàn)周期與設(shè)計(jì)服役目標(biāo)及有效性限制關(guān)系[62]

A380之前,空客飛機(jī)主要通過分部段疲勞試驗(yàn)進(jìn)行全機(jī)疲勞和損傷容限驗(yàn)證[56,63-64]。如A350XWB將金屬疲勞試驗(yàn)分成3部分：EF1(前機(jī)身段,包括前起、前乘客門)、EF2(中機(jī)身和機(jī)翼、主起、機(jī)翼后的乘客門)、EF3(后機(jī)身段、垂尾和平尾假件),如圖14[65]所示。另外,為驗(yàn)證復(fù)合材料損傷容限性能,也進(jìn)行了機(jī)翼全尺寸疲勞試驗(yàn)。

圖14 空客A350XWB全尺寸疲勞試驗(yàn)部段示意圖[65]

對于A380,空客歷史上首次規(guī)劃了在完整機(jī)身與機(jī)翼結(jié)構(gòu)上進(jìn)行疲勞試驗(yàn)[66],如圖15所示。

圖15 A380全機(jī)疲勞試驗(yàn)[66]

試驗(yàn)機(jī)由機(jī)身5個部分、整流罩、機(jī)翼結(jié)構(gòu)和垂尾安定面組成。試驗(yàn)機(jī)長約64 m,翼展約80 m,高約21 m。其他結(jié)構(gòu)部件(發(fā)動機(jī)艙、起落架、尾椎、水平安定面、前緣襟翼、襟翼滑軌、縫翼滑軌)采用假件結(jié)構(gòu)施加載荷。

龐巴迪對BD 500和Global 7500開展全機(jī)疲勞與損傷容限試驗(yàn)[67],如圖16所示。

圖16 龐巴迪Global 7500全機(jī)耐久性損傷容限試驗(yàn)[67]

2.3.2 基于虛擬環(huán)境的全尺寸結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)技術(shù)

全尺寸結(jié)構(gòu)物理試驗(yàn)周期長,耗費(fèi)人力物力巨大,而虛擬試驗(yàn)用時(shí)短,只需要配置精密的儀器和設(shè)置合理的算法便可完成對結(jié)構(gòu)性能的評估,大幅度提高新型號飛機(jī)的研發(fā)周期,節(jié)省試驗(yàn)成本。因此,若在部分強(qiáng)度試驗(yàn)中嘗試使用半實(shí)物仿真模型,將物理試驗(yàn)和仿真試驗(yàn)結(jié)合使用,從而可以對傳統(tǒng)的試驗(yàn)產(chǎn)生顛覆性的變革[68]。

全尺寸結(jié)構(gòu)試驗(yàn)需加強(qiáng)物理試驗(yàn)與虛擬模擬的交互,從而減少虛擬模型的不確定性。利用系統(tǒng)的物理實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)分析可以更早地發(fā)現(xiàn)虛擬模型、測試設(shè)置和結(jié)構(gòu)本身的損傷,從而減少物理試驗(yàn)過程中不必要的停機(jī)時(shí)間,加快驗(yàn)證過程。而建立基于物理試驗(yàn)數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)監(jiān)測和評估是試驗(yàn)效率和精度提高的關(guān)鍵。

德國IABG實(shí)驗(yàn)室在過去50年的全機(jī)疲勞測試中不斷開發(fā)新技術(shù)以提高全尺寸結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)的質(zhì)量。目前已在A350XWB、A220、PC24等型號取得了一定的加速效果[68]。IABG提出在全尺寸疲勞試驗(yàn)時(shí)應(yīng)用虛擬試驗(yàn)提高試驗(yàn)效率的方案(圖17[68]),通過研發(fā)一套虛擬試驗(yàn)夾具仿真流程,在試驗(yàn)安裝前可以對全尺寸試驗(yàn)進(jìn)行飛-續(xù)-飛的多物理場仿真,輔助確定試驗(yàn)設(shè)計(jì)細(xì)節(jié),提高試驗(yàn)精度和速度[69]。試驗(yàn)過程中,通過試驗(yàn)測量數(shù)據(jù)與仿真結(jié)果的對比,對仿真模型進(jìn)行校準(zhǔn)和驗(yàn)證,實(shí)現(xiàn)對結(jié)構(gòu)性能的短期、長期預(yù)測。

圖17 全尺寸結(jié)構(gòu)疲勞物理試驗(yàn)與仿真試驗(yàn)的雙重結(jié)合[68]

為了推進(jìn)物理試驗(yàn)和仿真試驗(yàn)的交互共融,美國空軍和康奈爾大學(xué)首先提出了飛機(jī)數(shù)字孿生概念。數(shù)字孿生技術(shù)是建立高度符合實(shí)際材料、結(jié)構(gòu)和物理過程的數(shù)字化數(shù)學(xué)模型。該孿生模型包含幾何細(xì)節(jié)、制造偏差和缺陷。在首飛前,可通過載荷、環(huán)境、使用系數(shù)等的概率輸入,與CFD模型的連接,基于物理試驗(yàn)數(shù)據(jù)和概率仿真,進(jìn)行虛擬飛行,獲得累積使用損傷,并輸出材料、結(jié)構(gòu)性能、損傷數(shù)據(jù),發(fā)現(xiàn)非預(yù)期的主要結(jié)構(gòu)元件失效模式,提出修理、重新設(shè)計(jì)或更改建議。服役后,孿生模型與飛機(jī)結(jié)構(gòu)傳感系統(tǒng)連接,獲取記錄的六自由度加速度、表面溫度、壓力等數(shù)據(jù),并通過貝葉斯統(tǒng)計(jì)等技術(shù)對數(shù)據(jù)進(jìn)行分析和診斷,結(jié)合內(nèi)嵌的損傷模型,及時(shí)更新主要結(jié)構(gòu)的可靠剩余壽命、維護(hù)/修理/更改計(jì)劃。數(shù)字孿生模型經(jīng)過持續(xù)的改進(jìn),將會隨著結(jié)構(gòu)服役時(shí)間增長而愈加可靠。

2.3.3 先進(jìn)的疲勞試驗(yàn)加載技術(shù)

全尺寸結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)技術(shù)朝精細(xì)化、一體化方向發(fā)展,歐美等國發(fā)展了以硬式連接為特點(diǎn)的加載方法,拉壓墊、剪力塊、輕質(zhì)卡板、硬式連接杠桿系統(tǒng)技術(shù)逐步成熟。圖18為采用整體框架和卡板聯(lián)合加載的巨嘴鳥渦槳教練機(jī)全機(jī)靜力試驗(yàn)。圖19為A380全機(jī)靜力試驗(yàn)中用到的拉壓墊、卡板、輕型杠桿、貨艙地板及貨艙蒙皮專用加載裝置等先進(jìn)加載技術(shù)手段。

圖18 采用整體框架和卡板加載的巨嘴鳥渦槳教練機(jī)全機(jī)試驗(yàn)

圖19 A380應(yīng)用的先進(jìn)加載裝置

機(jī)身壁板結(jié)構(gòu)是飛機(jī)結(jié)構(gòu)的主要承載構(gòu)件,其力學(xué)性能和傳力特性是機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和分析的基礎(chǔ)。該結(jié)構(gòu)受力復(fù)雜：蒙皮和長桁共同承受彎曲引起的拉壓正應(yīng)力、扭矩而引起的剪切應(yīng)力,而且內(nèi)壓載荷也是密封艙段的機(jī)身蒙皮主要受力形式；機(jī)身框主要承受彎曲和剪切載荷。復(fù)雜的受力狀態(tài)使得壁板結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)技術(shù)成了國外研究機(jī)構(gòu)關(guān)注的熱點(diǎn)。美國波音的E-Fixture裝置和德國IMA公司的機(jī)身曲板試驗(yàn)裝置(圖20[64])是該類技術(shù)發(fā)展的代表。2019年,德國IMA公司在第36屆國際航空疲勞與斷裂大會上介紹[17],目前IMA壁板裝置可實(shí)施軸拉、軸壓、彎曲、扭矩、剪切及框載彎曲的復(fù)合加載。

圖20 飛機(jī)門窗曲板結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能試驗(yàn)[64]

2.4 結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)

目前飛機(jī)結(jié)構(gòu)的損傷識別主要依靠無損檢測方法進(jìn)行周期間隔檢查。在這些無損檢測方法中,大多數(shù)方法效率低、耗時(shí)長、成本高、受人為因素影響較大,對不可達(dá)部位難以檢測,會造成損傷不能及時(shí)發(fā)現(xiàn)或漏檢,甚至需要對被檢結(jié)構(gòu)進(jìn)行拆卸,費(fèi)工費(fèi)時(shí),還有可能會引起結(jié)構(gòu)的二次損傷。在線實(shí)時(shí)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)(SHM)可為上述問題提供一種解決途徑。目前結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)主要有：光纖光柵監(jiān)測技術(shù)、壓電損傷監(jiān)測技術(shù)、基于振動特性的結(jié)構(gòu)損傷識別技術(shù)、聲發(fā)射技術(shù)、基于智能涂層傳感器的技術(shù)、基于真空對比監(jiān)測傳感器的技術(shù)和壓電阻抗技術(shù)等?？傮w來看,國外已完成了結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)的原理性基礎(chǔ)研究和實(shí)驗(yàn)室功能驗(yàn)證,正在開展飛機(jī)結(jié)構(gòu)地面驗(yàn)證和機(jī)載測試,并形成了一些結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測系統(tǒng)。

美國空軍希望在2030年,SHM技術(shù)能夠給維護(hù)者提供健康狀態(tài)的全部信息；給維護(hù)和任務(wù)的計(jì)劃制定者能夠優(yōu)化資源配置；使操作者能夠評估執(zhí)行任務(wù),具備飛機(jī)全壽命周期內(nèi)的結(jié)構(gòu)故障預(yù)測與健康管理的能力。NASA開發(fā)了結(jié)合經(jīng)驗(yàn)組件方法的混合診斷工具BEAM,應(yīng)用于航天飛機(jī)主引擎的異常檢測[70],并通過集成JPL開發(fā)的BEAM和ARC開發(fā)的Livingstone構(gòu)成混合推理系統(tǒng)原型,應(yīng)用于X-34主推進(jìn)反饋系統(tǒng)健康監(jiān)測[71]。2019年采用光纖光柵傳感技術(shù)對洛克希德-馬丁公司X-56無人機(jī)進(jìn)行分布式應(yīng)變感應(yīng)和實(shí)時(shí)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測。

以波音737、757機(jī)型為對象,波音公司對如何發(fā)展符合FAA適航要求的結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測系統(tǒng)進(jìn)行了專門論證和研究,并制定了健康監(jiān)測技術(shù)應(yīng)用發(fā)展路線。目前,波音公司正在策劃一種把所收集的數(shù)據(jù)、通信鏈路、數(shù)據(jù)存儲以及高級診斷和預(yù)測算法等組合在一起的三步飛機(jī)健康管理(AHM)戰(zhàn)略,并計(jì)劃將基于巨磁阻(GMR)和自旋相關(guān)隧道(SDT)技術(shù)的固體磁感測器嵌入飛機(jī)關(guān)鍵部位和高應(yīng)力點(diǎn),以確定飛機(jī)機(jī)身局部高應(yīng)力是否使裂紋增大,對飛機(jī)壽命周期中可能發(fā)生的鳥撞、硬著陸等事故進(jìn)行監(jiān)測,稱之為完好狀態(tài)管理技術(shù)[72]。目前AHM已在法國航空公司、美利堅(jiān)航空公司、日本航空公司和新加坡航空公司的波音777、波音747-400、A320、A330和A340飛機(jī)上得到了大量采用,為全球44%以上的777飛機(jī)和28%的747-400飛機(jī)提供實(shí)時(shí)監(jiān)控和決策支持服務(wù),大大減少了航班延誤,節(jié)省了運(yùn)營成本,并支持民航機(jī)隊(duì)長期可靠性計(jì)劃的實(shí)現(xiàn)。2006年這套系統(tǒng)進(jìn)一步擴(kuò)大應(yīng)用于國泰航空公司、阿聯(lián)酋航空公司和新西蘭航空公司。2007年波音公司發(fā)布了AHM3.0版本,該版本利用寬帶系統(tǒng)向地面工作站提交連續(xù)的實(shí)時(shí)維修數(shù)據(jù)流。目前,波音公司正在給中國國際航空公司的737 NG飛機(jī)建立健康管理系統(tǒng),處于試運(yùn)行階段。

歐盟在2004-2009年開展了耗資4千萬歐元的TATEM(Technologies And Techniques for New Maintenance Concepts)研究項(xiàng)目,目標(biāo)是使航空公司的飛機(jī)運(yùn)營維護(hù)成本10年內(nèi)降低20%,20年內(nèi)降低50%。其核心研究內(nèi)容是參考OSA-CBM標(biāo)準(zhǔn)研究民用客機(jī)下一代的健康管理技術(shù),分為5個研究專題：健康監(jiān)測、基于健康管理的集成數(shù)據(jù)管理、基于健康管理的維護(hù)規(guī)劃、維修業(yè)務(wù)流程再造、移動維護(hù)[73-74]?？湛歪槍︼w機(jī)結(jié)構(gòu)中的金屬和復(fù)合材料對SHM應(yīng)用的不同需求,進(jìn)一步研制出了一套基于壓電傳感器的金屬結(jié)構(gòu)疲勞裂紋監(jiān)測系統(tǒng),并在A340-600飛機(jī)上進(jìn)行了測試。通過在監(jiān)測系統(tǒng)的研發(fā)過程中植入先進(jìn)的民機(jī)設(shè)計(jì)概念、標(biāo)準(zhǔn)和研制經(jīng)驗(yàn),最大限度地提高飛機(jī)的可靠性、安全性和維護(hù)性。并針對A380飛機(jī),開發(fā)了機(jī)載綜合監(jiān)測和故障診斷系統(tǒng)(AIMDS),能對飛機(jī)上每個監(jiān)測設(shè)備進(jìn)行中央控制,使得用戶能跟蹤飛機(jī)疲勞方面的真實(shí)使用情況。此外,利用便攜式多功能查詢終端(PMAT),地勤人員能更深層次地對故障進(jìn)行查詢,并將有關(guān)信息收入到電子文檔中,預(yù)測在未來的無維護(hù)使用周期(長達(dá)l5天)內(nèi)可能出現(xiàn)的故障,提前將“故障隱患”消除掉。

經(jīng)過近30年的發(fā)展,歐美等西方航空發(fā)達(dá)國家的飛機(jī)健康監(jiān)測與管理技術(shù)水平已由過去的部件/系統(tǒng)級監(jiān)控技術(shù)逐步發(fā)展到今天的整機(jī)級健康綜合管理技術(shù),已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了具備空地一體化、飛機(jī)健康實(shí)時(shí)診斷等特點(diǎn)的飛機(jī)維護(hù)支持系統(tǒng)。但就結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)來說仍不成熟,只完成了實(shí)驗(yàn)室驗(yàn)證和部分飛行測試研究工作,隨著先進(jìn)傳感器、人工智能、先進(jìn)通訊技術(shù)、大數(shù)據(jù)等新一代信息技術(shù)的發(fā)展,結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)將朝著更加綜合化、標(biāo)準(zhǔn)化和智能化的方向發(fā)展。

2.5 老齡飛機(jī)延壽技術(shù)

現(xiàn)代軍用飛機(jī)的設(shè)計(jì)壽命通常為20～30年,其研制和采購費(fèi)用十分昂貴,各類飛機(jī)的更新/替換必須考慮經(jīng)費(fèi)預(yù)算可以支持的程度,而現(xiàn)役飛機(jī)降低單位壽命周期的費(fèi)用也對飛機(jī)使用的經(jīng)濟(jì)性有著重要作用。因此,在有限的經(jīng)費(fèi)預(yù)算下,滿足國防戰(zhàn)備的總體要求,世界各個國家都在考慮充分挖掘每架飛機(jī)的壽命潛力,在延壽技術(shù)的支持下使軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)具備長壽命和高可靠性,以期讓其軍用飛機(jī)滿足長期服役的軍事需求。

飛機(jī)結(jié)構(gòu)延壽的方法有很多,比如：傳統(tǒng)疲勞壽命分析、腐蝕疲勞分析、損傷容限分析、耐久性修理、結(jié)構(gòu)加強(qiáng)與更換、加強(qiáng)檢查、單機(jī)壽命管理、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)的服役壽命。

環(huán)境是飛機(jī)結(jié)構(gòu)延壽技術(shù)的一個關(guān)鍵影響因素,精確的腐蝕壽命預(yù)測技術(shù)能夠提高壽命監(jiān)控水平和維護(hù)計(jì)劃制定能力[75]。俄羅斯TsAGI通過對IL-86老齡飛機(jī)統(tǒng)計(jì)分析,指出腐蝕損傷占據(jù)飛機(jī)損傷類型的61%(圖21[53]),其中機(jī)翼結(jié)構(gòu)腐蝕損傷可達(dá)總損傷數(shù)的50%。由此可見消除腐蝕損傷是保持老齡飛機(jī)結(jié)構(gòu)適航性成本最高的工作。參考機(jī)身蒙皮的腐蝕深度增長統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)(圖22[53]),研究機(jī)構(gòu)對機(jī)身維護(hù)制定了機(jī)身腐蝕檢測和預(yù)防計(jì)劃的檢查要求[53]。

圖21 IL-86運(yùn)行中的損傷類型[53]

圖22 IL-86機(jī)身蒙皮的腐蝕深度增長[53]

20世紀(jì)80年代末,美、英等國在老齡飛機(jī)評估方面做了大量的研究,開展了大量的加速腐蝕試驗(yàn)研究。在腐蝕損傷的分析及評估技術(shù)方面,也有一些成果。其理論模型有:① 應(yīng)力控制的腐蝕疲勞裂紋形成模型如：均勻腐蝕、孔腐蝕、鈍化腐蝕；② 應(yīng)變控制的腐蝕疲勞裂紋形成模型；③ 裂紋擴(kuò)展模型如：競爭模型、疊加模型、傳輸控制模型、表面反應(yīng)控制模型、擴(kuò)散控制模型等。美國波音飛機(jī)公司發(fā)展了環(huán)境損傷額定值(EDR)評估技術(shù)。空軍研究實(shí)驗(yàn)室針對結(jié)構(gòu)的腐蝕疲勞問題,改變了原先“發(fā)現(xiàn)問題、解決問題”理念,提出了“預(yù)防、預(yù)測、檢測和管理”的應(yīng)對策略。他們通過對不同地域大氣環(huán)境的統(tǒng)計(jì)分析及研究,開發(fā)了先進(jìn)的聯(lián)合效應(yīng)模擬箱,用以在實(shí)驗(yàn)室中模擬外界真實(shí)世界的環(huán)境條件[18],見圖23。

圖23 載荷譜/環(huán)境譜下的試驗(yàn)[18]

隨著軍用飛機(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先進(jìn)工藝和技術(shù)升級或改進(jìn)等措施,提高飛機(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。在美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室的資助下,Hill等基于理論和數(shù)值仿真計(jì)算方法研究了結(jié)構(gòu)表面處理工藝對A-10攻擊機(jī)關(guān)鍵結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)疲勞性能強(qiáng)化的作用,重點(diǎn)研究了激光噴丸工藝在結(jié)構(gòu)表面形成的殘余應(yīng)力場和殘余應(yīng)力對結(jié)構(gòu)疲勞性能的影響[18]。研究結(jié)果表明了所建立的方法能夠降低成本、延長壽命、延長結(jié)構(gòu)檢查周期。

國外飛機(jī)結(jié)構(gòu)的延壽多是基于全尺寸軍機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞/耐久性、損傷容限試驗(yàn)來進(jìn)行,結(jié)合先進(jìn)的損傷監(jiān)測手段來發(fā)現(xiàn)試驗(yàn)中結(jié)構(gòu)的薄弱環(huán)節(jié),然后根據(jù)結(jié)構(gòu)的失效模式和失效機(jī)理,利用耐久性修理、結(jié)構(gòu)加強(qiáng)、結(jié)構(gòu)更換、涂層及改進(jìn)等技術(shù)手段,實(shí)現(xiàn)軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞及日歷壽命的延長,形成了較為完備的軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)延壽技術(shù)。

F-15是由美國麥道公司研制,于1972年完成首飛,至今已有48年的服役歷史。相關(guān)報(bào)道稱F-15的設(shè)計(jì)使用壽命為6 000飛行小時(shí),近50年來,該機(jī)型已經(jīng)生產(chǎn)交付1 600多架。為了降低更新?lián)Q代成本、維持機(jī)隊(duì)規(guī)模,美軍對F-15C/D和E啟動延壽計(jì)劃,計(jì)劃飛行至12 000甚至16 000 飛行小時(shí),但具體小時(shí)未見權(quán)威數(shù)據(jù)[18]。

F-16由美國洛克希德·馬丁公司于20世紀(jì)70年代研制,設(shè)計(jì)使用壽命為8 000飛行小時(shí),該機(jī)型至今已服役近43年,理論上到了退役節(jié)點(diǎn)。但是,由于F-35價(jià)格高昂、問題不斷,加上美國國防預(yù)算削減,美軍計(jì)劃將F-16服役壽命延長至少至10 000飛行小時(shí),目標(biāo)壽命定為12 000飛行小時(shí)[76],其延壽計(jì)劃中的Block40-52批次計(jì)劃服役至2048年,按照洛馬公司的測試,該機(jī)可以正常飛行92年。

F-18大黃蜂戰(zhàn)斗機(jī)誕生于1978年,至今服役近42年,其設(shè)計(jì)使用壽命約為6 000飛行小時(shí),但是限于國防經(jīng)費(fèi)預(yù)算,芬蘭空軍基于結(jié)構(gòu)完整性項(xiàng)目,期望通過對F-18飛機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn)和加強(qiáng),使得F-18可以延長服役至2030年[77]。其主要技術(shù)途徑就是結(jié)合軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱對飛機(jī)的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)件進(jìn)行加強(qiáng),結(jié)合對F-18機(jī)隊(duì)壽命的監(jiān)控及飛行數(shù)據(jù)完成對關(guān)鍵部件的修理和更換,同時(shí)結(jié)合全尺寸疲勞試驗(yàn)檢驗(yàn)薄弱環(huán)節(jié),實(shí)現(xiàn)對該機(jī)型的延壽。

F-35是由洛克希德·馬丁公司研制的一款多用途戰(zhàn)斗機(jī),于2006年定型, 2011年正式交付美軍服役,其設(shè)計(jì)服役壽命約為8 000飛行小時(shí)。針對這款年輕的戰(zhàn)機(jī),美國在一倍壽命的全尺寸耐久性試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn),機(jī)翼隔框7085-T7452鍛造鋁合金主要表現(xiàn)為疲勞開裂,且在一倍到二倍壽命期間發(fā)現(xiàn)了更多的疲勞裂紋。因此美國軍方期望通過激光噴丸強(qiáng)化提高鋁合金的抗疲勞性能,保證F-35飛機(jī)結(jié)構(gòu)的服役壽命。引入激光噴丸工藝改進(jìn)后,通過全尺寸疲勞耐久性試驗(yàn)驗(yàn)證其在F35A和F-35C上應(yīng)用的可行性[18]。

B-52遠(yuǎn)程轟炸機(jī)誕生于1952年,至今已服役68年。其遠(yuǎn)程續(xù)航能力、大載彈量、高空、高亞聲速及相對較低的價(jià)格優(yōu)勢,使資金短缺的美軍計(jì)劃將其服役壽命延長至2050年,屆時(shí)其壽命將近100年,可長期保持美軍的制空權(quán)優(yōu)勢。美軍主要通過采取3種方法進(jìn)行延壽：① 在技術(shù)上依靠大規(guī)模的現(xiàn)代化改裝和改進(jìn)；② 在結(jié)構(gòu)上更換主要受力、易疲勞部件；③ 在維護(hù)中,及時(shí)監(jiān)測評估結(jié)構(gòu)的損傷狀態(tài),進(jìn)行大修,最終達(dá)到延壽的目的。

B-1B戰(zhàn)略轟炸機(jī)首飛于1974年,至今已服役近37年,然而其設(shè)計(jì)服役壽命為30年。目前仍然至少有60架B-1B在美國空軍服役?？紤]到戰(zhàn)略轟炸機(jī)的戰(zhàn)略地位及新型號研制周期和成本問題,美軍考慮通過全尺寸疲勞試驗(yàn)來驗(yàn)證該型機(jī)體結(jié)構(gòu)服役達(dá)到兩倍疲勞壽命的可能性,屆時(shí)此款飛機(jī)將服役至2040年。

俄羅斯研制的Su-25于1984年服役,至今已服役近37年。該機(jī)種使用國除俄羅斯外,還有烏克蘭、哈薩克斯坦、伊拉克、伊朗、朝鮮等多個國家。俄軍通過全尺寸疲勞試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)結(jié)構(gòu)中存在的問題,并驗(yàn)證延壽方案的可行性,以來保證該款戰(zhàn)機(jī)的正常服役,維持機(jī)隊(duì)規(guī)模和戰(zhàn)斗力[78]。

俄羅斯IL-76運(yùn)輸機(jī)誕生于1974年,至今服役近47年,有超過38個國家使用過或正在使用,共有超過850個用戶。為了驗(yàn)證IL-76運(yùn)輸機(jī)改裝后的靜強(qiáng)度及疲勞第一階段10 000次起落的設(shè)計(jì)目標(biāo),俄羅斯對IL-76MD-90A開展了靜力和疲勞試驗(yàn)[79],從而驗(yàn)證改型后的壽命狀況,為后期飛機(jī)的延壽提供了技術(shù)支持。

3 航空疲勞研究面臨的挑戰(zhàn)與展望

現(xiàn)代飛機(jī)的使用效能和潛力能否得到充分發(fā)揮,在很大程度上取決于飛機(jī)結(jié)構(gòu)服役壽命以及壽命期內(nèi)的可靠性。由于重量輕、壽命長、安全性能高、機(jī)動性能好及經(jīng)濟(jì)性好的綜合化性能要求,飛機(jī)結(jié)構(gòu)的服役壽命確定十分復(fù)雜,涉及材料、設(shè)計(jì)、制造、腐蝕防護(hù)、試驗(yàn)、使用維護(hù)、修理和管理等諸多環(huán)節(jié)和領(lǐng)域,是國內(nèi)外航空界極為關(guān)注的問題。服役環(huán)境的復(fù)雜化及設(shè)計(jì)手段的數(shù)字化為該領(lǐng)域研究帶來了一定挑戰(zhàn)?？偨Y(jié)國外航空疲勞在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、制造、分析、試驗(yàn)及維護(hù)方面的研究現(xiàn)狀,筆者認(rèn)為航空疲勞面臨的挑戰(zhàn)及發(fā)展方向如下：

1)支撐未來航空型號的疲勞評定基礎(chǔ)問題有待突破,如疲勞性能的多維度跨尺度評定、三維不連續(xù)問題的時(shí)空交變演化模型構(gòu)建以及多場耦合疲勞損傷演化機(jī)理等。工程學(xué)者需以材料性能的疲勞研究為方向,依據(jù)可靠性設(shè)計(jì)理念,將宏觀與細(xì)觀、微觀、納觀相結(jié)合,建立材料工藝參數(shù)-微觀組織-缺陷-疲勞性能之間的跨尺度演變圖譜,為航空抗疲勞制造提供理論指導(dǎo)；加強(qiáng)裂紋遲滯效應(yīng)、短裂紋評定及三維裂紋擴(kuò)展分析研究,為疲勞斷裂的合理評定聯(lián)系搭橋,更好地進(jìn)行全壽命周期分析研究；充分考慮航空飛行器復(fù)雜的服役環(huán)境,融入微動磨損、殘余應(yīng)力等因素,探究多場耦合疲勞損傷機(jī)理,指導(dǎo)航空結(jié)構(gòu)的抗疲勞設(shè)計(jì)及分析。

2)長期制約航空發(fā)展的應(yīng)用問題有待解決,如考慮材料質(zhì)量、結(jié)構(gòu)制造及裝配的航空結(jié)構(gòu)全壽命周期分析技術(shù)、航空先進(jìn)結(jié)構(gòu)損傷實(shí)時(shí)監(jiān)測技術(shù)、先進(jìn)結(jié)構(gòu)應(yīng)用中的適航符合性方法以及抗疲勞結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)規(guī)范和修正等。先進(jìn)材料、工藝及結(jié)構(gòu)的發(fā)展日益迅速,但航空應(yīng)用卻無法充分發(fā)揮其巨大潛力,主要存在分析方法不完善,工藝重復(fù)性穩(wěn)定性欠佳,以及適航評定難度較大等問題,應(yīng)充分考慮制造缺陷特征,結(jié)合概率表征方法,建立便于工程使用的全壽命周期評定體系,發(fā)展先進(jìn)結(jié)構(gòu)損傷檢測及監(jiān)測技術(shù),及時(shí)制定和修正抗疲勞結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)規(guī)范,為其航空應(yīng)用提供技術(shù)指導(dǎo)及工具。

3)滿足航空型號短研發(fā)周期的試驗(yàn)技術(shù)需進(jìn)一步提升,如微小裂紋檢測及動態(tài)裂紋測量技術(shù)、基于可靠性的積木式試驗(yàn)驗(yàn)證體系構(gòu)建和跨學(xué)科結(jié)構(gòu)/機(jī)構(gòu)疲勞分析與試驗(yàn)技術(shù)等。新一代飛行器對試驗(yàn)技術(shù)提出了更高要求：試驗(yàn)加載更真實(shí),試驗(yàn)檢測更精確,試驗(yàn)分析一致性要求更嚴(yán)格、試驗(yàn)效率要求更高。在保證試驗(yàn)譜載的真實(shí)合理情況下,需發(fā)展小裂紋檢測及跟蹤測量技術(shù)；充分考慮材料制造、裝配的分散性,融入結(jié)構(gòu)可靠性及風(fēng)險(xiǎn)性分析要素,重新規(guī)劃構(gòu)建積木式驗(yàn)證體系,結(jié)合虛擬模擬適當(dāng)減少部件級試驗(yàn)數(shù)目,縮短試驗(yàn)周期；深入探究跨學(xué)科結(jié)構(gòu)/機(jī)構(gòu)疲勞分析與試驗(yàn)技術(shù),滿足結(jié)構(gòu)服役環(huán)境要求,聯(lián)合物理試驗(yàn)及仿真試驗(yàn)綜合提高新一代飛機(jī)研發(fā)效率及精度。

4)以數(shù)字孿生和人工智能為代表的數(shù)字化新技術(shù)將如何引領(lǐng)航空疲勞發(fā)展,這是航空疲勞未來發(fā)展的關(guān)鍵。數(shù)字航空是航空工業(yè)發(fā)展的方向,也是提升新產(chǎn)品市場競爭力的重要手段。隨著航空制造產(chǎn)業(yè)越來越智能化,需充分采用數(shù)字孿生技術(shù),構(gòu)建多領(lǐng)域、多層級、多維度的復(fù)雜系統(tǒng)虛擬樣機(jī)原型,給出合理的物理模型符合性評價(jià),通過虛-實(shí)同步及虛-實(shí)融合的疲勞試驗(yàn)方式縮短全尺寸結(jié)構(gòu)驗(yàn)證的周期,提高試驗(yàn)效率；在結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控方面,應(yīng)引入人工智能因素,研發(fā)智能材料及智能設(shè)備,發(fā)展智能疲勞試驗(yàn)監(jiān)測及仿真,做到狀態(tài)實(shí)時(shí)監(jiān)控,為新一代飛行器運(yùn)營及維護(hù)提供更快、更經(jīng)濟(jì)、更強(qiáng)有力的支持與保障。

4 總 結(jié)

經(jīng)過百年的發(fā)展,國際航空疲勞界形成了能夠較好保障航空結(jié)構(gòu)安全的耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)思想,并通過服役持續(xù)地驗(yàn)證該思想的可行性。與此同時(shí),航空疲勞設(shè)計(jì)技術(shù)、分析方法、試驗(yàn)技術(shù)以及健康監(jiān)測技術(shù)也隨著可靠性設(shè)計(jì)理念在型號中的不斷推進(jìn)以及適航條款的改進(jìn)得以完善。目前,波音、空客已形成了自我品牌的航空疲勞分析方法,國內(nèi)民機(jī)也通過C919、AG600、ARJ21等大型商業(yè)飛機(jī)發(fā)展了自主知識產(chǎn)權(quán)的航空疲勞分析方法和工具,雖然目前尚有材料、工藝及應(yīng)用方面的不足,挑戰(zhàn)依然存在,但相信隨著航空工程人士設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)的不斷豐富,航空制造技術(shù)的不斷發(fā)展以及耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)思想的不斷貫徹實(shí)施,航空產(chǎn)業(yè)必將迎來一個新的發(fā)展征程。