高機(jī)動(dòng)無人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)疲勞壽命分析方法研究

邸洪亮，陳亮

航空工業(yè)沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，遼寧 沈陽 110035

近年來，無人機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)的飛速發(fā)展，使得人們對無人機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的要求不斷提高。無人作戰(zhàn)飛機(jī)同民用飛機(jī)、殲擊機(jī)等有人機(jī)相比，在飛機(jī)的使用要求、任務(wù)使命等方面都有所不同，重心處法向過載可達(dá)20。有人戰(zhàn)斗機(jī)需要用于飛行員的訓(xùn)練和試飛，因此飛行小時(shí)壽命要力求最高。無人作戰(zhàn)飛機(jī)主要用于執(zhí)行特定任務(wù)，故其設(shè)計(jì)使用壽命相比有人戰(zhàn)斗機(jī)較短[1]。

為提高裝備持久戰(zhàn)斗力和良好經(jīng)濟(jì)性，應(yīng)根據(jù)不同裝備的用途及需求選取可靠的疲勞分析方法，對所設(shè)計(jì)的結(jié)構(gòu)進(jìn)行疲勞壽命分析和評定，使其滿足使用條件下要求的高可靠度壽命指標(biāo)，并力求延長使用壽命[2]。高機(jī)動(dòng)無人機(jī)具有過載大、機(jī)動(dòng)多變的特性，其過載可以遠(yuǎn)超現(xiàn)代有人戰(zhàn)斗機(jī)的最大過載水平，應(yīng)根據(jù)無人機(jī)的用途及需求選取可靠的疲勞分析方法[3]。

對于有人戰(zhàn)斗機(jī)的疲勞、耐久性及損傷容限分析方法，國內(nèi)已經(jīng)有了較為成熟的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)規(guī)范；對于小型無人機(jī)機(jī)體壽命分析，國內(nèi)院校也開展了相關(guān)研究，并形成了一套無人機(jī)強(qiáng)度和剛度規(guī)范，但規(guī)范僅適用于偵察型小型無人機(jī)。對于高機(jī)動(dòng)無人機(jī)的結(jié)構(gòu)疲勞壽命分析方法，目前國內(nèi)并沒有相關(guān)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)規(guī)范。美國和歐洲對于無人機(jī)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)，也提出了通過降低安全因數(shù)（量綱一），提高局部結(jié)構(gòu)的應(yīng)力水平，以達(dá)到降低無人機(jī)結(jié)構(gòu)重量（質(zhì)量）、提高使用性能的目的。本文主要研究了有人戰(zhàn)斗機(jī)與高機(jī)動(dòng)無人機(jī)在不同受載情況下的結(jié)構(gòu)破壞特點(diǎn)，給出了滿足高機(jī)動(dòng)無人機(jī)使用條件下的結(jié)構(gòu)壽命分析方法，可用于高機(jī)動(dòng)無人機(jī)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)。

1 飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命分析方法

1.1 疲勞壽命分析方法概述

飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞破壞是指飛機(jī)結(jié)構(gòu)的關(guān)鍵部位發(fā)生了疲勞損傷以致破壞。飛機(jī)結(jié)構(gòu)的關(guān)鍵部位的疲勞壽命就代表飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。常用的疲勞裂紋形成壽命的預(yù)測方法很多，按疲勞裂紋形成壽命預(yù)測的基本假定和控制參數(shù)大致分為名義應(yīng)力法、應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)法、局部應(yīng)力—應(yīng)變法等。各種疲勞分析方法的基本過程都是首先通過應(yīng)力分析，將結(jié)構(gòu)所受的載荷譜轉(zhuǎn)變?yōu)橐治黾?xì)節(jié)部位的應(yīng)力譜。然后利用S—N曲線（局部應(yīng)力—應(yīng)變法用ε—N曲線）和等壽命圖（曲線）計(jì)算出各級交變載荷產(chǎn)生的損傷，最后選用合適的累積損傷理論（至今最常用的仍是Miner 線性累積損傷理論）和保證一定可靠度要求的分散系數(shù)確定結(jié)構(gòu)的疲勞壽命[4-6]。

1.2 名義應(yīng)力法

名義應(yīng)力法是最早的也是最通用的一種簡單疲勞壽命估算方法，主要用于結(jié)構(gòu)打樣設(shè)計(jì)階段的快速疲勞估算?；静襟E為:（1）由載荷譜和關(guān)鍵部位細(xì)節(jié)應(yīng)力分析獲得關(guān)鍵部位的名義應(yīng)力譜；（2）以與所分析的關(guān)鍵部位應(yīng)力集中系數(shù)Kt相同的材料S—N曲線為基礎(chǔ)，建立結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位的S—N曲線；（3）選擇等壽命曲線形式；（4）采用線性累積損傷理論估算結(jié)構(gòu)的中值壽命；（5）中值壽命除以分散系數(shù)，評定結(jié)構(gòu)的安全壽命。

1.3 應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)(SSF)法

應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)法是用于結(jié)構(gòu)連接件壽命估算的一種工程計(jì)算方法。它通過有限元細(xì)節(jié)分析，得到釘孔處的旁路載荷、傳遞載荷，進(jìn)而求出孔邊的應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)（當(dāng)量應(yīng)力集中系數(shù)），再利用簡單缺口試件的S—N曲線來估算結(jié)構(gòu)連接件的壽命。它屬于名義應(yīng)力法范疇，原則上也適用于缺口元件。

應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)法的基本步驟如下:（1）建立關(guān)鍵連接部位的應(yīng)力譜；（2）計(jì)算關(guān)鍵連接部位的應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)（SSF）；（3）獲取對應(yīng)于關(guān)鍵部位應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)和應(yīng)力譜的S—N曲線；（4）采用線性累積損傷理論估算中值疲勞壽命；（5）中值壽命除以分散系數(shù)，評定結(jié)構(gòu)的安全壽命。

1.4 局部應(yīng)力—應(yīng)變法

局部應(yīng)力—應(yīng)變法是以等應(yīng)變-等損傷假設(shè)和線性累積損傷理論為依據(jù)，以材料的應(yīng)變疲勞特性曲線為基礎(chǔ)，直接考慮了結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)危險(xiǎn)部位局部材料進(jìn)入塑性變形的影響，適用于載荷譜對應(yīng)的應(yīng)力水平較高，結(jié)構(gòu)局部應(yīng)力達(dá)到屈服應(yīng)力情況下的疲勞分析與壽命估算方法，其基本步驟為:（1）原始數(shù)據(jù)的準(zhǔn)備，包括載荷譜、材料的循環(huán)應(yīng)力—應(yīng)變曲線、應(yīng)變—疲勞曲線和危險(xiǎn)部位的疲勞缺口系數(shù)；（2）通過缺口彈塑性分析，將作用于結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的名義應(yīng)力譜轉(zhuǎn)換為局部應(yīng)力—應(yīng)變歷程；（3）進(jìn)行“雨流”計(jì)數(shù)統(tǒng)計(jì)處理，獲得局部應(yīng)力—應(yīng)變譜所有全循環(huán)和半循環(huán)；（4）計(jì)算當(dāng)量應(yīng)變，將所有全循環(huán)或半循環(huán)的真實(shí)應(yīng)變范圍轉(zhuǎn)換為光滑試件對稱循環(huán)的當(dāng)量應(yīng)變范圍；（5）通過累積損傷理論計(jì)算中值壽命；（6）中值壽命除以分散系數(shù)，評定安全壽命。

2 無人作戰(zhàn)飛機(jī)與有人戰(zhàn)斗機(jī)的差別研究

無人作戰(zhàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與有人作戰(zhàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度相比，既有相同之處，又有許多差別，為有針對性地開展高機(jī)動(dòng)無人機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命研究，對無人機(jī)作戰(zhàn)飛機(jī)相對于有人戰(zhàn)斗機(jī)的特點(diǎn)與差別進(jìn)行了分析比較，以更好地利用和借鑒有人作戰(zhàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命分析方法。無人作戰(zhàn)飛機(jī)在使用用途、方法、結(jié)構(gòu)特點(diǎn)與發(fā)展規(guī)劃等方面均與有人作戰(zhàn)飛機(jī)存在較大差別，具體體現(xiàn)在以下幾點(diǎn)。

（1）結(jié)構(gòu)重量可有效降低

在有人作戰(zhàn)飛機(jī)上，與飛行員相關(guān)的機(jī)載系統(tǒng)占據(jù)了飛機(jī)相當(dāng)部分的重量。對于無人作戰(zhàn)飛機(jī)則不需要這些系統(tǒng)和裝備，或可以適當(dāng)?shù)剡M(jìn)行減免。這樣，飛機(jī)結(jié)構(gòu)就會(huì)省出很多空間，結(jié)構(gòu)的布局和機(jī)載設(shè)備的安排就可以重新考慮，更有利于飛機(jī)的總體和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

（2）機(jī)動(dòng)性可大幅度提高

由于人的生理原因，新型戰(zhàn)斗機(jī)的過載一般限制為10，而對于無人作戰(zhàn)飛機(jī)，其過載可達(dá)20或更高，所以，無人作戰(zhàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)在設(shè)計(jì)時(shí)可以根據(jù)需要放寬一些限制，包括速度、高度、過載、航時(shí)等，機(jī)動(dòng)性能有較大幅度的提高。

（3）使用與維護(hù)模式發(fā)生較大變化

由于無人飛機(jī)在使用訓(xùn)練上的差別，使得無人機(jī)可以較長時(shí)間保存在倉庫里面，能夠有效減少飛機(jī)的使用維護(hù)費(fèi)用。但同時(shí)對長時(shí)間儲(chǔ)存后快速出動(dòng)提出了較高的要求。

（4）飛機(jī)結(jié)構(gòu)安全可靠性可適當(dāng)降低

由于無人機(jī)的失效不會(huì)導(dǎo)致人員傷亡，同時(shí)無人機(jī)的全壽命周期的費(fèi)用相對較少，因此，在保證可接受的任務(wù)執(zhí)行成功率的基礎(chǔ)上，可以適當(dāng)降低飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全性，這點(diǎn)可以從無人機(jī)結(jié)構(gòu)的安全系數(shù)取值較低看出，因此有必要對無人機(jī)結(jié)構(gòu)安全系數(shù)取值做進(jìn)一步研究[7-9]。

（5）包線防護(hù)

對于要飛越人口密集區(qū)域時(shí)，飛行控制系統(tǒng)必須控制飛機(jī)達(dá)到與有人戰(zhàn)斗機(jī)同樣的安全水平。

3 高機(jī)動(dòng)無人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)壽命比較

3.1 疲勞試驗(yàn)

為研究高機(jī)動(dòng)無人機(jī)不同應(yīng)力水平對結(jié)構(gòu)壽命的影響，建立無人機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命分析方法，設(shè)計(jì)了鋁合金和鈦合金兩種典型結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件，試驗(yàn)件如圖1所示，每種試驗(yàn)件分為4組，每組10件，分別按4組不同應(yīng)力水平進(jìn)行疲勞試驗(yàn)。表1 給出了試驗(yàn)件清單，無人作戰(zhàn)飛機(jī)載荷譜示意圖如圖2所示[10]。

圖1 試驗(yàn)件實(shí)物圖Fig.1 Physical drawing of test piece

圖2 高機(jī)動(dòng)無人機(jī)疲勞試驗(yàn)載荷譜示意圖Fig.2 Sketch map of fatigue test load spectrum of high maneuvering UAV

表1 試驗(yàn)應(yīng)力水平Table 1 Test stress level

試驗(yàn)結(jié)束后，借助顯微相機(jī)，根據(jù)試驗(yàn)斷口圖像，如圖3所示，以標(biāo)線痕跡為依據(jù)，計(jì)算得到不同裂紋長度以及斷裂時(shí)對應(yīng)的飛行小時(shí)，在雙對數(shù)坐標(biāo)系下進(jìn)行擬合求解得到1mm 裂紋出現(xiàn)時(shí)對應(yīng)的飛行小時(shí)。

圖3 試驗(yàn)件斷口Fig.3 Test part fracture

3.2 疲勞壽命分析與試驗(yàn)結(jié)果比較

對真實(shí)的疲勞損傷累積的復(fù)雜過程按反復(fù)塑性的裂紋形成機(jī)理進(jìn)行簡化。由單個(gè)的第i循環(huán)引起的損傷di為

累積損傷DB等于m個(gè)循環(huán)損傷之和

根據(jù)Miner損傷累積法則，當(dāng)總的累積損傷達(dá)到DB＝1時(shí)，就達(dá)到了中值裂紋形成壽命。

圖4、圖5 列舉了鈦合金和鋁合金在不同應(yīng)力情況下，分別采用名義應(yīng)力法、局部應(yīng)力—應(yīng)變法與試驗(yàn)結(jié)果的壽命比較。從比較結(jié)果可以看出，在所有工況下，采用局部應(yīng)力-應(yīng)變法與試驗(yàn)結(jié)果的吻合度較好。

圖4 鈦合金不同應(yīng)力壽命對比曲線Fig.4 Comparison curves between different stess life of titanium alloys

圖5 鋁合金不同應(yīng)力壽命對比曲線Fig.5 Comparison curves between different stess life of aluminum alloy

表2列舉了某型有人戰(zhàn)斗機(jī)其中一個(gè)疲勞關(guān)鍵部位的耐久性試驗(yàn)結(jié)果。表3列舉了高機(jī)動(dòng)無人機(jī)鋁合金和鈦合金不同應(yīng)力裂紋擴(kuò)展壽命。

表2 有人戰(zhàn)斗機(jī)結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展壽命比例Table 2 Crack growth life ratio of manned fighter aircraft

表3 高機(jī)動(dòng)無人機(jī)結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展壽命比例Table 3 Crack propagation life ratio of high strain unmanned aerial vehicle

根據(jù)上述試驗(yàn)結(jié)果對比可以看出，由于高機(jī)動(dòng)無人機(jī)使用過載明顯高于有人戰(zhàn)斗機(jī)，其結(jié)構(gòu)的裂紋擴(kuò)展壽命所占總壽命比例明顯低于有人戰(zhàn)斗機(jī)。高機(jī)動(dòng)無人機(jī)裂紋擴(kuò)展壽命隨著應(yīng)力水平降低，裂紋擴(kuò)展壽命逐漸降低。

通過對有人戰(zhàn)斗機(jī)與高機(jī)動(dòng)無人機(jī)結(jié)構(gòu)失效模式對比，與有人戰(zhàn)斗機(jī)較長的裂紋擴(kuò)展壽命相比，高機(jī)動(dòng)無人機(jī)結(jié)構(gòu)表現(xiàn)為更短的裂紋擴(kuò)展壽命，出現(xiàn)微小裂紋后導(dǎo)致結(jié)構(gòu)產(chǎn)生破壞的概率將遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于有人戰(zhàn)斗機(jī)。高機(jī)動(dòng)無人機(jī)結(jié)構(gòu)壽命指標(biāo)較低，其破壞模式主要以小裂紋的疲勞破壞為主，該種破壞屬于低周疲勞破壞，按疲勞理論，應(yīng)采取局部應(yīng)力—應(yīng)變分析方法進(jìn)行分析。

4 結(jié)束語

本文在有人戰(zhàn)斗機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命分析方法的基礎(chǔ)上，從無人機(jī)受載情況和載荷特點(diǎn)出發(fā)，結(jié)合高機(jī)動(dòng)無人機(jī)使用環(huán)境和結(jié)構(gòu)破壞形式，通過不同疲勞分析方法與試驗(yàn)值的比較，采用局部應(yīng)力-應(yīng)變分析法更能夠提高疲勞壽命分析的精度，可用于高機(jī)動(dòng)無人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的使用壽命分析。