中国航空工业疲劳与结构完整性研究进展与展望

王彬文,陈先民,苏运来,孙汉斌,杨宇,樊俊铃

中国飞机强度研究所,西安 710065

近几十年的使用经验表明,除去人为因素(误操作)和超常环境因素(如风暴、雷击等)外,在重复载荷作用下的结构疲劳断裂仍然是影响飞机结构安全性和可靠性的主要因素,是结构发生灾难性破坏的主要模式。航空结构疲劳主要研究材料、制造工艺、结构布局、细节设计、使用环境等因素对飞行器(主要指飞机)结构耐久性/损伤容限性能的影响,以及无损检测、健康监测、腐蚀防护、结构维修等手段对飞行器服役/使用寿命的影响。现有飞机结构完整性大纲要求的强度设计准则中规定,必须建立贯穿飞机结构设计、分析、制造、试验验证、维修等整个寿命周期的航空疲劳技术体系,以确保飞机结构系统运行良好及其服役的安全性。

航空结构疲劳的设计理念与研究内容伴随着航空技术的提高、飞机性能的提升而发展。飞机的飞行速度从最开始的低速发展到亚声速,然后再到超声速,飞机结构的性能要求也从最初的安全性陆续提出了机动性、可靠性、舒适性、适应性等要求,设计理念也经历了从静强度设计、安全寿命设计、破损安全-损伤容限设计、耐久性/损伤容限设计直到完整性可靠性设计的发展过程[1-4]。在安全寿命设计思想指导下,航空疲劳的主要研究内容为基于S-N曲线的名义应力法开展结构的裂纹萌生寿命分析,考虑几何形状、应力集中等因素对结构疲劳寿命的影响。到了破损安全-损伤容限设计阶段,航空疲劳的主要研究内容为基于断裂力学的应力强度因子和Paris公式及其修正模型计算结构的裂纹扩展寿命,考虑载荷次序、应力比等因素的影响[5]。当航空结构设计理念发展至耐久性/损伤容限设计阶段时,航空疲劳的研究内容同时包含了结构的裂纹萌生寿命和裂纹扩展寿命,其研究对象也扩展至疲劳、腐蚀、表面完整性、无损检测、健康监测等,研究手段也更为丰富,如连续损伤力学、概率断裂力学、疲劳可靠性等[6-8]。

经过多年的发展,从仿制到自主研制,中国建立了涵盖全寿命周期的结构疲劳技术体系,基本实现了新型飞机结构的长寿命抗疲劳设计,研制的战斗机设计目标寿命提高至6 000～8 000飞行小时,教练机提高至8 000～10 000飞行小时,民用飞机提高至60 000～90 000飞行小时,日历寿命目标为25～30年。但是,由于中国航空工业起步相对较晚,试验和服役积累数据相对较少,且受工业制造水平限制,在抗疲劳结构设计先进性、分析评估准确性、试验验证系统性、制造工艺稳定性、维修保障可靠性等方面,与航空强国还存在一定的差距。本文从航空工业工程研究和应用的角度出发,对中国航空工业结构疲劳研究的发展历程进行回顾,并对新世纪以来中国航空产品贯彻飞机结构完整性大纲,在材料/结构/工艺、分析评估、试验技术以及服役管理等方面的航空疲劳研究进展进行简要综述,以期为中国航空工业结构疲劳研究的进一步发展提供借鉴和支持。

1 中国航空疲劳研究历程

1.1 中国航空结构设计思想发展

中国早期的航空疲劳研究主要采用模仿跟进、消化吸收国外相关研究的策略,飞机结构的设计思想经历了从安全寿命设计、损伤容限设计、耐久性/损伤容限设计再到可靠性设计的发展过程。

在20世纪六、七十年代,中国主要采用“安全寿命”疲劳设计方法研制飞机。研究人员假设交付使用的飞机结构不存在初始缺陷或损伤,依据疲劳分析和全尺寸结构疲劳试验获得结构的疲劳裂纹萌生寿命,除以分散系数来给出使用寿命,分散系数考虑了环境的影响、材料和制造的偏差。即主要通过强调足够的静强度(控制低的设计应力水平)和选取高的分散系数来保障给定使用寿命期内的飞行安全,而没有要求采用有效措施防止飞机结构由于新机交付或者在服役过程中所产生的缺陷或损伤所导致的破坏。因此,飞机结构是不允许带缺陷或损伤交付使用的,一旦发现必须立即排除。然而受当时无损检测能力的制约,初始缺陷始终难以避免,即使采用了高的分散系数值也不足以完全保证结构的使用安全,因此中国研究人员逐渐关注考虑初始损伤或缺陷的损伤容限设计方法。

在20世纪80年代左右,中国飞机结构疲劳研究引入了损伤容限设计思想,结合安全寿命设计思想,形成了安全寿命设计定寿、损伤容限设计保障飞行安全的设计方法。损伤容限表征了结构在规定的未修使用周期内,抵抗由缺陷、裂纹或其他损伤而导致破坏的能力,它以断裂力学为基础,以保证结构安全为目标,以损伤检查为手段,涉及结构设计、载荷、强度、材料、工艺、试验质量控制、使用维修和组织管理各环节。在损伤容限设计思想中,疲劳设计与损伤容限设计相辅相成,以疲劳分析和试验结果确定结构的使用寿命,以裂纹缓慢扩展寿命确定结构的检修周期。对于经分析和试验证实具有优良损伤容限特性的结构,可以选取较低的分散系数；对于损伤容限特性不好,或者无法实现损伤容限设计的结构,必须选取高的分散系数。可以看出,损伤容限设计的目的在于通过对结构的缓慢裂纹扩展寿命和剩余强度的分析与验证,为检修周期或允许的最大初始损伤提供依据。损伤容限设计的关键在于通过对材料的选择、结构细节设计、使用应力水平等方面进行研究,使得所研制的结构(包括单传力路径和多传力路径)具有裂纹缓慢扩展特性。如此一来,对于带有未被发现的初始缺陷或损伤的已交付结构,由于缺陷或损伤的扩展得到控制,就能有效地防止结构在给定的使用寿命期内发生灾难性破坏。

在20世纪90年代左右,基于经济性方面的考虑,研究人员采用基于耐久性的“经济寿命”设计思想代替了原来基于疲劳的“安全寿命”设计思想,建立了耐久性/损伤容限设计思想,以此建立了中国的飞机结构完整性大纲。耐久性表征了飞机结构在规定的使用条件(载荷/环境)和维修条件下抗裂纹、腐蚀、热退化、磨损和外来损伤等作用的能力,涉及飞机设计、生产、试验、服役到退役的全过程。耐久性所对应的“经济寿命”则代表了一种小裂纹扩展寿命,初始裂纹尺寸按照结构原始疲劳质量确定,终止裂纹以结构在设计使用载荷/环境谱作用下出现影响飞机的使用性能和安全且维修不经济的损伤为标准。采用耐久性设计的飞机结构,不仅要求能防止由于未被发现的缺陷或损伤的扩展而造成在给定寿命期限内破坏,而且要求飞机主要结构的每一个疲劳危险区的裂纹或其他损伤在数量或尺寸上不能达到临界值,还要避免在设计使用载荷/环境谱作用下的设计使用寿命期间进行昂贵的维护、修理或非计划的构件更换。采用耐久性设计的结构,必须通过损伤容限特性分析与试验验证给出检修周期(对于使用中不可检结构给出允许的最大初始损伤)以保障飞行安全。

自20世纪末开始,随着科学技术水平的高速发展,飞机结构越来越复杂,各项性能指标要求也越来越高,因此中国研究人员又引入了可靠性设计思想,在军用和民用飞机的设计过程中采用了贯穿可靠性的耐久性/损伤容限设计原则,如图1所示。飞机结构属于典型的复杂系统,而疲劳问题又属于典型的多因素影响问题,因此研究人员充分考虑影响飞机结构安全的各种因素的随机性,采用合理的概率分布函数或者随机过程描述,并基于概率分析方法建立了可靠性模型,对结构的破坏概率进行了定量化表征,保证结构破坏的概率在其使用期内小于设计要求,从而实现了在设计上对飞机结构的安全性和可靠性进行准确、合理的评价。

图1 飞机结构的耐久性/损伤容限分析

从中国飞机结构设计思想的发展来看,安全寿命设计和经济寿命设计均是用于确定结构的使用寿命,损伤容限设计则主要用于确定结构的检修周期或者临界损伤尺寸,既可以配合安全寿命设计使用,也可以配合耐久性设计使用。基于可靠性的设计思想则是对耐久性/损伤容限的设计结果给予低失效概率的保障。总而言之,不论是采用哪种设计思想,避免飞机结构出现灾难性疲劳破坏是最重要的目标之一。中国航空工业在贯彻国军标GJB 775A《军用飞机结构完整性大纲》后,实现了新飞机论证开始到机队运行管理的全生命期过程按照该大纲的“五项任务”进行管理,确保了新飞机的结构研制和使用阶段的质量与飞行安全。本文介绍的内容是遵循了该大纲要求,在选材、结构设计、制造、试验、试飞和机队管理过程中,疲劳与结构完整性各项技术的研究进展和应用情况。

1.2 中国航空疲劳研究主要成果

在贯彻上述飞机结构设计思想的过程中,中国老一辈科研人员做出了许多卓有成效的工作,为中国航空事业的发展做出了重要贡献。其中,以“飞机结构抗疲劳、断裂技术与可靠性研究系统工程”(AFFD系统工程)为主要代表的研究团队在多年的研究中开展了内容丰富、成果丰硕的研究[9]。

在耐久性/损伤容限设计与分析方面主要开展了如下工作：① 建立了结构耐久性与损伤容限设计原理与分析方法,提出了飞机结构耐久性设计和地面试验要求,编制了《军用飞机结构完整性大纲》；② 通过开展飞机结构紧固孔原始疲劳质量研究,建立了原始疲劳质量模型分析和试验方法,给出了有关国产和美标航空材料的试验数据及原始疲劳质量控制技术,并形成了紧固孔原始疲劳质量控制技术；③ 建立了用于构件或部件耐久性和经济寿命预测的分析方法和全套计算程序,提出了随机多裂纹结构损伤容限评定方法,发展了动态裂纹扩展止裂技术；④ 建立了起落架结构三维有限元应力分析程序系统及耐久性与损伤容限分析软件包,编写了《飞机起落架耐久性设计指南》；⑤ 建立了双轴应力下机身加筋壁板剩余强度的弹塑性有限元分析及试验方法,并提出改进加筋壁板结构裂纹扩展特性的技术措施及确定最佳结构参数配置方法的工程计算方法,以及含多裂纹机身加筋壁板结构剩余强度分析的工程方法；⑥ 建立了孔洞及门框区域结构细节应力分析方法,并给出最佳止裂特性参数配置方案的选择方法；⑦ 建立了剪切屈曲疲劳分析和试验方法,以及全尺寸飞机结构耐久性试验技术。

在抗疲劳与断裂强化技术研究方面主要开展的工作有：① 成系列地对孔壁冷挤压、干涉配合铆接、干涉配合螺接、喷丸强化等强化工艺进行研究,确定了最佳工艺参数,给出了相应的S-N曲线、a-N曲线和da/dN-ΔK曲线,并制定出了相应的强化工艺指导性文件；② 建立了可供工程使用的残余应力测定方法和分析方法,并给出了残余应力的试验测定值和分布曲线；③ 对含残余应力元件的裂纹形成和扩展寿命计算方法进行研究,给出了可供工程使用的裂纹形成和扩展寿命计算方法和相应的计算程序,包括应力强度因子计算方法和相应的程序；④ 开展了基于强化技术的典型结构的细节疲劳额定值(DFR)的测定及延寿增益的有效性和可靠性研究,以曲线、图表和数据等形式给出了试验结果,并编制了《强化工艺技术手册》和《强化设计技术手册》。

在结构可靠性评估及设计研究方面主要开展了如下工作：① 初步形成了飞机结构可靠性设计思想体系,建立了飞机结构可靠性评估(含功能性可靠性评估)方法,以及可靠性指标体系和可靠度分配方法,并且建立了飞机结构可靠性数据库；② 开展了典型功能结构系统可靠性评估的应用研究,提供了通用的可靠性评估分析与试验方法,并且提供了新型飞机结构完整性设计中可靠性评估的分析和试验方法；③ 开展了概率断裂力学工程应用研究,编制了《飞机结构破坏危险性分析指南》和《裂纹监测概率曲线手册》；④ 建立了典型机构(包括起落架收放系统、襟翼操纵系统及军用运输机货桥大门收放系统等)失效树和失效模式影响分析程序和要求,提供典型机构可靠性评估和试验验证方法,完成了若干机种典型机构可靠性评估和试验验证研究,编制了《飞机典型机构可靠性评估及试验指南》。

在腐蚀疲劳与腐蚀防护技术研究方面的主要工作有：① 建立了飞机结构使用环境数据库,提供了载荷-环境谱编制方法,并给出了当量化的典型标准环境谱；② 建立了腐蚀疲劳裂纹萌生和扩展寿命预测方法和分析软件；③ 建立了可供工程使用的载荷-环境谱下典型结构件的腐蚀疲劳寿命试验验证方法,提供了各种类型结构有效的腐蚀防护措施及工程应用实例,并编制了《飞机结构腐蚀疲劳设计指南》。

此外,AFFD系统工程还对磨蚀疲劳防护技术、激光辐照延寿技术、结构胶贴法止裂技术、抗坠撞损伤设计以及若干典型结构延寿综合治理等内容进行了研究。通过“七五”、“八五”、“九五”三个阶段的研究,AFFD系统工程获得了许多重要的研究成果,仅在“七五”期间就提供了不少于30项具有较大经济效益的研究成果,产生了不少于3 000万元的经济效益[9]。

进入21世纪,中国从事航空疲劳研究的科研人员开始积极融入国际性研究组织。2013年,中国第1次参加国际航空疲劳和结构完整性委员会(ICAF)会议,做了关于2008—2013年期间中国航空疲劳与结构完整性的研究进展与现状的现场报告,陈述了中国在疲劳与结构完整性的基础性研究及型号应用实例。2015年,中国正式成为ICAF组织的第15个正式成员,标志着中国航空疲劳界已完全融入到国际航空疲劳领域,并且中国已成功申办2021年ICAF会议,彰显了中国在国际航空疲劳领域的重要地位。从参加ICAF会议伊始,中国航空疲劳领域人员积极与国际科技人员就航空疲劳及相关领域问题进行研讨与交流,在航空疲劳与结构完整性的基础研究和应用研究方面开展了大量研究工作。

在航空疲劳与结构完整性的基础研究方面主要开展了如下工作：① 广布疲劳损伤研究；② 铝锂合金、增材制造、摩擦焊接等新材料、新工艺和新结构的疲劳和损伤容限特性研究；③ 飞机结构的积木式试验验证方法；④ 考虑综合环境效应的载荷谱测量与编制；⑤ 飞机结构耐久性/损伤容限分析与可靠性寿命评估；⑥ 基于疲劳/损伤容限理论和试验的飞机结构健康监测、损伤检测和维护。

在航空疲劳与结构完整性的应用研究方面主要开展了如下工作：① MA600、ARJ21-700和C919等型号的全尺寸部件试验；② 研制和开发了多种材料、元件及典型细节强度试验装置；③ 编写了大量有关材料及性能设计边标准、手册；大尺寸整体结构的损伤容限设计及验证；④ 翼身对接结构的疲劳行为预测；⑤ 复合材料结构的适航符合性分析研究；⑥ 机身壁板结构止裂带对其损伤容限性能的影响。

2 中国航空工业结构疲劳研究现状和进展

飞机结构的疲劳受多种因素的影响,对材料特性、制造工艺、结构形式、载荷历程及环境条件等因素均极为敏感,导致飞机结构疲劳和断裂特性的研究至今仍然是航空工程中最为复杂的问题之一[10]。正因如此,中国科研人员对于航空疲劳问题的研究也一直保持高度关注和深入研究,尤其是进入21世纪以来,国家对航空工业给予高度重视,在科研经费方面提供大力支持,使得很多航空疲劳科研项目得以持续、深入开展,并取得了丰硕的成果。第2节从材料/结构/工艺、分析评估、试验技术及服役管理等方面,对进入新世纪以来中国在航空疲劳领域的研究进展进行简要介绍。

2.1 材料/结构/工艺疲劳研究现状和进展

现代飞机结构发展要求是在保证结构安全性的前提下,尽量减轻结构重量,降低全寿命成本,实现高效率和长寿命目标,从而使得飞机结构必须大量使用新材料,如新型铝合金、铝锂合金、钛合金、金属层板ML(Metal Laminates)、纤维金属层板FML(Fiber Metal Laminates)、复合材料等；新工艺,如增材制造、摩擦焊、激光焊、电子束焊、喷丸强化等；新的结构形式,如整体壁板、整体梁、整体肋、整体框、整体接头等整体结构,以及金属微桁架结构、钛合金层合结构、异种钛合金梯度复合结构等新型结构。飞机结构的疲劳寿命取决于重要结构细节抵抗疲劳开裂的能力,疲劳开裂的最本质原因就在于局部应力集中部位在大应力反复作用下引发材料局部失效。基于此,为提升飞机结构的抗疲劳性能,围绕材料、结构、工艺主要从以下六方面着手[11]：① 结构材料本身；② 结构零件几何形状；③ 结构连接形式、布局及传力路径设计；④ 结构热处理及内部残余应力；⑤ 结构零件的制造工艺方法和表面状态；⑥ 结构零部件的工作条件。在实际操作过程中,结构选材与形状设计以及连接形式、布局等在设计阶段即可完成,而改进制造工艺、改善表面状态、结构热处理及引入残余应力等不仅需要在设计阶段进行规划,还需要在加工、制造、装配阶段具体实施。因此,本节将介绍中国有代表性的新材料、新工艺、新结构的疲劳研究现状及成果。

2.1.1 先进材料疲劳研究现状

飞机结构的选材是决定其抗疲劳性能的关键因素之一,需要考虑多种因素,如材料性能、载荷、环境条件与结构重量、经济性的权衡,静强度与疲劳、损伤容限性能之间的协调,以及材料的使用经验和继承性等。铝合金由于密度小、比强度高,耐蚀性好,同时还具有良好的成形工艺性和焊接性,因此铝合金成为在航空领域中应用最广泛的一类金属材料。目前中国学者对铝合金疲劳裂纹的萌生、扩展和断裂的微观特征以及疲劳寿命的预测进行了大量研究。由于交变载荷的循环作用,疲劳裂纹的萌生过程往往发生在材料存在缺陷或薄弱区域以及高应力区,通过不均匀的滑移或位移,从微细小裂纹形成而逐渐长大扩展至断裂。研究疲劳裂纹的扩展规律是疲劳裂纹试验过程中的基础环节,疲劳裂纹的扩展微观模式受材料的滑移特性、晶界和晶粒取向、析出相、显微组织特征尺寸、应力水平及裂纹尖端塑性区尺寸等的影响。随着对铝合金疲劳断裂机制的深入研究及国产化材料技术的发展,国产7050等铝合金逐步在国产飞机中得到应用。

铝锂合金因其高比强度、比刚度以及优良的疲劳性能和断裂韧性而广受关注[12-13],可用于机身、壁板、隔框等部位,有望使现役飞机减重10%、新型飞机减重15%～20%[14]。铝锂合金在不同的应力水平下疲劳裂纹萌生机制呈现多样化,在较小应力(75%σ0.2)时疲劳裂纹主要萌生于表面缺陷、第二相粒子以及第二相粒子/基体界面处,如图2所示,而在较大应力(100%σ0.2)条件下还可能沿滑移带和晶界处萌生[15]。位错的增殖、运动和塞积是裂纹萌生的主要原因,驻留滑移带(PSB)处的挤出脊和侵入沟形成的微观应力集中有利于裂纹的萌生,内部缺陷引起的疲劳断裂则可导致铝锂合金快速达到失稳状态,最高可使疲劳寿命降低90%以上[16]。Li元素的加入使得铝锂合金获得诸多优异性能,但也使铝锂合金存在较明显的各向异性。LT(轧制方向)、ST(横向)和LS(短横向)方向的裂纹扩展速率不同,在LT向疲劳性能最好,ST向次之,LS向最低[17-18],这主要与晶粒、晶界、夹杂物和析出相等因素有关[19]。喷丸强化效果也随方向有所差别,L取向时喷丸强化对疲劳性能会有一定程度的提高,具体程度因喷丸工艺、材料类型而异,而LT向取样的疲劳性能对于喷丸强化基本不敏感[20]。此外,对不同连接方式下的铝锂合金疲劳性能开展了研究,如图3所示,试验结果表明,采用焊接连接方式比传统铆接搭接结构疲劳性能可提高5%左右,而采用铆钉填充锪窝孔连接时疲劳性能可提高65%[21]。铝锂合金因其优异性能及研究深入,在大型客机C919机身等直段(见图4)等结构上获得大范围的应用[22]。

图2 2197铝锂合金疲劳断口形貌[15]

图3 铝锂合金壁板结构疲劳及损伤容限试验

图4 C919客机机身的铝锂合金等直部段[22]

纤维金属层板由金属薄板和纤维复合材料组成夹层结构并用胶接技术制备而成,具有单一金属材料和复合材料所不具备的优点,比强度和比刚度高,拥有优异的疲劳性能和良好的损伤容限性能,近年来也获得了航空界的青睐。目前航空领域应用较多的是玻璃纤维增强铝合金层板(Glass Laminate Aluminum Reinforced Epoxy, GLARE),由铝合金薄板(名义厚度0.20～0.50 mm)与玻璃纤维增强复合材料(名义厚度0.25～0.50 mm)交替铺叠而成,兼有玻璃纤维增强复合材料的抗疲劳特性和铝合金结构的抗冲击特性,是机身、机翼蒙皮等部位的理想材料。疲劳过程中表面铝层一般最先出现裂纹,并随着循环数的增加,裂纹数目逐渐增多、长度逐渐扩展,进而在界面处出现分层现象(图5),随后快速扩展直至断裂破坏,“桥连”作用使其裂纹扩展寿命比萌生寿命长1～4倍[23]。GLARE单向层板在拉-拉疲劳载荷下的疲劳寿命是相同结构正交层板的7倍以上,尤其适用于单向承载且对疲劳性能要求较高部位,而在交变载荷复杂的部位则需考虑采用正交层板[24]。中国学者对GLARE层板疲劳裂纹扩展桥连效率变化及分层扩展机制开展了深入研究,可实现合理的预测[25]。GLARE层板的疲劳性能对使用环境比较敏感,在湿热环境下复合材料层内部基体会吸湿塑化,破坏其与纤维、铝合金层的界面,使得与界面及桥接应力相关的性能发生比较明显的退化[26]。兼之加工工艺水平限制,GLARE层板在国产飞机的应用还较少。

图5 纤维增强铝合金层合板裂纹扩展机制[25]

复合材料由于在结构重量、气动弹性、燃油消耗及维修成本等方面具有诸多优势,在新型飞机上的应用比例越来越大,应用部位越来越关键,整体化程度越来越高。目前,在中国研制的涡桨、涡扇支线客机及单通道干线客机中,复合材料的使用比例逐步提高,ARJ21-700飞机复合材料用量约为2%,MA700飞机的复材用量在10%左右,C919大型客机的复合材料用量占比上升至11.5%,未来宽体客机CR929复合材料应用比例将会大幅提升(设想用量>50%),达到或接近国际同类机型B787和A350的应用水平。复合材料强度和刚度上的各向异性、内部构造上的不均匀性和不连续性等特点,致使其疲劳损伤和破坏机理比各向同性金属材料复杂得多,复合材料的疲劳损伤中没有单一的损伤模式,包括基体开裂、界面脱粘、层间分层和纤维断裂等损伤形式的组合[27]。最严重的损伤是外来物冲击损伤,从外表面可能无法观察到任何迹象,但内部大面积分层导致压缩强度大幅降低,呈现“突然死亡”的破坏模式。碳纤维复合材料结构的研究与使用经验表明,只要含缺陷/损伤结构满足设计限制载荷和极限载荷要求,就能自动满足结构的寿命要求,即“静力覆盖疲劳”,因此,目前工程评定中主要依靠“积木式”试验,获取合适的设计许用值,并进行充分的验证。随着复合材料越来越广泛地应用于航空航天等高技术领域[28-30],传统的设计评定方法因试验周期和验证成本问题,越来越难以适应未来结构发展需求,也难以充分发挥复合材料应用的减重优势。因此,中国也逐步开展了对复合材料疲劳失效机理、预测方法的系统、深入研究。改善界面性能有利于提高复合材料的抗疲劳性能[31-32]。加载频率在一定范围内对纤维增强复合材料疲劳行为影响不明显,而载荷幅值、应力比是影响复合材料疲劳寿命的主要因素。另外,环境腐蚀越大,温度越高,复合材料的疲劳损伤扩展也越快。目前,对复合材料疲劳寿命预测模型大致有两类:一类是S-N曲线模型[33],另一类是疲劳累积损伤模型(包括剩余强度降模型[34]、剩余刚度降模型[35]、疲劳模量模型[36]以及耗散能模型[37]等)。其中,以疲劳累积损伤理论为基础的预测模型已经成为研究的热点,并显示出良好的应用前景。对于含缺陷复合材料结构剩余强度预测,中国学者发展了损伤区纤维断裂准则[38],也考虑缺口根部应力梯度影响的应力场强法,对点应力准则和平均应力准则分析方法进行统一,提出了应力场强法[39],对损伤物理机制有了较深层次的表达。

2.1.2 先进结构疲劳研究现状

良好的结构设计、合理的结构布局是进一步提高飞机结构抗疲劳性能的途径。整体加筋壁板基于先进整体精密切削和整体挤压成形技术,仅由整体壁板和整体框组成[40],极大程度地减少了铆钉和紧固孔的数量,从而明显降低结构重量,改善结构抗疲劳和抗腐蚀性能,可应用于机身、机翼结构中。研究表明,铆钉和铆钉孔数量的减少可以使得整体壁板比组装壁板的疲劳性能提高20%～30%[41]。然而,由于整体壁板结构缺少有效的止裂结构,裂纹一旦萌生则很难有效止裂,当裂纹长度扩展至两跨后其剩余强度将低于传统的组装壁板[42-43]。裂纹偏转止裂技术可作为整体壁板结构损伤容限设计中重要的止裂手段[44-45],使裂纹轨迹发生转折而与筋条平行,从而有效增加结构的剩余强度。对前机身上壁板在考虑内压和轴拉载荷下开展损伤容限试验研究,发现在半裂纹长度小于80 mm时呈缓慢裂纹扩展特性,基本沿直线扩展,且左右两侧对称性较好,在剩余强度试验时机身便沿纵向裂纹失稳扩展导致最终破坏,在远端框处呈现“缓字状”的裂纹扩展破坏模式[46]。目前中国已建立了机身整体壁板结构的设计准则和先进工艺制造流程,完成了大型飞机全尺寸机身整体壁板结构的设计和制造,并通过了全尺寸结构的耐久性和损伤容限试验验证[47-48](如图6和图7所示),达到了大型飞机对长寿命的要求,显著减少了零件数量,与组装结构相比减少了60.7%,已成功应用于ARJ21、C919等飞机[49]。

图6 整体壁板结构完整性设计与验证

图7 机翼整体壁板损伤容限试验[48]

增材制造能够以无模具、快速、全致密、近净成形等技术优势解决传统减材加工技术(车、铣、刨、磨等)对复杂结构加工困难甚至无法加工的难题[50-51],推动了整体化、拓扑化等先进结构形式的应用研究。由于增材制造反复加热、冷却的工艺特点,成形结构变形、缺陷及内应力控制是制约其应用的几个关键问题[52]。沉积态钛合金结构中气孔等缺陷的存在会降低材料的疲劳寿命和强度,但是其细化片层微观结构形式可有效减小疲劳区滑移长度,提高裂纹形核阻力,因此仍然具有优异的疲劳性能[53-56],且合适的热处理或者热等静压处理均能显著提高平面应力断裂韧性和疲劳裂纹扩展性能[57]。同时,增材制造材料因其工艺特点具有各向异性,且随着使用应力的降低,各向异性的差别愈加明显[58]。金属增材制造过程中,熔化、凝固和冷却均是在极短时间内完成的,导致熔池和基体之间不可避免地存在温度梯度,进而产生热应力和残余应力,易产生微裂纹降低材料韧性。此外,多种因素的影响可能导致沉积层中形成气孔、夹杂、裂纹、层间结合不良等缺陷(图8),进而影响结构的韧性、强度和疲劳性能,这种现象在大型复杂结构中更明显[50]。因此,通过研究影响增材制造结构疲劳性能的主要影响因素,优化制造参数和工艺,改善材料微观组织、减少内部缺陷、降低和消除结构内部残余应力等是金属增材制造疲劳研究的重要方向。中国近年来攻克了大型金属增材制造结构加工开裂、变形等一系列技术难题,试制了多个飞机型号的多种金属零构件(图9),特别是在某型机结构中得到了大量应用。但目前,金属增材制造结构的损伤容限性能评定技术体系尚不健全,服役中的损伤检查、维修问题仍有待完善。

图8 增材制造件内部缺陷(左)和亚表面(右)诱发裂纹萌生及其扩展[50]

图9 增材制造C919飞机中央翼缘条,中央翼肋三叉接头及风挡窗框

2.1.3 先进工艺疲劳研究现状

先进焊接技术的发展和应用不仅可降低飞机结构的制造成本和重量,同时还为设计新型整体复杂结构提供了实现途径。焊接结构疲劳问题频发主要有以下2方面原因：①焊接结构设计载荷越来越大,对焊接结构承载能力要求越来越高；②由于应力集中、残余拉伸应力和焊接缺陷等多种因素的存在导致其承受交变载荷能力较弱,这也是导致焊接接头过早疲劳失效的主要因素[59-60]。焊接结构的疲劳性能受到多种因素的影响,如焊接工艺、焊接形式、焊接结构、服役环境等。焊接功率和焊接速率对于焊接结构裂纹扩展速率有明显的影响,焊接功率与焊接速率相匹配才能获得较好的焊接疲劳性能,焊接结构的裂纹扩展能力甚至可以强于母材[60]。激光斜缝焊试件的疲劳寿命比氩弧斜缝焊的中值疲劳寿命长一倍左右,且分散性更小,裂纹扩展前期2种焊接方式的裂纹扩展速率相近,后期激光斜焊的扩展速率更低,且韧性明显更好[60]。激光焊接接头在海水中的疲劳裂纹门槛值更高,低速扩展区(da/dN<10-5mm/Cycle)的裂纹扩展速率也更小,但在裂纹扩展中速区(da/dN>10-5mm/Cycle)的裂纹扩展速率则更高[60]。搅拌摩擦焊对接接头的疲劳性能明显优于搭接接头,但均对焊接缺陷(图10)十分敏感[61]。针对焊接结构疲劳性能较差的问题,工程中一般通过焊址轮廓改善和引入有利残余应力等方法改善结构的焊后疲劳性能,常用的焊后强化技术有磨削与焊址打磨技术[62]、锤击与针式冲击技术[63]、TIG(钨极氩弧焊)熔修技术[64]等焊接结构传统疲劳延寿技术,也有低相变点材料延寿及超声冲击疲劳延寿等新技术[59]。超声喷丸后TC4钛合金TIG焊十字接头在应力比R=0.1和R=0.5条件下的疲劳性能分别提高了75.6%和73.5%；而7050铝合金的搅拌摩擦焊试件在喷丸后疲劳性能改善程度有限[65]。激光喷丸7075铝合金搅拌摩擦焊接头表面粗糙度较常规喷丸明显改善,且残余应力分布也发生了改变,表明激光喷丸对于改善搅拌摩擦焊接头抗疲劳性能更有效[66]。

图10 A7 N01铝合金焊缝疲劳源区SEM形貌[61]

“十一五”“十二五”期间中国系统开展摩擦焊接(搅拌摩擦焊、线性摩擦焊、惯性摩擦焊)可靠性基础研究,综合考虑温度场、机械作用、残余应力、微观组织等影响,揭示了工艺参数、显微组织与性能规律,分析疲劳失效机理,形成了摩擦焊接头性能调控方法和可靠性评定方法(图11),通过控制参数优化性能,使焊接区耐久性能达到母材的83.3%,并编制了摩擦焊接可靠性评估系统软件,为摩擦焊接工艺在整体壁板、整体叶盘等结构中的应用夯实了基础。随着工艺的不断优化和疲劳性能研究的深入,激光焊和摩擦焊已逐步应用于军用飞机结构中。

图11 摩擦焊接可靠性基础研究及应用

飞机结构的抗疲劳设计除了采用新材料、整体化结构、结构布局及细节优化设计、结构应力水平控制等手段外,还需对部分难以避免出现应力集中的部位进行不同程度的强化。孔挤压便是工程中常用的一种强化技术,广泛应用于连接孔的强化,通过在孔内壁引入大深度、高幅值的可控残余应力层(图12[67]),改善外载作用下孔边局部应力状态,弱化孔周应力集中,有效提高连接孔抗疲劳、抗应力腐蚀和抗腐蚀疲劳性能[68],工艺控制良好时,可提高紧固孔疲劳寿命3倍以上[69]。挤压量是孔挤压强化工艺的关键参数,不同的挤压量对于孔边应力分布产生明显的影响。挤压强化还可减小孔壁表面粗糙度,使得疲劳源从孔壁转移至挤压入口位置(图13)[70],不仅能有效提高裂纹萌生寿命,而且增大了疲劳裂纹扩展区域面积,使得裂纹扩展寿命增长[71-73],且孔挤压强化对于裂纹扩展寿命的增益效果大于裂纹萌生寿命的增益[74]。由于采用芯棒直接挤压进行孔边强化可能擦伤孔壁,有时甚至引起孔角凸,而采用开缝衬套冷挤压的方式则可有效改善该问题,从而获得更好的疲劳性能[75-76]。孔挤压强化技术在民用飞机结构的抗疲劳设计、制造以及后期的维修延寿中均已获得一定的应用。然而,孔挤压强化疲劳增益的影响因素较多,在具体应用中需要从残余应力和微观结构等多个角度深入分析不同材料的强化机理和疲劳增益效果,此外,还需考虑实际服役环境,如温度、腐蚀环境、疲劳载荷等,加强对孔挤压疲劳增益的影响规律和机理研究。

图12 FEM计算孔挤压残余应力分量分布云图[67]

图13 6061-T6铝合金断口形貌[70]

喷丸强化技术是工程中又一种常用的结构强化工艺,通过引入残余压应力并使结构组织细化,以达到改善零构件表面性能、提高抗疲劳、抗腐蚀能力等目的[77]。目前,除了采用铸钢丸和陶瓷丸进行喷丸强化外,激光喷丸、超声喷丸以及高压水喷丸等新技术相继应用,拓宽了喷丸技术的使用范围和应用领域[78]。经过喷丸处理的试样虽然在组织和微结构方面未发生明显变化,但其粗糙度、残余应力以及显微硬度等均有所提高(图14),表层晶粒细化、位错增殖以及引入的表面残余压应力对于抑制裂纹萌生、阻缓裂纹早期扩展的作用,使得喷丸强化后的裂纹萌生寿命明显提高[79],疲劳寿命分散性有所降低[80],裂纹扩展速率也有所降低[81]。然而,并非所有结构在喷丸处理后疲劳性能都会增加,研究发现2060铝锂合金薄壁结构在喷丸校形后疲劳性能提升20%左右,2524铝合金提升10%左右,2024铝合金薄壁结构的疲劳性能则下降了约10%[82]。此外,当喷丸强度太大时容易出现过喷效应而导致试件表面出现微裂纹,从而降低结构疲劳性能[83]。目前,基于多种强化工艺的复合强化工艺也受备受关注,因为复合强化可以综合多种强化工艺的优点而获得。目前,基于多种强化工艺协同效果[84],如激光喷丸+冷挤压复合强化后结构的疲劳寿命比仅激光强化寿命提高40%左右(图15),比仅冷挤压寿命提高一倍左右,表现出良好的效果[85]。因此,加强发展喷丸和其他表面工程技术的复合强化技术,如表面渗碳、渗氮与喷丸强化,以及热喷涂与喷丸强化等复合表面工程技术[86],均有望使得结构获得更好的抗疲劳性能,建议作为后续喷丸强化研究的重点方向。

图14 经不同工艺加工后TC4钛合金表面三维形貌[79]

图15 不同强化工艺的疲劳断口[85]

2.2 疲劳分析评估研究现状

采用疲劳试验与理论分析相结合的方法是确定航空结构疲劳寿命的主要方法。通过试验方法广泛测试材料/结构的疲劳寿命以获取足够的数据,进而对疲劳寿命进行预测是最直接、最有效、最准确的方法,但因试验周期长、费用昂贵、数据有限等显而易见的缺点而无法广泛工程应用。因此,研究人员一般通过对有限的试验数据进行唯象地、经验地分析和提炼,进而形成各种疲劳分析和评估方法。本节将对航空疲劳问题中的耐久性分析、损伤容限分析及腐蚀疲劳分析进行简要综述,并且对近年来作为航空疲劳分析热点的多尺度疲劳分析进行了介绍。

2.2.1 耐久性分析评估方法

航空结构疲劳寿命是通过分析和试验确定的飞机结构在给定的使用载荷/环境下从开始服役到退役的可靠性寿命,它包括工程裂纹形成寿命、裂纹扩展寿命及维修后寿命的总和。耐久性分析主要考虑结构在载荷/环境作用以及维修条件下的宏观裂纹形成寿命。现代飞机结构常用的耐久性分析方法可归纳为2类：一类是名义应力法,一类则是当量原始疲劳质量法。

名义应力法的本质是借助在常幅载荷下以名义应力表征的一簇S-N曲线,利用Miner线性累积损伤理论估算结构细节在谱载作用下的疲劳寿命,是应用最广泛的疲劳寿命分析与评估方法。名义应力法中的S-N曲线是开展耐久性分析的关键,传统S-N曲线获取面临试验周期长、费用高的问题。通过定量研究疲劳过程中试件表面温度场随疲劳微裂纹成核、萌生及扩展过程的演化规律,然后基于能量耗散理论和红外热像法建立快速评定均质和非均质材料损伤演化、残余寿命和疲劳极限的方法可以有效减少确定S-N曲线参数所需试验件数量[87]。而在P-S-N曲线拟合时,将具有累积先验信息的分层贝叶斯模型应用在概率疲劳寿命曲线估计中,可利用更少的试验样本数来获取P-S-N曲线,且可以考虑参数随机性和观测分散性等因素[88]。针对载荷顺序对疲劳寿命的显著影响,提出了多种非线性疲劳损伤累积模型,目前因为计算效率等问题,工程应用还比较有限。S-N曲线法虽然使用简便,但其仅适用于与试验构件的结构构型、载荷类型、表面状况等相近情况下的疲劳分析,当将其推广应用于不同的试验条件时,则需要结合实际情况对其使用载荷[89]、结构构型[90-92]、几何尺寸[93-95]等进行修正,且通过和有限元数值仿真相结合,对结构危险区域实现考虑多种因素的“场损伤”的分析和寿命评估[96]。

细节疲劳额定值(Detail Fatigue Rating, DFR)法是在名义应力法的基础上发展出的一种简便、可靠的耐久性分析方法[97],以结构细节的疲劳额定值作为固有疲劳特性的度量,将结构的疲劳/耐久性分析简化为类似静强度校核的方式,广泛应用于民机结构的疲劳寿命初步设计及耐久性分析阶段。该方法以Goodman等寿命模型和幂函数S-N曲线为基础,可以实现任意应力水平和平均应力下的疲劳寿命预估,但Goodman模型并不总能准确描述材料在不同平均应力下的等寿命关系,且所采用的幂函数S-N曲线限制其仅适用于3.5×103～3.5×105循环的寿命区间。因此,中国航空疲劳研究人员在细节疲劳额定值法的基础上将多种等寿命模型和S-N曲线模型相结合[98-101],发展出了结构疲劳特征值(Structure Fatigue Eigenvalue, SFE)法,无论是损伤模式、适用范围都进行了发展,满足了飞机结构耐久性/损伤容限设计要求。SFE方法由于其简便、可靠的优势,在腐蚀疲劳[102]、喷丸强化[20]、焊接疲劳[103]、多轴疲劳[104]等方面也得到应用。另外,针对军用飞机结构与使用载荷特点,从载荷谱当量等幅化、DFR许用值确定和标准S-N曲线建立几个方面进行深入研究,建立了适用于军用飞机结构的DFR方法[105]。

当量原始疲劳质量法本质上是通过特定载荷谱下的疲劳试验直接获得结构细节处的裂纹形成和小裂纹扩展特性,进而估算结构细节在类似载谱作用下的疲劳寿命的方法,它采用当量初始缺陷(Equivalent Initial Flaw Size, EIFS)尺寸分布(Equivalent Initial Flaw Size Distribution, EIFSD)来表示结构细节的原始疲劳质量(Initial Fatigue Quality, IFQ)[106]。EIFS的数学意义是将结构初始状态假定为一条裂纹[107],可以通过反推断口金相结果到时间为零来确定,它在随后的裂纹扩展中会导致一条真实的裂纹尺寸,但和结构细节中的真实初始缺陷(如划伤、毛刺和微观缺陷等)并没有直接关系,也不能通过无损检测(Nondestructive Inspection, NDI)来证实。一旦确定出合适的EIFSD,就可以用2段确定性的随机的裂纹扩展速率模型来描述EIFSD的扩展,从而可以预测在任意使用时间时的裂纹超出数概率或达到任意指定的裂纹尺寸时使用时间的累积分布,实现结构的耐久性分析。但载荷谱之间的差异性对相关参数产生影响还需进一步地研究和分析[108],且目前常用的IFQ量化评估方法属于多参数比较范畴,在某些情况下会出现评估结果自相矛盾的问题[109]。

广布疲劳损伤(Widespread Fatigue Damage, WFD)是老龄飞机结构最为危险的疲劳破坏形式[110],分为同一结构中不同部位同时出现多条裂纹的多部位损伤(Multiple Site Damage, MSD)和相邻诸元件中同时出现多条裂纹的多元件损伤(Multiple Element Damage, MED),其危险性在于多个小裂纹难以通过检查手段检出前就可能突然连通而导致结构破坏,因此广布疲劳损伤的出现即标志结构不再满足损伤容限要求。MA600和ARJ21全机疲劳试验、MA700机身等直段(图16)等国产飞机结构地面试验中也出现了广布疲劳损伤源,因此广布疲劳损伤评定问题近年来受到航空界高度关注。中国学者在共线MSD结构的裂纹萌生概率[111]、应力强度因子求解[112]、裂纹连通失效准则[113]、裂纹扩展寿命计算[114]以及多裂纹结构剩余强度[115]等方面均开展了一系列研究。由于MSD/MED初始裂纹的萌生具有很大的随机性和分散性,初始裂纹的萌生位置、长度和数量等的不确定性会导致结构的剩余寿命和剩余强度存在很强的随机分布特性,对疲劳寿命的准确评估有很大影响,因此需要从疲劳统计学的角度对广布疲劳损伤问题进行研究。将断裂力学与疲劳统计学相结合,然后借助有限元分析软件和Monte-Carlo法模拟初始裂纹萌生和裂纹扩展的过程的随机性,进而实现多裂纹随机萌生、扩展以及广布疲劳损伤发生过程模拟的方式是开展广布疲劳损伤随机性研究的有效途径[116-117]。与单一裂纹相比,广布疲劳损伤的理论及应用还相对不成熟,现行有效的CCAR 25 R4对标FAR25-96号修正案,尚未引入有效性限制(Limit of Validity,LOV),缺乏LOV制定方法,亟需建立满足国产飞机适航要求的广布疲劳损伤分析及评定体系。

图16 等直段广布疲劳试验结果

2.2.2 损伤容限分析评估方法

飞机结构损伤容限分析是指对含损伤结构的裂纹扩展寿命和剩余强度的分析。其中,裂纹扩展寿命分析主要计算结构初始裂纹在给定载荷谱作用下扩展至临界尺寸的寿命,为确定结构检查周期提供依据；剩余强度分析主要确定结构在给定裂纹尺寸下的剩余强度许用值或给定剩余强度要求下的临界裂纹尺寸。目前,飞机结构损伤容限分析以断裂力学为基础。

裂纹尖端损伤的准确表征是断裂力学的基本问题,也是预测含裂纹体疲劳裂纹扩展寿命及剩余强度的基础。应力强度因子、能量释放率、裂纹尖端张开位移和塑性区尺寸等均是描述裂纹尖端损伤的重要参量[118]。在线弹性或小范围屈服条件下,这些参量存在等效性,其中应力强度因子计算相对简单,是目前飞机结构损伤容限分析中最常用的断裂力学参数[119]。针对常用的飞机结构形式,航空界通过多年的积累,建立了典型损伤形式的应力强度因子理论解,或者通过试验数据拟合,给出了典型损伤结构的应力强度因子曲线。随着越来越多的新型结构涌现,学者们从不同方面开展了应力强度因子计算方法研究。如针对多部位损伤问题,给出针对共线裂纹的权函数,并获得其应力强度因子解析解[120-123]；针对焊接结构残余应力问题,提出了基于经典应力场权函数叠加的应力强度因子计算方法,并获得了与有限元方法一致的结果[124]。对于目前难以获得解析解的复杂结构形式,改进的虚拟裂纹闭合法解决了裂纹尖端奇异单元建模难题,在二维、三维裂纹分析方面得到了较多应用[125]。商用有限元软件内置的相互作用积分法[126]、围道积分法[127]功能也不断发展,从纯I型裂纹分析扩展到三维I/II复合型裂纹问题。

在疲劳裂纹扩展速率方面,I型裂纹常幅谱计算模型相对成熟,随机谱作用下的计算模型精度则有待提升。因此较多学者以材料试验为基础,基于疲劳损伤累积过程研究不同服役条件下的疲劳裂纹扩展行为及机理[128],并建立了一些I型裂纹低周疲劳裂纹扩展速率预测模型[129-130]。也有学者针对多种因素影响下裂纹扩展的复杂随机现象,对经典裂纹扩展速率模型进行修正,提出了含门槛值ΔKth的修正Paris公式等,提供较高的预估精度[131]。

中国学者目前对于复杂载荷作用下复合型裂纹扩展问题的研究重点在于裂纹尖端应力应变场的参数表征以及断裂准则的确定,结合试验数据分析了倾斜裂纹面及复合加载对裂纹尖端应力场的影响,基于I型及II型应力强度因子、J积分、应变能释放率以及剪应变值等断裂力学参数提出了多个复合型裂纹扩展模型[132-136]。

与平面裂纹相比,三维复合型裂纹前沿具有复杂的应力状态,扩展行为更加复杂,常沿着不规则的扩展路径形成复杂的裂纹扩展面,且受到材料属性、裂纹形状以及加载方式等诸多影响。郭万林[137-138]提出了考虑三维约束效应的弹塑性断裂理论,建立了准确描述线弹性和弹塑性三维裂尖应力应变场的双参数K-Tz、J-Tz和三参数的K-T-Tz、J-QT-Tz理论模型和三维疲劳裂纹闭合模型,在三维疲劳裂纹扩展分析和剩余强度评估方面取得了实质性进展。如何利用标准试验件的断裂韧性和裂纹扩展数据来评估含非穿透曲线裂纹的实际结构的损伤容限性能,是航空结构三维裂纹扩展分析的关键问题。郭万林团队[139]又发展了基于三维约束因子的等效厚度概念,建立了曲线裂纹线上的点与某厚度穿透直裂纹板的裂尖之间的等价关系,并对部分飞机结构进行了三维损伤容限分析[140]。同时,三维应力强度因子的混合边界元法求解技术的突破[141],为工程结构表面裂纹疲劳扩展和寿命计算提供了高效高精度分析方法。

2.2.3 腐蚀疲劳分析方法

飞机结构在服役过程中会不可避免地经受高温、高湿、高盐雾和高强度太阳辐照等严酷环境,从而产生比较严重的结构腐蚀,腐蚀疲劳裂纹从金属表面的点蚀坑开始形核、发展[154-155]。因此,腐蚀疲劳损伤的表征以及裂纹扩展中的应力和腐蚀的耦合影响分析成为腐蚀疲劳研究的焦点问题。

腐蚀疲劳的裂纹萌生寿命分析目前多采用损伤累积理论,而腐蚀疲劳裂纹扩展寿命分析则通常采用环境修正的断裂力学方法,相应地,在对腐蚀环境下材料寿命退化规律的研究中形成了2种评估方法：一种是从宏观角度考虑腐蚀环境影响的名义应力法,该方法主要以腐蚀影响系数作为腐蚀环境对材料疲劳影响衰减规律的影响表征,已有较多学者对其开展了比较系统、深入的研究[156-162],另一种是从微观角度基于电化学腐蚀理论的裂纹扩展模型,将腐蚀结构表面蚀坑等缺陷看作初始缺陷,利用断裂力学手段研究细观缺陷不断萌生、扩展进而导致结构失效断裂的等效初始裂纹法是研究腐蚀疲劳的一条重要途径。考虑到腐蚀疲劳裂纹扩展过程的影响因素众多,疲劳和腐蚀损伤的叠加模型[163]和过程竞争模型[164]在实际的应用受限,应用最广泛的还是基于环境修正的Paris公式对金属材料在给定腐蚀环境中的裂纹扩展寿命进行评价。为了对腐蚀损伤参量进行合理表征,采用蚀坑深度作为铝合金材料腐蚀损伤程度的表征,给出蚀坑深度的概率分布,并在此基础上进行腐蚀疲劳概率寿命预估。张福泽[165]基于金属最大腐蚀深度试验数据的分布规律研究,给出了金属腐蚀在给定可靠度时的分散系数建议值。然而,部分学者研究发现,仅仅采用蚀坑深度表征腐蚀损伤程度并以此计算等效初始裂纹尺寸并不合理,结果也不如人意[166-167]。基于此,研究人员考虑采用更多的形式和参量对腐蚀疲劳损伤进行表征,如蚀坑最大宽度[168]、腐蚀凹坑半圆模型、半椭圆模型和抛物线模型[169]等。

腐蚀疲劳的裂纹萌生具有很强的材料、环境相关性,不同种类的金属可能裂纹萌生机理不同,即使对于相同的材料,随着腐蚀环境的变化,材料和腐蚀环境之间复杂的交互作用也可能改变裂纹的萌生机理。同样地,由于腐蚀环境对于裂纹尖端的损伤、裂尖腐蚀产物的wedge效应等因素的影响,腐蚀疲劳裂纹扩展也十分复杂,分析方法总体上以等幅载荷疲劳裂纹扩展为研究基础,通过引入大量的参数(与材料、环境、试件结构、尺寸以及载荷等因素有关)来考虑循环载荷间的相互影响。因此,目前未能形成一种通用性强、适用范围广的腐蚀疲劳裂纹萌生和扩展分析和评估方法。此外,除了极少部分的研究外,大多数的相关研究成果仍限于实验室研究,尚未实现对航空结构腐蚀疲劳寿命进行准确评估,工程应用价值有待进一步提高。

2.2.4 多尺度疲劳分析方法

疲劳破坏过程本质上是一个从微观到宏观的跨尺度行为,一般都会经历微观小裂纹(Micro Structurally Small Crack, MSC)、物理短裂纹(Physically Small Crack, PSC)以及长裂纹(Long Crack,LC)等阶段,其中小尺度裂纹的扩展阶段占疲劳总寿命的70%～80%。由于传统线弹性断裂力学中关于材料均匀性与各项同性的假设在小裂纹分析中并不成立,且小裂纹行为受到大范围屈服的影响,也不满足线弹性断裂力学中的小范围屈服条件,因此长、短裂纹的扩展行为存在很大的差异性,小裂纹阶段的扩展速率受晶粒尺寸的影响不明显,长裂纹阶段的裂纹扩展速率随着晶粒尺寸的增大而明显减小[170]。研究晶粒尺寸效应和应力水平对GH4169合金微裂纹萌生和扩展机制的影响表明,在裂纹尺寸小于200 μm时微裂纹的扩展速率基本恒定,但当裂纹尺寸大于200 μm时,裂纹扩展速率明显加快,微裂纹的萌生和扩展占整个寿命的60%～80%,且疲劳寿命的分散性主要与裂纹萌生机制相关[171]。基于此,相关学者提出了一系列基于晶体塑性力学的微观结构裂纹萌生和扩展模型以研究材料在小裂纹阶段的疲劳行为,如晶体方向、晶粒尺寸、施密特因子、等效应力及塑性应变等。然而,微观的疲劳模型无法直接应用于宏观结构的疲劳响应模拟,需要通过多尺度模型构建微观模型和宏观模型之间的关联,将微观尺度模型的结果反映到宏观尺度(图17[172])。由于裂纹的萌生与材料微观结构密切相关,常采用并行多尺度方法将微观尺度模型的性质保留在宏观尺度上,如变分多尺度细化、特征均匀化方法和异质多尺度方法等[172]。在多尺度方法与晶体塑性理论相结合的方法中,发展出了更多的多尺度模型,如基于谱方法的晶体塑性[173]、晶粒集合法[174]、粘塑性自适应方法[175-176]和快速傅里叶变换[177]等。

图17 多尺度问题中的宏观与微观结构[172]

多尺度疲劳分析方法为实现将疲劳裂纹形成阶段与扩展阶段统一分析奠定了基础[178]。通过建立多尺度嵌套的宏细观裂纹扩展统一模型,借助有限元法或扩展有限元法可以求解跨尺度应力强度因子并将其作为裂纹扩展的控制参量,进而实现三维疲劳裂纹扩展的跨尺度分析模型[179]。文献[180]提出了一种既可以从微观尺度上描述微裂纹形核和扩展行为,又可以从宏观尺度上反映长裂纹阶段损伤累积导致的渐进式破坏过程的多尺度疲劳分析方法,该方法可以合理解释载荷次序对疲劳寿命的影响,也可以预测短裂纹阶段的形核与扩展的损伤累积过程中的疲劳寿命。文献[181]则基于晶界强化和微观结构差异性提出了MSC裂纹扩展速率的多尺度扩展模型,统一了MSC、PSC和LC裂纹扩展速率的表达式,并基于多种初始微缺口尺寸的GH4169试件的裂纹扩展和疲劳寿命试验数据对该多尺度裂纹扩展统一模型进行了验证。可以看出,多尺度疲劳分析方法可以通过跨尺度损伤演化过程的数值模拟,主动把握结构损伤的演化过程及机理,对结构的剩余寿命预估和剩余强度评估从细观的维度提供可行、高效的数值研究手段。

多尺度疲劳分析方法目前正在快速发展,它所具有的独特优势使得从微、细观层面研究疲劳损伤机理和演化过程,以及统一目前割裂的裂纹萌生分析和裂纹扩展分析模型成为可能。然而,目前所开展的研究工作大都是在材料层面探讨疲劳损伤如何在微/细观尺度上演化、发展进而导致宏观尺度上结构疲劳破坏的,研究对象也多是实验室中的试件,尺寸较小,缺少直接将多尺度疲劳分析方法应用于工程构件从而对工程结构实际应用产生指导作用。其次,为了深入描述微/细观机理,得到精确的损伤演化数值解,需要在结构模型中植入很多微/细观细节,这往往会导致模型网格数目过多,使得计算成本很高甚至无法计算,因此现有多尺度疲劳分析方法中存在着计算精度与计算代价之间的博弈,且在现有技术条件和计算能力下这种博弈短期内难以解决,如何建立多尺度模型以最优的计算代价从微、细观维度研究工程结构的跨尺度损伤机理及演化过程,进而开展宏观层面的剩余寿命和剩余强度评估是一项具有挑战性又具有重要价值的工作。

2.3 疲劳试验技术研究现状

2.3.1 积木式验证思想及发展

当前飞机结构疲劳试验基本都在按照“积木式”的思想来规划和设计,这种验证方法通常从小试验开始,经过结构元件、典型结构件、组合件和部件,最后到完整的全尺寸结构。试验的规模越小,验证的内容相对越单一,干扰因素越少,结果的可靠性也相对越高,这样每个层次的工作都建立在前一个层次所积累的可靠数据基础或方法之上。不同的标准或规范中对“积木式”的层次划分是不完全相同的。GJB67.14大致分为试样、元件(包括典型结构件)、组合件、全尺寸件4个层次。GJB775.1中虽然并未提到“积木式”的概念,但其对于设计研制阶段的试验也划分了元件试验、许用值试验、部件试验和验证阶段的全机试验4个层次。实际工程中,可将“积木式”层次划分更为细致并作适当组合和调整,如某型机的积木式试验规划分为5层,分别是材料/试样/细节、典型结构件、组合件、部件、全机,见图18。

图18 某型机疲劳试验积木式规划方案

使用“积木式”方法可以在满足所有的技术、规范以及用户要求的情况下,通过不同层次试验来降低研制计划的费用与风险。在“积木式”设计和验证的思想下,设计研制过程能在计划进程的早期更有效地评定技术风险。在制定研制计划时多采用低成本的小试验件试验,只需要较少量高成本的部件和全尺寸试验件试验,在条件满足的情况下用分析来取代一部分试验,这就实现了资金的高效利用,同时这也符合适航规范的思想。

对于增材制造、摩擦焊接等新工艺、新结构的验证,试验规划思想由之前“金字塔”式向“阶梯”式转化,如图19所示。“阶梯”式规划通过增大底层试验来研究材料、工艺中的不确定因素,充分获取其可靠性结果,同时减少上层的组件、部件及全尺寸结构试验数量,在满足规范、条款要求的同时,达到提高验证效率减少经费的目的。

图19 积木式试验规划思想的发展

2.3.2 壁板类疲劳损伤容限试验

飞机机身/机翼结构主要由平直/曲壁板组成,是关键承力结构,力学边界复杂,承受拉伸、压缩、剪切、气密载荷以及这些载荷的复合载荷等多种载荷情况,具有载荷工况多、载荷大、复合加载协调及边界力学模拟精度要求高等特点。中国以前仅能完成单一载荷工况或简单复合工况试验,制约着飞机疲劳强度性能的验证。通过对飞机壁板边界要求及受载情况分析,设计可旋转随动加载框架,从而解决了机身/机翼壁板的拉伸/压缩与剪切载荷干涉分离难题,形成了拉伸、压缩、剪切和内压等4种载荷共11种组合在一套试验装置上进行的加载方法[182-183]。此外,按照机身/机翼不同部位壁板的承力特性,采用合页和弓形夹具成功模拟了大型壁板复杂载荷的边界条件,有效减少了试验件边界影响区域,扩大了试验件的有效考核范围,支持了机身/机翼试验规划及试验部位截取。基于上述技术研制了一体化自平衡的复杂载荷下大型平直/曲壁板试验装置和系统[184],试验频率从1 次/分钟提升至2 次/分钟,具有施加气密载荷0.15 MPa、拉伸载荷4 000 kN、压缩载荷4 000 kN、扭矩载荷3 000 kN·m的试验能力,可完成长4 000 mm、宽3 100 mm的平直壁板和半径在1 500 mm～3 500 mm范围内曲壁板的静力/疲劳/损伤容限试验,并形成了加载吨位覆盖10 000 t的系列化试验装置,如图20所示。该项技术成功应用于ARJ21、C919、Y20、AG600和MA700飞机机身/机翼壁板静力、疲劳和损伤容限试验,实现了多种载荷同时作用下大型壁板疲劳性能综合考核。

图20 基于六自由度平台的机身曲板试验装置及系列化壁板试验装置

2.3.3 结构机构疲劳可靠性试验

大型飞机高升力结构/机构是保证飞行性能和安全的重要部件,其在复杂气动载荷及驱动载荷下的服役可靠性验证至关重要。自“十一五”起,中国在充分考虑运动机构支持边界、机翼变形、运动轨迹和载荷谱要求的基础上开展了以下技术攻关：① 针对机翼自身大变形问题,设计了调节弯曲变形的工装模拟件,给出了考虑机翼弯曲和扭转变形影响的边界刚度模拟方法；② 针对大偏角襟、缝翼可动翼面运动特点,编制了可供实施的气动载荷谱,实现了襟、缝翼运动轨迹和气动载荷同步协调加载；③ 针对襟、缝翼翼面气动载荷的特点,选取合适的拉压垫材料及工艺,实现拉、压双向载荷的施加,并提出拉压垫单点双作动筒随角度变化而调整载荷大小的随动加载及控制方法,误差控制在1%以内,实现飞机真实历程载荷的随动实时加载；④ 研制了大型飞机襟、缝翼运动机构随动加载疲劳可靠性试验系统(图21)。该试验系统已成功应用于ARJ21飞机襟缝翼机构疲劳可靠性验证试验,解决了襟、缝翼等可动机构疲劳可靠性精确加载的试验难题[185]。

图21 某型机襟缝翼结构/机构疲劳可靠性试验系统

为了真实准确地反映所有飞行姿态下襟翼翼面受载情况,解决现有的加载方式复杂、精度不高等问题,同时兼顾翼面的展向方向的弯度变化,开发了多自由度襟翼功能试验加载方法,该方法采用上下两层加载方式,上平台用于气动载荷的施加,下方多自由度平台用于控制上平台运动轨迹,通过调节多下方多自由度随动平台矢量控制,使上层支持平台与翼面的运动轨迹一致,能覆盖偏转角度50°,如图22所示,可满足襟翼、缝翼、方向舵等可动翼面的随动加载验证[186]。

图22 多自由度随动加载平台

对于起落架结构疲劳可靠性验证试验,试验状态尽可能地与实际使用状态吻合、试验载荷尽可能地模拟真实使用状态载荷是试验的关键。针对各类型军、民机型的各结构构型、各尺寸的单支柱起落架结构综合性验证问题,开发了起落架变行程随动疲劳可靠性试验装置和起落架收放疲劳可靠性试验装置,见图23,可满足Y20、AG600[187]等大吨位、大尺寸的起落架疲劳试验,能避免大工作量换装,提高试验精度,可缩短试验周期3/4以上。

图23 起落架变行程随动疲劳可靠性试验装置

2.3.4 水陆两栖飞机试验

大型水陆两栖飞机特殊的功能需求使得飞机结构不仅要承受空气动力载荷及地面载荷,还要承受飞机在水面起飞、降落、滑跑所带来的水动载荷,与传统陆基飞机相比,载荷形式更多样、载荷分布更复杂[188]。同时,V型船身、机身断阶等水陆两栖飞机特有的结构形式也与传统陆基飞机有明显差别。针对水陆两栖结构水动载荷分布复杂,离散点加载无法准确模拟船体连续分布载荷的难点,建立了连续超弹性体传载与叠加模型,突破了超弹性体夹层式加载技术,解决了大面积连续复杂压向水动载荷准确施加的难题[189]。针对密集压向传载系统稳定性要求高,而又不能限制结构变形的矛盾,提出了基于复杂机构自由度分配的自适应多级压向加载系统设计方法,确保了水动载荷作用下结构发生刚体位移和局部变形时水动载荷施加精度和装置的稳定性。复杂分布水动载荷精准模拟技术已经应用于AG600大型水陆两栖飞机全机试验中,见图24。与常规加载方式相比,载荷模拟误差从9.8%降低至3.1%,误差降低68%,确保了V型及双曲变截面船体连续分布水动载荷的准确施加。

图24 水陆两栖飞机试验

2.3.5 全机疲劳试验及加速技术

新型飞机研制中通常要开展全尺寸疲劳试验,以验证结构的耐久性/损伤容限性能、分析方法、制造工艺、损伤检测方法等,暴露早先未识别出的结构疲劳危险部位、薄弱环节,为结构设计和制造工艺的改进提供依据。全尺寸疲劳试验可以对飞机各主要部段分别进行,也可以对整机直接考核(襟缝翼、起落架及发动机架等部件试验仍要单独进行),即全机疲劳试验[190]。中国先后开展了运七、运八、MA600、运12F、ARJ-21等民用飞机以及JH7、J10、J15、大型运输机等军用飞机的全机疲劳试验(图25),经过不断的实践和创新,掌握了一体化加载框架设计、基于卡板/拉压垫的硬式加载、多通道协调控制加载、翼面随动加载等技术,在试验支持、加载、测量等硬件设施方面达到了与国外相当的水平[191]。

图25 中国开展的部分全机疲劳试验

全机疲劳试验是最复杂、最昂贵、最耗时的试验工作。由于中国系列化机型的试验和服役数据积累相对较少,型号研制中底层研发、支撑试验规划相对薄弱,暴露问题不够充分,导致全尺寸疲劳试验考核结构或部位过多,试验载荷谱复杂度增加,试验中非预期损伤相对较多。欧美等国家由于飞机设计和制造水平较高、继承性好,加之在验证试验的总体设计和试验过程中采用了大量先进技术,能够在较短的时间内完成试验,保证了研制项目的顺利进行,A-380疲劳试验只运行了26个月,而中国Y8飞机的全尺寸疲劳试验运行了8年,过长的疲劳试验周期,已经成为制约中国飞机研发的瓶颈,影响着整个飞机技术和产业的发展。

MA600型飞机全机疲劳及损伤容限试验预计完成100 000次起落的疲劳试验、25 000次起落的损伤容限试验,试验周期长、难度大,为确保试验正常进行,并充分暴露薄弱部位,在试验中采用了多项试验新技术,包括：① 对载荷谱进行了“等速率加载”优化使加载更快捷；② 翼面采用卡板、拉压垫加载方式,提高了加载模拟精度；③ 合理的一体化框架设计技术,方便试验中的检查,解决了全机“0 g”扣重实施问题；④ 大容积充气加载技术,提高了加载频率；⑤ 采用压电裸片、压电智能夹层和声发射等损伤监测方法,提高了损伤检出概率；⑥ 试验实施过程的综合管理技术,确保了试验安全、有序运行。新技术的使用缩短了试验周期,提高了试验技术水平,试验安装时间仅为以往同类型疲劳试验的一半,试验频率由48起落/天提升至90起落/天,提高了近一倍[191]。

2.3.6 损伤识别及测量技术

飞机结构地面疲劳试验是飞机全寿命过程在时间刻度上的“压缩”,疲劳试验中的无损检测是获得结构损伤的发生、发展变化数据、查找结构薄弱部位的重要技术手段。鉴于无损检测面对的对象材料和工艺种类多、结构形式复杂、检测环境严苛、损伤检测灵敏度和可靠性要求高等突出特点,以及各种无损检测方法对不同损伤检测的敏感性存在差异,研究人员从检测方案制定和检测工艺研究、结构损伤识别与量化表征、专用检测系统开发和检测技术规范制定等方向开展技术研究,突破了以下关键技术：① 新材料、新工艺、新结构的损伤原位检测与表征技术,形成了涵盖金属[192]、复材和橡胶等材料的原位无损技术能力,复合材料最小可检损伤尺寸3 mm当量,金属结构裂纹最小可检尺寸1 mm[193]；② 疲劳裂纹的扩展实时监控与测量技术,分别研发了基于银粉涂层传感器[194]和高分辨率视频监测的裂纹扩展测量系统,实现了对疲劳裂纹扩展的实时监测,裂纹测量精度达0.3 mm；③ 损伤快速化检测与评估技术,实现了超声相控阵、红外热成像、数字射线等一批无损检测新技术的工程化应用,大幅提高了无损检测效率；④ 飞机结构的原位无损检测工艺技术[195],制定了飞机典型复合材料和金属结构原位无损检测对比试块的研制规范,建立了复合材料层板(含加筋板)及夹芯结构、金属接头结构、多层螺接/铆接结构、紧固件及紧固件孔等典型结构的原位无损检测工艺程序,研发了复合材料软接触水膜探头及便携式原位超声C扫描检测系统[196]、民机结构损伤与无损检测知识数据管理系统等。相关研究成果已经应用于J20、运20、ARJ21、C919等多型航空器强度试验和外场的无损检测,见图26。

随着航空结构健康监测传感技术的发展,地面试验中已经开始采用基于导波和声发射的损伤监测技术,利用结构损伤与监测信号特征之间的关系,再经过信号处理、监测算法和模式识别等,就可以识别损伤的位置、大小和类型[197-199]。图27 显示了基于导波的机身损伤监测,图28显示了基于声发射的起落架接头损伤监测。此外,在某型机翼的疲劳试验采用结构健康监测集成系统对其应变和损伤等进行了综合监测,如图29所示,发挥了较好的作用。

图28 基于声发射的起落架接头损伤监测

图29 结构健康监测集成系统在机翼试验中的应用

2.4 飞机服役寿命管理研究现状

随着飞机结构研制水平的提升,飞机服役寿命延长至20～30年。为了确保飞机在运营、服役期间的安全性和可靠性,保证持续的适航能力,需要对飞机结构的疲劳寿命在全寿命期内进行管理。飞机结构疲劳寿命服役管理的基本思想是,利用先进的结构健康监测(Structure Health Monitor,SHM)技术对飞机在使用过程中的性能衰退趋势进行实时的监测,对可能发生疲劳破坏的危险部位进行提前预警,结合对危险部位的剩余寿命和剩余强度预估,建立维修决策模型(如飞机维修费用优化模型、飞机使用率优化模型)和最优维修方案,在保障飞机安全的同时提高机队的经济效益和战备执勤率。因此,研究一套适用、有效的飞机疲劳寿命服役管理办法,使得维护人员通过对飞机服役状态的监测、评估、预测和管理,合理安排飞机机队的运营与维修时段,可显著降低飞机运营的风险和成本。本小节从飞机的单机监控技术以及定/延寿方法的研究进展着手,对近年来飞机疲劳寿命服役管理方面的研究成果进行了简要介绍。

2.4.1 单机监控

飞机单机寿命监控是疲劳寿命服役管理的一个重要辅助手段,可以通过安装在飞机上的传感器直接监测结构裂纹、腐蚀等损伤和损伤水平,使结构损伤能够被及时发现并修复,以保持持续的结构完整性。其中,结构健康监测(SHM)技术是单机寿命监控的核心。由于飞机结构材料批次、制造质量、使用环境及任务历程等存在差异,导致机群中个体的疲劳寿命存在一定的差别。SHM技术通过布置在飞机关键部位的传感器对飞机结构的使用环境(载荷、振动、温度、腐蚀等)进行实时监测和分析,获取飞机结构的使用环境和受载情况,诊断结构健康状态,进而对飞机使用维护和结构检查维修的决策进行合理指导。单机监控技术的功能划分为5个层次[200]：① 判断损伤有无；② 损伤位置定位；③ 损伤类型及程度判断；④ 结构剩余强度/寿命评估；⑤ 结构完整性评价。其中,单机疲劳损伤判断及评估是实施单机寿命监控和后续结构完整性评价的重要环节,也是单机监控目前研究的重点。张福泽[201]在机群飞机通过全尺寸疲劳试验已给出平均总使用寿命和各次翻修寿命的基础上,通过各次翻修寿命、总使用寿命和损伤的计算,给出了单机监控飞机各个节点上的结构损伤判据,以监控飞机在各个阶段上的剩余疲劳寿命。飞机单机寿命监控的主要步骤和内容,包括关键部件的选择、传感器的选择和布置、结构损伤监测、结构修复、结构修复后的管理等部分[38],如图30所示,主要实施步骤如下：

图30 基于结构损伤监测的飞机结构完整性控制技术原理框图

(1)关键部位选择。通过计算分析、结构试验和设计维修经验,可以确定影响飞机飞行安全的关键结构,通过计算分析确定该部位的临界尺寸。飞机结构关键部位一般可以分为疲劳关键件、腐蚀关键件和腐蚀疲劳关键件。对于疲劳关键部位,需要在全机范围内确定出疲劳关键件的基础上,筛选关键件的疲劳薄弱部位。腐蚀关键部位主要受腐蚀环境作用,承受应力水平较低,在全寿命期内不会发生疲劳破坏,不需进行结构疲劳修理。对于腐蚀疲劳关键部位,需要在筛选出腐蚀关键件的基础上,结合疲劳关键部位的确定方法再进行筛选。

(2)传感器的选择与布置。根据监测部位的特点和临界尺寸选择传感器的类型、传感器的监测范围、传感器与结构的集成方式。目前,可用于结构健康监测的传感器种类很多,如何根据被监测部位的特点和损伤类型选择合适的监测传感器是飞机结构损伤监测技术实际应用中需要解决的关键问题。目前结构损伤监测领域常见的监测手段如表1所示。可以看出,各类监测手段各有特点及适用的区域,所以需要针对监测部位的特点合理地选择监测传感器。

表1 结构损伤监测中常用的传感器及其功能

(3)损伤的监测以及评估。在实际服役环境中使用传感器和结构损伤监测系统监测结构的损伤状态,若无损伤则持续监测。监测过程中若发现损伤(裂纹)则给出损伤的大小(裂纹的长度),并判断结构是否需要修理。若结构不需要修理则继续监测损伤(裂纹)的扩展情况,并持续评估是否需要修理；若结构需要修理,则进行修理的经济性评估。

(4)结构的修理。若修理是经济的,则制定修理方案,进行修理或更换(如起落架)；若修理已经不经济,则停止修理,说明结构已经到寿。

(5)结构维修后的评估与管理。对修理后的结构进行分析,判断结构的危险部位是否发生转移。若危险部位发生转移,则需要重新进行关键部位的确定,并重新选择和安装传感器进行监测。若危险部位未发生转移,则需要在原来的监测部位安装新的传感器后继续进行监测；这是因为损伤的大小可能超过传感器的监测范围,并且在对结构维修时可能损坏传感器,所以需要重新更换传感器。

基于中国目前的技术水平,单机监控主要针对影响飞机安全和机体结构寿命的疲劳/断裂关键件进行健康监测和损伤预估,这些关键结构主要依靠工程经验、全机有限元分析、关键件细节应力分析以及模拟件疲劳试验等方法进行筛选。在对疲劳/断裂关键件进行损伤监控和预测时,单机监控的SHM系统目前主要采用“在线测量、离线分析”的方式,及依靠SHM机载系统对结构使用载荷/环境有关的数据信息进行采集和记录,然后将数据下载到地面系统进行数据的综合分析处理,结合飞机结构的设计分析资料、试验数据、制造和使用维护信息,对飞机关键结构开展结构损伤评估,诊断结构健康状态并预测剩余寿命等,进而指导制定结构检查、维修计划[202]。

2.4.2 飞机定/延寿

与国外相比,中国民用飞机型号研制起步晚,技术积累相对较少。中国主流民用飞机有ARJ21、AG600、MA700及C919等,其中ARJ21也已服役,AG600、MA700和C919也即将投入运营。因此,中国的民用飞机相对较新,机龄相对较小,定/延寿问题并不突出。中国大多数军用飞机在过去的使用过程中存在“飞少停多”的局面,这意味着多数军用飞机的平均年飞行强度不足,仅占日历寿命的1%～4%,甚至更低。大量事实表明,地面停放时间越长,飞机结构的腐蚀情况越严重,而腐蚀又会降低结构的疲劳品质,加速损伤演化,缩短结构寿命；年平均飞行时间较多的飞机,其腐蚀问题相对较少,更主要的是疲劳问题。所以,日历寿命实际上是中国现役飞机使用寿命的主要控制指标。针对中国军用飞机使用中存在的腐蚀、疲劳以及腐蚀疲劳问题,中国科研人员开展了大量的基础理论方法研究,以期控制影响飞机结构寿命的腐蚀、疲劳及腐蚀疲劳问题,实现飞机结构使用寿命的准确评定和合理延长。

飞机结构日历寿命的影响因素多且复杂,属于金属疲劳、腐蚀、损伤力学和表面工程等学科的交叉。张福泽[203]对飞机结构的日历寿命评定进行了系统、深入的研究,发现了金属和防护涂层的腐蚀规律,建立了金属和防护涂层日历寿命确定方法[204]、飞机结构总日历寿命和翻修期的确定方法[205]、飞机结构可靠性处理方法[165]、等腐蚀损伤三维温湿谱的编制方法[206]以及飞机结构日历寿命的“区域定寿法”[207]。何宇廷等[208]基于飞机结构寿命包线的概念给出了飞机结构在安全使用条件下疲劳寿命与日历寿命的边界线,通过考虑疲劳寿命与日历寿命的相互影响关系,提出了通过预腐蚀疲劳试验确定飞机结构寿命包线的腐蚀影响系数法,建立了典型服役环境下飞机结构腐蚀疲劳关键件的剩余寿命预测方法,为飞机结构日历寿命评定奠定了基础。陈跃良等[209]依据铝合金在海洋大气中的腐蚀机理,对沿海地区空气中气溶胶的产生、转移及沉积进行了研究,分析了其影响因素,建立了由具有直接物理意义的参数(如风速、风向、湿度及地理环境等)联合表示的地理腐蚀因子,通过将地理腐蚀因子与不同试验点试验试件腐蚀质量损失进行对比,证明了用地理腐蚀因子预测大气腐蚀的可行性,为通过试验条件模拟飞机结构实际服役环境进行开展寿命评定提供支持。

飞机结构延寿的方法有很多,比如：耐久性修理、结构加强、更换结构、加强检查、损伤容限分析、单机寿命管理与全机疲劳试验等,这些方法和技术都可以延长飞机结构的使用寿命。而且,随着飞机结构设计、分析、验证及维护技术的发展,一方面可以通过采用新的工艺和技术升级或改装等措施,提高一款新组装或新研制的飞机机体结构寿命,另一方面能够利用工艺改进和新材料应用等手段修复结构关键件,延长机体结构服役寿命。将同型号飞机结构的试验数据与服役使用数据当量为相同载荷环境下的当量使用数据,进而对其进行数据融合和可靠性分析,建立了飞机结构疲劳/耐久性安全寿命的当量延寿法,可以综合考虑试验飞机的试验数据和服役飞机的使用信息,合理放宽疲劳安全寿命的使用限制。此外,可通过合理调整飞行科目的顺序、低强度与高强度飞行训练的穿插、根据任务类型选择不同损伤度的飞机等服役使用计划的调整,有效减小疲劳损伤的累积和疲劳裂纹的扩展,实现飞机结构寿命消耗的主动控制。

在飞机定/延寿试验方面,中国飞机强度研究所于2017年完成了某型机再延寿全机状态500飞行小时疲劳试验。全机状态疲劳试验共6种飞行典型工况,包括245种载荷情况,试验历时25天。上述全机疲劳试验的开展确保了再延寿飞机机体结构的疲劳关键部位的安全性和可靠性,并为修订苏系列飞机三次大修修理大纲提供依据。此外,中国飞机强度研究所针对某型苏系列飞机的再延寿开展了前缘襟翼操纵系统疲劳试验,完成了3种工况的4 000飞行小时的疲劳试验,验证了前缘襟翼操纵机械部分的疲劳寿命,确定了前缘襟翼操纵系统机械部分的疲劳薄弱部位,为前缘襟翼操纵系统再延寿提供依据。中国飞机强度研究所还对某型苏系列飞机的主起/前起落架、水平尾翼、襟副翼、阻力伞固定接头、减速板、垂尾等关键部件进行了再延寿试验验证,形成了完备的军用飞机结构细节级、结构级和部件级的延寿验证技术。航空工业直升机所基于真实腐蚀环境数据完成了数百件涂层防护体系的湿热暴露试验、紫外线照射试验、低温疲劳试验和盐雾试验,获得铝合金与合金钢4种涂层防护体系的腐蚀日历年限值,为某型直升机的寿命评定和延寿奠定了基础。

中国飞机结构定/延寿技术的发展起步较晚,结构延寿方面还处于初步阶段,延寿试验验证实践工作较少,主要集中于早期引进的苏系列飞机结构的延寿,技术成熟度低。因此,后续研究可从基础理论体系研究、数值仿真分析方法、新材料、新工艺(表面处理、喷丸强化及涂层防护等)及结构改进、维修等方面开展研究,以期延长中国飞机的服役寿命,提升军事和经济效益。

3 展 望

经过多年发展,中国航空疲劳研究已建立了一套比较完整的抗疲劳设计、疲劳分析评估、抗疲劳制造、疲劳试验验证以及服役寿命管理的体系,包含了损伤演化及累积规律、裂纹萌生及扩展分析、服役环境及制造工艺影响、无损检测及健康监测、维修计划及方案制定和飞机结构定/延寿等研究内容,实现了从飞机的设计、制造、试验以及服役等全过程的耐久性/损伤容限设计思想的实践,为中国的航空工业的快速发展提供了强有力的支持。然而,随着新材料、新工艺、新结构的逐步应用、新型数字化分析工具的快速发展、服役环境的严苛化和复杂化等问题,使得航空疲劳的研究目前面临着诸多挑战。本文从研究尺度的多维化、设计要求的综合化、服役管理的数字化和分析工具的国产化等几个方面对中国航空疲劳研究的发展进行展望。

(1)研究尺度的多维化挑战

材料在循环外载的作用下内部晶粒处会产生位错并逐渐塞积,然后形成损伤、演化并累积到一定程度便产生微观裂纹,微裂纹逐步扩展至宏观裂纹进而导致结构破坏。因此,材料的疲劳本质上是一个从微观到细观再到宏观的发展过程。以前由于测试工具、分析手段、计算能力等多方面的限制,研究人员只能从材料应力、应变、温度等宏观物理量着手研究其与疲劳寿命的关系,建立了唯象的宏观疲劳分析模型。这些唯象模型虽然能够比较准确地预测结构的疲劳寿命,但其无法揭示疲劳破坏的内在物理本质。随着高分辨率扫描/透射电镜、高精度液压伺服疲劳机以及高性能计算机的发展,使得从微观层面对疲劳现象进行研究成为可能。虽然目前的计算能力还不能满足全尺寸模型的微细观建模,但多尺度的宏-细-微观一体化研究方法使得可以在局部关心区域开展基于晶体塑性理论的微细观疲劳分析,而在其他区域则仍然按照传统的宏观疲劳分析方法进行。多尺度疲劳分析方法可以建立从材料的损伤出现、微裂纹萌生、裂纹扩展直至破坏的全寿命过程的一体化分析,即可以从微观层面进行反映物理本质,解释疲劳损伤机理,也可以从宏观层面描述物理现象,进行快速寿命评估。然而,多尺度疲劳分析研究目前仍处于初步发展阶段,多数研究属于基于实验室的理论研究,距离应用于工程实际还有较远的距离。

(2)服役环境的复杂化挑战

飞机结构的服役环境往往比较复杂,不仅需要经受气动载荷所带来的常规疲劳问题,同时还要考虑部分结构的振动疲劳问题、空中杂物或地面设备对于机身的冲击问题以及高速飞行所面临的高温问题。以往飞机结构设计仅重点考虑结构的常规疲劳问题。然而,随着航空疲劳研究水平的进步,在已能较好解决常规疲劳问题的基础上,需要考虑静/动/疲/热/声振/腐蚀等更多影响因素对航空结构疲劳寿命的影响。因此,需要开展多重工程环境影响下的结构疲劳破坏响应关系研究以及多物理场耦合加载疲劳试验系统研究,发展飞机结构设计中的抗振动/冲击/腐蚀/热的疲劳设计及优化技术。尽管各种因素对于疲劳寿命的影响已有研究,但多种因素的耦合影响以及各种因素之间的相互影响均需要比较深入地开展,进而为飞机结构设计中的多因素综合优化设计提供支持。

(3)服役管理的数字化挑战

传统的飞机在服役/运营期间需要按照维修大纲所制定的检修周期对飞机结构进行检查和维修,对于某些部位还需要进行拆卸检查。基于数字孪生的数字化全寿命周期疲劳分析与健康监测技术有望为飞机结构的服役管理提供新的方式。通过考虑材料、工艺、装配、载荷以及维修信息,并将其反映在飞机结构的数字孪生模型中,结合健康监测的数据信息,可以对飞机在运行过程中可能出现损伤和发生破坏的危险部位提前预警,并结合维修数据库给维修人员提供相应的维修方案。数字孪生技术应用于航空结构是大势所趋,但其目前也面临诸多问题,如高保真度飞机结构数字孪生模型的构建与高效求解,设计、制造、载荷及监测信息与数字孪生模型的融合与驱动,多通道海量数据的交互与管理以及高精度快速响应的损伤评估、位置确定和及时报警等均亟需解决。

(4)分析工具的国产化挑战

高精度的结构应力应变响应分析是开展航空疲劳研究的基础。中国目前应用的有限元分析软件如ANSYS、ABAQUS和NASTRAN等,以及疲劳和损伤容限分析软件如MSC.Fatigue、FRANC 2D/3D以及NASGRO等,均为国外软件公司所开发。自从2018年中美“贸易战”揭幕以来,美国等西方国家对于核心关键高端工业软件的控制成为了遏制中国发展的重要战略手段之一。虽然截止目前上述结构分析和疲劳/损伤容限分析软件的应用未受到明显的影响,但未雨绸缪、曲突徙薪,开展大型工业级结构分析软件和疲劳/损伤容限分析软件已刻不容缓。如何在国产自主软件HAJIF等基础上进一步扩展分析功能、提升分析效率、提高计算精度等是建立中国航空疲劳研究分析软件所必须攻克的难题。