國外航空疲勞研究現狀及展望

孫俠生,蘇少普,孫漢斌,董登科

1.中國航空研究院,北京 100029

2.中國飛機強度研究所,西安 710065

飛機結構要兼顧功能性與經濟性,要求具有重量輕、壽命長、可靠性高、安全性好等特點,使得飛機結構設計日趨復雜,疲勞問題更加突出,使用維護難度加大[1]。航空疲勞問題是影響在研/在役飛機性能的關鍵因素之一,嚴重影響飛機的機動性、可靠性及安全性等。為滿足飛行器對服役環境的嚴酷要求以及新型號研制中的高性能技術指標要求,航空疲勞問題研究需要貫穿于飛機整個研制和運營的全壽命周期中,應予以重點考慮及關注。

自1908年第一次萊特兄弟飛行事故后,航空領域專家學者開始關注航空疲勞問題,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性特點,從材料研發、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、材料等多學科耦合的科學問題；從載荷譜編制、制造工藝控制、結構/機構疲勞分析、全尺寸結構試驗、損傷檢測及健康監測等方面來講,這是一個綜合設計、制造、分析、驗證及維護管理的工程技術問題。經過一個多世紀航空器設計理念的不斷發展,盡管航空疲勞基礎理論得到發展與完善,但隨著新一代飛機設計要求的不斷提高以及航空可靠性設計理念的推廣,航空疲勞問題層出不窮,至今仍是型號研制關注的熱點和難點。

本文總結了國外近些年航空疲勞研究成果,從設計理念發展、長壽命設計技術、疲勞分析模型、方法及工具發展、疲勞試驗技術、結構健康監控及老齡飛機延壽等方面探討了目前航空疲勞關注的熱點問題及進展,指出了滿足現代飛機長壽命、輕質和高可靠性設計要求的航空疲勞研究所面臨的挑戰,為航空疲勞未來發展提供技術參考。

1 航空疲勞事故對飛機結構強度設計理念的推動

自1829年德國礦業工程師W.A.Albert利用反復加載試驗研究金屬疲勞問題開始,疲勞研究成為工程界一個持續關注的熱點。工程界第1個抗疲勞設計案例為19世紀W?hler調查的鐵路車軸疲勞失效問題,研究結果表明車輪車軸的初始設計未考慮應力集中效應的影響,導致接頭接觸點處產生了極高的局部峰值應力,產生疲勞損傷,從而引發車軸破壞。為此,工程學者采用了基于工程經驗的大半徑倒角連接抗疲勞設計方法,有效地降低了局部應力集中,避免了疲勞損傷的產生。這個車軸疲勞失效問題可謂是疲勞研究發展的里程碑[3]。

飛機結構設計最初主要關心結構本身的最大承載能力,屬于靜強度設計范疇,這也是最早發展成熟的設計規范之一[4]。1908年首次空難的發生使航空疲勞問題進入工程設計者視野,自此飛機結構的靜強度設計理念發生轉變,到20世紀30年代發展為基于線彈性疲勞觀念的“安全壽命”設計,其設計理念是通過限定結構的疲勞壽命來保證結構安全,安全系數選取是“安全壽命”設計的關鍵因素。

1948年,搭乘40名乘客的Martin-202飛機發生了機毀人亡的航空事故,事故調查結果表明,由于結構設計欠缺和疲勞敏感材料導致飛機翼梁接頭產生疲勞裂紋,進而引發結構破壞,造成嚴重事故,隨后美國宇航局便開始對各種改進設計的接頭進行疲勞試驗研究。1954年彗星-1號飛機的2次致命墜毀事故引發航空設計界大范圍考慮疲勞對飛機結構的影響。事故原因一方面在于機身蒙皮過薄,另一方面在于全尺寸機體疲勞試驗中高載遲滯效應帶來的試驗結果失真[5-6]。飛機主要結構的損壞使得50年代的飛機事故增加,這也使得飛機結構設計理念再次發生轉變。美國民航局在1956年修訂民用航空規章,規定結構設計理念除了抗疲勞(安全壽命)設計之外,也需要采用破損安全強度設計,該設計理念為飛機某一主結構局部損壞或完全破壞時,其負載由臨近的其他結構分擔,通過設計保障結構安全。

這一時期假設新交付的飛機結構是完好的,在整個飛機使用壽命期間,結構不會發生可見的裂紋。然而,結構在加工和使用中也可能會產生初始缺陷和意外損傷。這些初始缺陷(或損傷)在飛機使用中發生擴展會導致發生“低應力脆裂”,致使按照安全壽命設計或破損安全壽命設計的飛機發生危險。因此,美國空軍于1974年頒布軍用規范《飛機損傷容限需求》(MIL-A-83444),規定以后的軍機研制必須采用“損傷容限設計”,F-16為率先采用該設計理念的美國軍機[7]。損傷容限設計假定結構在使用前就帶有初始缺陷,但必須把這些缺陷或損傷在規定的未修使用期內的增長控制在一定的范圍內,在此期間,受損結構應滿足規定的剩余強度要求,以保證飛機結構的安全性和可靠性[8]。同時,美國聯邦航空局在FAR25-45號修正案指出,對適用的結構必須采用損傷容限設計。要充分考慮結構中可能存在的缺陷、裂紋或其他損傷,通過損傷容限分析與試驗,保證含損傷結構具有足夠的剩余強度。

隨著飛機設計更加注重安全性、經濟性及功能性要求,1985年,美國頒布實施MIL-A-87221軍用規范,新提出了耐久性設計及要求,這是美國飛機設計思想的又一次革新發展。自此,耐久性和損傷容限設計思想不斷地與現代科技成果相互發展和完善,并及時制定相應的規范標準。1988年發生的Aloha航空事故,引發了國際航空界對老齡飛機疲勞問題的關注,在適航標準中考慮了飛機結構廣布疲勞損傷相關要求。目前,飛機結構強度設計思想已發展為保證結構安全的可靠性設計思想,將影響結構安全的多種因素作為隨機變量,從概率統計理論出發,定量確定各主要因素對結構安全性的影響[9]。

在發布結構強度設計規范的同時,美國空軍于1972年正式頒布了第1份飛機結構完整性的軍用標準——MIL-STD-1530,其主要內容覆蓋了結構設計、研制及飛機結構管理的整個過程,系統地給出飛機結構設計和驗證的總要求。縱觀美國飛機結構完整性大綱標準的發展,最初飛機結構完整性大綱標準由空軍制定并頒布,僅由美國空軍使用。2002年飛機結構完整性大綱標準改為由空軍制定、國防部頒布、美國空海軍通用,擴大了標準的使用范圍[10]。此外,由于飛機結構安全性具有特別重要的地位,飛機結構完整性大綱標準從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,共經歷了8個版本,主要是因為工程實踐中的經驗教訓不斷地推動現代飛機結構強度設計思想發展。

隨著飛機安全性和經濟性要求水平的不斷提高,從飛機結構強度標準的歷史演變和使用角度來說,飛機結構完整性大綱和飛機結構強度規范是飛機結構強度頂層標準的組成部分。飛機結構完整性大綱規定了飛機結構強度設計和驗證的總要求,而飛機結構強度規范則規定了飛機結構強度設計和驗證的具體要求。這2個標準在飛機結構強度設計和驗證中往往是配套使用的。在2016年HDBK-1530D結構完整性大綱,1998版JSSG-2006飛機結構聯合規范,美國聯邦航空局當前有效的FAR25.571,以及咨詢通告AC 25.571-1D中,要求將耐久性/損傷容限設計貫穿到飛機結構設計、驗證、使用和維修的全過程。

國外非常重視飛機結構完整性理論方法的研究和應用,通過對航空疲勞事故的解析及調查,發現航空疲勞事故主要有以下2點原因：結構設計缺陷帶來的疲勞隱患和全尺寸地面試驗無法完全反映實際飛行狀態[2]。因此,設計理念及標準需直接用于飛機結構強度的設計、驗證及飛機使用,它的不斷更新表明其在飛機結構設計和驗證中占有非常重要的地位。而如何更新及改進需要科研人員在航空事故中不斷學習及探索。

2 航空疲勞國際研究熱點

飛機結構在具有足夠強度和耐久性的條件下兼具低重量和低運營成本是疲勞設計人員的追求目標,但往往工業部門、航空公司及適航當局三者在達成彼此的目標時存在著經濟利益沖突。工業部門追求結構的性能,航空公司希望較低的運營及維護成本,適航當局保證飛機在役運行的安全性,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)、航空疲勞與結構完整性組織(ICAF)、國際航空科學理事會(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構共聚討論航空科研相關領域的最新發展動態及成果,為航空疲勞研究提供新的設計理念和解決方案。

飛機設計思想的演變推動著航空疲勞技術研究的發展。20世紀70年代,由于損傷容限設計思想的興起,航空疲勞研究體現在以下幾方面[11]：① 涉及應力強度因子計算和斷裂準則選取的斷裂力學研究；② 裂紋擴展速率基礎研究,如裂紋閉合效應、裂紋擴展門檻值、超載遲滯等；③ 標 準載荷譜編制研究；④ 集中于濕度、溫度影響的復合材料基礎研究；⑤ 接頭設計、分析及抗疲勞設計。

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

進入21世紀以來,航空疲勞研究偏重基于大數據的結構風險性分析、直升機及系統研發等方面,希望在保證安全性的條件下盡量降低航空器成本,推進綠色航空發展。總結近些年國際航空軍/民機結構在抗疲勞設計、分析、驗證、運營及維護等領域的研究現狀,本文從5方面探討航空疲勞發展的熱點問題：結構長壽命設計技術、疲勞分析方法及工具、全尺寸結構疲勞試驗技術、航空結構健康監控技術及老齡飛機延壽技術。

2.1 結構長壽命設計技術

出于對結構輕質化、可靠性的不斷追求,民用飛機市場的競爭焦點集中在：性能好(結構效率高)、經濟性好(壽命長、價格低、可維修性好、出勤率高)和安全性好。飛機結構服役壽命取決于結構細節設計,也取決于關鍵重要結構的壽命,因此關鍵重要結構的長壽命可靠性設計在飛機結構設計中占有不可或缺的地位。

2.1.1 傳統結構的抗疲勞強化技術

飛機傳統結構抗疲勞強化技術的特點是在不改變飛機結構材料及形式的前提下,通過局部強化處理改變結構細節表面的組織結構和應力分布,以提高飛機結構疲勞壽命[12]。因而該技術不會增加結構重量,是實現現代飛機長壽命、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發現殘余應力對疲勞強度有明顯影響,自此航空技術人員設法利用有利的殘余應力提高結構疲勞壽命,噴丸、擠壓強化等工藝在航空工程上得到推廣應用。

緊固件接頭是在飛機服役期內最容易產生疲勞裂紋的位置。對飛機服役統計發現,多達70%的疲勞失效發生在緊固件孔邊,因此緊固孔邊的抗疲勞強化是國際上抗疲勞設計長期以來的關注熱點。干涉連接和冷擠壓強化是緊固孔抗疲勞長壽命設計的2種常用技術。針對疲勞薄弱區的緊固孔,干涉連接技術通過“支撐”效應可提高中低應力水平下的抗疲勞性能,壽命增益效果良好。自20世紀60年代初,國外便開始研究干涉配合鉚接技術的航空應用,主要應用部位為飛機主承力結構,如機身大梁、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力分布,成功抑制疲勞裂紋萌生和早期擴展,提高關鍵高應力區的材料和接頭的疲勞性能。該方式效果穩定,操作簡單易行,一直受到軍用和航空公司的青睞,目前已應用于波音737/747/757/767、F-15、F-16、超級大黃蜂等飛機的關鍵緊固孔處。過去幾十年間的諸多試驗現象[13]證明了冷擠壓技術能夠提高疲勞壽命,增大檢查間隔,延長飛機服役壽命。由于建立殘余應力影響下的裂紋擴展壽命預測模型相當復雜,目前該工藝對疲勞及裂紋擴展壽命的影響尚處于研究階段。美國空軍資助的快速創新項目RIF重點關注冷作孔模型的建立及基于試驗數據模型的修正,成果將用于優化與冷作孔相關的機隊維護任務[14]。該項目通過數值仿真準確預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力分布[13]

激光噴丸技術(Laser Shot Peening,LSP)是國際上近年來迅速發展起來的一種新型表面改性處理技術[15],通過非接觸性強化,形成殘余壓應力和微小晶粒位錯,具有良好的止裂效果,可提高零件疲勞強度和抗應力腐蝕。穩定性、重復性及便攜性是該工藝在維修領域應用的前提。與普通噴丸處理條件相比,激光噴丸處理后結構件的疲勞壽命可以提高多達10倍[16]。對疲勞裂紋的誘導殘余應力場評估以及所導致的裂紋緩速機制的準確認識是應用LSP工藝的關鍵,圖2[17]為應用虛擬試驗的方法開展該技術的殘余應力仿真及測試、裂紋擴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。目前該工藝的穩定性及重復性在工程應用中尚處于研究階段。

圖2 噴丸結構裂紋擴展壽命分析路線圖[17]

除此之外,隨著對機體結構長壽命和輕重量的均衡要求和數控能力的不斷提高,壓合襯套技術、電磁鉚接技術、超聲振動強化技術以及常規技術復合強化耦合等強化技術也可提高零件表面及薄弱區抗開裂的能力,增強其抗疲勞性能。

2.1.2 基于可靠性的長壽命設計方案

國外結構長壽命疲勞設計及分析技術的發展趨勢具有以下幾個特點：① 全面進入仿真設計和虛擬試驗階段；② 由確定性分析過渡到可靠性分析；③ 積累了大量用于結構疲勞壽命預測的可靠性分析數據。

美國的一些航空科研機構最初開展了基于可靠性的結構長壽命分析基礎研究。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行了飛機結構多軸疲勞環境中單點疲勞可靠性壽命預測的研究,給出了考慮疲勞載荷、振動、熱載荷等因素影響的飛機結構壽命及可靠性仿真分析設計的全過程；美國海軍航空系統研究了7050-T6疲勞性能參數隨機性和疲勞循環次數之間的關系,揭示了其疲勞強度隨機性隨疲勞循環次數的變化規律；西弗吉尼亞州大學的Frederick Beamer研究了不同類型飛機疲勞載荷的隨機性對飛機結構剩余壽命的影響,并開發了可應用于商用飛機、無人機及超聲速戰斗機等機型的模擬平臺,該平臺界面如圖3所示。

圖3 不同類型飛機疲勞載荷的隨機性對飛機結構剩余壽命的影響

國際航空界在長壽命可靠性工程應用方面取得了一些成果。波音公司設計部門針對民機結構提出了概率壽命周期管理設計方法,通過該方法可更好地理解和確認結構設計中的不確定性因素,進一步量化風險并確定安全級別,為結構設計和維護提供支持,以確保在整個壽命周期內符合安全性要求。目前,波音公司結合以往歷史數據和相關結構試驗數據,已將概率壽命周期管理設計方法應用到眾多型號中,取得了較好的效果,其應用情況如圖4所示。

圖4 概率壽命周期管理設計方法在波音系列飛機上的應用

歐洲空客公司針對影響空客飛機結構強度的隨機性因素進行了收集分析,建立了長壽命結構可靠性分析模型,并借助數值分析方法開發了相應的結構疲勞可靠性分析程序,在各系列型號中也有了一定的應用,如圖5所示。

圖5 空客系列飛機結構疲勞可靠性分析

基于可靠性的耐久性/損傷容限設計思想已成為飛機結構設計思想的主流,是保障飛機結構完整性的重要手段。國外基于多個型號的研制積累,在結構長壽命可靠性設計、分析及試驗等方面積累了豐富的技術和經驗,形成了系統的可靠性設計方法,從而大大降低了結構故障率,目前已形成了一套有效的結構檢查和維修體制及客戶服務體系,保障了營運航線的安全性。

2.1.3 先進材料在飛機結構中的應用

航空產品的不斷推陳出新使得航空材料需求變得多種多樣,且更加的嚴格。通過對傳統航空材料進行改進與革新,先進材料不斷涌現,推動航空產業的發展。

2003年波音787飛機的推出運營標志著航空材料的發展進入了一個“全復合材料”飛機時代。復合材料的出現改變了航空制造業的生產模式。受益于較高的比強度、比模量以及可設計性強、抗疲勞斷裂性能好、耐腐蝕、尺寸穩定好等優點,復合材料在新型飛機上的應用比例越來越大,應用部位越來越關鍵,整體化程度越來越高[18],如圖6所示。以民機為例,波音787飛機機體主要結構大規模地采用復合材料,應用部位包括機翼、機身、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、發動機機匣和葉片等部位,復合材料總用量達到50%；為對標787,空客A350飛機經過多次結構選材和設計修改,最后將其復合材料總用量增加到53%,大幅度提高了飛機的整體性能。從國外先進民機結構設計角度來看,先進復合材料結構應用已經成為未來民機制造業的主流趨勢。經過40多年的發展,國外民用飛機制造商積累了大量復合材料使用經驗,解決了以往應用中的瓶頸問題,新技術和新工藝的日益成熟以及自動化設備的廣泛采用大大降低了復合材料的生產成本和應用風險,尤其解決了全壽命周期復合材料成本問題[19]。

圖6 大型民用/軍用飛機中復合材料用量趨勢[18]

盡管復合材料在飛機結構中的應用得到快速發展,但從先進材料發展現狀來講,金屬材料目前仍是航空器結構的首選。鋁、鋼、鈦以及高溫合金等傳統金屬材料在航空制造業中仍占據重要地位。其中鋁材料在飛機重量的百分比重占比20%～60%,鈦材料占比10%～40%；鋼材料在先進航空器制造中有著非常廣泛的運用；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,為了提高飛機經濟性與安全性,歐美航空發達國家不斷致力于新材料、新工藝和新結構的研發,推出先進的輕質結構。為航空型號減重而研制的鋁鋰合金是一種綜合性能好、具有巨大開發潛力的輕質合金,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,用其取代常規鋁合金,可使構建質量減輕10%～15%,剛度提高15%～20%,表1[21]為鋁鋰合金與常規鋁合金、復合材料在減重、強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,一直處于細化升級過程中,質量更輕、強度更高、成本更低的新一代鋁鋰合金不斷被研發出來。目前,2050、2196、2198等最新研制出的第三代鋁鋰合金在先進的空客A350、A380飛機上都得到了應用,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用實例,國外正致力于第四代鋁鋰合金的研制。為了提高飛機經濟性與安全性,歐美航空發達國家不斷致力于新材料、新工藝和新結構的研發,從而開發先進的輕質結構。

表2 鋁鋰合金在型號中應用情況

鈦及鈦合金具有比強度高、密度小、溫度使用范圍寬的特點,是一種理想的航空結構金屬材料,在國外大型飛機上的用量逐年遞增。目前,越是先進的新型飛機,鈦合金占比越高。20世紀80年代以后美國設計的先進軍用戰斗機和轟炸機中,鈦合金用量穩定在20%以上。考慮鈦合金與碳復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、機翼結構、發動機懸架、機翼高壓油管氣管、緊固件、艙門、機艙面板或隔板、座椅導軌、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。采用數字化增材制造工藝,在成本和效率方面較大推進了鈦合金在新型飛機部位上的推廣和應用。

2.1.4 先進工藝在結構長壽命設計中的應用

融入當代眾多學科先進成果的新工藝是新一代飛行器滿足輕量化、大型化、結構功能化一體及智能化要求的有力保障。焊接技術為降低飛機結構制造成本提供了新的設計手段。激光焊、攪拌摩擦焊、電子束焊等先進工藝已應用于現代飛機結構制造中。由于鉚接工藝復雜,激光焊接和攪拌摩擦焊接替代鉚接工藝,成為整體結構制造的重要技術手段。美國NASA從1996年實施整體機身結構計劃IAS(Integral Airframe Structures),研制新材料、新工藝及新結構,將研究成果應用于波音747,取得了非常好的效果。如IAS板與常規結構基準板比較,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飛機機身結構來說,總共有850 000個緊固孔,若焊接工藝應用于整體結構,安裝費可減少近300萬美元。2000—2004年歐盟的TANGO研究項目經費為8 461萬歐元,計劃應用激光焊、攪拌摩擦焊設計研制金屬機身整體壁板及典型機身段,其成果已應用于A380、A350等空客型號上。同時,歐美在不斷開發新材料、新工藝和新結構的同時,針對新的對象特點,不斷提高和完善完整性評估技術,并開展大量的試驗驗證工作。其中,2002年2月至2006年5月,歐洲17個國家共計39個成員單位完成了FITNET項目,旨在為金屬(焊接和非焊接)承力結構的完整性提供統一的評估方法,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構完整性的量化工程評估方法,從而確定結構是否可以繼續服役,或者需要更改、修理、監測或更換,并為檢查間隔提供指導；2005—2008年的DATON項目,用于研究創新結構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理及焊接可靠性等基礎研究領域的高度重視和全力投入,焊接技術在歐美等發達國家航空裝備制造領域的工業化應用得到了突飛猛進的發展。

21世紀以來,以“為了設計的制造”理念應運而生的增材制造(俗稱3D打印技術,以下簡稱AM)技術是制造技術原理的一次革命性突破,航空零件結構越復雜,AM的成本和效率優勢相比傳統制造方法就越顯著,尤其是在飛機研制與定型階段,各種AM方法已發揮不可替代的作用,展現出巨大的科研價值和經濟效益[23]。2016年由美國國家增材制造創新機構和德勒公司負責制定,陸海空三軍和國防后勤局共同參與制定了AM路線圖,從設計、材料、工藝和價值鏈4個技術領域出發,面向維修與保障、部署與遠征、新部件/系統采辦等應用領域為國防部提供領域投資基礎和框架；2017年歐洲防務局執行“增材制造可行性研究與技術演示驗證”項目,開發AM在航空領域的應用潛力。考慮到AM材料性能依賴于粉末材料、工藝參數和部件形狀,歐美航空中心及科研院所圍繞試件級AM的組織演化規律、缺陷形成機理、疲勞損傷機理及損傷容限評定技術進行了大量基礎性研究,并在F-22以及民機非主承力結構件上得到了應用[24-26]。

目前,由于受限于結構完整性體系下的疲勞/損傷容限要求,AM目前應用于飛機主要結構尚不可行[27]。為此,結合適航規章,美國聯邦航空局(FAA)提出了推廣AM應用的方法：致力于對工藝過程、結構、粗糙度、疲勞和損傷容限行為關系的研究,并以結構完整性為背景發展AM產品。FAA指出增材制造應用的關鍵挑戰是對試件的合格鑒定,而合格鑒定要求報告工藝過程驗證技術、檢測技術、顧客合作及取證管理。2018年7月,America Makes & ANSI Additive Manufacturing Standardization Collaborative發布了《AM技術的標準化里程碑》。FAA指出增材制造發展趨勢為：① 向全尺寸產品的過渡；② 原材料成本的降低；③ 更多的加工參數設置；④ 多種激光設備的使用；⑤ 更大的構建空間；⑥ 安全關鍵部件的說明；⑦ 拓撲優化；⑧ 快速擴展AM供應鏈。從長期的發展看,微觀組織特征及性能評價、新的適用于AM工藝監測的無損檢測及健康監測方法以及整體過程的建模及仿真是未來發展必需的。FAA指出AM研究重點在于揭示微觀組織和性能關系。增材制造通常采用部件驗證及工藝過程驗證2種方法支持航空工程應用。此外,疲勞性能較大的分散性是AM工藝廣泛應用的挑戰之一。因此,需要將分散系數考慮到AM部件的設計及制造中。空客公司在論證航空用增材制造部件的可行性方面投入了大量的研發力量,在歐盟框架計劃下研究了使用激光燒結成型技術制造的TC4試樣的疲勞性能,已形成一套基于斷裂力學理論的疲勞性能工程評估方法[28],然而該基礎研究離真正的增材制造裝備的可靠性應用還有一段距離。

綜上所述,材料、工藝的先進性決定了飛機及裝備的先進程度。由于國外飛機設計中已廣泛采用先進的結構設計理念、新材料、先進的制造工藝和高效輕質的新結構形式等先進技術,機體結構在新一代機型的優化減重、使用維護以及可靠性設計方面取得了一系列進步,自20世紀50年代商用噴氣運輸機問世以來商用航空安全空前、穩定地不斷向前發展。隨著其評估技術的不斷成熟與完善,先進材料、工藝與結構優化設計將深度融合,機體長壽命設計必將迎來更加廣闊的發展空間。

2.2 疲勞分析方法及工具

疲勞分析是現代飛機結構設計分析的主體,而斷裂力學是飛機結構耐久性/損傷容限設計的理論基礎。現代斷裂力學理論的成熟和工程實際的迫切需要,促進了疲勞斷裂分析研究的迅速發展。航空零件的疲勞過程一般經歷裂紋形成、裂紋擴展及裂紋失穩斷裂3個階段,表現為從無裂紋到小裂紋,之后裂紋擴展,最后達到臨界裂紋尺寸而斷裂。在航空結構設計中,試驗方法是確定飛機結構壽命的主要方法,預估壽命方面精確度高,但耗時長、費用高,且由于工程結構、外載荷和環境差異,試驗結果通用性較差。與試驗結合的分析方法在工程預估壽命上應用廣泛。結合國外航空近些年在疲勞工程分析方法領域的研究進展,這里從裂紋形成壽命、短裂紋擴展、裂紋擴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的疲勞分析模型、方法及工具的研究發展。

2.2.1 疲勞裂紋形成壽命分析方法

材料的疲勞性能、循環載荷下結構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個主要內容。

材料的疲勞性能通常是指在特定應力譜和特定結構下的應力-壽命曲線或應變-壽命曲線。當前結構疲勞開裂分析有2種通用的工程方法：基于概率疲勞分析的名義應力法和局部應力-應變法。這2種方法形式簡單,與試驗數據結合確定相關參數,可靠性高,被廣大工程學者認可,是航空結構疲勞壽命分析的主要手段。工程上較常用的應力嚴重系數法和細節疲勞強度額定值法(DFR法)便屬于名義應力法的范疇。名義應力法需要大量的試驗數據做支持,預估疲勞形成壽命精度較低。由于忽略了局部塑性的影響,應力嚴重系數法和DFR法適合于中長壽命區(104～107)[29-30]；如果應力水平過大,局部塑性將會對疲勞壽命預估起主要作用,局部應力—應變法在低周疲勞壽命分析中顯示出優勢,估算疲勞壽命較準確。不同的循環σ-ε曲線和ε-N曲線可組合成不同的局部應力應變法,如局部應變法、局部應力法[31]。另外,如何將名義應力應變轉換為缺口根部的應力應變也是該方法發展的一個方向,如將局部應變和名義應力視為正比關系的線性應變法,以疲勞缺口系數代替應力集中系數的改進Neuber公式。相對于名義應力法,局部應力-應變法可以用分析的方法代替各種試驗程序,減少試驗工作量,節省試驗費用,而且能夠處理復雜的幾何形狀和不規則的循環載荷歷程。該方法的壽命預估精度取決于應力/應變-壽命和局部應力應變擬合曲線的預測。

近幾十年來,一些設計者從疲勞損傷累計理論和循環應力應變曲線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,認為低于疲勞極限的應力不產生疲勞損傷。目前線性累計損傷理論中的Miner準則在工程算法中應用廣泛,其中各個應力之間相互獨立、互不相干的假設是應用前提。研究表明,高低加載順序造成的殘余壓應力會適當地延長或降低疲勞壽命。為了考慮載荷順序因素的影響,學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],以解決高應力對低應力的影響問題。其次,一些通過試驗獲取的經驗或半經驗公式,如Valluri理論是疲勞損傷理論發展的一個方向。非線性疲勞損傷累積模型雖考慮應力之間的關系,但由于參數過多,工程應用困難。循環應力應變曲線是以不同的常應變轉換為循環加載所得到的各穩定遲滯環的頂點的連線。結合該曲線形式,采用Neuber法或彈塑性分析方法求得局部的應力應變,進行壽命分析。而且,可采用該曲線形式對應力壽命曲線和應變壽命曲線等曲線形式進行轉換。

名義應力法和局部應力-應變法工程界應用廣泛,發展成熟且實用性強,目前仍在工程界占據著不可忽視的地位。先進材料、先進結構及先進工藝的航空應用需要疲勞評定體系的支持,但材料和典型結構的疲勞數據不完善制約了其應用范圍。英國航空機械數據庫的ESDU為歐洲航空工程應用提供了大量支持。目前,以鋁鋰合金為代表的先進材料和以攪拌摩擦焊、增材制造為代表的先進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進行研究,相關研究成果有力地支撐了其在航空結構中的應用。高周疲勞下先進工藝結構的內部裂紋通常起源于工藝缺陷,而裂紋起源位置根據表面粗糙度和內部缺陷而定。疲勞壽命由內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。這些特征限制了常規的應力評定法在先進結構中的適用性。雖然某些研究以常規疲勞評定方法為依據對結構性能評定,但分散系數選取過大,未能充分發揮先進工藝的應用優勢。因此,一些基于結構分散特性的概率斷裂力學方法,如結構原始疲勞質量法在先進工藝壽命評估中得到了較大范圍的探索和應用。Michael[33]初步提出了基于分區法和概率斷裂力學評估增材制造結構完整性性能的方法,即通過有限元分析模型的應力區分割,基于斷裂力學分析壽命較短區的疲勞特征,并確定分區缺陷的分布特征,借助于商業軟件DARWIN進行結構的概率耐久性評定工作,給出零部件破壞的各區相對風險分析,然而目前該方法尚未進行試驗驗證。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,評估應用中存在的風險,才能更好地推動其大規模航空應用。

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點主要在于系統性、全面性、正確性以及便利性,比如DFR法有系統的手冊、指南以及大量基礎試驗數據和使用經驗做支撐,充分考慮了疲勞壽命的不確定性,因此國內航空工程學者也紛紛采用該類方法進行設計及評估,并融合自用材料特點,發展具有自主知識產權的疲勞分析方法,如CFQ(COMAC Fatigue Quality)。結合國外疲勞分析方法發展經驗,筆者希望國內疲勞分析方法發展應注意以下4點：① 基礎支撐試驗數據庫充足、可靠；② 設計者有大量設計經驗和使用經驗數據；③ 充分考慮結構形狀、尺寸、工藝以及應力的影響；④ 方法使用簡便,有手冊及指南作指導。

2.2.2 短裂紋分析方法進展

裂紋萌生及擴展大約占據材料疲勞損傷壽命的80%～90%[34]。疲勞裂紋在何處形成、擴展及形成期的長短,將直接影響到材料的疲勞性能,尤其是對于高強、超高強材料及經過表面處理的材料,這對飛機結構功能部件威脅性較大,比如油箱裂紋。因此,短裂紋的萌生和擴展分析是完善飛機結構壽命預估的關鍵。

國外學者將短裂紋萌生及擴展的數理定量模型視為疲勞斷裂研究的重點領域。短裂紋定義并無明確標準,一般來說,不滿足線彈性斷裂力學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,與裂尖塑性區尺寸相比長度較小。但也可以說與塑性區同一數量級的裂紋為短裂紋。短裂紋擴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性能影響。大量資料表明,短裂紋的擴展速率大于長裂紋的擴展速率。由于短裂紋所處的狀態超出了線彈性斷裂力學(LEFM)的適用范圍,國外學者綜合考慮微觀結構的閉合效應和微觀組織的阻礙作用,從數學模型[35]、物理模型[36]及工程模型3個角度探討了短裂紋擴展模型。前2種屬于短裂紋理論模型,工程應用起來較繁瑣。相比來說理論簡化的工程模型更受航空設計者青睞。

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展速率試驗數據,擬合工程裂紋擴展模型來預測單或多個小裂紋結構的裂紋擴展曲線[37-38]。在短裂紋階段,由結構細觀狀態下的裂紋擴展粗糙度導致的裂紋閉合效應將對小裂紋區域的裂紋擴展速率起到加速作用。而且,應力比、應力狀態、環境及載荷譜對短裂紋擴展門檻值作用明顯[39]。

2.2.3 復雜結構裂紋擴展分析方法

損傷容限分析的三要素是臨界裂紋尺寸或剩余強度、裂紋擴展和損傷檢查[40]。剩余強度主要研究含裂紋結構所具有的承載能力,應力強度因子計算是裂紋擴展和剩余強度分析的要點和難點。裂紋擴展分析主要研究該結構部位載荷譜和環境譜作用下裂紋擴展速率的表達形式,與應力強度因子、結構厚度、斷裂特性參數等因素相關。因此,建立一個綜合考慮載荷譜順序、應力水平及結構特點影響的裂紋擴展公式一直以來是該方向發展的目標。

應力強度因子是綜合反映裂紋尖端應力場的重要衡量指標,主要分析手段分為工程方法和數值方法。因此,建立一個案例豐富的應力強度因子數據庫是工程方法發展的主要目標。復雜裂紋結構,如受復合載荷作用的結構、多裂紋結構、三維裂紋結構等的應力強度因子計算是目前損傷容限分析的熱點及難點。通常結合發展成熟的Williams級數展開與邊界配置法、復變函數法、權函數法、積分變換法和奇異積分法等理論計算方法,根據理論推導和數值計算擬合出來一個方便可靠的復雜結構綜合修正因子公式是復雜結構損傷容限工程分析的目標。解析法求解精度高,但推導過程異常復雜。數值方法在求解這類復雜問題應力強度因子時顯示出了優勢。粘聚性模型是用有限元方法處理裂紋擴展的一種有效方法,在金屬材料裂紋開裂和擴展,復合材料界面脫黏分層中應用廣泛[41]。de-Andres等[42]將該模型拓展到疲勞裂紋擴展問題,提出了疲勞載荷作用下的黏聚性模型。該方法對網格模型質量提出了高要求,網格邊緣需要裂紋表面一致,尤其對于多裂紋和缺陷結構。一些后繼的方法如邊界元法、無網格方法等被提出,以求用無網格模型的方法消除網格效應。邊界元法能夠準確地模擬裂尖奇異性,但處理材料非線性問題時,該法應用不靈活。無網格方法克服了有限元法對網格的依賴性,對網格畸變問題顯示出求解優勢。但該方法使用了背景網格,模擬邊界困難極大,而且全區域內為了保證收斂性而采用高階積分,計算量高于常規有限元。網格單元與裂紋路徑的一致性使得常規有限元方法應用于裂紋擴展具有局限性。為此,一種在不含裂紋結構網格的位移模式中加入非線性因素的擴展有限元(XFEM)在1999年被提出[43],開創了基于有限單元的裂紋擴展仿真新時代。近些年,商業有限元軟件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展問題[44-45],推動了XFEM在航空工程領域的應用。空客和波音一直肯定XFEM在型號產品設計中的重要地位。Singh等[46]應用XFEM計算了含多個非連續性因素孔洞、細觀裂紋、異體物的疲勞壽命。

國外學者一直在連續介質力學領域研究裂紋擴展問題,針對裂紋擴展表征公式納入其敏感因素,如裂紋尖端塑性效應、材料厚度、斷裂門檻值等,以此發展了許多譜效應模型,提高裂紋計算精度。對于等幅載荷作用下的宏觀裂紋,Paris公式能很好地應用于小范圍屈服假設的裂紋擴展分析中,它指出應力強度因子和lg(da/dN)是線性關系。基于此公式,工程學者用裂紋擴展釋放率G、J積分和裂紋張開位移(CTOD)表征裂尖應力場,分析金屬材料、面層、粘結接頭、復雜受力結構的疲勞裂紋擴展[47],并聯合彈塑性斷裂力學理論分析小裂紋擴展[48]。變幅載荷之間的相互作用引起遲滯效應,導致裂紋擴展速率降低或裂紋停止擴展。考慮裂尖的裂紋閉合效應,通過等效應力強度因子描述裂紋擴展速率在超載譜下的變化,為此發展起來了一些力學模型[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展速率,但多參數的引入使得模型在工程應用中依賴大量試驗數據方可執行。在多種結構和材料中,疲勞擴展現象的理解至今仍無法融會貫通,我們很難通過疲勞設計準則的理論分析而得到一個精確的疲勞壽命預測。許多模型雖被提出并在某方面得以應用,但通常建立在類似結構類似加載情況下疲勞測試數據的基礎上。在飛機結構損傷容限設計中,各國航空工業,如波音、空客、澳大利亞皇家航空等也根據飛機類型、選材及設計特點提出了他們各自適用的裂紋擴展速率模型,形成了自適應模型下的材料數據庫。

飛機結構中厚度較大的塊狀結構,如耳片、梁凸緣等的三維裂紋擴展壽命在結構壽命中占據不可忽略的成分,研究三維裂紋擴展對飛機結構損傷容限設計意義重大[50]。當使用線彈性斷裂力學進行疲勞壽命預估時,必須預估裂紋尖端的形狀。由于關注部分的幾何外形或載荷較復雜,裂紋尖端形狀的假定較為困難。Alousis[51]使用線彈性斷裂力學和3D有限元模擬來開發一個不依賴假定裂尖形狀的疲勞壽命程序,用于預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,對航空級6061-T6鋁合金疲勞裂紋早期擴展(即從首次可觀測裂紋形狀到多晶粒級的裂紋尺寸)進行了觀察。試驗將早期的X-射線斷層攝影術和高能X-射線衍射顯微鏡相結合,通過斷口測量繪制試驗件整個加載歷程的疲勞裂紋形狀[48]。

隨著飛機老齡化的發展,廣布疲勞損傷(WFD)現象被認為是對結構完整性的最大威脅。Aloha事故促使適航部門修訂了FAR相關章節,以保證制造商在運輸飛機設計和驗證時考慮WFD的影響。近來,歐洲航空安全局(EASA)發布了老齡飛機結構的修訂通報,要求通過WFD評估來指導老齡飛機的局部維修或更換。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證等方面[52-55]。考慮裂紋位置、裂紋長度和裂紋個數等參數的隨機性,通過多裂紋擴展分析、剩余強度分析獲取多位置損傷結構的剩余壽命,以此來確定結構有限性限制(Limit of Validity,LOV)時刻。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])、波音商用飛機法(圖8[57])、洛克希德-馬丁法以及達美航空法。這4種分析方法均基于線彈性斷裂力學和裂紋擴展模型進行裂紋擴展分析,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,更強調多裂紋位置的隨機性,而多位置損傷的隨機性導致含多裂紋結構的初始損傷分布、尺寸和臨界損傷及擴展過程、檢查間隔是不確定的,相應的無損檢測和維護計劃也要做調整。空客公司2011年形成的一致性判據方法得到了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WFD評定方案[57]

廣布疲勞損傷分析的隨機性推動了概率損傷容限分析技術在工程上的發展。通過將結構的剩余強度和裂紋擴展壽命與可靠度聯系在一起,制定可靠度下的檢查周期,以保證結構的安全可靠性[58]。概率模型的建立是可靠性分析的基礎。從斷裂特性著手,將斷裂韌度、裂紋擴展速率參數隨機化,通過試驗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度安全可靠性模型和裂紋擴展壽命安全可靠性模型,但物理試驗的高昂代價限制了該類模型在工程中的應用。美國航空部門提出了以檢測概率為中心的結構損傷容限額定值體系,推動概率損傷容限技術在航空損傷容限評定工作中的應用,并發展了DARWIN軟件用于工程分析。但是,由于裂紋擴展隨機性的評估計算數據量巨大,目前的模型和概率性方法受限于計算速度、隨機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,結合自適應步長龍格-庫塔方法求解,給出了超快裂紋擴展算法[59]。

2.2.4 航空疲勞工程分析軟件發展

隨著計算機技術的發展及數值計算方法在工程中的廣泛應用,CAE工程疲勞分析可視化作為現代分析設計的趨勢,正逐步地主宰著高科技分析技術的舞臺。結合大型商業有限元分析軟件,如ANSYS、NASTRAN、ABAQUS,結構疲勞壽命分析軟件隨著行業需求應運而生,在機械結構設計、新產品研發中得到了廣泛的應用。已發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,均可開展應力疲勞分析、局部應變疲勞分析、單軸/多軸疲勞分析等工作,在工程界應用廣泛,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果。在數據庫方面,Nsoft軟件包含了150余種鋼和鋁合金材料數據,MSC.Fatigue則包含了約200種材料數據,FE-Safe和DesignLife也均包含豐富的材料數據,WinLife則需要安裝Borland數據庫引擎,稍顯不便。表3為國外裂紋萌生壽命分析軟件的對比。可見,功能豐富、數據庫完善、接口多樣是疲勞分析軟件工程應用和評估的標準。

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為國外裂紋擴展分析軟件的對比分析。NASGRO是20世紀80年代美國航空航天局NASA Johnson Space Center在歐洲航天局和FAA的技術協助下開發的斷裂力學軟件,是NASA、FAA、EASA等機構認可的損傷容限評定軟件。在裂紋分析方面,NASGRO具有許多獨到的、創新功能,包括巨大的裂紋模型庫、材料庫和基于實際工程的裂紋擴展算法。可以確定有限壽命內的安全應力、結構的使用壽命、保障安全運行的所需要的檢查間隔,從而減少設計壽命期限內的結構失效,能顯著提高損傷容限分析效率和裂紋擴展控制精度,明顯改進設計、提高安全系數。2019年NASGRO發布了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型結構三維裂紋應力強度因子數據庫[26]。

圖9 9.1版本新增應力強度因子庫案例[26]

表4 國外損傷容限分析軟件對比

AFGROW是美國空軍研究實驗室開發的損傷容限分析軟件,其功能類似于NASGRO,目前已發展為5.3版本。FRANC3D(美國)和Zencrack(英國)是三維裂紋擴展和疲勞壽命分析軟件,以數值算法為基本理論來分析裂紋尖端的擴展。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、初始裂紋前緣等數據,并可隨著有限元分析結果對裂紋前緣的網格進行更新。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。在材料數據庫方面,NASGRO材料數據庫提供了超過9 000 組數據,其中包括超過3 000組的疲勞裂紋擴展數據以及超過6 000組的斷裂韌度數據點,FRANC3D集成了NASGRO的材料數據庫,AFGROW則提供了超過600種不同材料的數據。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構裂紋擴展壽命分析,AFGROW軟件還具有對粘接修補結構的裂紋擴展分析功能,NASGRO軟件則可開展微小裂紋尺度下的擴展分析,FRANC3D軟件是唯一能夠同時計算各向異性材料中KI、KII、KⅢ的斷裂力學軟件,同時還可以開展微觀裂紋擴展分析和焊接結構失效分析。

美國西南研究院在聯邦航空局資助下開發的概率斷裂力學軟件DARWIN可預測飛機結構的斷裂風險。DARWIN集成了2D和3D有限元模型、應力/溫度結果、先進的斷裂力學模型、材料異常數據、無損檢測(Non-Destructive Evaluation,NDE)檢出概率曲線、檢查計劃、先進的概率方法和強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行循環數的變化。目前DARWIN已具多種應用場景的確定性和概率損傷容限分析能力。DARWIN可以用3D有限元模型進行壽命預測和材料固有缺陷風險評估；針對例行檢查和維護(如到修理廠)時可能會無意中導致刮擦或者凹坑類的缺陷,DARWIN用戶可以定義在修理廠中導致的缺陷(圖10[14]),能追蹤與此缺陷相關的風險,并量化分析其對整體斷裂概率的影響。2020年DARWIN已發展為9.2版,其中可滿足FAA發動機適航認證最新的咨詢通告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。

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

2.3 全尺寸結構疲勞試驗技術

全尺寸結構疲勞試驗已發展成為集數字設計、加載、控制、測量、分析、液壓、無損檢測、健康監測、質量管理、虛擬試驗、決策輔助等多種學科的大型綜合工程[60]。現代飛機研發采用積木式設計全尺寸結構疲勞試驗驗證體系,從元件、組件、子部件、部件試驗一直到驗證體系最頂端的整機結構試驗,層層驗證各階段滿足強度要求。疲勞試驗程序復雜,工程實施繁瑣,需要工程學者充分考慮制造、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,載荷模擬更精準,力求實現加載精細化、一體化及高效化。

2.3.1 波音、空客、龐巴迪系列的全尺寸結構疲勞試驗

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作為獲取結構性能數據的重要部分,也是適航驗證的重要手段(圖11[61])。耐久性/損傷容限設計思想的應用使得在2～3倍設計使用壽命內疲勞損傷部位的出現次數及疲勞損傷導致的結構更改數量不斷減少,圖12[62]為不同類型飛機全尺寸疲勞與損傷容限試驗中的疲勞損傷數量,這進一步證明了波音耐久性分析方法的有效性和持續成熟度。如747一倍設計目標壽命的全尺寸疲勞試驗就導致了121處結構設計更改,而777完成全尺寸疲勞試驗后僅導致了23處結構設計更改。全尺寸疲勞試驗一直是結構性能數據的重要組成部分,通過該試驗,可以驗證機身結構的損傷容限性能,防止WFD發生在設計使用壽命內,通過數據支撐維修周期的制定計劃[61]。圖13[62]對比了波音雙通道和單通道系列飛機的全尺寸結構疲勞試驗周期與設計壽命。B707機身進行了50 000次飛行試驗,相當于2.5倍設計服役目標,727和747分別進行了全機1倍設計服役目標試驗。另外,對退役的老齡飛機及部件進行了全尺寸試驗,例如727機身結構在47 000次飛行后又進行了123 000循環,共計近3倍設計壽命的充壓試驗。

圖11 波音全機或機身疲勞試驗[61]

圖12 波音雙通道飛機全尺寸疲勞試驗中疲勞損傷數量對比[62]

圖13 波音系列飛機的全尺寸結構試驗周期與設計服役目標及有效性限制關系[62]

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

圖14 空客A350XWB全尺寸疲勞試驗部段示意圖[65]

對于A380,空客歷史上首次規劃了在完整機身與機翼結構上進行疲勞試驗[66],如圖15所示。

圖15 A380全機疲勞試驗[66]

試驗機由機身5個部分、整流罩、機翼結構和垂尾安定面組成。試驗機長約64 m,翼展約80 m,高約21 m。其他結構部件(發動機艙、起落架、尾椎、水平安定面、前緣襟翼、襟翼滑軌、縫翼滑軌)采用假件結構施加載荷。

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

圖16 龐巴迪Global 7500全機耐久性損傷容限試驗[67]

2.3.2 基于虛擬環境的全尺寸結構疲勞試驗技術

全尺寸結構物理試驗周期長,耗費人力物力巨大,而虛擬試驗用時短,只需要配置精密的儀器和設置合理的算法便可完成對結構性能的評估,大幅度提高新型號飛機的研發周期,節省試驗成本。因此,若在部分強度試驗中嘗試使用半實物仿真模型,將物理試驗和仿真試驗結合使用,從而可以對傳統的試驗產生顛覆性的變革[68]。

全尺寸結構試驗需加強物理試驗與虛擬模擬的交互,從而減少虛擬模型的不確定性。利用系統的物理實驗數據分析可以更早地發現虛擬模型、測試設置和結構本身的損傷,從而減少物理試驗過程中不必要的停機時間,加快驗證過程。而建立基于物理試驗數據的實時監測和評估是試驗效率和精度提高的關鍵。

德國IABG實驗室在過去50年的全機疲勞測試中不斷開發新技術以提高全尺寸結構疲勞試驗的質量。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時應用虛擬試驗提高試驗效率的方案(圖17[68]),通過研發一套虛擬試驗夾具仿真流程,在試驗安裝前可以對全尺寸試驗進行飛-續-飛的多物理場仿真,輔助確定試驗設計細節,提高試驗精度和速度[69]。試驗過程中,通過試驗測量數據與仿真結果的對比,對仿真模型進行校準和驗證,實現對結構性能的短期、長期預測。

圖17 全尺寸結構疲勞物理試驗與仿真試驗的雙重結合[68]

為了推進物理試驗和仿真試驗的交互共融,美國空軍和康奈爾大學首先提出了飛機數字孿生概念。數字孿生技術是建立高度符合實際材料、結構和物理過程的數字化數學模型。該孿生模型包含幾何細節、制造偏差和缺陷。在首飛前,可通過載荷、環境、使用系數等的概率輸入,與CFD模型的連接,基于物理試驗數據和概率仿真,進行虛擬飛行,獲得累積使用損傷,并輸出材料、結構性能、損傷數據,發現非預期的主要結構元件失效模式,提出修理、重新設計或更改建議。服役后,孿生模型與飛機結構傳感系統連接,獲取記錄的六自由度加速度、表面溫度、壓力等數據,并通過貝葉斯統計等技術對數據進行分析和診斷,結合內嵌的損傷模型,及時更新主要結構的可靠剩余壽命、維護/修理/更改計劃。數字孿生模型經過持續的改進,將會隨著結構服役時間增長而愈加可靠。

2.3.3 先進的疲勞試驗加載技術

全尺寸結構疲勞試驗技術朝精細化、一體化方向發展,歐美等國發展了以硬式連接為特點的加載方法,拉壓墊、剪力塊、輕質卡板、硬式連接杠桿系統技術逐步成熟。圖18為采用整體框架和卡板聯合加載的巨嘴鳥渦槳教練機全機靜力試驗。圖19為A380全機靜力試驗中用到的拉壓墊、卡板、輕型杠桿、貨艙地板及貨艙蒙皮專用加載裝置等先進加載技術手段。

圖18 采用整體框架和卡板加載的巨嘴鳥渦槳教練機全機試驗

圖19 A380應用的先進加載裝置

機身壁板結構是飛機結構的主要承載構件,其力學性能和傳力特性是機身結構設計和分析的基礎。該結構受力復雜：蒙皮和長桁共同承受彎曲引起的拉壓正應力、扭矩而引起的剪切應力,而且內壓載荷也是密封艙段的機身蒙皮主要受力形式；機身框主要承受彎曲和剪切載荷。復雜的受力狀態使得壁板結構疲勞試驗技術成了國外研究機構關注的熱點。美國波音的E-Fixture裝置和德國IMA公司的機身曲板試驗裝置(圖20[64])是該類技術發展的代表。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壁板裝置可實施軸拉、軸壓、彎曲、扭矩、剪切及框載彎曲的復合加載。

圖20 飛機門窗曲板結構的力學性能試驗[64]

2.4 結構健康監測技術

目前飛機結構的損傷識別主要依靠無損檢測方法進行周期間隔檢查。在這些無損檢測方法中,大多數方法效率低、耗時長、成本高、受人為因素影響較大,對不可達部位難以檢測,會造成損傷不能及時發現或漏檢,甚至需要對被檢結構進行拆卸,費工費時,還有可能會引起結構的二次損傷。在線實時結構健康監測技術(SHM)可為上述問題提供一種解決途徑。目前結構健康監測技術主要有：光纖光柵監測技術、壓電損傷監測技術、基于振動特性的結構損傷識別技術、聲發射技術、基于智能涂層傳感器的技術、基于真空對比監測傳感器的技術和壓電阻抗技術等。總體來看,國外已完成了結構健康監測技術的原理性基礎研究和實驗室功能驗證,正在開展飛機結構地面驗證和機載測試,并形成了一些結構健康監測系統。

美國空軍希望在2030年,SHM技術能夠給維護者提供健康狀態的全部信息；給維護和任務的計劃制定者能夠優化資源配置；使操作者能夠評估執行任務,具備飛機全壽命周期內的結構故障預測與健康管理的能力。NASA開發了結合經驗組件方法的混合診斷工具BEAM,應用于航天飛機主引擎的異常檢測[70],并通過集成JPL開發的BEAM和ARC開發的Livingstone構成混合推理系統原型,應用于X-34主推進反饋系統健康監測[71]。2019年采用光纖光柵傳感技術對洛克希德-馬丁公司X-56無人機進行分布式應變感應和實時結構健康監測。

以波音737、757機型為對象,波音公司對如何發展符合FAA適航要求的結構健康監測系統進行了專門論證和研究,并制定了健康監測技術應用發展路線。目前,波音公司正在策劃一種把所收集的數據、通信鏈路、數據存儲以及高級診斷和預測算法等組合在一起的三步飛機健康管理(AHM)戰略,并計劃將基于巨磁阻(GMR)和自旋相關隧道(SDT)技術的固體磁感測器嵌入飛機關鍵部位和高應力點,以確定飛機機身局部高應力是否使裂紋增大,對飛機壽命周期中可能發生的鳥撞、硬著陸等事故進行監測,稱之為完好狀態管理技術[72]。目前AHM已在法國航空公司、美利堅航空公司、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飛機上得到了大量采用,為全球44%以上的777飛機和28%的747-400飛機提供實時監控和決策支持服務,大大減少了航班延誤,節省了運營成本,并支持民航機隊長期可靠性計劃的實現。2006年這套系統進一步擴大應用于國泰航空公司、阿聯酋航空公司和新西蘭航空公司。2007年波音公司發布了AHM3.0版本,該版本利用寬帶系統向地面工作站提交連續的實時維修數據流。目前,波音公司正在給中國國際航空公司的737 NG飛機建立健康管理系統,處于試運行階段。

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)研究項目,目標是使航空公司的飛機運營維護成本10年內降低20%,20年內降低50%。其核心研究內容是參考OSA-CBM標準研究民用客機下一代的健康管理技術,分為5個研究專題：健康監測、基于健康管理的集成數據管理、基于健康管理的維護規劃、維修業務流程再造、移動維護[73-74]。空客針對飛機結構中的金屬和復合材料對SHM應用的不同需求,進一步研制出了一套基于壓電傳感器的金屬結構疲勞裂紋監測系統,并在A340-600飛機上進行了測試。通過在監測系統的研發過程中植入先進的民機設計概念、標準和研制經驗,最大限度地提高飛機的可靠性、安全性和維護性。并針對A380飛機,開發了機載綜合監測和故障診斷系統(AIMDS),能對飛機上每個監測設備進行中央控制,使得用戶能跟蹤飛機疲勞方面的真實使用情況。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行查詢,并將有關信息收入到電子文檔中,預測在未來的無維護使用周期(長達l5天)內可能出現的故障,提前將“故障隱患”消除掉。

經過近30年的發展,歐美等西方航空發達國家的飛機健康監測與管理技術水平已由過去的部件/系統級監控技術逐步發展到今天的整機級健康綜合管理技術,已經實現了具備空地一體化、飛機健康實時診斷等特點的飛機維護支持系統。但就結構健康監測技術來說仍不成熟,只完成了實驗室驗證和部分飛行測試研究工作,隨著先進傳感器、人工智能、先進通訊技術、大數據等新一代信息技術的發展,結構健康監測技術將朝著更加綜合化、標準化和智能化的方向發展。

2.5 老齡飛機延壽技術

現代軍用飛機的設計壽命通常為20～30年,其研制和采購費用十分昂貴,各類飛機的更新/替換必須考慮經費預算可以支持的程度,而現役飛機降低單位壽命周期的費用也對飛機使用的經濟性有著重要作用。因此,在有限的經費預算下,滿足國防戰備的總體要求,世界各個國家都在考慮充分挖掘每架飛機的壽命潛力,在延壽技術的支持下使軍用飛機結構具備長壽命和高可靠性,以期讓其軍用飛機滿足長期服役的軍事需求。

飛機結構延壽的方法有很多,比如：傳統疲勞壽命分析、腐蝕疲勞分析、損傷容限分析、耐久性修理、結構加強與更換、加強檢查、單機壽命管理、全機疲勞試驗等,這些方法和技術都可以延長飛機結構的服役壽命。

環境是飛機結構延壽技術的一個關鍵影響因素,精確的腐蝕壽命預測技術能夠提高壽命監控水平和維護計劃制定能力[75]。俄羅斯TsAGI通過對IL-86老齡飛機統計分析,指出腐蝕損傷占據飛機損傷類型的61%(圖21[53]),其中機翼結構腐蝕損傷可達總損傷數的50%。由此可見消除腐蝕損傷是保持老齡飛機結構適航性成本最高的工作。參考機身蒙皮的腐蝕深度增長統計數據(圖22[53]),研究機構對機身維護制定了機身腐蝕檢測和預防計劃的檢查要求[53]。

圖21 IL-86運行中的損傷類型[53]

圖22 IL-86機身蒙皮的腐蝕深度增長[53]

20世紀80年代末,美、英等國在老齡飛機評估方面做了大量的研究,開展了大量的加速腐蝕試驗研究。在腐蝕損傷的分析及評估技術方面,也有一些成果。其理論模型有:① 應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 應變控制的腐蝕疲勞裂紋形成模型；③ 裂紋擴展模型如：競爭模型、疊加模型、傳輸控制模型、表面反應控制模型、擴散控制模型等。美國波音飛機公司發展了環境損傷額定值(EDR)評估技術。空軍研究實驗室針對結構的腐蝕疲勞問題,改變了原先“發現問題、解決問題”理念,提出了“預防、預測、檢測和管理”的應對策略。他們通過對不同地域大氣環境的統計分析及研究,開發了先進的聯合效應模擬箱,用以在實驗室中模擬外界真實世界的環境條件[18],見圖23。

圖23 載荷譜/環境譜下的試驗[18]

隨著軍用飛機結構設計、分析、驗證及維護技術的發展,一方面可以通過采用先進工藝和技術升級或改進等措施,提高飛機機體結構壽命,另一方面能夠利用工藝改進和新材料應用等手段修復結構關鍵件,延長機體結構服役壽命。在美國空軍研究實驗室的資助下,Hill等基于理論和數值仿真計算方法研究了結構表面處理工藝對A-10攻擊機關鍵結構細節疲勞性能強化的作用,重點研究了激光噴丸工藝在結構表面形成的殘余應力場和殘余應力對結構疲勞性能的影響[18]。研究結果表明了所建立的方法能夠降低成本、延長壽命、延長結構檢查周期。

國外飛機結構的延壽多是基于全尺寸軍機結構的疲勞/耐久性、損傷容限試驗來進行,結合先進的損傷監測手段來發現試驗中結構的薄弱環節,然后根據結構的失效模式和失效機理,利用耐久性修理、結構加強、結構更換、涂層及改進等技術手段,實現軍用飛機結構疲勞及日歷壽命的延長,形成了較為完備的軍用飛機結構延壽技術。

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。相關報道稱F-15的設計使用壽命為6 000飛行小時,近50年來,該機型已經生產交付1 600多架。為了降低更新換代成本、維持機隊規模,美軍對F-15C/D和E啟動延壽計劃,計劃飛行至12 000甚至16 000 飛行小時,但具體小時未見權威數據[18]。

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

F-18大黃蜂戰斗機誕生于1978年,至今服役近42年,其設計使用壽命約為6 000飛行小時,但是限于國防經費預算,芬蘭空軍基于結構完整性項目,期望通過對F-18飛機結構進行改進和加強,使得F-18可以延長服役至2030年[77]。其主要技術途徑就是結合軍用飛機結構完整性大綱對飛機的關鍵結構件進行加強,結合對F-18機隊壽命的監控及飛行數據完成對關鍵部件的修理和更換,同時結合全尺寸疲勞試驗檢驗薄弱環節,實現對該機型的延壽。

F-35是由洛克希德·馬丁公司研制的一款多用途戰斗機,于2006年定型, 2011年正式交付美軍服役,其設計服役壽命約為8 000飛行小時。針對這款年輕的戰機,美國在一倍壽命的全尺寸耐久性試驗中發現,機翼隔框7085-T7452鍛造鋁合金主要表現為疲勞開裂,且在一倍到二倍壽命期間發現了更多的疲勞裂紋。因此美國軍方期望通過激光噴丸強化提高鋁合金的抗疲勞性能,保證F-35飛機結構的服役壽命。引入激光噴丸工藝改進后,通過全尺寸疲勞耐久性試驗驗證其在F35A和F-35C上應用的可行性[18]。

B-52遠程轟炸機誕生于1952年,至今已服役68年。其遠程續航能力、大載彈量、高空、高亞聲速及相對較低的價格優勢,使資金短缺的美軍計劃將其服役壽命延長至2050年,屆時其壽命將近100年,可長期保持美軍的制空權優勢。美軍主要通過采取3種方法進行延壽：① 在技術上依靠大規模的現代化改裝和改進；② 在結構上更換主要受力、易疲勞部件；③ 在維護中,及時監測評估結構的損傷狀態,進行大修,最終達到延壽的目的。

B-1B戰略轟炸機首飛于1974年,至今已服役近37年,然而其設計服役壽命為30年。目前仍然至少有60架B-1B在美國空軍服役。考慮到戰略轟炸機的戰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來驗證該型機體結構服役達到兩倍疲勞壽命的可能性,屆時此款飛機將服役至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發現結構中存在的問題,并驗證延壽方案的可行性,以來保證該款戰機的正常服役,維持機隊規模和戰斗力[78]。

俄羅斯IL-76運輸機誕生于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。為了驗證IL-76運輸機改裝后的靜強度及疲勞第一階段10 000次起落的設計目標,俄羅斯對IL-76MD-90A開展了靜力和疲勞試驗[79],從而驗證改型后的壽命狀況,為后期飛機的延壽提供了技術支持。

3 航空疲勞研究面臨的挑戰與展望

現代飛機的使用效能和潛力能否得到充分發揮,在很大程度上取決于飛機結構服役壽命以及壽命期內的可靠性。由于重量輕、壽命長、安全性能高、機動性能好及經濟性好的綜合化性能要求,飛機結構的服役壽命確定十分復雜,涉及材料、設計、制造、腐蝕防護、試驗、使用維護、修理和管理等諸多環節和領域,是國內外航空界極為關注的問題。服役環境的復雜化及設計手段的數字化為該領域研究帶來了一定挑戰。總結國外航空疲勞在結構設計、制造、分析、試驗及維護方面的研究現狀,筆者認為航空疲勞面臨的挑戰及發展方向如下：

1)支撐未來航空型號的疲勞評定基礎問題有待突破,如疲勞性能的多維度跨尺度評定、三維不連續問題的時空交變演化模型構建以及多場耦合疲勞損傷演化機理等。工程學者需以材料性能的疲勞研究為方向,依據可靠性設計理念,將宏觀與細觀、微觀、納觀相結合,建立材料工藝參數-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；加強裂紋遲滯效應、短裂紋評定及三維裂紋擴展分析研究,為疲勞斷裂的合理評定聯系搭橋,更好地進行全壽命周期分析研究；充分考慮航空飛行器復雜的服役環境,融入微動磨損、殘余應力等因素,探究多場耦合疲勞損傷機理,指導航空結構的抗疲勞設計及分析。

2)長期制約航空發展的應用問題有待解決,如考慮材料質量、結構制造及裝配的航空結構全壽命周期分析技術、航空先進結構損傷實時監測技術、先進結構應用中的適航符合性方法以及抗疲勞結構設計規范和修正等。先進材料、工藝及結構的發展日益迅速,但航空應用卻無法充分發揮其巨大潛力,主要存在分析方法不完善,工藝重復性穩定性欠佳,以及適航評定難度較大等問題,應充分考慮制造缺陷特征,結合概率表征方法,建立便于工程使用的全壽命周期評定體系,發展先進結構損傷檢測及監測技術,及時制定和修正抗疲勞結構的設計規范,為其航空應用提供技術指導及工具。

3)滿足航空型號短研發周期的試驗技術需進一步提升,如微小裂紋檢測及動態裂紋測量技術、基于可靠性的積木式試驗驗證體系構建和跨學科結構/機構疲勞分析與試驗技術等。新一代飛行器對試驗技術提出了更高要求：試驗加載更真實,試驗檢測更精確,試驗分析一致性要求更嚴格、試驗效率要求更高。在保證試驗譜載的真實合理情況下,需發展小裂紋檢測及跟蹤測量技術；充分考慮材料制造、裝配的分散性,融入結構可靠性及風險性分析要素,重新規劃構建積木式驗證體系,結合虛擬模擬適當減少部件級試驗數目,縮短試驗周期；深入探究跨學科結構/機構疲勞分析與試驗技術,滿足結構服役環境要求,聯合物理試驗及仿真試驗綜合提高新一代飛機研發效率及精度。

4)以數字孿生和人工智能為代表的數字化新技術將如何引領航空疲勞發展,這是航空疲勞未來發展的關鍵。數字航空是航空工業發展的方向,也是提升新產品市場競爭力的重要手段。隨著航空制造產業越來越智能化,需充分采用數字孿生技術,構建多領域、多層級、多維度的復雜系統虛擬樣機原型,給出合理的物理模型符合性評價,通過虛-實同步及虛-實融合的疲勞試驗方式縮短全尺寸結構驗證的周期,提高試驗效率；在結構健康監控方面,應引入人工智能因素,研發智能材料及智能設備,發展智能疲勞試驗監測及仿真,做到狀態實時監控,為新一代飛行器運營及維護提供更快、更經濟、更強有力的支持與保障。

4 總 結

經過百年的發展,國際航空疲勞界形成了能夠較好保障航空結構安全的耐久性/損傷容限設計思想,并通過服役持續地驗證該思想的可行性。與此同時,航空疲勞設計技術、分析方法、試驗技術以及健康監測技術也隨著可靠性設計理念在型號中的不斷推進以及適航條款的改進得以完善。目前,波音、空客已形成了自我品牌的航空疲勞分析方法,國內民機也通過C919、AG600、ARJ21等大型商業飛機發展了自主知識產權的航空疲勞分析方法和工具,雖然目前尚有材料、工藝及應用方面的不足,挑戰依然存在,但相信隨著航空工程人士設計經驗的不斷豐富,航空制造技術的不斷發展以及耐久性/損傷容限設計思想的不斷貫徹實施,航空產業必將迎來一個新的發展征程。