基于增量考核的飛機延壽方法與應(yīng)用

管宇，陳亮,2,*，曹奇凱

1. 航空工業(yè)沈陽飛機設(shè)計研究所 綜合強度部，沈陽 110035

2. 大連理工大學(xué) 運載工程與力學(xué)學(xué)部，大連 116024

3. 航空工業(yè)沈陽飛機設(shè)計研究所 總師辦，沈陽 110035

飛機機體是飛機裝備的載體，是軍用飛機實施作戰(zhàn)任務(wù)、發(fā)揮作戰(zhàn)能力的基礎(chǔ)和基本前提。機體結(jié)構(gòu)失效將導(dǎo)致整架飛機失效，因此機體結(jié)構(gòu)的使用壽命決定了整架飛機的總壽命。機體結(jié)構(gòu)使用壽命是指飛機在實際服役環(huán)境下從投入使用到退役報廢的極限工作時間(以飛行小時或起落數(shù)表示)或日歷持續(xù)時間(以日歷年表示)，其本質(zhì)是飛機結(jié)構(gòu)安全服役的限制值。

現(xiàn)代飛機的造價十分昂貴，使得人們總想充分挖掘每架飛機的壽命潛力，讓其物盡其用，即延長其使用壽命從而獲得顯著經(jīng)濟效益[1]。為了保持部隊飛機規(guī)模和節(jié)省經(jīng)費，許多國家在飛機到達(dá)初始設(shè)計壽命目標(biāo)后都進行了延壽使用。以F-16飛機和F-15飛機為例：

1) F-16飛機主要包括10/15批、25/30/32批、40/42批和50/52批，分為A、B、C、D型。1978年通過F-16A全機疲勞試驗給出初始壽命為8 000 飛行小時。2011—2015年，通過一架50批F-16C飛機的全機疲勞試驗，將40-52批F-16C/D飛機使用壽命延長到12 000 飛行小時。

2) F-15飛機主要包括A、B、C、D、E等型號，初始設(shè)計壽命為4 000 飛行小時。后根據(jù)使用需求先后延壽到8 000飛行小時和9 000飛行小時。由于9 000飛行小時仍不能滿足F-15C飛機使用到2025年的需求，美方目前正在開展進一步延壽工作，計劃將使用壽命提高到18 000飛行小時。

X系列飛機是中國最早裝備的第三代戰(zhàn)斗機，包括Ⅰ型和Ⅱ型2個子系列。該型飛機是一種空中優(yōu)勢戰(zhàn)斗機，在設(shè)計時為與西方國家同類飛機競爭，在氣動和結(jié)構(gòu)方面進行了精益設(shè)計。因此其氣動性能優(yōu)越，結(jié)構(gòu)簡練。但帶來的問題是強度儲備較低，特別是疲勞強度。外方曾用多架飛機進行全機疲勞試驗，但始終未能取得滿意結(jié)果，最終僅給出Ak飛行小時壽命指標(biāo)[2]。該型飛機長期作為軍隊主戰(zhàn)機種，飛行訓(xùn)練強度大，機體結(jié)構(gòu)壽命消耗很快與飛機設(shè)計壽命短的矛盾十分突出。為此，國內(nèi)先后組織開展了對Ⅰ型飛機和Ⅱ型飛機的兩次定延壽工作。通過全尺寸疲勞試驗結(jié)合耐久性修理等手段，成功地將我軍訓(xùn)練使用條件下X系列飛機使用壽命延長至Bk飛行小時，保持了部隊的持續(xù)戰(zhàn)斗力規(guī)模。

隨著部隊高強度使用，X系列飛機再次面臨到壽停飛問題，嚴(yán)重影響了部隊作戰(zhàn)、訓(xùn)練任務(wù)，亟需進一步挖掘飛機的剩余壽命潛力。

1 增量考核的基本流程

傳統(tǒng)飛機定壽一般都是從“0”開始進行壽命評定，X系列飛機首次延壽也是采用這一模式。而再次延壽時，X系列飛機已是一款服役20余年的老齡飛機，用于疲勞試驗的飛機只能從外場服役飛機中選取。而外場飛機原使用壽命與后續(xù)的試驗壽命間如何銜接，如何確定飛機在實際使用條件下飛出來的疲勞壽命的分散系數(shù)，在國內(nèi)外尚沒有定論[3]。

再次延壽的目標(biāo)壽命已超出外方原設(shè)計壽命指標(biāo)的1倍，延壽技術(shù)難度大，風(fēng)險高。同時每架飛機由于飛機狀態(tài)、執(zhí)行訓(xùn)練科目以及飛行員習(xí)慣等差異，導(dǎo)致每架飛機之間的實際損傷差異較大。如何準(zhǔn)確衡量外場飛機損傷水平，合理銜接外場飛機已使用壽命與后續(xù)的試驗壽命之間的關(guān)系，進而準(zhǔn)確評估機群的使用壽命是再次延壽時亟待解決的重要技術(shù)難題。

為此，在繼承首次延壽經(jīng)驗基礎(chǔ)上，提出并應(yīng)用了基于增量考核的飛機延壽方法，其基本流程如圖1所示。通過科學(xué)確定飛機壽命評定“基點”，建立機體結(jié)構(gòu)維修“基點”，構(gòu)建規(guī)范性結(jié)構(gòu)修理技術(shù)體系，實現(xiàn)對飛機原有累積損傷“清零”與結(jié)構(gòu)狀態(tài)“統(tǒng)一”，進而通過全尺寸疲勞試驗驗證“更新飛機”的“壽命增量”，形成了完整的飛機結(jié)構(gòu)修理與延壽相結(jié)合的技術(shù)體系。

圖1 基于增量考核的飛機延壽流程Fig.1 Aircraft life extension process based on incremental evaluation

2 延壽基點與修理基點確定方法

2.1 延壽基點確定方法

X系列飛機是國內(nèi)首次采用機群定壽和單機壽命監(jiān)控相結(jié)合方法進行使用壽命管理的機型。所謂單機壽命監(jiān)控，就是在給出機群壽命指標(biāo)的同時，對每架飛機在實際使用過程中的飛行參數(shù)進行記錄，根據(jù)記錄結(jié)果實時計算出每架飛機疲勞累積損傷值，并將其與總損傷值進行比較，以此監(jiān)控飛機壽命指標(biāo)的消耗情況。

一個飛行起落的當(dāng)量損傷D是(ΔGi,Ri)︱ni=1的函數(shù)，在不考慮載荷間的相互作用和承認(rèn)線性累積損傷理論的前提下，D的一般表達(dá)式可寫成

(1)

式中:f(ΔGi,Ri)為第i次循環(huán)對應(yīng)的當(dāng)量損傷[4]。

X系列飛機在首次延壽后，逐漸形成了完整的單機壽命管理制度，其主要依據(jù)參數(shù)包括：基準(zhǔn)損傷率、基準(zhǔn)總損傷值、累積損傷值、當(dāng)量飛行小時、壽命消耗比等。其定義分別為

1) 基準(zhǔn)損傷率：飛機全尺寸疲勞試驗所加載荷譜的單位小時損傷率。

2) 基準(zhǔn)總損傷值：進行全尺寸疲勞試驗的飛機，機體結(jié)構(gòu)達(dá)到總壽命時的累積損傷值。

3) 累積損傷值：根據(jù)飛機已完成飛行的飛參數(shù)據(jù)計算得到，該數(shù)值定量地反映了飛機機體結(jié)構(gòu)的壽命消耗情況。當(dāng)單機的累積損傷值達(dá)到機型對應(yīng)的基準(zhǔn)總損傷值時，飛機機體結(jié)構(gòu)視為到壽。

4) 當(dāng)量飛行小時：累積損傷值/基準(zhǔn)損傷率。

5) 壽命消耗比(K)：當(dāng)量飛行小時/飛行小時[5]。

X系列飛機首次延壽結(jié)論中，在傳統(tǒng)的飛機機體結(jié)構(gòu)使用壽命指標(biāo)(飛行小時/起落數(shù)/日歷年)基礎(chǔ)上，增加了當(dāng)量飛行小時這一指標(biāo)。規(guī)定執(zhí)行單機壽命管理的X系列飛機，按照飛行小時/當(dāng)量飛行小時/起落數(shù)/日歷年4項指標(biāo)控制飛機使用壽命，并以先達(dá)到者作為飛機到壽或進行維修的判據(jù)。

X系列飛機單機壽命管理的具體做法是：由飛機的使用部隊，在每個飛行日后統(tǒng)計每架飛機當(dāng)日所完成的科目情況，并下載飛參數(shù)據(jù)通過單機監(jiān)控軟件計算得到飛機的累積損傷值，進而得到飛機當(dāng)前的當(dāng)量飛行小時和壽命消耗比K。

飛機使用部隊還可以根據(jù)單機損傷累積情況，管理和調(diào)配每架飛機的使用。如當(dāng)K>1.2時，應(yīng)適當(dāng)減少或限制大機動科目使用，而當(dāng)K<1 時，則可適當(dāng)增加大機動科目比例，如圖2所示。使得飛機所消耗的飛行小時和疲勞損傷累積值協(xié)調(diào)增長，在確保飛機使用安全的條件下，充分發(fā)揮每架飛機的使用效能。

圖2 基于單機損傷的飛機使用調(diào)控Fig.2 Aircraft use control based on each aircraft damage

通過單機壽命管理的實施，使得X系列飛機機群中每一架飛機的實際損傷嚴(yán)重程度得以全面掌握，當(dāng)量飛行小時定量地反映了飛機機體結(jié)構(gòu)真實的壽命消耗情況。

以當(dāng)量飛行小時到壽作為再次延壽時壽命評定的基點，以此為判據(jù)，選取疲勞試驗機再進行壽命增量考核，能夠代表外場機群中最嚴(yán)酷的使用狀態(tài)。

2.2 機體結(jié)構(gòu)修理基點確定方法

X系列飛機采用多墻式翼身融合布局，中央翼和外翼縱墻、起落架梁、尾梁等是機體的主要承力結(jié)構(gòu)，這些關(guān)鍵部件的疲勞品質(zhì)直接決定了整機的疲勞壽命水平。而上述結(jié)構(gòu)部件又多位于翼身融合體的密閉區(qū)域，結(jié)構(gòu)形式復(fù)雜，表面往往覆蓋有密封膠，受結(jié)構(gòu)形式制約，可達(dá)、可檢性差，損傷情況不易掌握。

如果不能全面掌握飛機機體結(jié)構(gòu)的疲勞薄弱部位，及時通過修理消除潛在的安全隱患，勢必會對飛機再次延壽使用帶來極大的風(fēng)險。

2007年11月，一架經(jīng)延壽的F-15C飛機在空戰(zhàn)訓(xùn)練過程中由于前機身座艙大梁上一處未知疲勞裂紋造成了結(jié)構(gòu)失效，導(dǎo)致墜機事故(圖3)。事故發(fā)生時該機只使用了5 868飛行小時。

圖3 隱藏的結(jié)構(gòu)疲勞裂紋導(dǎo)致F-15C墜機Fig.3 Hidden structural fatigue cracks cause F-15C to crash

首次延壽疲勞試驗、外場使用和大修過程中暴露的機體結(jié)構(gòu)疲勞損傷多位于開敞、可檢區(qū)域，比較容易發(fā)現(xiàn)和判定。而對于密閉區(qū)域、多層復(fù)雜連接等不可檢結(jié)構(gòu)，仍有尚未發(fā)現(xiàn)的隱藏故障。如果不能準(zhǔn)確掌握飛機結(jié)構(gòu)的損傷程度，明確實際損傷與試驗損傷差異，評估壽命潛力，合理確定機體結(jié)構(gòu)修理基點，將會給X系列飛機的再次延壽帶來重大安全隱患。

根據(jù)國外的相關(guān)研究資料，美、英等國對飛機的結(jié)構(gòu)拆毀檢查工作非常重視，不僅在全機疲勞試驗后對試驗飛機進行拆毀檢查，還會抽取現(xiàn)役飛機進行拆毀檢查。通過拆毀檢查可以獲取大量結(jié)構(gòu)損傷故障信息，特別是封閉區(qū)域內(nèi)不可達(dá)、不可檢結(jié)構(gòu)的損傷信息。拆毀檢查是確保老齡飛機安全使用，確定老齡飛機結(jié)構(gòu)實際損傷狀態(tài)唯一可行途徑[6-7]。

經(jīng)綜合分析X系列飛機機體結(jié)構(gòu)和服役使用差異、壽命消耗等情況，選取部隊服役到壽的單、雙座飛機各1架，以及首次延壽試驗后的2架疲勞試驗機進行深度拆毀檢查。這是國內(nèi)首次進行的系列到壽飛機拆毀檢查。

飛機機體結(jié)構(gòu)拆毀檢查主要包括以下工作內(nèi)容：確認(rèn)拆毀檢查對象，大部件分解，零件拆卸，零件去漆、除膠與清洗，對零件進行無損檢測(以熒光檢查為主)，故障分析(包括斷口分析、數(shù)值計算與仿真分析等)。

通過拆毀檢查，使平時不易檢查的密閉區(qū)域結(jié)構(gòu)得以全面檢查，發(fā)現(xiàn)了大量隱藏的結(jié)構(gòu)裂紋，全面、準(zhǔn)確獲取了飛機密閉區(qū)域和隱藏結(jié)構(gòu)疲勞損傷。通過拆毀檢查發(fā)現(xiàn)的裂紋數(shù)量是Ⅰ型疲勞試驗過程中發(fā)現(xiàn)裂紋數(shù)量的6倍，是Ⅱ型疲勞試驗過程中發(fā)現(xiàn)裂紋數(shù)量的3倍，兩架疲勞試驗機裂紋發(fā)現(xiàn)時機如圖4所示。對外場到壽飛機的拆毀檢查，首次獲取了隱藏結(jié)構(gòu)——第18框的裂紋故障信息，彌補了疲勞試驗考核的局限。拆毀檢查徹底暴露了該系列飛機機體結(jié)構(gòu)疲勞薄弱環(huán)節(jié)，為后續(xù)型號的壽命提升，確定了結(jié)構(gòu)疲勞細(xì)節(jié)改進方向；進一步充實并完善了機體結(jié)構(gòu)修理檢查方案，對保證飛機安全使用意義重大。

圖4 兩架疲勞試驗機結(jié)構(gòu)裂紋發(fā)現(xiàn)時機Fig.4 Structural crack detection time of two fatigue test aircraft

通過對疲勞試驗機與部隊服役到壽飛機的機體疲勞損傷狀態(tài)實施交叉評估，確認(rèn)首次延壽(二次大修)時對機體結(jié)構(gòu)疲勞關(guān)鍵部位采取耐久性修理措施有效提高了關(guān)鍵部位抗疲勞品質(zhì)。機體結(jié)構(gòu)疲勞關(guān)鍵部位未出現(xiàn)疲勞裂紋，仍然具有進一步延壽的潛力。

拆毀檢查系統(tǒng)掌握了X系列飛機結(jié)構(gòu)損傷規(guī)律，全面揭示了該系列飛機疲勞損傷特征。以此形成了覆蓋全系列飛機機體結(jié)構(gòu)疲勞薄弱部位的檢查、修理方案，建立了飛機機體結(jié)構(gòu)再更新的修理基點。

3 再更新技術(shù)

3.1 耐久性修理

X系列飛機在設(shè)計時采用的是安全壽命設(shè)計思想。安全壽命只考慮裂紋形成壽命，一旦結(jié)構(gòu)出現(xiàn)宏觀可檢裂紋就認(rèn)為結(jié)構(gòu)破壞。因此外方在飛機定壽中，未能主動地去發(fā)現(xiàn)裂紋，也沒有主動地進行修理。

機體結(jié)構(gòu)在載荷/環(huán)境作用下逐漸形成一定長度和一定數(shù)量的裂紋和損傷，如果任由其擴展下去將會造成結(jié)構(gòu)功能性損傷或維修費用的劇增，影響到飛機的可靠性[8]。耐久性評定就是針對結(jié)構(gòu)功能失效，綜合運用概率斷裂力學(xué)方法(Probabilistic Fracture Mechanics Approach, PFMA)、確定性裂紋擴展方法(Deterministic Crack Growth Approach, DCGA)和裂紋萌生方法(Crack Initiation Approach, CIA)等手段，通過分析典型結(jié)構(gòu)中必然具有的初始缺陷的擴展，確定其達(dá)到損害結(jié)構(gòu)功能的時間，制訂合理可行的檢修方案，以滿足飛機使用壽命要求。對于可修結(jié)構(gòu)，通過控制其裂紋超越概率來保證能對細(xì)節(jié)進行適時的修理，以防止裂紋過長超過經(jīng)濟修理極限尺寸使結(jié)構(gòu)喪失可修理功能以及由此導(dǎo)致結(jié)構(gòu)不能滿足使用壽命要求[9]。

圖5給出了在給定應(yīng)力水平σ和可靠度R條件下，裂紋超越數(shù)L與經(jīng)濟修理極限ae之間關(guān)系，體現(xiàn)了耐久性修理對延長飛機使用時間t的意義。

圖5 耐久性修理對飛機延壽的意義Fig.5 Significance of durability repairs to aircraft life extension

在X系列飛機國內(nèi)首次延壽時，通過關(guān)鍵部位耐久性評定，給出了經(jīng)濟修理方案(包括修理次數(shù)、修理時間、修理范圍和修理方法)。建立了鉸孔(去除已有損傷層)+擠壓強化(提高螺栓孔抗疲勞品質(zhì))+局部補強(降低應(yīng)力水平)的耐久性修理標(biāo)準(zhǔn)，以較小的重量代價，大幅改善了X系列飛機機體結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位原有疲勞品質(zhì)。正是對10余處機體結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位及時采取了耐久性修理措施，才實現(xiàn)X系列飛機的首次延壽。

在首次延壽經(jīng)驗基礎(chǔ)上，X系列飛機再次延壽時開展了更大規(guī)模的耐久性評定與修理方案驗證工作。完成了對9個關(guān)鍵部位270個疲勞細(xì)節(jié)的耐久性評定。耐久性評定還充分體現(xiàn)了飛機服役20余年來部隊訓(xùn)練水平變化帶來的載荷譜更迭，驗證了首次延壽時采取的耐久性修理措施在飛機進一步延壽時的效力。

關(guān)鍵部位耐久性評定結(jié)論詳見表1。首次延壽時對結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位第1、2應(yīng)力區(qū)進行的耐久性修理措施，能夠滿足飛機再次延壽后的壽命要求。在第3次大修時，只需以檢查為主，視情維修。對第3應(yīng)力區(qū)，則需要開展耐久性修理。

表1 關(guān)鍵部位耐久性評定結(jié)論

通過在飛機大修中大規(guī)模實施耐久性修理，實現(xiàn)了對機體結(jié)構(gòu)累積疲勞損傷的“清零”，消除所有影響安全的隱患和故障，保障了飛機延壽后的飛行安全。耐久性修理是改善關(guān)鍵結(jié)構(gòu)抗疲勞品質(zhì)，保證飛機延長使用壽命的重要措施。

3.2 隱蔽區(qū)域高精度損傷檢測

通過對4架到壽飛機的拆毀檢查，系統(tǒng)掌握了X系列飛機結(jié)構(gòu)損傷規(guī)律，擁有了覆蓋機體結(jié)構(gòu)全部疲勞薄弱部位的“地圖”。但X系列飛機結(jié)構(gòu)形式復(fù)雜，新發(fā)現(xiàn)的疲勞薄弱部位多處于隱蔽區(qū)域，可達(dá)、可檢性差。以往對隱蔽區(qū)域的裂紋檢測主要以X光和內(nèi)窺鏡檢查為主，受機上檢測條件限制，檢測效率和裂紋檢出率較低。例如X光檢查對起落架梁18長桁區(qū)域的臨界可檢裂紋長度達(dá)20 mm以上。如果隱蔽區(qū)域結(jié)構(gòu)裂紋不能及時發(fā)現(xiàn)，進而通過修理恢復(fù)其原有的抗疲勞品質(zhì)，將直接危及飛機延壽后的飛行安全。

多傳感器信息融合技術(shù)基于多個傳感器的獨立觀測數(shù)據(jù)，通過復(fù)合應(yīng)用和算法設(shè)計獲得更有效的信息，從而消除單一傳感器只能獲得檢測目標(biāo)部分信息的局限[10]。在檢測技術(shù)上通過多個傳感器共同協(xié)作來提高檢測系統(tǒng)整體的可靠性，從而能夠更準(zhǔn)確地檢測目標(biāo)。檢測系統(tǒng)將多個傳感器接收到的原始信息直接全部傳輸?shù)饺诤现行?，由融合中心對所有的信息進行全局處理，從而得到對目標(biāo)的檢測結(jié)果[11-12]。

在檢測系統(tǒng)中，通過傳感器協(xié)調(diào)和聯(lián)合運作，利用多傳感器融合技術(shù)可以有效提高測量精度[13]。針對起落架梁18長桁區(qū)域可達(dá)、可檢條件，采用多通道探頭信息融合技術(shù)原理，通過雙渦流檢測通道與信號權(quán)重均衡算法，實現(xiàn)對裂紋源點的精確定位。

通過探頭自動掃查系統(tǒng)，跟蹤檢測信號軌跡穩(wěn)態(tài)實時響應(yīng)，實現(xiàn)在狹小空間條件下對裂紋軌跡的實時自動跟蹤。根據(jù)反饋信號變化規(guī)律，自動捕捉信號峰值，精確定位裂紋尖端。

通過進一步優(yōu)化探頭靈敏度，匹配復(fù)雜結(jié)構(gòu)渦流場分布及信號傳遞與衰減的交互特性，獲得最優(yōu)的渦流能量場和檢測靈敏度的探頭參數(shù)和激勵參數(shù)，構(gòu)建了渦流檢測信號與長度測量之間的信息交互邏輯。實現(xiàn)了渦流檢測方式對裂紋精準(zhǔn)定位、準(zhǔn)確測量。高精度損傷檢測系統(tǒng)工作原理如圖6所示。

圖6 高精度損傷檢測系統(tǒng)Fig.6 High precision damage detection system

通過建立機上復(fù)雜條件下，對飛機隱蔽區(qū)域結(jié)構(gòu)裂紋高效、精準(zhǔn)的特種檢測能力，突破了隱蔽區(qū)域損傷難以檢測的技術(shù)難題，實現(xiàn)機體結(jié)構(gòu)損傷“找得到、測得準(zhǔn)”。

3.3 冷噴涂增材修復(fù)技術(shù)

起落架梁位于中央翼油箱區(qū)內(nèi)部狹小空間，用于連接主起落架，主要傳遞主起落架載荷，是機體結(jié)構(gòu)主承力構(gòu)件，一旦破壞將直接危及飛行安全。

起落架梁上部18長桁的通孔是影響起落架梁疲勞壽命的薄弱環(huán)節(jié)，制約了X系列飛機使用壽命，早已成為中、外雙方共識。外方認(rèn)為該結(jié)構(gòu)不可修、不可換，如果發(fā)現(xiàn)裂紋，飛機只能退役報廢。

隨著隱蔽區(qū)域高精度損傷檢測技術(shù)的突破，暴露了75%以上的外場到壽飛機中起落架梁18長桁缺口處存在裂紋的情況。經(jīng)國內(nèi)專家集中會診、集智攻關(guān)，無論是以螺栓連接、膠接為代表的局部補強修理，還是更換起落架梁乃至中央翼的“大手術(shù)”，以及3D打印、攪拌摩擦焊、激光熔覆等新興修理技術(shù)，均因施工條件苛刻，難以實施。起落架梁裂紋能否得到有效修理成為制約飛機延壽的攔路石。

冷噴涂技術(shù)為起落架梁裂紋的修復(fù)打開了新思路。冷噴涂(Cold Spray, CS)又稱為冷空氣動力學(xué)噴涂(Cold Gas Dynamic Spraying，CGDS)或超聲速粒子沉積(Supersonic Particle Deposition, SPD)。20世紀(jì)80年代末由蘇聯(lián)科學(xué)院西伯利亞分院理論和應(yīng)用力學(xué)研究所率先發(fā)現(xiàn)[14]。

冷噴涂技術(shù)是一種基于高速粒子固態(tài)沉積的涂層制備方法，其原理以高壓氣體作為加速介質(zhì)，送入噴槍，同時噴涂粉末經(jīng)送粉氣體送入噴槍，經(jīng)特殊設(shè)計的Laval收縮-擴張噴管加速，形成超聲速氣-固兩相流，噴涂粒子在固態(tài)下碰撞基體，經(jīng)過劇烈塑性變形沉積形成涂層。由于粉末顆粒在整個過程中的溫度是低于其熔點的，故稱為冷噴涂[15]。Gnanasekaran等模擬了噴涂粒子碰撞變形而沉積形成涂層的過程，如圖7所示[16]。

冷噴涂技術(shù)在結(jié)構(gòu)修復(fù)領(lǐng)域的優(yōu)勢在于沒有機械連接，對基體無附加損傷；基體表面升溫可控制在150 ℃以下，不會損傷基體；無界面氧化物；表面產(chǎn)生壓應(yīng)力等[17]。

根據(jù)噴涂氣體壓力及對應(yīng)設(shè)備，可將冷噴涂分為高壓冷噴涂和低壓冷噴涂兩大類。兩種冷噴涂系統(tǒng)的工作原理如圖8所示，典型技術(shù)參數(shù)見表2[18-19]。

表2 冷噴涂系統(tǒng)典型參數(shù)[18-19]

圖8 冷噴涂系統(tǒng)示意圖Fig.8 Schematic of cold spray systems

低壓冷噴涂技術(shù)已經(jīng)比較成熟，廣泛用于發(fā)動機殼體等非承載結(jié)構(gòu)的修復(fù)。2009年澳大利亞魯格公司應(yīng)用該技術(shù)成功修復(fù)了澳大利亞皇家海軍SH-60海鷹直升機鎂合金制造的變速箱及附件的腐蝕損傷，如圖9所示[20]。

圖9 澳大利亞應(yīng)用冷噴涂增材修復(fù)腐蝕損傷[20]Fig.9 Australia uses cold spray to repair corrosion[20]

目前，國際上對高壓冷噴涂技術(shù)修理承力構(gòu)件研究仍處于實驗室探索階段。主要研究方向有：機翼壁板應(yīng)力腐蝕裂紋和孔邊裂紋的冷噴涂增材修復(fù)，F(xiàn)/A-18飛機承力框腐蝕損傷的冷噴涂增材修復(fù)等。文獻(xiàn)[21]顯示，7075-T6狀態(tài)鋁合金試驗件孔邊1.27 mm裂紋，經(jīng)雙側(cè)冷噴涂增材1 mm厚7075鋁合金后，模擬了C-130飛機19 000 飛行小時疲勞試驗，噴涂體沒有出現(xiàn)明顯開裂或剝離，基體裂紋也沒有出現(xiàn)擴展。

國內(nèi)對冷噴涂技術(shù)的研究起步較晚，多處于理論研究階段，僅在低壓冷噴涂修復(fù)非承載結(jié)構(gòu)方面有少量應(yīng)用案例，如Д-30發(fā)動機中央傳動機匣表面涂層的冷噴涂修復(fù)[22-23]。而在高壓冷噴涂修復(fù)裂紋領(lǐng)域仍屬空白。

本文作者團隊提出以高壓冷噴涂系統(tǒng)，使用氦氣作為運載氣體，噴涂7075鋁合金粉末作為技術(shù)開發(fā)主線，并行開展了冷噴涂增材修復(fù)設(shè)備研發(fā)，冷噴涂力學(xué)與失效模式試驗驗證，構(gòu)建技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)與工藝參數(shù)體系等系列工作。

經(jīng)過近3年的技術(shù)攻關(guān)，突破了冷噴涂增材修復(fù)的核心技術(shù)：

1) 冷噴涂作為新興增材技術(shù)，其力學(xué)特征與破壞行為有別于傳統(tǒng)材料與工藝，特別是噴涂粒子與基體間需要達(dá)到足夠的結(jié)合強度是實施增材修復(fù)基礎(chǔ)。項目團隊獨創(chuàng)了修復(fù)增材結(jié)合強度試驗方法，模擬檢驗了冷噴涂增材對裂紋損傷的修復(fù)效果，掌握了冷噴涂體的力學(xué)特征，通過與抗疲勞設(shè)計原理有機結(jié)合，形成了冷噴涂增材修復(fù)設(shè)計方法。形成了冷噴涂增材修復(fù)的試驗評價體系(圖10)。

圖10 冷噴涂增材修復(fù)試驗驗證體系Fig.10 Repairing test system for cold spray

2) 通過對氣體加熱與加壓系統(tǒng)、送粉裝置、噴涂機器人、專用噴槍、集塵裝置及控制系統(tǒng)的開發(fā)與集成，研制出可工程化應(yīng)用的移動式冷噴涂增材修復(fù)設(shè)備。機上冷噴涂增材修復(fù)場景如圖11所示。

圖11 機上冷噴涂增材修復(fù)Fig.11 Repair of cold spray on aircraft

3) 冷噴涂增材技術(shù)與3D打印同屬增材制造領(lǐng)域，生產(chǎn)質(zhì)量嚴(yán)重依賴工藝過程。通過工藝過程循環(huán)迭代，建立了主、輔原材料的選用標(biāo)準(zhǔn)，結(jié)合強度控制方法，工藝過程關(guān)鍵參數(shù)，施工環(huán)境控制標(biāo)準(zhǔn)，機上粉塵防護與收集技術(shù)，質(zhì)量檢測標(biāo)準(zhǔn)，形成了完整的工藝過程控制鏈與工藝參數(shù)體系，建立了完備的技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)與制備質(zhì)量檢測評價標(biāo)準(zhǔn)。

目前使用冷噴涂增材成形的7075鋁合金能夠達(dá)到的力學(xué)性能見表3。

表3 冷噴涂增材成形7075鋁合金性能

冷噴涂增材技術(shù)的應(yīng)用實現(xiàn)了狹小空間內(nèi)對關(guān)鍵承力結(jié)構(gòu)的無附帶損傷修復(fù)，有效抑制了裂紋的擴展，顯著提高了修復(fù)結(jié)構(gòu)的疲勞品質(zhì)。修復(fù)效果明顯優(yōu)于復(fù)合材料膠接修理(圖12)。

圖12 冷噴涂增材與復(fù)合材料修復(fù)效果對比Fig.12 Comparison of repair effects between cold spray and carbon fiber composites

冷噴涂增材技術(shù)在飛機關(guān)鍵主承力結(jié)構(gòu)原位修復(fù)的工業(yè)級應(yīng)用，突破了制約X系列飛機壽命提升的關(guān)鍵技術(shù)瓶頸，實現(xiàn)了機體結(jié)構(gòu)疲勞損傷“修的好”。冷噴涂增材技術(shù)的應(yīng)用也為軍、民用高價值結(jié)構(gòu)損傷修理開啟了新途徑，奠定了該技術(shù)后續(xù)推廣應(yīng)用的基礎(chǔ)。

4 壽命增量的確定方法

4.1 老齡飛機材料分散性

GJB67.6A—2008將疲勞壽命分散系數(shù)(簡稱分散系數(shù))定義為用于描述疲勞分析和試驗結(jié)果的壽命可靠性系數(shù)，它與壽命的分布函數(shù)、標(biāo)準(zhǔn)差、可靠性要求和載荷譜密切相關(guān)[24]。

分散系數(shù)主要包含兩個方面內(nèi)容：① 結(jié)構(gòu)材料與制造質(zhì)量的固有分散性，可用隨機變量表示，其對應(yīng)的疲勞壽命分散系數(shù)稱為“結(jié)構(gòu)分散系數(shù)”；② 載荷譜的變化引起的分散性，它與飛機實際使用情況、載荷譜編制方法有關(guān)，其對應(yīng)的疲勞壽命分散系數(shù)稱為“載荷分散系數(shù)”。

疲勞壽命分散系數(shù)因此可表示為

Lf=(Lf)s×(Lf)l

(2)

式中：Lf為飛機結(jié)構(gòu)疲勞壽命分散系數(shù)；(Lf)s為結(jié)構(gòu)分散系數(shù)；(Lf)l為載荷分散系數(shù)。

X系列飛機是一款服役20余年的老齡飛機，載荷和環(huán)境的長期作用對構(gòu)成機體結(jié)構(gòu)的金屬材料的分散性有無影響，是老齡飛機壽命評定所面臨的先決條件，關(guān)系到增量考核疲勞試驗分散系數(shù)的確定。

根據(jù)高潮等[25]研究，在同一載荷譜下同型飛機結(jié)構(gòu)疲勞壽命通常按照服從對數(shù)正態(tài)分布處理，則結(jié)構(gòu)分散系數(shù)為

(3)

式中：uγ為由顯著性水平γ確定的標(biāo)準(zhǔn)正態(tài)分布上γ分位點；n為樣本容量；uP為由可靠度P確定的標(biāo)準(zhǔn)正態(tài)分布上P分位點；σs為同一載荷譜下的對數(shù)疲勞壽命標(biāo)準(zhǔn)差。

利用外場到壽拆毀檢查飛機剩余老舊材料制成試驗件，與新材料制造的試驗件進行壽命對比，研究老舊材料與新材料的分散性差異。

通過對6種鋁合金典型結(jié)構(gòu)和1種鈦合金典型結(jié)構(gòu)進行模擬試驗。在斷口判讀、試驗數(shù)據(jù)的處理與分析工作基礎(chǔ)上，獲得各組試驗件的疲勞分散系數(shù)，并使用概率斷裂力學(xué)方法對不同部位的損傷度進行了評估。

在中等應(yīng)力水平下，老舊材料平均分散系數(shù)為2.48，新材料平均分散系數(shù)為2.19，二者相當(dāng)(圖13)。老齡飛機與新飛機在材料分散性沒有明顯差異，老齡飛機全尺寸疲勞試驗分散系數(shù)仍然可以取4。

圖13 老舊材料與新材料分散系數(shù)對比(n=1)Fig.13 Comparison of dispersion coefficients between old and new materials (n=1)

4.2 非典型裂紋形成機理

結(jié)構(gòu)在正常受載情況產(chǎn)生疲勞裂紋的方向必定與載荷方向垂直。但在X系列飛機拆毀檢查及以往使用中，發(fā)現(xiàn)了大量平行于載荷方向的裂紋。此類裂紋多出現(xiàn)在7XXX系鋁合金制造的零件上，主要分布在結(jié)構(gòu)的R角或螺栓孔間, 如圖14所示。經(jīng)斷口分析，判定為Cl-環(huán)境下發(fā)生的應(yīng)力腐蝕開裂。

圖14 同一零件上存在兩種狀態(tài)裂紋Fig.14 Two state cracks in a part

應(yīng)力腐蝕開裂需具備3種基本條件：敏感材料、特定環(huán)境和拉伸應(yīng)力[26]。經(jīng)分析以上裂紋符合應(yīng)力腐蝕開裂三要素：

1) 7XXX系鋁合金廣泛應(yīng)用于飛機的主承力部件，如承力框、壁板、墻、大梁等。X系列飛機中大量采用了其峰值時效狀態(tài)(T6)。該熱處理狀態(tài)對應(yīng)力腐蝕非常敏感[27]。

2) 鋁合金表面存在致密的氧化膜，對基體有一定的保護。干燥的氣體/空氣都不能破壞氧化膜，因此不會引起鋁合金的應(yīng)力腐蝕開裂。但在潮濕空氣中，則有明顯的應(yīng)力腐蝕開裂現(xiàn)象[28]。

3) 拉伸應(yīng)力主要來自裝配不當(dāng)產(chǎn)生的裝配應(yīng)力。經(jīng)分析0.5 mm的裝配間隙，足以使緣條R角區(qū)域產(chǎn)生超過應(yīng)力腐蝕門檻值σSCC的拉應(yīng)力，誘發(fā)結(jié)構(gòu)應(yīng)力腐蝕開裂。

目前國內(nèi)對應(yīng)力腐蝕研究主要集中在材料本身，而對實際結(jié)構(gòu)發(fā)生應(yīng)力腐蝕開裂的機理研究相對較少。為掌握此類裂紋產(chǎn)生機理及擴展規(guī)律，評估其對飛機壽命的影響，設(shè)計并開展了應(yīng)力腐蝕試驗。通過對3種材料狀態(tài)(В95 Т1、7B04 T6、7B04 T74)、2種裝配間隙(0.3 mm、0.5 mm)、2種 擰緊力矩(9 N·m、14 N·m)、2種工作應(yīng)力狀態(tài)的試驗?zāi)M，再現(xiàn)應(yīng)力腐蝕裂紋的產(chǎn)生及擴展過程，揭示裝配應(yīng)力與裝配間隙、螺栓擰緊力矩間的變化規(guī)律；明確材料、結(jié)構(gòu)、裝配應(yīng)力與應(yīng)力腐蝕之間的關(guān)系。為飛機設(shè)計、制造及修理過程的選材、裝配間隙控制及防護體系的應(yīng)用提供了依據(jù)。試驗結(jié)果如下：

1) 參與腐蝕試驗的115件試驗件中共有51件出現(xiàn)裂紋，其中R角裂紋366條(占比84%)，孔間裂紋22條(占比14%)，特殊裂紋(無明顯應(yīng)力集中區(qū))3條(占比2%)，如圖15所示。試驗中發(fā)現(xiàn)的裂紋類型、所占比例與外場飛機基本一致。

圖15 試驗與外場飛機裂紋類型對比Fig.15 Crack types comparison between test and aircraft

2) 試驗揭示了結(jié)構(gòu)不同位置在螺栓裝配過程中應(yīng)變變化規(guī)律(圖16)。裝配間隙、螺栓擰緊力矩與裝配應(yīng)力成正比。隨著擰緊力矩的施加，緣條自由邊間隙減小，緣條主要承受彎曲載荷，螺栓孔附近上表面緣條首先呈現(xiàn)拉應(yīng)力(背面為壓應(yīng)力)，R角處為拉應(yīng)力；隨著擰緊力矩的繼續(xù)增加，緣條自由邊間隙消除，拉應(yīng)力繼續(xù)增加，進一步增加螺栓擰緊力矩，由于自由邊反力的作用，緣條上表面拉應(yīng)力轉(zhuǎn)變?yōu)閴簯?yīng)力(背面為拉應(yīng)力)，R角處仍為拉應(yīng)力，應(yīng)力隨著擰緊力矩增加而增加。對于3 mm厚的鋁合金緣條裝配間隙為0.5 mm時，裝配應(yīng)力可達(dá)150 MPa以上，超過材料的應(yīng)力腐蝕門檻值σSCC。

圖16 應(yīng)變隨擰緊力矩的變化Fig.16 Strain with tightening torque

3) 明確了材料、結(jié)構(gòu)、裝配應(yīng)力與應(yīng)力腐蝕之間的關(guān)系。裝配間隙越大，擰緊力矩越大，裝配應(yīng)力越高，發(fā)生應(yīng)力腐蝕開裂概率越大(圖17)。7B04 T74狀態(tài)具有一定的抗應(yīng)力腐蝕開裂能力，В95 Т1、7B04 T6的抗應(yīng)力腐蝕開裂能力較差，應(yīng)避免使用T6狀態(tài)材料，優(yōu)選T74/T73狀態(tài)。并且現(xiàn)行防護體系對阻止應(yīng)力腐蝕開裂作用不明顯。

圖17 應(yīng)力腐蝕開裂對比Fig.17 Comparison of stress corrosion crack

4) 當(dāng)裝配應(yīng)力與工作應(yīng)力方向垂直時，裝配應(yīng)力及應(yīng)力腐蝕對結(jié)構(gòu)壽命影響不明顯。當(dāng)裝配應(yīng)力與工作應(yīng)力疊加時，則應(yīng)警惕應(yīng)力腐蝕開裂。

對于現(xiàn)役飛機結(jié)構(gòu)已無法從根本上解決應(yīng)力腐蝕開裂問題，只能在大修中加強對應(yīng)力腐蝕敏感材料制造的零件檢查，同時在裝配過程中及時加墊補償，避免此類結(jié)構(gòu)產(chǎn)生裝配應(yīng)力。

相關(guān)文獻(xiàn)表明，通過噴丸強化、激光沖擊強化等方式引入壓應(yīng)力等方式，有助于提高金屬材料的抗應(yīng)力腐蝕性能[29-30]。后續(xù)還將持續(xù)開展抗應(yīng)力腐蝕開裂方法研究。

4.3 全尺寸飛機增量考核疲勞試驗

從外場機群中選取了一架當(dāng)量飛行小時到壽飛機，作為再次延壽時壽命評定用疲勞試驗機，代表了外場機群中最嚴(yán)酷的使用狀態(tài)。

依據(jù)拆毀檢查獲得的覆蓋機體結(jié)構(gòu)全部疲勞薄弱部位“地圖”，應(yīng)用隱蔽區(qū)域高精度損傷檢測手段，獲取疲勞試驗機機體結(jié)構(gòu)全部的疲勞損傷信息。通過對全部疲勞關(guān)鍵薄弱部位，實施統(tǒng)一的規(guī)范性結(jié)構(gòu)檢查與修理，實現(xiàn)了對機體結(jié)構(gòu)已有累積疲勞損傷的“清零”與結(jié)構(gòu)狀態(tài)的“統(tǒng)一”。構(gòu)建了完整、規(guī)范的飛機延壽大修技術(shù)體系，完成了對機體結(jié)構(gòu)的“再更新”。

外場機群再延壽時采用同樣的延壽大修技術(shù)體系，實現(xiàn)機體結(jié)構(gòu)的“再更新”。經(jīng)規(guī)范性結(jié)構(gòu)修理后疲勞試驗機與外場機群處于同一“起跑線”。

通過4倍壽命的全尺寸疲勞試驗，系統(tǒng)驗證機體結(jié)構(gòu)經(jīng)“再更新”后的“壽命增量”。根據(jù)全尺寸疲勞試驗中新暴露的疲勞問題，及時完善延壽大修方案。最終形成完整的X系列飛機延壽大修技術(shù)體系，并給出外場機群的使用壽命。

4.4 外場飛機結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控技術(shù)應(yīng)用

智能涂層是一種新型的健康監(jiān)測技術(shù)，可實現(xiàn)關(guān)鍵部位的裂紋萌生和擴展動態(tài)監(jiān)控[31]。智能涂層傳感器本質(zhì)上是電阻性材料，當(dāng)其涂布的幾何形狀及厚度確定后，形成一個阻值主要隨涂層襯底裂紋變化而變化的電阻，而襯底涂層與被監(jiān)測基體緊密相關(guān)。當(dāng)被監(jiān)測基體產(chǎn)生裂紋時智能涂層也會產(chǎn)生裂紋。通過測量被測點的電阻值，來間接了解被監(jiān)測點的裂紋狀態(tài)。智能涂層傳感器原理圖，如圖18所示。

圖18 智能涂層傳感器原理圖Fig.18 Schematic diagram of an intelligent coating sensor

智能涂層式裂紋監(jiān)測系統(tǒng)(Intelligent coating Crack Monitoring System，ICMS)采用“在線測量、離線分析”的方式，即機載ICMS系統(tǒng)實現(xiàn)結(jié)構(gòu)狀態(tài)數(shù)據(jù)信息的采集和記錄，數(shù)據(jù)下載到地面系統(tǒng)進行數(shù)據(jù)的綜合處理分析，評估結(jié)構(gòu)狀態(tài)，指導(dǎo)制定結(jié)構(gòu)維修計劃[32]。

ICMS系統(tǒng)安裝、調(diào)試完成后，首先測量并保存每一個傳感器的初始電阻值，作為基準(zhǔn)值；以后每一次的測量值都和基準(zhǔn)值比較，產(chǎn)生差值，通過檢查差值，了解被監(jiān)測點的健康狀態(tài)；當(dāng)差值大于設(shè)定閾值時表示已產(chǎn)生裂紋；當(dāng)差值無窮大時表示傳感器已斷裂，基體裂紋已大于智能涂層監(jiān)測的范圍。它能對飛機結(jié)構(gòu)的關(guān)鍵部位的狀況進行實時、在線的診斷性監(jiān)測。

為了及時捕捉、發(fā)現(xiàn)機體關(guān)鍵部位的早期裂紋，部分延壽飛機在機體結(jié)構(gòu)疲勞薄弱部位加裝了ICMS系統(tǒng)，如圖19所示。

圖19 ICMS系統(tǒng)組成Fig.19 ICMS system composition

目前，隨飛機外場使用的ICMS系統(tǒng)運行狀態(tài)正常，所有監(jiān)控部位均未發(fā)現(xiàn)裂紋。

5 結(jié) 論

1) 通過應(yīng)用基于增量考核的飛機延壽方法，成功將X系列飛機總使用壽命延長至外方原壽命的1倍。緩解了部隊對先進作戰(zhàn)飛機的使用急需，以較小的投入，創(chuàng)造了顯著的軍事效益和經(jīng)濟效益。

2) 以關(guān)鍵結(jié)構(gòu)的裂紋檢測為牽引，形成了機上復(fù)雜條件下對飛機隱蔽區(qū)域結(jié)構(gòu)裂紋的高效、精準(zhǔn)特種檢測能力，解決了隱蔽區(qū)域損傷難以檢測的技術(shù)難題。

3) 在國內(nèi)首次實現(xiàn)了冷噴涂增材技術(shù)在飛機關(guān)鍵主承力結(jié)構(gòu)原位修復(fù)的工業(yè)級應(yīng)用，解決了關(guān)鍵部位裂紋常規(guī)方法無法修理的核心技術(shù)難題，開辟了軍、民用高價值結(jié)構(gòu)損傷修理新途徑，奠定了該技術(shù)后續(xù)推廣應(yīng)用的基礎(chǔ)。