先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)壽命設(shè)計(jì)與延壽技術(shù)發(fā)展綜述

李玉海，王成波，陳亮,,*，董宏達(dá)，管宇，邸洪亮，顧宇軒

1. 大連理工大學(xué) 運(yùn)載工程與力學(xué)學(xué)部，大連 116024

2. 航空工業(yè)沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所 綜合強(qiáng)度部，沈陽 110035

隨著航空武器裝備平臺(tái)的軍事需求發(fā)展和航空科學(xué)技術(shù)的進(jìn)步，作為航空平臺(tái)的基礎(chǔ)、先進(jìn)氣動(dòng)布局可實(shí)現(xiàn)性的飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度技術(shù)更是在不斷進(jìn)步和發(fā)展中：一方面，飛機(jī)結(jié)構(gòu)不斷向大型化、復(fù)雜化、輕質(zhì)化及功能一體化發(fā)展，其工作載荷越來越大，工作環(huán)境越來越嚴(yán)酷；另一方面，飛機(jī)結(jié)構(gòu)因疲勞破壞所造成的損失也越來越大，且由于經(jīng)濟(jì)性，要求飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)必須能夠最大限度發(fā)揮其結(jié)構(gòu)潛力，對(duì)壽命指標(biāo)的要求不斷提高。以美軍為例，其先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的壽命指標(biāo)均在8 000飛行小時(shí)以上，甚至通過延壽達(dá)到12 000飛行小時(shí)。

正是基于上述的迫切需求，國內(nèi)外學(xué)者和飛機(jī)設(shè)計(jì)師不斷探索飛機(jī)結(jié)構(gòu)長壽命設(shè)計(jì)的科學(xué)理論和工程實(shí)踐，在一次一次的事故或故障中完善自身的技術(shù)體系，提升分析與驗(yàn)證方法的準(zhǔn)確性、可靠性與規(guī)范性。從20世紀(jì)60年代飛機(jī)設(shè)計(jì)中開始引入疲勞準(zhǔn)則，經(jīng)過60多年的發(fā)展，飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)取得了飛躍發(fā)展，形成了完備的設(shè)計(jì)驗(yàn)證體系和規(guī)范標(biāo)準(zhǔn)。本文以疲勞設(shè)計(jì)準(zhǔn)則的發(fā)展為主線，對(duì)國內(nèi)外飛機(jī)疲勞工作者研究的熱點(diǎn)問題以及影響結(jié)構(gòu)壽命的重要因素，包括分散系數(shù)的確定、載荷譜編制技術(shù)、飛機(jī)壽命設(shè)計(jì)與延壽技術(shù)、日歷壽命評(píng)定、單機(jī)壽命監(jiān)控等技術(shù)的形成與發(fā)展進(jìn)行綜合論述。力求厘清各壽命影響要素之間的邏輯關(guān)系，促進(jìn)中國航空裝備疲勞設(shè)計(jì)技術(shù)的進(jìn)步和長壽命指標(biāo)的實(shí)現(xiàn)。

1 疲勞設(shè)計(jì)準(zhǔn)則的發(fā)展

飛機(jī)強(qiáng)度設(shè)計(jì)準(zhǔn)則是指為保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性而對(duì)設(shè)計(jì)、制造、試驗(yàn)和維護(hù)等方面提出的必須滿足的條件和要求。

從20世紀(jì)40年代起，隨航空工業(yè)的快速發(fā)展，結(jié)構(gòu)強(qiáng)度技術(shù)也在逐步發(fā)展，并體現(xiàn)在相應(yīng)的標(biāo)準(zhǔn)或規(guī)范中。最初的飛機(jī)強(qiáng)度設(shè)計(jì)準(zhǔn)則是按靜強(qiáng)度要求提出的，隨著英國2架彗星號(hào)噴氣客機(jī)由于疲勞問題相繼出現(xiàn)空中解體，開始重視飛機(jī)疲勞問題，提出了疲勞強(qiáng)度設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，并經(jīng)過不斷發(fā)展完善，成為飛機(jī)結(jié)構(gòu)的主要設(shè)計(jì)準(zhǔn)則。

在強(qiáng)度規(guī)范制定與修訂過程中，美國空軍的設(shè)計(jì)與使用數(shù)據(jù)最為豐富，實(shí)踐與經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)也更具代表性，因此，也一直引領(lǐng)著飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)準(zhǔn)則的不斷升級(jí)與完善。

第1次修改——1960年增加疲勞強(qiáng)度要求，稱為安全壽命規(guī)范。1954年英國2架彗星號(hào)噴氣客機(jī)相繼空中解體，最終確認(rèn)是由金屬疲勞引起。該事件引起航空界極大震動(dòng)。美空軍于1960年在靜強(qiáng)度要求基礎(chǔ)上增加了疲勞強(qiáng)度要求，定名為軍用規(guī)范MIL-A-8866(飛機(jī)強(qiáng)度和剛度、可靠性要求，重復(fù)載荷和疲勞)和軍用規(guī)范MIL-A-8867(飛機(jī)強(qiáng)度和剛度，地面試驗(yàn))。

第2次修改——1971年增加斷裂強(qiáng)度要求。1969年美空軍F-111A戰(zhàn)斗轟炸機(jī)因機(jī)翼樞軸斷裂墜毀，經(jīng)事故調(diào)查確定是由于斷裂強(qiáng)度不足引起的。因此，美空軍于1971年增加了斷裂強(qiáng)度相關(guān)要求，改名為軍用規(guī)范MIL-A-008866A、008867A。

第3次修改——1974—1975年，廢除疲勞強(qiáng)度要求和安全壽命要求，代之以斷裂強(qiáng)度要求，稱為耐久性和損傷容限規(guī)范[1]。

經(jīng)過幾年實(shí)踐，證明斷裂強(qiáng)度要求的合理性。美空軍于1974年頒發(fā)了軍用規(guī)范MIL-A-83444(飛機(jī)損傷容限要求)，這是一個(gè)斷裂強(qiáng)度規(guī)范。它規(guī)定美空軍新飛機(jī)的主要受力結(jié)構(gòu)要按這個(gè)規(guī)范設(shè)計(jì)，但明確規(guī)定該規(guī)范不適用于起落架。這主要是由于起落架主要承受動(dòng)載荷。另一方面，1975年美空軍再次進(jìn)行修訂，廢除了疲勞強(qiáng)度要求，即廢除了安全壽命要求，完善了斷裂強(qiáng)度要求，改名為軍用規(guī)范MIL-A-008866B、008867B。同年12月修改了軍用標(biāo)準(zhǔn)MIL-STD-1530(飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱)，改名為MIL-STD-1530A，它是一個(gè)對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性的總要求。

1985年，美空軍推出新軍用規(guī)范——飛機(jī)結(jié)構(gòu)通用規(guī)范——MIL-A-87221(USAF)，取代原來的飛機(jī)強(qiáng)度和剛度規(guī)范——MIL-008860(USAF)系列規(guī)范。這套新規(guī)范與1975年規(guī)范相比的最大特點(diǎn)是改指令性文件為指導(dǎo)性文件，但在內(nèi)容上沒有很大差別，壽命概念仍采用經(jīng)濟(jì)壽命加損傷容限的概念[2]。

在這段時(shí)間，美海軍雖未修訂規(guī)范，但他們作了不少分析、研究和積累工作。繼美空軍1985年新規(guī)范頒發(fā)之后，美海軍航空系統(tǒng)司令部推出了新的軍用規(guī)范——飛機(jī)強(qiáng)度和剛度MIL-A-8860B(AS)，共9分冊(cè)，分別于1986年和1987年頒發(fā)，取代1960年頒發(fā)的空、海軍共用的MIL-A-8860(ASG)系列規(guī)范。這部海軍新規(guī)范與空軍新規(guī)范相比，有下列2點(diǎn)不同：① 前者采用安全壽命加損傷容限的壽命概念，后者采用經(jīng)濟(jì)壽命加損傷容限概念；② 前者仍為指令性文件，后者為指導(dǎo)性文件。從此美空、海軍飛機(jī)強(qiáng)度規(guī)范就各自成系統(tǒng)了[2]。

1990年，MIL-A-87221作廢，以AFGS-87221A代之，該規(guī)范于1999年頒發(fā)，進(jìn)一步弱化了其指令性功能，而強(qiáng)化其指導(dǎo)性作用。

2005年美國空軍在MIL-STA-1530C中增加了結(jié)構(gòu)破壞風(fēng)險(xiǎn)分析的相關(guān)要求。這實(shí)際上是一種基于結(jié)構(gòu)可靠性的分析技術(shù)，并給出了每次飛行10-7和10-5的失效概率閾值。

2016年，美國空軍對(duì)結(jié)構(gòu)完整性大綱進(jìn)行了最新修訂，發(fā)布了MIL-STA-1530D，細(xì)化了單機(jī)壽命監(jiān)控和結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控要求[3]。

中國飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)主要依據(jù)蘇聯(lián)和美國的規(guī)范。在航空工業(yè)建立和發(fā)展之初，主要借鑒蘇聯(lián)的規(guī)范，采用靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)準(zhǔn)則。殲-8及以前的飛機(jī)主要都是按照靜強(qiáng)度準(zhǔn)則開展設(shè)計(jì)與驗(yàn)證工作的。

1985年，GJB67—85系列規(guī)范發(fā)布，規(guī)定把安全壽命設(shè)計(jì)作為飛機(jī)滿足設(shè)計(jì)使用壽命和可靠性要求的基本方法。具體包括安全壽命和損傷容限設(shè)計(jì)內(nèi)容，相當(dāng)于美國空軍1971年頒發(fā)的MIL-A-008866A系列規(guī)范[4]。

1989年，GJB775.1—89規(guī)范發(fā)布，提出了耐久性和損傷容限設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，但也允許某些飛機(jī)采用安全壽命設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，實(shí)際上是從安全壽命到耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)準(zhǔn)則的過渡規(guī)范[5]。

2008年，GJB67系列規(guī)范更新，發(fā)布了GJB67A—2008系列規(guī)范，規(guī)定了飛機(jī)壽命設(shè)計(jì)應(yīng)遵循耐久性和損傷容限設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，不再包含安全壽命設(shè)計(jì)準(zhǔn)則[6]。

2012年，借鑒美軍MIL-STD-1530C，對(duì)GJB775.1—89規(guī)范進(jìn)行升版，發(fā)布了GJB775A—2012軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱，除了進(jìn)一步明確耐久性和損傷容限設(shè)計(jì)準(zhǔn)則外，增加了結(jié)構(gòu)破壞風(fēng)險(xiǎn)分析的相關(guān)要求，并給出了與MIL-STD-1530C要求一致的每次飛行10-7和10-5的失效概率閾值[7]。

2 壽命設(shè)計(jì)與驗(yàn)證分散系數(shù)

分散系數(shù)是用于描述疲勞分析和試驗(yàn)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)，是決定飛機(jī)壽命可靠性的指標(biāo)。定義為中值壽命N50與安全壽命Np的比值：

(1)

式中：N50為服從某種分布形式隨機(jī)變量的壽命均值；Np為安全壽命可靠度指標(biāo)P對(duì)應(yīng)的壽命值。

GJB67.6—85中規(guī)定，由于疲勞試驗(yàn)固有的分散性及飛機(jī)服役中所經(jīng)受的使用載荷譜有可能比設(shè)計(jì)使用載荷譜更嚴(yán)重等原因，在確定飛機(jī)使用壽命時(shí)，應(yīng)考慮疲勞分散系數(shù)。設(shè)計(jì)疲勞分散系數(shù)應(yīng)根據(jù)所設(shè)計(jì)飛機(jī)的具體情況適當(dāng)選取。試驗(yàn)用的分散系數(shù)與多種因素有關(guān)，隨試驗(yàn)件數(shù)的增加而減少，一般取6.0～4.0[4]。

對(duì)于戰(zhàn)斗機(jī)，一般認(rèn)為疲勞壽命服從對(duì)數(shù)正態(tài)分布，對(duì)應(yīng)的疲勞壽命分散系數(shù)已取得明顯成果[8-10]，并在飛機(jī)的壽命評(píng)定方面得到了廣泛的應(yīng)用。而民機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞壽命一般認(rèn)為服從雙參數(shù)威布爾分布，在疲勞設(shè)計(jì)中采用疲勞強(qiáng)度額定值(Detail Fatigue Rating，DFR)法評(píng)定結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度，其中引入了基于雙參數(shù)威布爾分布的可靠性系數(shù)，用于保證疲勞強(qiáng)度可靠性。

對(duì)于服從對(duì)數(shù)正態(tài)分布的戰(zhàn)斗機(jī)分散系數(shù)，不同國家標(biāo)準(zhǔn)按如下3種公式計(jì)算。

1) 美國采用數(shù)理統(tǒng)計(jì)推導(dǎo)方法，推導(dǎo)出只考慮可靠度的分散系數(shù)計(jì)算公式

Lf=10-upσ0

(2)

式中：σ0為已知標(biāo)準(zhǔn)差；up為與可靠度有關(guān)的標(biāo)準(zhǔn)正態(tài)偏量系數(shù)。

2) 澳大利亞、英國等采用既考慮可靠度又考慮試驗(yàn)件個(gè)數(shù)影響的計(jì)算公式

(3)

式中：n為試驗(yàn)件數(shù)量。

3) 中國一般采用同時(shí)考慮可靠度、置信度和試驗(yàn)件個(gè)數(shù)對(duì)分散系數(shù)影響的計(jì)算公式

(4)

式中：uγ為由顯著性水平γ確定的標(biāo)準(zhǔn)正太分布上γ分位點(diǎn)。

文獻(xiàn)[9]分析認(rèn)為：疲勞分散系數(shù)應(yīng)分為疲勞試驗(yàn)用和理論計(jì)算用2大類，而每一大類又分為裂紋形成壽命分散系數(shù)和裂紋擴(kuò)展壽命分散系數(shù)，在此基礎(chǔ)上分析了上述3種分散系數(shù)計(jì)算方法，認(rèn)為美國的公式存在3方面不足：① 沒有考慮試驗(yàn)件數(shù)對(duì)分散系數(shù)的影響，因此不適宜處理疲勞試驗(yàn)結(jié)果；② 沒有考慮置信度的問題；③ 沒有區(qū)分開疲勞試驗(yàn)用和理論計(jì)算用的分散系數(shù)的差別。澳大利亞和英國的公式雖然考慮了試驗(yàn)件數(shù)量，但仍然存在未考慮置信度和沒有區(qū)分開試驗(yàn)、理論計(jì)算用分散系數(shù)差別兩方面的不足。式(4) 是目前處理疲勞試驗(yàn)結(jié)果比較完善的分散系數(shù)公式。

文獻(xiàn)[9]通過分散系數(shù)的變化規(guī)律，提出使用2個(gè)實(shí)際構(gòu)件進(jìn)行疲勞試驗(yàn)較為合理的觀點(diǎn)。這一觀點(diǎn)對(duì)于飛機(jī)結(jié)構(gòu)有重要意義。文中以一架飛機(jī)的左右兩機(jī)翼作為2個(gè)試驗(yàn)件為例，如果其中之一發(fā)生破壞而另一個(gè)未出現(xiàn)破壞，試驗(yàn)停止。據(jù)此推導(dǎo)出分散系數(shù)計(jì)算公式為

(5)

文獻(xiàn)[11]給出了對(duì)數(shù)正態(tài)分布和威布爾分布2種分散系數(shù)的對(duì)比：壽命服從對(duì)數(shù)正態(tài)概率分布，對(duì)于相同的可靠度和置信度指標(biāo)，分散系數(shù)與材料無關(guān)；而壽命服從威布爾分布，分散系數(shù)不僅取決于可靠度和置信度指標(biāo)，也與材料密切相關(guān)。表1、表2分別給出了對(duì)數(shù)正態(tài)分布和雙參數(shù)威布爾分布的分散系數(shù)取值。

表1 對(duì)數(shù)正態(tài)分布分散系數(shù)取值

表2 雙參數(shù)威布爾分布分散系數(shù)取值

在同樣的可靠度和置信度指標(biāo)下，鋁合金的分散系數(shù)明顯小于鈦合金和高強(qiáng)鋼。

隨著單機(jī)壽命監(jiān)控和結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控技術(shù)的實(shí)施，國內(nèi)外對(duì)監(jiān)控飛機(jī)的壽命分散系數(shù)開展了研究。如英國軍用飛機(jī)使用規(guī)范明確規(guī)定[12-13]：對(duì)于不采用單機(jī)壽命監(jiān)控的飛機(jī)，分散系數(shù)為5；而采用單機(jī)壽命監(jiān)控的飛機(jī)，分散系數(shù)可取3.33。

文獻(xiàn)[14]認(rèn)為，服役飛機(jī)結(jié)構(gòu)的分散系數(shù)由2部分構(gòu)成：包括考慮載荷情況的分散性和考慮結(jié)構(gòu)材料與制造質(zhì)量的分散性，并認(rèn)為總的分散系數(shù)取值可以表示為兩者的乘積，即：

Lf=(Lf)L×(Lf)d

(6)

式中：(Lf)L為考慮載荷情況的分散系數(shù)，通常對(duì)應(yīng)90%的可靠度；(Lf)d為結(jié)構(gòu)狀態(tài)(材料與制造質(zhì)量)的分散系數(shù)，通常對(duì)應(yīng)99.9%的可靠度。

文獻(xiàn)[14]在進(jìn)一步分析了國內(nèi)外飛機(jī)規(guī)范和分散系數(shù)取值的基礎(chǔ)上，認(rèn)為載荷分散系數(shù)取值1.5是較為合理的，則對(duì)應(yīng)基準(zhǔn)譜下機(jī)群定壽分散系數(shù)為4.0或5.0的結(jié)構(gòu)狀態(tài)分散系數(shù)取值為2.67～3.33。

文獻(xiàn)[14]通過對(duì)3個(gè)機(jī)型所有飛機(jī)6年當(dāng)量損傷數(shù)據(jù)的統(tǒng)計(jì)分析，表明由不同單機(jī)載荷歷程造成當(dāng)量損傷的對(duì)數(shù)標(biāo)準(zhǔn)差為0.069～0.162 3，相應(yīng)的載荷分散系數(shù)為1.226～1.614，證明了1.5 的載荷分散系數(shù)的合理性。

文獻(xiàn)[15]分析認(rèn)為，影響疲勞壽命分散的諸多因素可以分為2類：固有分散特性和外在分散特性。其中固有分散特性指的是由于材料、加工、裝配等導(dǎo)致的僅與結(jié)構(gòu)特性有關(guān)的分散性，簡稱為結(jié)構(gòu)分散性；而外在分散性指的是使用條件(載荷條件和環(huán)境條件)的分散性，通常指的是載荷條件的分散。這2種分散特性均可用連續(xù)型隨機(jī)變量描述，并且相互獨(dú)立。這段描述與文獻(xiàn)[14]的描述基本相同。但與文獻(xiàn)[14]不同的是，文獻(xiàn)[15]和[16]針對(duì)分散系數(shù)定義中的對(duì)數(shù)標(biāo)準(zhǔn)差的構(gòu)成進(jìn)行分析，認(rèn)為當(dāng)載荷譜和結(jié)構(gòu)分散均可用對(duì)數(shù)正態(tài)分布描述時(shí)，綜合結(jié)構(gòu)和載荷譜分散性的疲勞壽命也服從對(duì)數(shù)正態(tài)分布，滿足

(7)

式中：σL和σS分別為反映載荷和結(jié)構(gòu)分散性的對(duì)數(shù)標(biāo)準(zhǔn)差；N為循環(huán)數(shù)；μ0為母體標(biāo)準(zhǔn)差。

對(duì)于分散系數(shù)Lf=10upσ0，σ0=0.150，0.176， 0.200和可靠度P=99.9%下分散系數(shù)取值見表3。當(dāng)P=99.9%時(shí)，Lf=4～6綜合考慮了結(jié)構(gòu)和載荷譜的分散性，記為Lf0，代表平均使用情況下的載荷譜，可用于機(jī)群定壽。當(dāng)載荷譜指定時(shí)，壽命分散僅由結(jié)構(gòu)分散性引起，取典型的σS=0.08，0.10，0.11，0.12和P=99.9%，此時(shí)，單機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞分散系數(shù)記為Lf,S=10upσS，在表3中一并列出。

表3 疲勞分散系數(shù)

由表3可見，單機(jī)疲勞分散系數(shù)明顯小于機(jī)群，美國海軍推薦取單機(jī)疲勞分散系數(shù)為2，對(duì)應(yīng)的結(jié)構(gòu)標(biāo)準(zhǔn)差為σS=0.10。

在此基礎(chǔ)上，文獻(xiàn)[15]進(jìn)一步得到結(jié)論：載荷譜確定時(shí)的壽命分散系數(shù)遠(yuǎn)小于綜合結(jié)構(gòu)和載荷譜分散性時(shí)的分散系數(shù)，在進(jìn)行單機(jī)壽命管理時(shí)，應(yīng)降低分散系數(shù)取值。按全壽命可靠度要求，在載荷譜分散性確定的情況下，可以通過提高載荷譜嚴(yán)重水平，取僅反映結(jié)構(gòu)分散的分散系數(shù)確定安全壽命。

美軍飛機(jī)壽命設(shè)計(jì)實(shí)踐，經(jīng)歷了分散系數(shù)由高到低的變化過程。文獻(xiàn)[17]回顧了F-15飛機(jī)的壽命設(shè)計(jì)與試驗(yàn)，在1974—1976年最初的疲勞試驗(yàn)中，采用安全壽命定壽思想，分散系數(shù)取4，給出4 000 飛行小時(shí)壽命。1981年，引入損傷容限設(shè)計(jì)，將分散系數(shù)由4降到2，由此仍依據(jù)1974—1976年的試驗(yàn)結(jié)果，給出了壽命指標(biāo)為8 000 飛行小時(shí)。1988—1994年進(jìn)行了新編載荷譜下的機(jī)翼-中機(jī)身組合疲勞試驗(yàn)，完成18 133飛行小時(shí)試驗(yàn)，分散系數(shù)取2，給出了壽命指標(biāo)為9 000 飛行小時(shí)。具體見表4。

表4 F-15服役壽命的評(píng)估

在F-35系列飛機(jī)壽命設(shè)計(jì)中，美針對(duì)空、海軍不同類型飛機(jī)采用的不同的分散系數(shù)[18]，見表5。

表5 F-35系列飛機(jī)耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)分散系數(shù)

老齡飛機(jī)延壽問題一直是國內(nèi)外關(guān)注的熱點(diǎn)，老齡飛機(jī)材料和新材料的分散系數(shù)是否存在差異，是老齡飛機(jī)延壽面臨的突出問題。為支撐了服役老齡飛機(jī)材料和新材料分散系數(shù)確定試驗(yàn)與分析工作。通過7組試驗(yàn)件的耐久性對(duì)比試驗(yàn)，得出結(jié)論：中等應(yīng)力水平下老齡飛機(jī)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，分散性相當(dāng)，也與表3中單機(jī)的分散系數(shù)相吻合。

3 載荷譜編制技術(shù)發(fā)展

編制恰當(dāng)?shù)妮d荷譜是飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞、損傷容限和耐久性設(shè)計(jì)或現(xiàn)有機(jī)種壽命評(píng)定的首要工作，它對(duì)后續(xù)的分析和試驗(yàn)工作的成敗、經(jīng)費(fèi)、工作量和時(shí)間都有重大的影響。因此，國內(nèi)外對(duì)編制飛機(jī)的載荷譜都做了大量的研究工作，提出了許多編譜方法。本文從載荷譜的分類、設(shè)計(jì)使用譜編制方法、國內(nèi)外載荷譜編制發(fā)展歷程和嚴(yán)重譜編制發(fā)展歷程4個(gè)方面對(duì)載荷譜編制技術(shù)發(fā)展進(jìn)行了闡述。

3.1 載荷譜的分類

飛機(jī)載荷譜就是描述飛機(jī)結(jié)構(gòu)在服役使用的整個(gè)過程中所經(jīng)歷的載荷-時(shí)間歷程，它有如下幾層含義：

1) 載荷譜從譜的原始形態(tài)上來說，表現(xiàn)為載荷大小隨著時(shí)間的變化情況，即載荷-時(shí)間歷程。原始形態(tài)的載荷-時(shí)間歷程因?yàn)榉N種原因難以直接用于結(jié)構(gòu)的分析和試驗(yàn)，因此載荷譜是對(duì)客觀的載荷-時(shí)間歷程進(jìn)行主觀加工的反映。

2) 從工程實(shí)際上來說，在新型號(hào)設(shè)計(jì)階段，還不存在這種原始的載荷-時(shí)間歷程，必須依據(jù)研制技術(shù)要求、參照相關(guān)規(guī)范或以往類似機(jī)型的相關(guān)數(shù)據(jù)及經(jīng)驗(yàn)來編制設(shè)計(jì)使用載荷譜。

3) 從編制載荷譜的角度來看，載荷譜實(shí)質(zhì)上是工程結(jié)構(gòu)使用中各級(jí)載荷大小出現(xiàn)頻次的排列，因此，載荷譜有3個(gè)基本要素：載荷大小、出現(xiàn)頻次和先后順序，它們都對(duì)結(jié)構(gòu)使用壽命直接影響，這3個(gè)要素缺一不可。從某種程度上來說，載荷譜編制的過程實(shí)質(zhì)上就是把疲勞載荷的時(shí)域轉(zhuǎn)換為頻域的過程，也是按可靠性設(shè)計(jì)要求對(duì)疲勞載荷進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析的過程。

編制載荷譜的目標(biāo)是給出某種機(jī)型機(jī)群在整個(gè)壽命期間中所經(jīng)歷的載荷-時(shí)間歷程的代表。疲勞載荷譜可以從不同角度進(jìn)行分類。下面以飛機(jī)結(jié)構(gòu)為例進(jìn)行具體的分類[19]：

1) 按疲勞載荷來源可分為機(jī)動(dòng)載荷譜、陣風(fēng)載荷譜、地面載荷譜、座艙增壓譜、振動(dòng)譜、聲載荷譜、熱載荷譜等。

2) 按編譜目的可分為：重心過載譜——根據(jù)飛機(jī)三向重心過載(主要是法向過載)的時(shí)間歷程而編制的譜，該譜主要作用于評(píng)價(jià)載荷譜的嚴(yán)重程度，且作為編制飛機(jī)部件載荷譜或應(yīng)力譜的基本輸入；試驗(yàn)譜——主要用于飛機(jī)全機(jī)或機(jī)體部件的全尺寸疲勞試驗(yàn)；分析譜——主要用于結(jié)構(gòu)的疲勞(耐久性)和損傷容限分析。

3) 按結(jié)構(gòu)所處的階段分為：設(shè)計(jì)使用載荷譜——在飛機(jī)設(shè)計(jì)階段為進(jìn)行疲勞分析和疲勞試驗(yàn)所編制的載荷譜；服役使用載荷譜——在飛機(jī)服役期間(有時(shí)也包括設(shè)計(jì)定型后期或領(lǐng)先飛行期間)通過專門的飛行試驗(yàn)或疲勞載荷監(jiān)控所編制的載荷譜。

4) 按疲勞監(jiān)控的飛機(jī)范圍和數(shù)量分為：單機(jī)使用載荷譜——飛機(jī)機(jī)隊(duì)中每架飛機(jī)在整個(gè)使用壽命期內(nèi)的載荷經(jīng)歷，一般通過單機(jī)監(jiān)控獲得；機(jī)隊(duì)基準(zhǔn)使用載荷譜——代表飛機(jī)機(jī)隊(duì)平均使用情況的載荷譜，一般通過抽樣監(jiān)控獲得。有時(shí)把它稱為機(jī)隊(duì)平均使用載荷譜；飛機(jī)基準(zhǔn)使用載荷譜——代表某一型號(hào)飛機(jī)所有機(jī)隊(duì)平均使用情況的載荷譜。換句話說，它是該型飛機(jī)所有機(jī)隊(duì)基準(zhǔn)使用載荷譜的加權(quán)平均載荷譜。

5) 按譜型和載荷順序分：無順序載荷譜——指各級(jí)載荷大小的實(shí)有頻數(shù)或累積頻數(shù)。在這種譜中，沒有載荷順序的信息；程序塊譜——以一定飛行時(shí)間為加載周期(如100小時(shí)或一個(gè)飛行訓(xùn)練周期)、且載荷順序?yàn)楣潭ǔ绦虻妮d荷譜。這固定程序的載荷順序一般為低—高—低、低—高或高—低等；飛—續(xù)—飛譜——按一次飛行接著一次飛行所構(gòu)成的載荷譜。在一次飛行或一次飛行的一個(gè)任務(wù)段中，載荷順序可以是隨機(jī)的，也可以是程序化的。各次飛行之間的排列可以是隨機(jī)的，也可以是程序化的。

6) 按任務(wù)剖面形式分：任務(wù)段譜——按任務(wù)段編制的載荷譜；任務(wù)譜——按任務(wù)種類編制的載荷譜。一般來說，它由任務(wù)段譜導(dǎo)出，也可直接從實(shí)測結(jié)果給出；總譜——按飛機(jī)所有使用剖面編制的載荷譜，可由任務(wù)段譜或任務(wù)譜導(dǎo)出。

3.2 飛機(jī)設(shè)計(jì)使用譜編制方法

按照編譜的數(shù)據(jù)來源可以分為3種基本編譜方法：統(tǒng)計(jì)比較分析法、飛行模擬法和飛行實(shí)測數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)分析法。在實(shí)際載荷譜編制過程中，可能每種方法的數(shù)據(jù)來源不完整，需要使用其他方法來進(jìn)行補(bǔ)充，因此會(huì)形成以其中一種編譜方法為主，其余編譜方法作為數(shù)據(jù)補(bǔ)充或者數(shù)據(jù)驗(yàn)證的情況。

統(tǒng)計(jì)比較分析法是以類似飛機(jī)的典型飛行任務(wù)(或任務(wù)段)空測的載荷譜數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，考慮新設(shè)計(jì)飛機(jī)的性能變化、設(shè)計(jì)使用用途和壽命要求作適當(dāng)?shù)男拚幚恚缓罄媒y(tǒng)計(jì)分析的方法得到新設(shè)計(jì)飛機(jī)的總譜。如果新設(shè)計(jì)的飛機(jī)性能與規(guī)范推薦載荷譜統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)的飛機(jī)類似，可以直接使用該數(shù)據(jù)得到新設(shè)計(jì)飛機(jī)的合成法向過載超越數(shù)曲線這種方法比較簡單，適用于改型機(jī)或性能相差不大的新機(jī)設(shè)計(jì)。

飛行模擬法是對(duì)于有獨(dú)特性能或使用要求的新飛機(jī)研制，一般應(yīng)當(dāng)采用飛行模擬與統(tǒng)計(jì)分析相結(jié)合的方法獲得飛機(jī)的法向過載超越數(shù)曲線。其方法是：由駕駛員操縱飛機(jī)飛行模擬器，模擬各種典型飛行任務(wù)，同時(shí)測量相應(yīng)的各種飛行參數(shù)的時(shí)間歷程，然后對(duì)法向過載作統(tǒng)計(jì)分析，得到飛機(jī)重心法向過載超越數(shù)曲線。分析其他飛行參數(shù)，可以得到飛機(jī)的典型載荷狀態(tài)。

飛行實(shí)測數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)分析法是指在部分或全部服役飛機(jī)上安裝各種飛行參數(shù)記錄儀器，連續(xù)記錄該型飛機(jī)使用的真實(shí)載荷時(shí)間歷程。當(dāng)記錄數(shù)據(jù)積累到一定量后，利用統(tǒng)計(jì)分析的方法對(duì)它們進(jìn)行處理，得到該型飛機(jī)服役使用的載荷譜。這種方法的真實(shí)性好，但只有在飛機(jī)批量生產(chǎn)并投入服役使用后一段時(shí)間才能得到。

3.3 國內(nèi)外載荷譜編制發(fā)展歷程

國內(nèi)外對(duì)編制載荷譜方法的研究有很長的歷史，載荷譜編制的方法與認(rèn)識(shí)疲勞問題的能力、飛機(jī)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則的發(fā)展密切相關(guān)。隨著技術(shù)的不斷進(jìn)步、社會(huì)科學(xué)技術(shù)水平的不斷提高，載荷譜編制經(jīng)歷了由淺入深、從低級(jí)到高級(jí)的階段。在20世紀(jì)40至50年代，飛機(jī)按靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)時(shí)，主要是常幅載荷譜，由于結(jié)構(gòu)的剛度和強(qiáng)度往往具有較大的裕度，常幅載荷譜基本滿足當(dāng)時(shí)的需求。直到1954年，英國2架彗星1號(hào)飛機(jī)相繼失事，機(jī)體疲勞問題引起全世界航空界的重視，安全壽命設(shè)計(jì)思想也隨之產(chǎn)生。50年代至60年代開始采用程序塊譜。隨著航空工業(yè)的不斷發(fā)展，現(xiàn)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)承受的載荷更加復(fù)雜，結(jié)構(gòu)疲勞問題日益嚴(yán)重，按照安全壽命思想設(shè)計(jì)的飛機(jī)往往不能保證安全。1969年美國F-111飛機(jī)的飛行事故導(dǎo)致飛機(jī)設(shè)計(jì)思想的新一次變革，從70年代開始，設(shè)計(jì)飛機(jī)時(shí)需要同時(shí)考慮安全壽命設(shè)計(jì)、耐久性設(shè)計(jì)和損傷容限，這就意味著要求編制飛-續(xù)-飛設(shè)計(jì)使用載荷譜。損傷容限和耐久性設(shè)計(jì)準(zhǔn)則是以斷裂力學(xué)為理論基礎(chǔ)的，同時(shí)斷裂力學(xué)的研究也促進(jìn)了飛-續(xù)-飛載荷譜的研究。例如，應(yīng)力相互作用和高載遲滯效應(yīng)對(duì)裂紋形成壽命和裂紋擴(kuò)展壽命有很大的影響，載荷順序和塊的大小對(duì)壽命的影響有數(shù)倍之多。這些研究說明編制載荷譜不僅需要考慮載荷的大小、頻率的要素，還需要考慮載荷出現(xiàn)的順序，傳統(tǒng)的程序塊譜已經(jīng)不能很好地反映實(shí)際的載荷-時(shí)間歷程，而飛-續(xù)-飛載荷譜正好可以在這些方面很好地反映實(shí)際受載過程，因此，飛-續(xù)-飛載荷譜迅速發(fā)展是必然的結(jié)果。進(jìn)入21世紀(jì)后，又需要分別編制耐久性設(shè)計(jì)使用載荷譜和損傷容限設(shè)計(jì)使用載荷譜，用于驗(yàn)證設(shè)計(jì)使用壽命。

國內(nèi)對(duì)載荷譜的研究相對(duì)較晚，從20世紀(jì)60年代才開始進(jìn)行載荷譜的實(shí)測工作?？找凰鶑?965年開始完成了米格-15飛機(jī)32個(gè)起落的單參數(shù)載荷譜實(shí)測，飛行試驗(yàn)研究院對(duì)殲-6飛機(jī)進(jìn)行了參數(shù)法載荷譜實(shí)測，兩者是中國對(duì)于載荷譜實(shí)測最早的嘗試之舉。從70年代開始，中國學(xué)者參考國外載荷譜編制方法，提出了編制飛機(jī)設(shè)計(jì)使用載荷譜的任務(wù)分析法，編入了《軍用飛機(jī)強(qiáng)度和剛度規(guī)范》中，80年代后研制的各型號(hào)的設(shè)計(jì)使用載荷譜基本上都是按照這一方法進(jìn)行編制的。

由于傳統(tǒng)均值編譜方法忽略了載荷順序和載荷狀態(tài)的相應(yīng)信息，20世紀(jì)90年代初期，張福澤[20]針對(duì)平均載荷譜不能真實(shí)反映實(shí)際飛行載荷作用順序和載荷狀態(tài)對(duì)結(jié)構(gòu)壽命的影響，通過計(jì)算找出符合數(shù)理統(tǒng)計(jì)概念的每個(gè)實(shí)測科目的中值壽命的起落，以這些實(shí)測的中值或者平均壽命的起落進(jìn)行編譜。采用中值或者平均壽命對(duì)應(yīng)的飛行起落編制完整載荷譜的方法，即代表起落編制平均譜的代表起落法，該方法可以保持實(shí)際飛行科目各動(dòng)作間的真實(shí)先后順序和各動(dòng)作的真實(shí)載荷狀態(tài)，反映載荷作用順序和真實(shí)載荷狀態(tài)對(duì)壽命的影響。田丁栓等[21]提出在用實(shí)測飛行準(zhǔn)確測量結(jié)構(gòu)飛行載荷的基礎(chǔ)上，用累積損傷子樣平均值作為選取代表起落的指標(biāo)，用機(jī)隊(duì)飛機(jī)外場實(shí)際使用飛行數(shù)據(jù)大子樣作為代表起落選取的基準(zhǔn)，以該方法選取代表起落編制的飛機(jī)載荷譜能真實(shí)反映機(jī)隊(duì)飛機(jī)的平均使用情況。王智等[22]通過對(duì)飛行使用情況的統(tǒng)計(jì)分析，在“用中值壽命(損傷)代表起落編制飛機(jī)載荷譜方法”的基礎(chǔ)上，提出用代表中值損傷的飛機(jī)實(shí)用“飛行大綱”來編排各代表起落的編譜方法，可真實(shí)地反映整個(gè)機(jī)群的平均使用情況。閻楚良和高鎮(zhèn)同[23]運(yùn)用當(dāng)量壽命概率分布技術(shù)，在滿足高置信度(90%以上)條件下，提出了中值隨機(jī)疲勞載荷譜的編制原理。通過對(duì)中值隨機(jī)疲勞載荷譜與確定飛機(jī)使用壽命的分散系數(shù)法一致性進(jìn)行研究，真實(shí)地展現(xiàn)結(jié)構(gòu)在實(shí)際工作中的自然形態(tài)載荷-時(shí)間歷程，保持了載荷-時(shí)間和各個(gè)狀態(tài)參數(shù)的一一對(duì)應(yīng)關(guān)系。隋福成和劉文珽[24]在分析飛機(jī)全尺寸結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)中采用等幅試驗(yàn)載荷譜的意義與適用性基礎(chǔ)上，建立由飛-續(xù)-飛隨機(jī)疲勞載荷譜編制出與其損傷等效的等幅載荷譜的方法。劉小冬等[25]分析了飛行模擬仿真法編制新機(jī)設(shè)計(jì)載荷譜的特點(diǎn)，利用全機(jī)設(shè)計(jì)譜編制中已有的數(shù)據(jù)和同類飛機(jī)的實(shí)測統(tǒng)計(jì)資料，闡述了整體油箱壓力/應(yīng)力譜和垂尾陣風(fēng)側(cè)滑機(jī)動(dòng)譜等殲擊機(jī)特殊部件設(shè)計(jì)載荷譜的編制方法。陳亮等[26]在有人機(jī)載荷譜編制經(jīng)驗(yàn)的基礎(chǔ)上，通過研究無人作戰(zhàn)飛機(jī)的使用特點(diǎn)，確定了無人作戰(zhàn)飛機(jī)的典型使用任務(wù)剖面，結(jié)合典型試驗(yàn)件的疲勞試驗(yàn)結(jié)果，探索了無人作戰(zhàn)飛機(jī)載荷譜的編譜原則，以及高載截取和低載截除的方法，在某型無人作戰(zhàn)飛機(jī)的結(jié)構(gòu)疲勞分析和壽命評(píng)定中得到了應(yīng)用。

3.4 嚴(yán)重譜編制發(fā)展歷程

《美國國防部聯(lián)合使用規(guī)范指南》(JSSG-2006)中規(guī)定，耐久性載荷譜應(yīng)代表比機(jī)隊(duì)飛機(jī)平均使用更嚴(yán)重的情況，對(duì)于90%機(jī)隊(duì)飛機(jī)滿足使用壽命的要求是合理和可接受的。同時(shí)，該指南中也指出統(tǒng)計(jì)分散性及超越數(shù)調(diào)整是產(chǎn)生90%機(jī)隊(duì)飛機(jī)在使用壽命內(nèi)預(yù)計(jì)要經(jīng)歷的超越數(shù)的基礎(chǔ)。

國外關(guān)于載荷譜加重的研究有很多，其中應(yīng)用最成功的是空客A380的全機(jī)靜力試驗(yàn)和全尺寸疲勞試驗(yàn)，兩者僅耗時(shí)23個(gè)月和26個(gè)月[27]。德國IABG公司專家透露，為了節(jié)省時(shí)間，A380疲勞試驗(yàn)采取了載荷加重1.1倍的做法。國內(nèi)對(duì)載荷譜加重方面近年來也有不少研究。賀小帆等[28]對(duì)GJB67.6A—2008提出的“采用90%譜(嚴(yán)重譜)進(jìn)行飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性分析和試驗(yàn)”中的載荷譜嚴(yán)重程度選取準(zhǔn)則進(jìn)行深入研究，以機(jī)群載荷損傷分散性描述機(jī)群載荷分散性，探索了載荷譜嚴(yán)重程度的選取方法。分析表明嚴(yán)重譜的嚴(yán)重程度與載荷損傷分散性和結(jié)構(gòu)分散性均有關(guān)，基于損傷的90%嚴(yán)重譜可以保證機(jī)群內(nèi)超過99%飛機(jī)的使用安全。董登科等[29]介紹了疲勞載荷譜的加重方法，導(dǎo)出應(yīng)力水平的變化與壽命之間的關(guān)系，對(duì)于等幅譜、程序塊譜和隨機(jī)譜，均可采用載荷加重的方法，但其中隨機(jī)譜加重時(shí)，必須最大載荷和最小載荷同時(shí)放大。張侃等[30]等通過經(jīng)典的疲勞裂紋擴(kuò)展公式推導(dǎo)出載荷加重系數(shù)與壽命之間的關(guān)系。張文東等[31]對(duì)隨機(jī)疲勞載荷譜下單裂紋的擴(kuò)展壽命進(jìn)行研究，提出基于循環(huán)次數(shù)的次估算法和基于譜塊數(shù)的塊估算法。張佳佳等[32]將任務(wù)分析法與統(tǒng)計(jì)思想相結(jié)合，建立基于飛行科目統(tǒng)計(jì)分析的嚴(yán)重譜編制方法。王創(chuàng)奇和孟新意[33]針對(duì)基準(zhǔn)譜和嚴(yán)重譜之間的差異性，提出基準(zhǔn)譜和嚴(yán)重譜的折算思路和方法。

4 壽命設(shè)計(jì)與延壽技術(shù)發(fā)展

4.1 壽命設(shè)計(jì)技術(shù)發(fā)展

如本文第1部分所述，20世紀(jì)60年代以前，飛機(jī)都是按靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)的，最初飛機(jī)設(shè)計(jì)的應(yīng)力水平并不高，結(jié)構(gòu)強(qiáng)度儲(chǔ)備較大，所采用的材料韌性較好，飛機(jī)的壽命也較短，因此結(jié)構(gòu)疲勞壽命問題并不突出。但隨著航空工業(yè)的發(fā)展，對(duì)飛機(jī)的使用壽命要求越來越高，同時(shí)為了減重往往采用高強(qiáng)度材料或相應(yīng)的熱處理工藝，忽略了材料韌性的降低對(duì)疲勞性能的影響，當(dāng)使用應(yīng)力水平提高后，疲勞破壞的災(zāi)難性事故頻發(fā)，人們才逐漸意識(shí)到，必須在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中考慮抗疲勞設(shè)計(jì)，從而引入了壽命設(shè)計(jì)概念。

最早飛機(jī)壽命設(shè)計(jì)采用的是安全壽命設(shè)計(jì)思想，該思想是建立在結(jié)構(gòu)無初始缺陷的基礎(chǔ)上，即認(rèn)為飛機(jī)在生產(chǎn)制造、裝配過程中通過嚴(yán)格的質(zhì)量控制已確保零部件沒有損傷，同時(shí)要求結(jié)構(gòu)在使用壽命期內(nèi)不出現(xiàn)宏觀可檢裂紋，一旦結(jié)構(gòu)出現(xiàn)宏觀可檢裂紋，就認(rèn)為結(jié)構(gòu)已經(jīng)破壞。該思想采用的設(shè)計(jì)方法主要通過合理的抗疲勞設(shè)計(jì)及適當(dāng)?shù)墓に囀菇Y(jié)構(gòu)的初始缺陷減至最小，通過計(jì)算分析和疲勞試驗(yàn)確定飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞危險(xiǎn)部位和疲勞壽命，再通過考慮適當(dāng)?shù)钠诜稚⑾禂?shù)給出飛機(jī)的安全壽命。

國內(nèi)外飛機(jī)結(jié)構(gòu)安全壽命設(shè)計(jì)和分析方法較為成熟，常用主要有名義應(yīng)力法、應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)法和局部應(yīng)力應(yīng)變法。

最初疲勞分析普遍采用的是名義應(yīng)力法，其假定對(duì)于相同材料制成的任意構(gòu)件，只要其應(yīng)力集中系數(shù)Kt相同，載荷譜相同，則它們的壽命相同[34]。該方法主要通過結(jié)構(gòu)疲勞危險(xiǎn)部位的名義應(yīng)力譜、理論應(yīng)力集中系數(shù)Kt和所使用材料的S-N曲線得到等壽命曲線，通過查找等壽命曲線來進(jìn)行疲勞壽命分析，適用于構(gòu)件應(yīng)力水平較低部位的疲勞壽命分析，它主要適用于構(gòu)件的中、長壽命區(qū)(105～107)。

隨著有限元仿真分析技術(shù)的發(fā)展，在名義應(yīng)力法的基礎(chǔ)上進(jìn)一步形成了應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)法，該方法主要是在有限元細(xì)節(jié)建模和應(yīng)力分析的基礎(chǔ)上，計(jì)算出釘傳載荷和旁路載荷，綜合考慮分析部位緊固件的受載形式、裝配形式和表面處理等因素確定出結(jié)構(gòu)連接部位釘孔的應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)，通過查找材料等壽命曲線來進(jìn)行疲勞壽命分析，主要用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)連接部位細(xì)節(jié)的疲勞壽命分析。

隨著戰(zhàn)斗機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平的提高，局部應(yīng)力集中的部位已進(jìn)入塑性，這些部位顯然已不適用名義應(yīng)力法及應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)法進(jìn)行疲勞設(shè)計(jì)分析。L.F.Coffin和S.S.Manson提出了塑性應(yīng)變幅和疲勞壽命之間的經(jīng)驗(yàn)關(guān)系，即Coffin-Manson公式為

(8)

式中：εa為塑性應(yīng)變幅；σ′f為疲勞強(qiáng)度系數(shù)；ε′f為疲勞延續(xù)系數(shù)；Nf為疲勞壽命；E為彈性模量；b為疲勞強(qiáng)度指數(shù)；c為疲勞延續(xù)指數(shù)。

隨后形成了基于應(yīng)變的疲勞壽命分析方法，稱為局部應(yīng)力應(yīng)變法。該方法將結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)處的名義應(yīng)力譜，通過彈塑性分析并利用材料的循環(huán)σ-ε響應(yīng)特性，得出計(jì)算分析部位的σ-ε譜，然后根據(jù)相同ε下?lián)p傷相等的原則，用光滑試件的ε-T(應(yīng)變-壽命)曲線估算分析危險(xiǎn)部位的損傷并確定壽命。

以上3種方法主要關(guān)注最大應(yīng)力或應(yīng)變，均沒有考慮結(jié)構(gòu)的應(yīng)力場對(duì)疲勞壽命的影響，局部應(yīng)力應(yīng)變法更是只關(guān)注了最大應(yīng)變，相對(duì)比較保守。Tanaka[35]和Taylor[36]先后提出了臨界距離法(Critical Distance Method，CDM)。該方法認(rèn)為疲勞損傷與缺口附近應(yīng)力場有關(guān)，并將缺口附近最大主應(yīng)力場內(nèi)某一臨界尺度(包括材料內(nèi)某一點(diǎn)或線等)內(nèi)的平均應(yīng)力作為控制疲勞損傷的特征應(yīng)力。但經(jīng)研究發(fā)現(xiàn)同一材料不同Kt下材料臨界距離參數(shù)是變化的，因此該方法的穩(wěn)定性還需進(jìn)一步研究。

姚衛(wèi)星等[37-38]根據(jù)疲勞損傷的微觀和宏觀機(jī)理研究，給出了考慮局部損傷區(qū)應(yīng)力場影響的應(yīng)力場強(qiáng)法(Stress Field Intensity Approach，SFIA)，該方法通過定義結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中部位附近的應(yīng)力場強(qiáng)度來反映應(yīng)力集中部位受載的嚴(yán)重程度。

SFIA法認(rèn)為若缺口根部應(yīng)力場強(qiáng)度的歷程與光滑件應(yīng)力場強(qiáng)度歷程相同，則兩者具有相同的疲勞壽命。其較好地解釋了缺口效應(yīng)，但是實(shí)際應(yīng)用中其缺口損傷區(qū)的大小需要試驗(yàn)確定，且應(yīng)力場強(qiáng)度的計(jì)算也相對(duì)比較繁瑣。

20世紀(jì)80年代，美國波音公司提出了一種簡單實(shí)用的民機(jī)疲勞分析方法DFR方法。該方法是通過利用表征材料、結(jié)構(gòu)某特定細(xì)節(jié)等結(jié)構(gòu)固有疲勞品質(zhì)的細(xì)節(jié)疲勞額定值(DFR)來描述結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)疲勞品質(zhì)的方法。其與以上疲勞壽命分析方法相比，最大的差別在于不是依據(jù)結(jié)構(gòu)承受的應(yīng)力譜來評(píng)定其疲勞壽命是否滿足設(shè)計(jì)壽命要求，而是類似于用強(qiáng)度裕度表示的靜強(qiáng)度校核方法，采用以疲勞裕度表征的疲勞檢查法，對(duì)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度進(jìn)行校核分析，在民機(jī)疲勞壽命分析中被廣泛地應(yīng)用，其相應(yīng)的DFR值取應(yīng)力比R=0.06時(shí)，結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)壽命置信度為95%和可靠度為95%下，壽命能夠達(dá)到105次循環(huán)的最大應(yīng)力。選取R=0.06、N=105是因?yàn)槊駲C(jī)結(jié)構(gòu)的損傷主要以地-空-地循環(huán)損傷為主，其設(shè)計(jì)服役的壽命目標(biāo)一般為20 000～60 000次飛行，考慮到疲勞可靠性系數(shù)和地-空-地?fù)p傷比，對(duì)應(yīng)的當(dāng)量地-空-地循環(huán)數(shù)在104～106之間。

隨著現(xiàn)代軍用飛機(jī)長壽命的設(shè)計(jì)要求，DFR疲勞分析方法也逐漸的應(yīng)用到軍機(jī)的疲勞壽命分析。但應(yīng)用DFR法對(duì)軍機(jī)進(jìn)行疲勞壽命分析需要考慮與民用飛機(jī)的區(qū)別[39]。

為滿足軍用飛機(jī)研制初步設(shè)計(jì)階段對(duì)結(jié)構(gòu)快速設(shè)計(jì)與壽命評(píng)估的迫切需求，劉文珽等[39]在全面分析軍用飛機(jī)與民用飛機(jī)主要區(qū)別的前提下，針對(duì)軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)與使用載荷特點(diǎn)，以民用飛機(jī)DFR方法的基本思想和技術(shù)途徑為基礎(chǔ)，提出適用于軍用飛機(jī)的DFR定義，從壽命服從對(duì)數(shù)正態(tài)分布的假設(shè)出發(fā)，對(duì)隨機(jī)載荷譜的當(dāng)量等幅化方法、結(jié)構(gòu)DFR許用值的確定技術(shù)以及標(biāo)準(zhǔn)S-N曲線的建立等關(guān)鍵問題進(jìn)行深入研究，建立了適用于軍用飛機(jī)的DFR方法及相應(yīng)的工程實(shí)施技術(shù)。經(jīng)初步應(yīng)用表明方法雖偏保守，但能明顯縮短研制周期、降低研制成本，具有重要的工程意義和應(yīng)用價(jià)值。

隨著航空工業(yè)的發(fā)展和實(shí)踐證明，采用安全壽命設(shè)計(jì)思想仍存在很多不安全因素，并不能保證飛機(jī)安全。特別是1969年，美國空軍F-111飛機(jī)事故時(shí)只飛行了100 多飛行小時(shí)，遠(yuǎn)遠(yuǎn)未達(dá)到其設(shè)計(jì)安全壽命。經(jīng)過深入的研究分析后發(fā)現(xiàn)，結(jié)構(gòu)材料的初始缺陷或生產(chǎn)制造裝配以及使用過程中造成的損傷是不可避免的，于是產(chǎn)生了損傷容限設(shè)計(jì)思想，其主要針對(duì)的研究對(duì)象是影響飛機(jī)飛行安全的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)件或部位。其與安全壽命設(shè)計(jì)思想配套后就形成了安全壽命/損傷容限設(shè)計(jì)思想，也是國外如美國等先進(jìn)發(fā)達(dá)國家海軍艦載機(jī)所常用的設(shè)計(jì)思想。

損傷容限設(shè)計(jì)思想的基本概念是承認(rèn)結(jié)構(gòu)在使用前就帶有初始缺限，在使用中不可避免受到外來損傷，但必須把這些缺陷和損傷在規(guī)定的未修使用期內(nèi)的增長控制在一定的范圍內(nèi)，使得裂紋不發(fā)生不穩(wěn)定(快速)擴(kuò)展，并在此期間，結(jié)構(gòu)應(yīng)滿足規(guī)定的剩余強(qiáng)度要求，以滿足飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全性和可靠性[40]。

用公式表示為

Lmax

(9)

Pmax≤Psyu

(10)

式中：Lmax為可能出現(xiàn)的最大裂紋尺寸；Llin為對(duì)應(yīng)的臨界裂紋尺寸；Pmax為可能承受的最大載荷；Psyu為滿足剩余強(qiáng)度要求的許用載荷。

損傷容限設(shè)計(jì)主要是通過基于斷裂力學(xué)的理論分析和試驗(yàn)驗(yàn)證，對(duì)可檢結(jié)構(gòu)給出檢修周期，對(duì)不可檢結(jié)構(gòu)提出嚴(yán)格的剩余強(qiáng)度要求和裂紋增長限制，以保證結(jié)構(gòu)在給定使用壽命期內(nèi)，不至因未被發(fā)現(xiàn)的初始缺陷的擴(kuò)展造成飛機(jī)的災(zāi)難性事故。損傷容限設(shè)計(jì)包括緩慢裂紋擴(kuò)展和破損安全2種設(shè)計(jì)概念，相應(yīng)的結(jié)構(gòu)定義為緩慢裂紋擴(kuò)展結(jié)構(gòu)和破損安全結(jié)構(gòu)。其中破損安全結(jié)構(gòu)又分為破損安全多途徑傳力獨(dú)立結(jié)構(gòu)和破損安全止裂結(jié)構(gòu)。

損傷容限設(shè)計(jì)分析主要包括裂紋擴(kuò)展分析和剩余強(qiáng)度分析，均建立在斷裂力學(xué)的理論基礎(chǔ)上。其中剩余強(qiáng)度分析是損傷容限分析的核心，一般采用“步進(jìn)法”進(jìn)行分析。損傷容限設(shè)計(jì)分析及壽命評(píng)定貫穿飛機(jī)的全壽命周期(見圖1)。

圖1 損傷容限設(shè)計(jì)與壽命評(píng)定Fig.1 Damage tolerance design and life evaluation

隨著對(duì)飛機(jī)性能、壽命、完整性以及可靠性等要求的提高，飛機(jī)的研制成本和生產(chǎn)成本以及使用維護(hù)費(fèi)用也急劇增加，各個(gè)國家在研制新一代飛機(jī)時(shí)，經(jīng)濟(jì)性已經(jīng)作為最重要的設(shè)計(jì)要求之一。如何降低生產(chǎn)成本，提高飛機(jī)的出勤率，特別是降低使用維護(hù)費(fèi)用就顯得更為突出，于是從經(jīng)濟(jì)性的角度提出了耐久性設(shè)計(jì)思想。其要求飛機(jī)結(jié)構(gòu)經(jīng)濟(jì)壽命應(yīng)Njj大于設(shè)計(jì)使用壽命Nsj，即

Njj>Nsj

(11)

其設(shè)計(jì)目標(biāo)是使疲勞開裂或其他結(jié)構(gòu)和材料的退化減少到最小，以便盡可能防止過度的或昂貴的維修以及諸如滲漏、降低操縱效率、座艙降壓等功能問題[41]。

美國從1976年開始，對(duì)多種服役飛機(jī)結(jié)構(gòu)的耐久性進(jìn)行了評(píng)估。當(dāng)時(shí)在方法上以確定性裂紋擴(kuò)展分析方法(Deterministic Crack Growth Approach，DCGA) 為主，也研究了裂紋萌生方法(Crack Initiation Approach，CIA)。20世紀(jì)80年代初，在此基礎(chǔ)上，美國空軍組織了有關(guān)耐久性設(shè)計(jì)方法和數(shù)據(jù)的系統(tǒng)性研究工作，對(duì)緊固件孔的耐久性進(jìn)行了廣泛深入的試驗(yàn)研究，為量化某一使用時(shí)刻結(jié)構(gòu)的耐久性，提出了"損傷度"的新概念，同時(shí)形成了一種新的耐久性分析方法，即概率斷裂力學(xué)方法(Probabilistic Fracture Mechanics Approach，PFMA)，也是目前國內(nèi)外常用的耐久性設(shè)計(jì)分析方法。其計(jì)算分析流程如圖2所示。與損傷容限一樣，耐久性設(shè)計(jì)分析及壽命評(píng)定也貫穿了飛機(jī)的全壽命周期(見圖3)。

圖2 耐久性分析概率斷裂力學(xué)方法計(jì)算流程圖Fig.2 Calculating flow chart of probability fracture mechanics method for durability analysis

圖3 耐久性設(shè)計(jì)分析及壽命評(píng)定Fig.3 Durability design analysis and life evaluation

損傷容限設(shè)計(jì)思想與耐久性設(shè)計(jì)思想配套就形成了現(xiàn)在國內(nèi)外飛機(jī)壽命設(shè)計(jì)最常用的耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)思想，是飛機(jī)結(jié)構(gòu)壽命設(shè)計(jì)的一個(gè)階躍發(fā)展。自20世紀(jì)70年代美國提出耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)思想以來，其用各種量化指標(biāo)控制、指導(dǎo)和監(jiān)督飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)、分析、試驗(yàn)、生產(chǎn)和使用，并仍在不斷的完善和發(fā)展之中。

4.2 延壽技術(shù)發(fā)展

飛機(jī)延壽是當(dāng)飛機(jī)壽命接近總壽命時(shí)，用戶對(duì)該飛機(jī)有進(jìn)一步的延壽使用需求，且經(jīng)疲勞關(guān)鍵部位耐久性/損傷容限分析、已完成的全尺寸疲勞試驗(yàn)結(jié)果和外場實(shí)際使用情況的評(píng)估，認(rèn)為飛機(jī)有進(jìn)一步延壽的潛力，通過開展全尺寸延壽疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證，進(jìn)一步暴露延壽后飛機(jī)結(jié)構(gòu)可能出現(xiàn)的疲勞薄弱部位，針對(duì)這些疲勞薄弱部位增加外場飛機(jī)的耐久性修理深度或次數(shù)，同時(shí)結(jié)合單機(jī)壽命監(jiān)控技術(shù)的實(shí)施，最終實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的延壽。

隨著先進(jìn)戰(zhàn)機(jī)的復(fù)雜程度越來越高，其研制周期越來越長，制造成本也越來越高。因此，為了保持部隊(duì)飛機(jī)規(guī)模和節(jié)省經(jīng)費(fèi)，國內(nèi)外許多國家在飛機(jī)到達(dá)初始設(shè)計(jì)壽命目標(biāo)后都進(jìn)行了延壽使用。

美國F-15戰(zhàn)斗機(jī)原設(shè)計(jì)指標(biāo)為4 000飛行小時(shí)，美軍為保持其重型戰(zhàn)機(jī)的裝備優(yōu)勢(shì)，通過引入耐久性/損傷容限思想以及必要的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)改進(jìn)，在20世紀(jì)90年代將其成功延壽至9 000飛行小時(shí)。為保持2025年的裝備優(yōu)勢(shì)，根據(jù)飛機(jī)使用情況和規(guī)模計(jì)劃(見圖4[42])，2009年針對(duì)F-15C/D飛機(jī)提出了延壽至18 000飛行小時(shí)的增壽目標(biāo)。

圖4 F-15C/D飛機(jī)服役數(shù)量規(guī)劃[42]Fig.4 F-15C/D air service quantity planning[42]

為了實(shí)現(xiàn)F-15C/D飛機(jī)延壽目標(biāo)，主要開展下列工作：① 更新結(jié)構(gòu)完整性大綱; ② F-15C/D服役飛機(jī)拆毀檢查(見圖5[43]);③ F-15C全尺寸疲勞試驗(yàn);④ 6個(gè)F-15C/D飛機(jī)機(jī)翼拆毀檢查;⑤ 更新/完善全機(jī)有限元模型;⑥ 更 新?lián)p傷容限評(píng)定;⑦ 開展載荷/環(huán)境實(shí)測;⑧ 外場使用數(shù)據(jù)收集;⑨ 補(bǔ)充維護(hù)大綱。

圖5 F-15C/D飛機(jī)拆毀檢查[43]Fig.5 F-15C/D aircraft demolitions inspection[43]

F-16飛機(jī)是美國通用動(dòng)力公司20世紀(jì)70年代 研制的輕型戰(zhàn)斗機(jī)，是世界上數(shù)量最多的第3代戰(zhàn)斗機(jī)。最初型F-16A飛機(jī)的設(shè)計(jì)采用的是安全壽命設(shè)計(jì)思想，壽命指標(biāo)僅為4 000飛行小時(shí)，并于1978年完成了全尺寸疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證；后續(xù)通過采用耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)思想，成功將F-16C飛機(jī)的壽命提升到8 000飛行小時(shí)；在1993—2014年之間，又先后開展“Falcon Up”和“Falcon STAR”的2次結(jié)構(gòu)壽命提升改進(jìn)項(xiàng)目，結(jié)構(gòu)壽命成功由8 000飛行小時(shí)延長到12 000飛行小時(shí)，并于2015年完成了延壽全尺寸疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證[42]。其延壽主要的技術(shù)途徑為全尺寸疲勞試驗(yàn)和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)改進(jìn)，以及針對(duì)試驗(yàn)過程中暴露的疲勞薄弱部位和拆毀檢查發(fā)現(xiàn)的損傷部位進(jìn)行設(shè)計(jì)的改進(jìn)和檢查維護(hù)大綱的更新，其中拆毀檢查(見圖6[44])是暴露所有結(jié)構(gòu)包括不可檢部位損傷最有效的手段，是延壽的重要技術(shù)途徑之一，幾乎所有的全尺寸疲勞試驗(yàn)機(jī)最終完成試驗(yàn)任務(wù)后都進(jìn)行了拆毀檢查，所有的結(jié)構(gòu)改進(jìn)和檢查維護(hù)大綱的更新也是建立在此基礎(chǔ)上。

圖6 F-16全尺寸疲勞試驗(yàn)機(jī)拆毀檢查[44]Fig.6 F-16 full size fatigue testing machine demolition inspection[44]

美軍F-15和F-16飛機(jī)壽命提升的成功經(jīng)驗(yàn)表明，在軍費(fèi)預(yù)算沒有大規(guī)模增長的背景下，延壽是保持部隊(duì)裝備規(guī)模和持續(xù)戰(zhàn)斗力水平的重要技術(shù)途徑，而全尺寸疲勞試驗(yàn)是延壽最主要的技術(shù)途徑，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)改進(jìn)、耐久性預(yù)防性修理以及單機(jī)壽命監(jiān)控也是確保延壽成功及可靠性不可或缺的技術(shù)手段。

美軍F-35飛機(jī)的設(shè)計(jì)思想是在一種通用飛機(jī)平臺(tái)基礎(chǔ)上衍生出3種不同型號(hào)飛機(jī)：一種是空軍常規(guī)起落型(Conventional Take-Off and Landing， CTOL)，另一種是美國海軍的艦載型(“Catapult Assisted Take-Off But Arrested Recovery”or “Catapult Assisted Take Off Barrier Arrested Recovery”，CV/CATOBAR)，第3種是美國海軍陸戰(zhàn)隊(duì)和英國皇家海軍的短距起飛/垂直著陸型(Short Take-Off and Vertical Landing，STOVL)。雖然三型飛機(jī)通用性很高，但美軍在壽命評(píng)定時(shí)仍開展了三型飛機(jī)全尺寸疲勞試驗(yàn)，根據(jù)不同的設(shè)計(jì)要求采用了不同的試驗(yàn)載荷譜，制定了相應(yīng)的試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)，并于2019年10月底前完成了三型飛機(jī)全尺寸疲勞試驗(yàn)機(jī)的拆毀檢查[45]。通過系列飛機(jī)的全尺寸疲勞試驗(yàn)和拆毀檢查，暴露了結(jié)構(gòu)的疲勞薄弱部位，為飛機(jī)結(jié)構(gòu)改進(jìn)和后續(xù)批次飛機(jī)的延壽奠定了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。

中國自1992年引進(jìn)了國外某系列Ⅰ型飛機(jī)后，由于部隊(duì)反映飛行訓(xùn)練強(qiáng)度大、飛機(jī)壽命指標(biāo)少，飛機(jī)機(jī)體壽命消耗很快，為保持部隊(duì)?wèi)?zhàn)斗力，必須獨(dú)立自主地解決該系列Ⅰ型飛機(jī)的延壽問題，根據(jù)我軍實(shí)際訓(xùn)練情況和損傷的客觀情況，重新定壽和科學(xué)系統(tǒng)的延壽。

主要采取的技術(shù)途徑有：

1) 全尺寸疲勞試驗(yàn)

某系列Ⅰ型飛機(jī)定延壽全尺寸疲勞試驗(yàn)除了考核機(jī)體結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度外，還包括了活動(dòng)部件的疲勞壽命考核，其中帶電傳操縱系統(tǒng)和起落架帶載荷收放試驗(yàn)是國內(nèi)全尺寸疲勞試驗(yàn)領(lǐng)域中首次實(shí)施；所有部件的試驗(yàn)都在機(jī)體上進(jìn)行，同時(shí)要求試驗(yàn)中按飛機(jī)日常維護(hù)要求，對(duì)活動(dòng)部位進(jìn)行檢查維護(hù)。

通過對(duì)該系列Ⅰ型飛機(jī)疲勞試驗(yàn)大綱等相關(guān)引進(jìn)的技術(shù)資料進(jìn)行了反復(fù)細(xì)致的摸透消化，我方通過反復(fù)的理解、質(zhì)疑，逐漸掌握了外方三代戰(zhàn)機(jī)的全尺寸疲勞試驗(yàn)設(shè)計(jì)思想、編譜方法、載荷來源、飛機(jī)平衡計(jì)算、關(guān)鍵疲勞薄弱部位檢查方法、地面控制臺(tái)工作原理等關(guān)鍵技術(shù)，確保了全尺寸疲勞試驗(yàn)的順利成功，并將其試驗(yàn)設(shè)計(jì)思想應(yīng)用到后續(xù)新研飛機(jī)的全尺寸耐久性疲勞試驗(yàn)設(shè)計(jì)中。

2) 多種裂紋綜合檢測

在該型飛機(jī)全尺寸疲勞試驗(yàn)中創(chuàng)造性地提出以聲發(fā)射為中心的多種裂紋綜合檢測方法，保證了試驗(yàn)的成功。

該系列Ⅰ型飛機(jī)外方曾進(jìn)行的6架飛機(jī)疲勞試驗(yàn)的經(jīng)驗(yàn)表明，由于沒有及時(shí)捕捉到關(guān)鍵部位的裂紋，導(dǎo)致主要關(guān)鍵部位出現(xiàn)不可修復(fù)的裂紋而終止試驗(yàn)。因此全尺寸疲勞試驗(yàn)中采用什么方法能夠及時(shí)撲捉到關(guān)鍵部位特別是不可見部位的裂紋，繼而采用主動(dòng)的耐久性修理措施成為全尺寸疲勞試驗(yàn)成敗的關(guān)鍵。

3) 大修的時(shí)機(jī)和方法的合理安排

延壽的最后關(guān)鍵步驟是在大修時(shí)進(jìn)行耐久性修理，貫徹設(shè)計(jì)、工藝改進(jìn)要求，并增加大修深度或次數(shù)。如何安排大修的時(shí)間特別是何時(shí)、如何進(jìn)行大修是延壽成敗的關(guān)鍵。通過全尺寸疲勞試驗(yàn)及時(shí)發(fā)現(xiàn)主承力構(gòu)件出現(xiàn)多處疲勞裂紋時(shí)間，合理制定了大修周期和方法，保證了延壽成果的最終實(shí)現(xiàn)。

4) 外場飛機(jī)的壽命監(jiān)控

通過飛機(jī)結(jié)構(gòu)累計(jì)損傷數(shù)學(xué)計(jì)算模型的建立以及專檢大綱的實(shí)施，逐步完成了外場服役飛機(jī)的壽命監(jiān)控，合理地調(diào)配了飛機(jī)的使用，指導(dǎo)了大修時(shí)間，國內(nèi)首次實(shí)現(xiàn)機(jī)群壽命管理向單機(jī)壽命管理的轉(zhuǎn)變。

該系列Ⅰ型飛機(jī)定延壽是國內(nèi)首次進(jìn)行的全面系統(tǒng)的三代機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的定延壽工作，從測譜、試驗(yàn)、裂紋檢測、耐久性分析、修理、完善設(shè)計(jì)、工藝、提高抗疲勞品質(zhì)，全機(jī)及部件疲勞試驗(yàn)等一系列工作的實(shí)施創(chuàng)立并形成了一套完整的定延壽研究技術(shù)體系。

在該系列Ⅰ型飛機(jī)定延壽項(xiàng)目研制基礎(chǔ)上，2007年開展了該系列Ⅱ型飛機(jī)定延壽項(xiàng)目，其最大技術(shù)難點(diǎn)是該型飛機(jī)引進(jìn)時(shí)沒有任何設(shè)計(jì)圖紙和試驗(yàn)相關(guān)技術(shù)資料。同時(shí)，用于全尺寸疲勞試驗(yàn)的飛機(jī)已在部隊(duì)服役一段時(shí)間，增加了疲勞試驗(yàn)的技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)。但由于在之前完成的該系列Ⅰ型飛機(jī)定延壽項(xiàng)目中，對(duì)該系列飛機(jī)的疲勞薄弱部位已掌握，因此在疲勞試驗(yàn)時(shí)，通過采用階段性的耐久性預(yù)修理，降低了全機(jī)疲勞試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)。

國內(nèi)外歷次疲勞試驗(yàn)成功的經(jīng)驗(yàn)和失敗的教訓(xùn)表明：試驗(yàn)過程中引入適時(shí)的耐久性修理是確保試驗(yàn)成功的基礎(chǔ)。為確保該系列Ⅱ型飛機(jī)全尺寸疲勞試驗(yàn)以及整個(gè)定延壽項(xiàng)目的成功，在對(duì)結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位進(jìn)行耐久性評(píng)定以及疲勞試驗(yàn)機(jī)耐久性修理的基礎(chǔ)上，提出了基于耐久性評(píng)定為核心的引進(jìn)飛機(jī)自主延壽技術(shù)體系。該技術(shù)體系突破了無設(shè)計(jì)資料飛機(jī)的載荷譜編制、疲勞關(guān)鍵部位確定技術(shù)以及耐久性分析、疲勞試驗(yàn)結(jié)構(gòu)損傷智能監(jiān)測技術(shù)、自主大修技術(shù)、機(jī)載設(shè)備延壽等關(guān)鍵技術(shù)，成功應(yīng)用于該系列Ⅱ型飛機(jī)定延壽項(xiàng)目，保證了延壽指標(biāo)的實(shí)現(xiàn)。

在全機(jī)實(shí)測載荷譜編制時(shí)，由于缺少Ⅱ型飛機(jī)設(shè)計(jì)資料及風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，因此分布載荷的確定是最大的技術(shù)難點(diǎn)。利用數(shù)理統(tǒng)計(jì)理論將各測試切面的實(shí)測載荷(彎、扭、剪)按載荷狀態(tài)進(jìn)行回歸分析，并擬合出載荷沿航向和展向的分布，確定壓心位置，以相近型號(hào)的壓力分布形式作為基礎(chǔ)分布；對(duì)所假設(shè)基礎(chǔ)分布進(jìn)行調(diào)整，通過反復(fù)優(yōu)化，直到分布載荷滿足壓心和實(shí)測彎矩、扭矩的全部要求，形成基于剖面測力的分布的載荷計(jì)算方法，解決了疲勞試驗(yàn)分布載荷對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)的依賴，通過載荷譜實(shí)測剖面內(nèi)力分析，建立了重心過載與分布載荷的數(shù)學(xué)函數(shù)關(guān)系，解決了引進(jìn)裝備分布載荷確定的技術(shù)難題。該技術(shù)方法的成功應(yīng)用，拓展了分布載荷的計(jì)算手段，有效保證了用于全機(jī)疲勞試驗(yàn)的分布載荷的準(zhǔn)確性，從試驗(yàn)過程中所暴露的破壞部位與外場飛機(jī)的一致性，驗(yàn)證了應(yīng)用這種方法所編制的載荷譜能夠反映飛機(jī)的真實(shí)使用情況。

隨著該系列Ⅰ型飛機(jī)和Ⅱ型飛機(jī)的陸續(xù)到壽，為保持我軍先進(jìn)作戰(zhàn)飛機(jī)裝備規(guī)模和持續(xù)作戰(zhàn)水平，充分挖掘該系列機(jī)群剩余壽命潛力，2017年開展了該系列飛機(jī)的再延壽項(xiàng)目。作為一型已服役20余年的老齡飛機(jī)，如何科學(xué)確定壽命評(píng)定的“基點(diǎn)”是老齡飛機(jī)延壽面臨的突出問題。該延壽項(xiàng)目以壽命增量考核為工作主線，圍繞“定基點(diǎn)”、“再更新”、“獲增量”展開，進(jìn)而突破關(guān)鍵部位新型修復(fù)、隱蔽區(qū)域高精度損傷確定等關(guān)鍵技術(shù)。

該項(xiàng)目采取的主要技術(shù)途徑有：① 以增量考核為核心進(jìn)行延壽；② 通過采取基于冷噴涂增材修復(fù)技術(shù)實(shí)現(xiàn)關(guān)鍵承力結(jié)構(gòu)的延壽;③ 創(chuàng)建隱蔽區(qū)域復(fù)雜結(jié)構(gòu)裂紋高效檢測技術(shù)。

中國通過系列飛機(jī)的壽命設(shè)計(jì)和延壽專項(xiàng)工作的開展，已形成了系統(tǒng)的飛機(jī)壽命設(shè)計(jì)和延壽技術(shù)體系，為未來先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的壽命設(shè)計(jì)和現(xiàn)役國產(chǎn)飛機(jī)后續(xù)的延壽打下堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。

5 日歷壽命評(píng)定技術(shù)發(fā)展

飛機(jī)結(jié)構(gòu)使用壽命包含2類主要指標(biāo)：一是飛行小時(shí)數(shù)或起落次數(shù)，二是用使用年限表示的日歷壽命，以先達(dá)到者作為飛機(jī)結(jié)構(gòu)到壽的判據(jù)。飛行小時(shí)數(shù)和起落次數(shù)主要用疲勞定壽法確定，目前中國已形成了一套較為完整、可靠的分析方法[46]。日歷壽命的確定則需要考慮地面停放環(huán)境、空中飛行環(huán)境和載荷的綜合作用，屬于結(jié)構(gòu)力學(xué)、金屬學(xué)、材料學(xué)、腐蝕學(xué)等多學(xué)科交叉的研究領(lǐng)域[47]。

技術(shù)發(fā)達(dá)國家十分注重防腐研究及飛機(jī)結(jié)構(gòu)的防腐設(shè)計(jì)。美軍標(biāo)準(zhǔn)中明確要求，設(shè)計(jì)制造商在飛機(jī)設(shè)計(jì)過程中要考慮熱、化學(xué)和氣候環(huán)境對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性、損傷容限分析及試驗(yàn)驗(yàn)證的影響，并先后制定了與腐蝕相關(guān)的一系列標(biāo)準(zhǔn)和規(guī)范，包含軍方使用規(guī)范，如MIL-A-008866B、MIL-A-87721、MIL-A-8860B(AS)、MIL-F-7179、MIL-STD-1568、MIL-HDBK-5、MIL-HDBK-729、MIL-HDBK-1530B(USAF)、MIL-STD-810E(對(duì)飛機(jī)環(huán)境試驗(yàn)增加了可靠性要求)和JSSG-2006。20世紀(jì)70年代后，北大西洋公約組織對(duì)飛機(jī)的腐蝕及腐蝕疲勞問題開展了較大規(guī)模的試驗(yàn)研究[48]。

20世紀(jì)中國航空設(shè)計(jì)尤其是制造工藝水平仍比較落后。從未系統(tǒng)開展過日歷壽命評(píng)定工作，給不出保證日歷壽命的檢查、維護(hù)和有效的大修方法，為飛機(jī)后期的使用造成了重要隱患。

2001年3月，一架殲-8飛機(jī)42框下半框腹板發(fā)生腐蝕斷裂。隨后，陸續(xù)發(fā)現(xiàn)了多架殲-8系列飛機(jī)同部位有不同程度的腐蝕和裂紋，造成了大量飛機(jī)停飛，嚴(yán)重削弱了部隊(duì)的戰(zhàn)斗力[49]。

又如，2006年6月某型飛機(jī)全機(jī)疲勞試驗(yàn)中平尾大軸發(fā)生斷裂(見圖7)，檢查發(fā)現(xiàn)內(nèi)腔表面防腐處理存在明顯缺陷，整個(gè)內(nèi)腔嚴(yán)重腐蝕。疲勞裂紋起始于定位焊點(diǎn)處的腐蝕坑，疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)有大量腐蝕產(chǎn)物[50]。腐蝕是導(dǎo)致該結(jié)構(gòu)斷裂的主要原因。隨后對(duì)外場數(shù)十架飛機(jī)的普查發(fā)現(xiàn)，大多數(shù)平尾大軸內(nèi)腔存在不同程度的腐蝕，其中5根平尾大軸已經(jīng)因腐蝕出現(xiàn)裂紋，嚴(yán)重影響飛行安全，外場飛機(jī)只能全部停飛更換。

圖7 因腐蝕導(dǎo)致的結(jié)構(gòu)失效Fig.7 Structural failure due to corrosion

重大故障的出現(xiàn)固然有早期設(shè)計(jì)條件和設(shè)計(jì)水平的因素，但是，未能及早進(jìn)行日歷壽命評(píng)定、全面調(diào)查和發(fā)現(xiàn)腐蝕關(guān)鍵部位、及時(shí)進(jìn)行防腐體系改進(jìn)、制定腐蝕維修大綱等工作，也是一個(gè)重要原因。腐蝕損傷發(fā)展到這樣嚴(yán)重的程度，不得不采取事后補(bǔ)救措施，不僅在經(jīng)濟(jì)上造成重大損失；而且更為嚴(yán)重的是，將在一段時(shí)間內(nèi)使部隊(duì)的戰(zhàn)斗力受到嚴(yán)重削弱，這個(gè)教訓(xùn)是極其深刻的。

上述這些現(xiàn)象都說明，腐蝕導(dǎo)致結(jié)構(gòu)失效和影響飛行安全的苗頭不斷出現(xiàn)，必須引起高度重視，并通過日歷壽命評(píng)定加以解決，不能再讓它繼續(xù)發(fā)展下去。

因此，為了消除隱患，確保部隊(duì)的戰(zhàn)斗力，在疲勞定壽結(jié)論基礎(chǔ)上，殲-8系列飛機(jī)首次對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)開展了腐蝕條件下的疲勞壽命和日歷壽命的全面研究和評(píng)定工作。

機(jī)體結(jié)構(gòu)日歷壽命評(píng)定主要技術(shù)途徑：依據(jù)一般環(huán)境下飛機(jī)疲勞定壽結(jié)論和飛機(jī)外場腐蝕情況的綜合分析，確定影響飛機(jī)日歷壽命的主要關(guān)鍵件(部位)；針對(duì)各疲勞關(guān)鍵件(部位)和腐蝕關(guān)鍵件(部位)，建立加速試驗(yàn)環(huán)境譜，并確定加速譜與外場環(huán)境間的當(dāng)量加速關(guān)系；對(duì)各疲勞關(guān)鍵件，測定地面停放腐蝕修正系數(shù)曲線(C-T曲線)和空中環(huán)境腐蝕疲勞影響系數(shù)，對(duì)指定的若干不同年飛行強(qiáng)度，修正一般環(huán)境下疲勞定壽結(jié)論，完成腐蝕條件下的疲勞壽命評(píng)定；分析確定首翻、第2次大修和總壽命分別取決于日歷年限與飛行小時(shí)數(shù)的各種典型組合情況；給出疲勞關(guān)鍵件的日歷壽命體系評(píng)定結(jié)論；對(duì)各腐蝕失效關(guān)鍵部位，進(jìn)行日歷首翻期、首翻及第二次大修后修理間隔的加速腐蝕試驗(yàn)，給出腐蝕失效關(guān)鍵件(部位)能否滿足殲-8系列飛機(jī)預(yù)期的首翻期、第2次修理間隔及總?cè)諝v壽命目標(biāo)要求；并提供相應(yīng)的腐蝕修理方法；綜合疲勞關(guān)鍵件的日歷壽命體系和各腐蝕關(guān)鍵件(部位)的日歷壽命的評(píng)定結(jié)果，給出殲-8系列飛機(jī)結(jié)構(gòu)的日歷壽命體系評(píng)定結(jié)論，提供對(duì)應(yīng)的技術(shù)通報(bào)和結(jié)構(gòu)修理大綱。

1) 腐蝕關(guān)鍵部位確定的正確與否是日歷壽命評(píng)定成敗的關(guān)鍵

重要性：考慮結(jié)構(gòu)的重要程度及腐蝕的嚴(yán)重程度。由于腐蝕或腐蝕疲勞損傷，結(jié)構(gòu)一旦失效，可能導(dǎo)致整架飛機(jī)產(chǎn)生危險(xiǎn)后果或不能完成規(guī)定的飛行任務(wù)；腐蝕較為嚴(yán)重，對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)日歷壽命起關(guān)鍵作用的部位。例如：材料對(duì)腐蝕比較敏感，在局部環(huán)境條件下，是否容易產(chǎn)生腐蝕、腐蝕疲勞損傷；局部環(huán)境嚴(yán)重，處于易積水或長期暴露在嚴(yán)重的腐蝕環(huán)境中以及不可檢、不易檢的部位。

典型性：從腐蝕類型上來看，選取的腐蝕關(guān)鍵件的腐蝕類型應(yīng)能包含飛機(jī)外場腐蝕檢查中發(fā)現(xiàn)的各種類型的腐蝕。

代表性：關(guān)鍵部位的日歷壽命評(píng)定結(jié)論、腐蝕檢查、修理方法可以應(yīng)用于機(jī)體結(jié)構(gòu)其他類似的易腐蝕部位。

2) 建立加速環(huán)境，再現(xiàn)外場飛機(jī)的腐蝕損傷，是實(shí)現(xiàn)日歷壽命評(píng)定的關(guān)鍵

關(guān)鍵部位和腐蝕類型多，因此如何再現(xiàn)不同類型關(guān)鍵部位的外場腐蝕損傷是準(zhǔn)確建立加速環(huán)境譜的難點(diǎn)。首先，要能包含地面停放時(shí)產(chǎn)生腐蝕的主要環(huán)境因素及作用情況、再現(xiàn)使用過程中出現(xiàn)的腐蝕損傷形式、特征以及腐蝕產(chǎn)物的組成成分；其次能大大縮短實(shí)際環(huán)境的作用時(shí)間，使加速腐蝕試驗(yàn)周期和費(fèi)用減少到工程可接受的范圍；最終要能通過合理的準(zhǔn)則和方法建立加速環(huán)境譜與地面停放環(huán)境之間的當(dāng)量加速關(guān)系。首先借鑒國外行之有效的加速環(huán)境，并結(jié)合國內(nèi)環(huán)境條件、關(guān)鍵部位的具體局部環(huán)境、腐蝕因素、損傷形式與腐蝕類型的分析，確定出適于國內(nèi)的加速譜各組成部分的具體環(huán)境參數(shù)；對(duì)于不能直接參考國外成熟的加速譜的情況，如殲-8飛機(jī)42框下半框腹板、機(jī)翼前梁腹板部位，在分析關(guān)鍵部位局部環(huán)境腐蝕因素與損傷形式的基礎(chǔ)上，通過試驗(yàn)摸索來確定。然后檢驗(yàn)加速環(huán)境譜的有效性：采用關(guān)鍵部位模擬試件在加速環(huán)境譜下進(jìn)行不同時(shí)間的腐蝕試驗(yàn)，將試件的腐蝕損傷形式與實(shí)際結(jié)構(gòu)的腐蝕損傷形式進(jìn)行比較，按3個(gè)原則檢驗(yàn)所確定的加速環(huán)境譜是否有效：① 試件的腐蝕類型、腐蝕程度與外場飛機(jī)該部位的腐蝕類型、腐蝕程度相當(dāng)；② 試件的腐蝕產(chǎn)物與外場飛機(jī)該部位的腐蝕產(chǎn)物成分相當(dāng)；③ 試件的破壞形式與外場飛機(jī)該部位的腐蝕破壞形式相當(dāng)。

為檢驗(yàn)加速環(huán)境譜的有效性，在外場的現(xiàn)役飛機(jī)不同腐蝕關(guān)鍵部位處收集了腐蝕產(chǎn)物，對(duì)其進(jìn)行能譜分析。最終，建立了加速試驗(yàn)環(huán)境譜：① 疲 勞關(guān)鍵部位的加速試驗(yàn)環(huán)境譜;② 機(jī)身、機(jī)翼、下表面的加速試驗(yàn)環(huán)境譜;③ 42框下半框腹板加速環(huán)境譜;④ 機(jī)翼前梁腹板加速環(huán)境譜。

3) 合 理確定試驗(yàn)與外場飛機(jī)腐蝕損傷之間的當(dāng)量關(guān)系，是給出正確日歷壽命的關(guān)鍵

針對(duì)疲勞關(guān)鍵部位當(dāng)時(shí)提出2種方法，一種是利用已有的通過不同環(huán)境下金屬試件的腐蝕及腐蝕電流測定，而得到各種環(huán)境之間的當(dāng)量折算系數(shù)，采用當(dāng)量折算法進(jìn)行初步評(píng)估。一種是針對(duì)疲勞關(guān)鍵部位用5～6組模擬試件在加速譜下進(jìn)行了不同時(shí)間的腐蝕試驗(yàn)，對(duì)比、分析試件腐蝕程度與使用不同年限的飛機(jī)關(guān)鍵部位腐蝕程度，建立當(dāng)量加速關(guān)系?？紤]到真實(shí)編制局部環(huán)境譜比較困難、試驗(yàn)測定的折算系數(shù)數(shù)據(jù)欠完善以及將加速譜作用的浸泡及烘干過程視為同一種環(huán)境的前提也帶有一定近似性。因此，第2種方法即利用腐蝕程度對(duì)比法更接近實(shí)際。在綜合兩者結(jié)果時(shí)，為提高當(dāng)量加速關(guān)系的可靠度，盡量取腐蝕程度對(duì)比法的結(jié)果，或取腐蝕程度對(duì)比法與當(dāng)量折算法所得結(jié)果中偏保守的一個(gè)。

針對(duì)腐蝕關(guān)鍵部位，主要是用模擬試件，進(jìn)行加速腐蝕試驗(yàn)，逐個(gè)周期測量腐蝕損傷，試驗(yàn)結(jié)束后進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，得到涂層失效時(shí)間，與外場涂層失效時(shí)間相比較，進(jìn)而確定當(dāng)量關(guān)系。

殲-8系列飛機(jī)日歷壽命評(píng)定工作歷時(shí)近3年，分3個(gè)階段完成了日歷壽命的全部工作：

第1階段：通過腐蝕情況調(diào)研、關(guān)鍵部位的應(yīng)力分析、局部環(huán)境譜的編制、當(dāng)量關(guān)系的折算及預(yù)試驗(yàn)的探索突破了關(guān)鍵部位的確定、加速環(huán)境的建立及當(dāng)量關(guān)系的確定3個(gè)技術(shù)關(guān)鍵。

第2階段：試驗(yàn)與評(píng)定階段。通過疲勞危險(xiǎn)部位的C-T曲線測試、腐蝕疲勞試驗(yàn)、停飛停試驗(yàn)完成了疲勞關(guān)鍵部位的壽命評(píng)定及腐蝕關(guān)鍵部位的加速腐蝕試驗(yàn)。

第3階段：日歷壽命評(píng)定、總結(jié)、驗(yàn)收階段。給出殲-8系列飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的日歷壽命評(píng)定結(jié)論及對(duì)應(yīng)的技術(shù)通報(bào)和結(jié)構(gòu)修理大綱。

殲-8系列飛機(jī)日歷壽命評(píng)定是國內(nèi)首次進(jìn)行的全面、系統(tǒng)的飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的日歷壽命評(píng)定，試驗(yàn)、分析工作量大、技術(shù)難度高，有較大的突破和創(chuàng)新。不僅完善和全面確定了殲-8系列飛機(jī)的使用壽命，同時(shí)還創(chuàng)立并形成了一套完整的日歷壽命評(píng)定技術(shù)體系。

后續(xù)機(jī)型，特別是艦載機(jī)的日歷壽命評(píng)定工作均以此為基礎(chǔ)。殲-8系列飛機(jī)的日歷壽命評(píng)定對(duì)積累經(jīng)驗(yàn)、推進(jìn)和發(fā)展中國使用壽命評(píng)定技術(shù)有重要意義。

6 單機(jī)壽命監(jiān)控技術(shù)發(fā)展

單機(jī)壽命監(jiān)控就是飛機(jī)設(shè)計(jì)人員通過疲勞試驗(yàn)結(jié)合理論分析得出飛機(jī)的壽命指標(biāo)，同時(shí)對(duì)正在服役的飛機(jī)的飛行參數(shù)和關(guān)鍵部位局部應(yīng)變進(jìn)行監(jiān)控，根據(jù)獲得的數(shù)據(jù)，計(jì)算出每架飛機(jī)關(guān)鍵部位的累積損傷，并與試驗(yàn)獲得的壽命指標(biāo)進(jìn)行對(duì)比，監(jiān)控飛機(jī)壽命消耗，合理安排飛機(jī)的飛行任務(wù)，以達(dá)到延長飛機(jī)的服役壽命，并減少不必要的維修的目的。

6.1 國外發(fā)展現(xiàn)狀

根據(jù)監(jiān)控手段劃分，單機(jī)壽命監(jiān)控技術(shù)發(fā)展歷程大致可劃分為4代[51]：

第1代是簡單的機(jī)械式設(shè)備，記錄重心過載系數(shù)等少量參數(shù)的變化情況。

第2代是電子式多參數(shù)記錄系統(tǒng)(簡稱飛參記錄系統(tǒng))，記錄反映飛機(jī)各系統(tǒng)工作情況和各種飛行狀態(tài)的信息參數(shù)。

第3代是在飛參記錄系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，增加了對(duì)疲勞關(guān)鍵部位應(yīng)變數(shù)據(jù)的記錄。

第4代在第3代單機(jī)壽命監(jiān)控的基礎(chǔ)上，采用光纖光柵、智能涂層等傳感器[52-53]，對(duì)疲勞關(guān)鍵部位損傷情況的監(jiān)測和診斷。

前3代監(jiān)控設(shè)備監(jiān)控的對(duì)象實(shí)際上是載荷，基于載荷對(duì)結(jié)構(gòu)所造成的損傷計(jì)算分析實(shí)施對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)壽命管理。第4代是在第3代載荷監(jiān)控的基礎(chǔ)上，引入了結(jié)構(gòu)損傷實(shí)時(shí)監(jiān)測和診斷技術(shù)，并將監(jiān)測結(jié)果和由實(shí)際使用中發(fā)現(xiàn)的裂紋損傷值與計(jì)算損傷值融合一起作為飛機(jī)使用壽命管理的依據(jù)。

圖8[51]給出了美國空軍部隊(duì)飛機(jī)管理路徑圖，從圖中可以看出，美國目前采取的是基于預(yù)計(jì)損傷數(shù)據(jù)庫壽命管理體系，同時(shí)正在開發(fā)觀察損傷數(shù)據(jù)庫(包含裂紋、腐蝕等實(shí)際物理損傷)，未來的發(fā)展方向是將結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)測數(shù)據(jù)與結(jié)構(gòu)疲勞損傷分析數(shù)據(jù)相結(jié)合，通過“虛實(shí)結(jié)合”的方式，建立以大數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)的飛機(jī)結(jié)構(gòu)壽命管理系統(tǒng)。

圖8 美國空軍部隊(duì)飛機(jī)管理示意圖[51]Fig.8 Sketch map of American air force aircraft management[51]

目前，美國、歐洲的軍機(jī)尤其是戰(zhàn)斗機(jī)均采用了單機(jī)監(jiān)控系統(tǒng)或結(jié)構(gòu)監(jiān)控系統(tǒng)，并在飛機(jī)的使用保障過程中發(fā)揮了重要作用。

1) F-18飛機(jī)單機(jī)壽命管理系統(tǒng)

F-18飛機(jī)利用人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)建立載荷參數(shù)方程，利用實(shí)測的飛參和應(yīng)變數(shù)據(jù)作為原始數(shù)據(jù)建立基于人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的控制點(diǎn)載荷方程，對(duì)后機(jī)身壁板等控制點(diǎn)的載荷進(jìn)行預(yù)測。圖9給出了F-18飛機(jī)疲勞單機(jī)疲勞壽命監(jiān)控工作流程。

圖9 F-18飛機(jī)疲勞壽命監(jiān)控工作流程圖Fig.9 Fatigue life monitoring flow chart of F-18

2) F-22飛機(jī)單機(jī)壽命監(jiān)控

美國的F-22飛機(jī)采用的是載荷監(jiān)控技術(shù)，利用實(shí)測飛參數(shù)據(jù)和應(yīng)變數(shù)據(jù)結(jié)合多元回歸分析建立載荷方程，由載荷方程和應(yīng)力轉(zhuǎn)換函數(shù)建立各控制點(diǎn)的局部應(yīng)力方程，計(jì)算飛機(jī)的損傷，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)壽命的監(jiān)控。

3) F-35飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控(Structural Prognostics and Health Management，SPHM)系統(tǒng)

F-35飛機(jī)是美國研制的多用途先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)，在裝備研制過程中開發(fā)了配套的PHM(Prognostics and Health Management)系統(tǒng)，用于飛機(jī)使用與壽命管理。F-35飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控系統(tǒng)采用載荷方程計(jì)算和應(yīng)變傳感器測量2種方法來獲取外載荷，其中以載荷計(jì)算方法為主，應(yīng)變測量主要用于載荷方程的建立、校驗(yàn)和優(yōu)化。F-35飛機(jī)SPHM系統(tǒng)應(yīng)變傳感器在全機(jī)上的具體分布情況見圖10[54]。每個(gè)控制點(diǎn)的局部應(yīng)力是通過已建立的外載荷函數(shù)方程計(jì)算得到。

圖10 F-35飛機(jī)應(yīng)變傳感器安裝位置示意圖[54]Fig.10 Sketch map of mounting position of F-35’s strain sensor[54]

圖11[55]給出了F-35飛機(jī)損傷監(jiān)控工作流程圖和結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)控結(jié)果。

圖11 F-35飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)控流程及結(jié)果[55]Fig.11 Structure damage monitoring process and results of F-35[55]

4) 歐洲EF-2000臺(tái)風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)

歐洲EF-2000臺(tái)風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)上都安裝了結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控(SPHM)系統(tǒng)。為了實(shí)現(xiàn)對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)疲勞壽命的計(jì)算和預(yù)估，臺(tái)風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)綜合處理了包括載荷監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)、特殊事件監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)等多種來源的數(shù)據(jù)，最后結(jié)合疲勞壽命分析和預(yù)測程序，計(jì)算累積使用壽命并預(yù)估結(jié)構(gòu)剩余壽命。圖12[51]給出了臺(tái)風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)控流程圖。

圖12 臺(tái)風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)損傷監(jiān)控流程圖[51]Fig.12 Damage monitoring flow chart of typhoon fighter[51]

6.2 國內(nèi)研究現(xiàn)狀

中國自20世紀(jì)70年代中期開展飛機(jī)定壽工作以來，研究人員就提出了要開展單機(jī)壽命監(jiān)控相關(guān)研究，并曾在多個(gè)機(jī)型部分飛機(jī)上進(jìn)行過嘗試，取得了階段性成果。但是由于缺少可靠有效的監(jiān)控設(shè)備，沒能在整個(gè)機(jī)群中全面推廣，壽命管理仍采用“機(jī)群管理”方法，即以飛機(jī)的飛行時(shí)間數(shù)控制飛機(jī)的使用，當(dāng)飛機(jī)的飛行時(shí)間達(dá)到給定的大修和總壽命時(shí)間，無論其狀態(tài)如何，一律“一刀切”，安排進(jìn)廠大修或退役。

而隨著新一代飛機(jī)陸續(xù)裝備部隊(duì)，飛機(jī)壽命管理模式逐步開始轉(zhuǎn)變。“十一五”期間，沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所結(jié)合某系列飛機(jī)定延壽項(xiàng)目，建立了基于當(dāng)量損傷的單機(jī)壽命監(jiān)控技術(shù)方法。目前基于當(dāng)量損傷的單機(jī)壽命監(jiān)控技術(shù)已經(jīng)廣泛地應(yīng)用于第3代戰(zhàn)機(jī)。

在人工智能算法的日趨成熟以及各類先進(jìn)傳感器的大量工程化應(yīng)用的支撐下，中國航空研究所及各大高校對(duì)人工智能算法和各類先進(jìn)傳感器在單機(jī)壽命監(jiān)控領(lǐng)域的應(yīng)用開展了大量研究。

成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所基于現(xiàn)役戰(zhàn)斗機(jī)大量起落的載荷實(shí)測數(shù)據(jù)，綜合機(jī)動(dòng)識(shí)別技術(shù)、參數(shù)優(yōu)化技術(shù)和BP(Back Propagation)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)，建立一種以飛行參數(shù)為核心輸入的飛行參數(shù)-載荷分析模型，適用于同型整個(gè)機(jī)群飛機(jī)，為單機(jī)結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位損傷及壽命監(jiān)測奠定了基礎(chǔ)[56]。何宇廷等[57]研究了智能涂層傳感器在腐蝕環(huán)境下的工作特性及裂紋監(jiān)測能力，雖然該薄膜傳感器的研究仍處于試驗(yàn)階段，但研究已為其工程化應(yīng)用提供了可能。以空天飛機(jī)作為研究對(duì)象，劉金英[58]將光纖光柵傳感器引入到其箱體的傳感體系內(nèi)，對(duì)外力作用下箱體變形引起的有效折射率變化進(jìn)行仿真，通過分析光纖光柵傳感器中心波長的變化，獲得了該類被測對(duì)象較為完整的溫度和應(yīng)變信息。不同的傳感器有不同的使用用途和使用環(huán)境，往往要根據(jù)單機(jī)監(jiān)測位置的不同或者外界條件的差異選擇最合適的傳感器，從而達(dá)到最佳的監(jiān)測結(jié)果。

6.3 單機(jī)壽命監(jiān)控應(yīng)用實(shí)例

6.3.1 某系列飛機(jī)單機(jī)壽命監(jiān)控

某系列飛機(jī)的延壽目標(biāo)是在外方給定的壽命基礎(chǔ)上提升了50%，單機(jī)監(jiān)控技術(shù)的實(shí)施，對(duì)保證延壽飛機(jī)的使用安全，特別是在全機(jī)疲勞試驗(yàn)完成前，確保先期達(dá)到外方給定的壽命指標(biāo)的飛機(jī)不停飛，發(fā)揮了至關(guān)重要的作用。

某系列飛機(jī)單機(jī)監(jiān)控工作從2004年初開始，主要分3個(gè)階段進(jìn)行：

第1階段：建立某系列飛機(jī)飛參數(shù)據(jù)庫，對(duì)即將達(dá)到外方給定壽命指標(biāo)的各架飛機(jī)損傷進(jìn)行計(jì)算分析確定每架飛機(jī)每次飛行的等效飛行小時(shí)及消耗壽命。

第2階段：完成起落架、起落架梁及座艙蓋等關(guān)鍵部位的損傷計(jì)算，綜合航空所的剩余壽命計(jì)算，逐架給出某系列飛機(jī)的剩余壽命、二次大修時(shí)間。

第3階段：使用按等效飛行小時(shí)計(jì)算法和按疲勞危險(xiǎn)部位壽命計(jì)算法，對(duì)每架飛機(jī)直到退役前的全壽命實(shí)施監(jiān)控管理。通過損傷計(jì)算和檢查，確定各單架飛機(jī)的退役時(shí)間。

6.3.2 基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的疲勞載荷預(yù)測技術(shù)

在神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)疲勞載荷預(yù)測技術(shù)方面，航空工業(yè)沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所初步研究了BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)與ELM(Extreme Learning Machine)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)，確定了基于ELM神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的飛參-載荷識(shí)別方法，并獲得了神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)權(quán)值矩陣形式的外翼載荷-參數(shù)方程。

在廣泛研究了多種前處理技術(shù)的基礎(chǔ)上，最終確定了飛參篩選、過載峰谷值提取等技術(shù)為主的飛參前處理技術(shù)，對(duì)某型飛機(jī)的飛參-翼根載荷數(shù)據(jù)，采用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)智能訓(xùn)練的飛參篩選方法，從原始的45個(gè)飛行參數(shù)中最終篩選出高度、速度、馬赫數(shù)等11個(gè)飛行參數(shù)，用這11個(gè)飛行參數(shù)進(jìn)行預(yù)測后發(fā)現(xiàn)，相比于采用45個(gè)飛行參數(shù)進(jìn)行預(yù)測，前者的預(yù)測精度有明顯提高，詳見圖13。

圖13 輸入數(shù)據(jù)篩選前后對(duì)比Fig.13 Comparison of the result of input data before and after screening

基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)，建立了飛參數(shù)據(jù)篩選辦法及載荷識(shí)別模型，編寫了飛參-載荷識(shí)別方法的應(yīng)用軟件。圖14給出了基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)計(jì)算預(yù)測的結(jié)構(gòu)載荷歷程，其中紅色曲線為預(yù)測結(jié)果，藍(lán)色曲線為實(shí)測結(jié)果，結(jié)果顯示載荷識(shí)別模型的預(yù)測精度能夠滿足工程應(yīng)用的要求。

圖14 基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的疲勞載荷預(yù)測結(jié)果Fig.14 Fatigue load forecast based on neural network

6.3.3 基于智能傳感器的結(jié)構(gòu)健康技術(shù)

在某飛機(jī)定延壽疲勞試驗(yàn)和領(lǐng)先使用中，已成功應(yīng)用智能涂層、光柵光纖等智能傳感器進(jìn)行疲勞裂紋的監(jiān)控和應(yīng)變數(shù)據(jù)的采集。

智能涂層結(jié)構(gòu)損傷識(shí)別系統(tǒng)(Intelligent Coating crack Monitoring System，ICMS)是一種新型的結(jié)構(gòu)裂紋監(jiān)控技術(shù)，它能夠?qū)︼w機(jī)整體結(jié)構(gòu)和關(guān)鍵部位進(jìn)行實(shí)時(shí)、在線的診斷性監(jiān)控，及時(shí)發(fā)現(xiàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)(特別是內(nèi)部封閉結(jié)構(gòu))的裂紋損傷，并對(duì)裂紋部位進(jìn)行探測和定位，為結(jié)構(gòu)的安全、經(jīng)濟(jì)使用和及時(shí)維護(hù)提供重要依據(jù)。圖15給出了智能涂層傳感器在某型飛機(jī)全機(jī)疲勞試驗(yàn)過程中的應(yīng)用情況。

圖15 智能涂層傳感器在全機(jī)疲勞試驗(yàn)中應(yīng)用情況Fig.15 Application of ICMS in fatigue test of a certain aircraft

光纖光柵傳感因具有精度高、波分復(fù)用、抗電磁干擾能力強(qiáng)、壽命長、可靠性高、耐腐蝕、體積小、重量輕，易埋于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)等優(yōu)點(diǎn)，已成為滿足結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測需要的測量技術(shù)[59-60]。

為解決某型飛機(jī)集中到壽影響部隊(duì)飛行訓(xùn)練的問題，根據(jù)前期全機(jī)疲勞深化試驗(yàn)積累的起落架裂紋擴(kuò)展數(shù)據(jù)，通過延壽專檢、起落架梁裂紋探傷檢查、起落架梁裂紋特性試驗(yàn)，以裂紋監(jiān)控措施作為輔助手段，實(shí)現(xiàn)某系列飛機(jī)延壽領(lǐng)先使用。通過加裝不帶電的FBG(Fiber Bragg Grating)光纖光柵傳感器(見圖16)，對(duì)某型飛機(jī)疲勞關(guān)鍵部位的裂紋擴(kuò)展開展監(jiān)測方法研究，驗(yàn)證裂紋附近關(guān)鍵部位進(jìn)行應(yīng)變監(jiān)測的可行性，希望通過傳感器預(yù)估裂紋擴(kuò)展，以減輕外場無損檢測負(fù)擔(dān)。

圖16 光纖傳感監(jiān)控技術(shù)在某型飛機(jī)裂紋監(jiān)測的應(yīng)用Fig.16 Application of FBG sensor in crack detection of a certain aircraft

目前，某兩型全機(jī)疲勞試驗(yàn)正在開展，該兩型飛機(jī)均已采用了疲勞關(guān)鍵部位粘貼應(yīng)變片及智能涂層監(jiān)控裂紋的方法，其中一型飛機(jī)還采用了壓電傳感器監(jiān)控裂紋的方法，監(jiān)控的部位基本覆蓋了設(shè)計(jì)分析中所篩選的疲勞關(guān)鍵部位。

6.3.4 飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控技術(shù)發(fā)展

飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)是一項(xiàng)通過傳感器等硬件獲取結(jié)構(gòu)或系統(tǒng)數(shù)據(jù)信息為核心的創(chuàng)新性技術(shù)，該項(xiàng)技術(shù)能夠在飛機(jī)的設(shè)計(jì)、制造、運(yùn)營和維護(hù)等各個(gè)過程中發(fā)揮重要作用，同時(shí)也是未來智能航空的關(guān)鍵組成部分[61-62]。在某型飛機(jī)科研項(xiàng)目中，航空工業(yè)沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所開展了包括傳感器在典型部件結(jié)構(gòu)上的布局研究、以智能涂層為核心的裂紋監(jiān)控系統(tǒng)研究、監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)挖掘與當(dāng)量壽命計(jì)算方法研究、結(jié)構(gòu)壽命數(shù)據(jù)庫建立與維修決策方法研究和結(jié)構(gòu)壽命監(jiān)控綜合驗(yàn)證等5項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)研究。

首先進(jìn)行了調(diào)研及基礎(chǔ)理論分析工作，確定了本項(xiàng)目中使用的傳感器—智能涂層傳感器和應(yīng)變傳感器，對(duì)采集獲得的飛參數(shù)據(jù)的處理方法和消耗壽命的計(jì)算方法進(jìn)行了研究，并以軟件的方式實(shí)現(xiàn)；對(duì)以智能涂層為核心的裂紋監(jiān)控系統(tǒng)(見圖17)的有效性進(jìn)行了驗(yàn)證，結(jié)果顯示智能涂層傳感器的檢測精度、檢測概率和可持續(xù)測量能力等多項(xiàng)指標(biāo)滿足項(xiàng)目要求；建立了飛機(jī)結(jié)構(gòu)壽命數(shù)據(jù)庫，實(shí)現(xiàn)了對(duì)于運(yùn)維歷史數(shù)據(jù)的存儲(chǔ)和分類管理，同時(shí)與維修決策系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了對(duì)接，滿足了維修決策系統(tǒng)的數(shù)據(jù)調(diào)取需求；建立了基于結(jié)構(gòu)健康狀態(tài)的維修決策系統(tǒng)，該系統(tǒng)整合了多種飛參數(shù)據(jù)處理及疲勞損傷計(jì)算功能，通過調(diào)取飛機(jī)結(jié)構(gòu)壽命數(shù)據(jù)庫中的飛機(jī)損傷信息，制定合理的維修計(jì)劃，實(shí)現(xiàn)維修成本和機(jī)群保有率的最優(yōu)化；最后進(jìn)行了典型部件疲勞試驗(yàn)，組建了維修決策演示驗(yàn)證系統(tǒng)(見圖18)，并模擬飛機(jī)實(shí)際飛行過程中的受載情況，通過傳感器采集相關(guān)飛參數(shù)據(jù)，并將飛參數(shù)據(jù)輸入維修決策系統(tǒng)，對(duì)飛機(jī)的損傷和壽命消耗進(jìn)行計(jì)算，并以此為依據(jù)制定出最佳的維修計(jì)劃。

圖17 智能涂層監(jiān)控系統(tǒng)軟件平臺(tái)界面Fig.17 Interface of ICMS software platform

圖18 結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控綜合驗(yàn)證系統(tǒng)Fig.18 Comprehensive verification system for structural health monitoring

通過該科研項(xiàng)目，研究了飛機(jī)典型部位應(yīng)變監(jiān)控及裂紋擴(kuò)展智能涂層監(jiān)控技術(shù)建立了評(píng)估飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康狀態(tài)、高精度預(yù)測結(jié)構(gòu)剩余壽命的方法，突破了基于多目標(biāo)優(yōu)化的飛機(jī)結(jié)構(gòu)維修專家決策技術(shù)，形成了結(jié)構(gòu)壽命數(shù)據(jù)庫和結(jié)構(gòu)維修專家決策系統(tǒng)2套軟件成果，并通過典型盒段試驗(yàn)進(jìn)行了驗(yàn)證，為結(jié)構(gòu)健康技術(shù)研究奠定了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。

6.4 小結(jié)

隨著傳感器技術(shù)、無線數(shù)據(jù)傳輸技術(shù)、數(shù)據(jù)分析與融合技術(shù)、嵌入式軟硬件技術(shù)、結(jié)構(gòu)損傷識(shí)別與壽命預(yù)測技術(shù)、結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)、智能材料與結(jié)構(gòu)等先進(jìn)技術(shù)的發(fā)展，現(xiàn)代先進(jìn)戰(zhàn)機(jī)正由單機(jī)壽命監(jiān)控管理理念向結(jié)構(gòu)健康預(yù)測管理方向轉(zhuǎn)變，并逐步實(shí)現(xiàn)從“定時(shí)維修”到“視情維修”的跨越，因此更加智能化和自動(dòng)化的單機(jī)壽命監(jiān)控將是未來飛機(jī)壽命健康信息管理中亟待開發(fā)的關(guān)鍵技術(shù)。航空工業(yè)沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所在已有單機(jī)壽命監(jiān)控研究成果的基礎(chǔ)上，結(jié)合型號(hào)研制，針對(duì)各類人工智能算法和先進(jìn)傳感器開展工程應(yīng)用研究，旨在進(jìn)一步提升本所新一代戰(zhàn)機(jī)的自主保障能力、降低新型戰(zhàn)機(jī)的使用與維護(hù)成本、保證飛機(jī)安全。

7 結(jié)束語

本文以疲勞設(shè)計(jì)準(zhǔn)則的發(fā)展為主線，對(duì)國內(nèi)外飛機(jī)疲勞工作者研究的熱點(diǎn)問題以及影響結(jié)構(gòu)壽命的重要因素，包括分散系數(shù)的確定、載荷譜編制技術(shù)、飛機(jī)壽命設(shè)計(jì)與延壽技術(shù)、日歷壽命評(píng)定、單機(jī)壽命監(jiān)控等技術(shù)的形成與發(fā)展進(jìn)行綜合論述。

疲勞設(shè)計(jì)準(zhǔn)則決定著疲勞設(shè)計(jì)所采用的設(shè)計(jì)思想與理念、具體的分析方法與驗(yàn)證體系，是從工程實(shí)踐中總結(jié)凝練的規(guī)范標(biāo)準(zhǔn)，有進(jìn)一步指導(dǎo)實(shí)際工程中的設(shè)計(jì)與驗(yàn)證活動(dòng)。目前及未來較長一段時(shí)間，耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)準(zhǔn)則仍將是飛機(jī)長壽命設(shè)計(jì)及延壽的主要基礎(chǔ)。

從美軍戰(zhàn)斗機(jī)延壽實(shí)踐可以看出，分散系數(shù)的選取與設(shè)計(jì)準(zhǔn)則息息相關(guān)，耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)思想的提出，帶來了分散系數(shù)的降低。國內(nèi)外學(xué)者也根據(jù)分散系數(shù)的不同影響因素，對(duì)于是否考慮單機(jī)壽命監(jiān)控提出了不同的分散系數(shù)選取建議。

載荷譜是疲勞設(shè)計(jì)與試驗(yàn)的前提和基礎(chǔ)，是對(duì)機(jī)群飛行使用強(qiáng)度的真實(shí)反映。隨著長壽命設(shè)計(jì)需求的不斷提升，參考國外的實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)，基于新國軍標(biāo)的要求，國內(nèi)也探索了一些嚴(yán)重譜的編制方法。

壽命設(shè)計(jì)與延壽是實(shí)現(xiàn)飛機(jī)壽命指標(biāo)的核心工作。耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)方法是國內(nèi)外普遍采用的分析方法與技術(shù)體系。中國航空工業(yè)經(jīng)過21世紀(jì)以來20年的飛躍發(fā)展，基本實(shí)現(xiàn)了從安全壽命到耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)思想的跨越。

日歷壽命也是飛機(jī)的重要壽命指標(biāo)，是中國特有的指標(biāo)體系要求，與西方國家的“腐蝕防護(hù)與控制”具有相當(dāng)?shù)淖饔煤鸵饬x。這一指標(biāo)與環(huán)境因素息息相關(guān)，日歷壽命設(shè)計(jì)與評(píng)定技術(shù)在中國艦載機(jī)腐蝕防護(hù)與控制工作中發(fā)揮重要作用。

在飛機(jī)更輕的結(jié)構(gòu)重量、更嚴(yán)酷的服役使用環(huán)境、更長的壽命指標(biāo)的嚴(yán)峻挑戰(zhàn)下，單機(jī)壽命監(jiān)控是保證長壽命飛機(jī)服役使用安全的重要技術(shù)手段?，F(xiàn)階段，先進(jìn)傳感器與先進(jìn)算法相結(jié)合的結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控技術(shù)的發(fā)展，為中國飛機(jī)壽命管理注入了生機(jī)和活力，也是中國先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)長壽命設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)。

壽命設(shè)計(jì)與延壽技術(shù)在國內(nèi)外先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)長壽命指標(biāo)實(shí)現(xiàn)方面均發(fā)揮著不可替代的重要作用。在中國航空疲勞技術(shù)領(lǐng)域，通過一代又一代學(xué)者和工程人員的自力更生、艱苦奮斗，發(fā)展完善了疲勞設(shè)計(jì)方法與技術(shù)體系，為祖國航空裝備的長期服役使用安全保駕護(hù)航。