國(guó)產(chǎn)新材料在某型飛機(jī)應(yīng)用的疲勞驗(yàn)證

王亞芳，王新波，閔強(qiáng)

航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，陜西 西安 710089

飛機(jī)結(jié)構(gòu)總的發(fā)展趨勢(shì)向整體化、輕質(zhì)量、長(zhǎng)壽命、低成本、低易損性和快速性能評(píng)估的技術(shù)方向發(fā)展。隨著飛機(jī)結(jié)構(gòu)壽命和可靠性要求的不斷提高，先進(jìn)的設(shè)計(jì)概念、先進(jìn)的材料和工藝、先進(jìn)的結(jié)構(gòu)形式研究應(yīng)用越來(lái)越顯示出其重要性，對(duì)材料性能的選擇，特別是優(yōu)良的疲勞性能、抗腐蝕性能和損傷容限性能，是滿(mǎn)足飛機(jī)結(jié)構(gòu)的長(zhǎng)壽命和高可靠性要求的基礎(chǔ)。

航空科技發(fā)展水平是體現(xiàn)一個(gè)國(guó)家綜合國(guó)力的重要標(biāo)志之一，作為高科技最集中的技術(shù)領(lǐng)域，國(guó)防工業(yè)對(duì)先進(jìn)材料的依賴(lài)也最直接、最敏感，因此，先進(jìn)材料始終引領(lǐng)和支撐著國(guó)防裝備的發(fā)展[1-2]。性能優(yōu)越、規(guī)格較大的航空材料是航空領(lǐng)域技術(shù)含量高、附加值高的產(chǎn)品，工業(yè)發(fā)達(dá)國(guó)家一直將其看作反映一個(gè)國(guó)家工業(yè)綜合實(shí)力和科學(xué)技術(shù)發(fā)展水平的重要標(biāo)志之一。

某型飛機(jī)具有結(jié)構(gòu)尺寸大和承載復(fù)雜的特點(diǎn)，為滿(mǎn)足高可靠性及長(zhǎng)壽命的設(shè)計(jì)要求，對(duì)裝機(jī)材料的規(guī)格及性能提出了更高的要求。承接國(guó)家自主可控戰(zhàn)略規(guī)劃，在型號(hào)立項(xiàng)之期，同步啟動(dòng)了材料研制項(xiàng)目。新材料在飛機(jī)上的應(yīng)用，需經(jīng)過(guò)材料研制、應(yīng)用研究、考核驗(yàn)證三個(gè)步驟的研究工作。國(guó)產(chǎn)材料的疲勞考核是考核驗(yàn)證中的一項(xiàng)重要內(nèi)容，是在材料的基本性能及其均勻性、穩(wěn)定性達(dá)標(biāo)的前提下進(jìn)行的。根據(jù)飛機(jī)國(guó)產(chǎn)新材料的裝機(jī)需求，規(guī)劃了國(guó)產(chǎn)新材料的疲勞考核驗(yàn)證項(xiàng)目，并給出了各項(xiàng)材料的考核指標(biāo)。為縮短試驗(yàn)周期，節(jié)約項(xiàng)目經(jīng)費(fèi)，以規(guī)模最小化原則進(jìn)行試驗(yàn)規(guī)劃，開(kāi)展國(guó)產(chǎn)新材料的疲勞驗(yàn)證試驗(yàn)。

1 某型飛機(jī)國(guó)產(chǎn)新材料應(yīng)用情況

根據(jù)結(jié)構(gòu)形式及受力特點(diǎn)，某型飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)新材料使用情況見(jiàn)表1。7B50 鋁合金有優(yōu)異的綜合性能，T77 鈦合金在滿(mǎn)足耐腐蝕性能要求的同時(shí)，具有優(yōu)異的綜合性能，尤其是壓縮屈服強(qiáng)度達(dá)到515MPa，該材料在國(guó)外飛機(jī)型號(hào)上已成功使用，國(guó)內(nèi)在以往的飛機(jī)研制中還從未開(kāi)展材料應(yīng)用研究及考核驗(yàn)證工作，從未在飛機(jī)型號(hào)使用。7050合金是某型號(hào)飛機(jī)使用最多的牌號(hào)，使用的板材厚度也達(dá)到了200mm，該合金不僅在板材厚度上，而且在長(zhǎng)度方向上也超出了國(guó)內(nèi)常用材料的規(guī)格范圍。7085 合金是美國(guó)Alcoa 公司于2003 年開(kāi)發(fā)的最新一代鋁合金[3-4]，7A85-T7452 鋁合金鍛件具有高強(qiáng)、高韌、抗應(yīng)力腐蝕性能、抗疲勞性能優(yōu)良、低淬火敏感性等特點(diǎn)，已在A380 客機(jī)的機(jī)翼主梁、肋等結(jié)構(gòu)獲得應(yīng)用，某型飛機(jī)在機(jī)身與垂尾連接接頭選用了該材料。7475-T761是目前7×××系鋁合金中韌性最好的材料，某型飛機(jī)選用其作為機(jī)身的普通框，國(guó)外飛機(jī)C-5還用其做機(jī)身蒙皮。與2024-T351相比，2E12-T3材料具有優(yōu)良的疲勞性能和耐腐蝕性能，某型飛機(jī)擬選用該材料制造機(jī)身壁板。在對(duì)強(qiáng)度和耐久性要求較高的重要承力接頭選用了具有高強(qiáng)、高韌、損傷容限特性的TC21鈦合金，以此滿(mǎn)足高減重和長(zhǎng)壽命的設(shè)計(jì)要求。

從表1 中可以看出，在該飛機(jī)的所有主要承力部件上都將實(shí)現(xiàn)材料的國(guó)產(chǎn)化。為滿(mǎn)足該飛機(jī)長(zhǎng)壽命、高可靠性的要求，必須對(duì)關(guān)鍵承載結(jié)構(gòu)的疲勞與損傷容限開(kāi)展試驗(yàn)研究與分析工作。

表1 新材料在某型飛機(jī)上的應(yīng)用Table 1 Application of new materials in the aircraft

2 疲勞考核試驗(yàn)內(nèi)容

國(guó)產(chǎn)材料的疲勞考核是在材料的基本性能及其均勻性、穩(wěn)定性達(dá)標(biāo)的前提下進(jìn)行的，因此，在進(jìn)行試驗(yàn)項(xiàng)目規(guī)劃時(shí)，對(duì)材料的基本疲勞性能和損傷容限性能不進(jìn)行測(cè)試，如疲勞極限值、S—N曲線、斷裂韌度和裂紋擴(kuò)展等。為了全面、快速地給出新材料能否裝機(jī)的考核結(jié)論，從以下5個(gè)方面確定國(guó)產(chǎn)新材料疲勞考核試驗(yàn)內(nèi)容。

2.1 考核部位選取

根據(jù)結(jié)構(gòu)受力及疲勞分析結(jié)果，選取了機(jī)身及機(jī)翼關(guān)鍵連接部位，如中外翼對(duì)接、機(jī)翼壁板對(duì)接、翼梁；機(jī)身壁板縱、環(huán)向?qū)p等，同時(shí)對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)關(guān)鍵連接接頭均進(jìn)行了考核，如機(jī)身與尾翼連接接頭、平/垂尾接頭、機(jī)翼與吊掛連接接頭。最終確定的部位見(jiàn)表2。

表2 國(guó)產(chǎn)新材料疲勞考核部位選取Table 2 Selection of validated position

2.2 試驗(yàn)內(nèi)容確定

在考核部位確定后，基于某型飛機(jī)的疲勞設(shè)計(jì)理念，對(duì)各項(xiàng)試驗(yàn)內(nèi)容進(jìn)行確定:機(jī)身和機(jī)翼按損傷容限進(jìn)行設(shè)計(jì)的結(jié)構(gòu)，相關(guān)試驗(yàn)內(nèi)容包括耐久性試驗(yàn)和損傷容限試驗(yàn)，集中傳載接頭以疲勞設(shè)計(jì)為主，在完成4倍耐久性試驗(yàn)后，進(jìn)行剩余強(qiáng)度試驗(yàn)。同時(shí)，根據(jù)型號(hào)選用的疲勞分析方法，對(duì)所有新材料的細(xì)節(jié)疲勞額定值（DFR）基準(zhǔn)值和截止值也進(jìn)行了測(cè)試，供結(jié)構(gòu)疲勞分析使用。

2.3 試驗(yàn)載荷譜

對(duì)于選取的考核部位，在型號(hào)研發(fā)階段完成進(jìn)口材料相關(guān)疲勞試驗(yàn)的，載荷譜需與研發(fā)試驗(yàn)保持一致；對(duì)于試驗(yàn)規(guī)模較小且沒(méi)有進(jìn)口材料試驗(yàn)結(jié)果的，規(guī)劃了進(jìn)口材料和國(guó)產(chǎn)材料的點(diǎn)對(duì)點(diǎn)對(duì)比試驗(yàn)，施加等幅譜，譜中最大應(yīng)力為考核部位的地空地最大應(yīng)力；其余典型結(jié)構(gòu)的疲勞考核選用型號(hào)設(shè)計(jì)用當(dāng)量載荷譜。

該型號(hào)共包含多種典型使用任務(wù)剖面，載荷情況較多，設(shè)計(jì)用當(dāng)量載荷譜比較復(fù)雜，為縮短研制周期，達(dá)到快速考核驗(yàn)證的目的，在保證試驗(yàn)?zāi)M的準(zhǔn)確性的前提下對(duì)試驗(yàn)載荷譜編制進(jìn)行了簡(jiǎn)化。簡(jiǎn)化工作主要包括兩個(gè)部分:任務(wù)剖面的選取及試驗(yàn)載荷譜的加速。計(jì)算出考核部位各部位應(yīng)力，各剖面損傷Di為[5]

式中:Pi為各剖面使用比例；Ri為第i級(jí)應(yīng)力循環(huán)的應(yīng)力比；σmaxi為第i級(jí)應(yīng) 力 循環(huán)的最大 應(yīng)力；σm0和S為 材料特征參數(shù)。

計(jì)算結(jié)果表明，選取正常運(yùn)輸剖面進(jìn)行載荷譜的編制，能夠代表飛機(jī)的使用情況，且略有保守。各考核部位損傷對(duì)比結(jié)果見(jiàn)表3。對(duì)于選定任務(wù)剖面，完成試驗(yàn)載荷譜的編制。將載荷譜濾中點(diǎn)、雨流之后，計(jì)算總損傷，以損傷比例≥0.1%～0.5%為門(mén)檻值，去除小載荷循環(huán)，保證濾波后的總損傷不小于原始損傷的95%。根據(jù)等損傷原則進(jìn)行載荷譜的簡(jiǎn)化加速，減少載荷循環(huán)次數(shù)。需要說(shuō)明的是，在進(jìn)行載荷譜加速時(shí)，不能改變?cè)驾d荷譜的地空地循環(huán)及主循環(huán)。

表3 考核部位損傷對(duì)比Table 3 Damage comparison

按等損傷原則對(duì)載荷譜進(jìn)行加速[6-7]

式中:n1和ΔP1為簡(jiǎn)化前的載荷循環(huán)數(shù)及載荷幅值，n2和ΔP2為簡(jiǎn)化后的載荷循環(huán)數(shù)及載荷幅值。

2.4 試驗(yàn)件設(shè)計(jì)

對(duì)于進(jìn)口材料和國(guó)產(chǎn)材料對(duì)比試驗(yàn)，進(jìn)口材料和國(guó)產(chǎn)材料試驗(yàn)件設(shè)計(jì)保持一致；對(duì)于僅進(jìn)行國(guó)產(chǎn)材料疲勞考核的部位，為了確保疲勞考核結(jié)果的準(zhǔn)確性，考核部位的應(yīng)力分布應(yīng)盡量接近實(shí)際情況:在進(jìn)行試驗(yàn)件設(shè)計(jì)時(shí)，首先將考核部位的細(xì)節(jié)模型嵌入全機(jī)模型中，采用組合模型仿真分析，獲取考核部位的真實(shí)應(yīng)力分布；通過(guò)過(guò)渡段優(yōu)化設(shè)計(jì)、支持邊界逐步逼近等原則，獲取高仿真的試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)形式及支持方式，確保試驗(yàn)考核目的及考核精度。

2.5 試驗(yàn)考核指標(biāo)

考慮到新材料研制滯后于型號(hào)進(jìn)展，兼顧型號(hào)研制階段試驗(yàn)規(guī)劃，通過(guò)綜合分析，確定了各項(xiàng)試驗(yàn)的考核指標(biāo):對(duì)于已完成類(lèi)似進(jìn)口材料疲勞試驗(yàn)的項(xiàng)目，以各試驗(yàn)結(jié)果與進(jìn)口材料試驗(yàn)結(jié)果相當(dāng)作為考核指標(biāo)；對(duì)于未規(guī)劃類(lèi)似進(jìn)口材料疲勞試驗(yàn)的項(xiàng)目，以試驗(yàn)結(jié)果滿(mǎn)足型號(hào)疲勞壽命設(shè)計(jì)要求作為考核指標(biāo)，給出裝機(jī)結(jié)論。

最終規(guī)劃的試驗(yàn)項(xiàng)目見(jiàn)表4，對(duì)于元件級(jí)試驗(yàn)，每種類(lèi)型需確保有7 個(gè)有效數(shù)據(jù)；組件級(jí)試驗(yàn)件，每類(lèi)試驗(yàn)件為3件；部件級(jí)試驗(yàn)件1件。

表4 新材料考核驗(yàn)證試驗(yàn)項(xiàng)目規(guī)劃Table 4 Project planning of new material verification test

3 數(shù)據(jù)處理與試驗(yàn)結(jié)果

3.1 數(shù)據(jù)處理

根據(jù)試驗(yàn)規(guī)模，疲勞考核驗(yàn)證試驗(yàn)件可分為元件級(jí)、組件級(jí)和部件級(jí)。對(duì)于元件級(jí)試驗(yàn)件，按以下方法進(jìn)行數(shù)據(jù)處理。

具有95%置信度、95%可靠度、疲勞壽命N95/95按照式（4）計(jì)算[5]

式中:β為特征壽命；ST為試件系數(shù)；SC為置信系數(shù)；SR為可靠性系數(shù)。

特征壽命β的點(diǎn)估計(jì)值β公式如下，其中，所有n個(gè)試件全部破壞時(shí)

Ni表示壽命數(shù)據(jù)（試驗(yàn)測(cè)得的疲勞循環(huán)數(shù)據(jù)），對(duì)于鋁合金，α取4。DFR按照式（8）計(jì)算

式中:X=S(5-lgN95/95)，鋁合金σm0為310MPa；S為2。

對(duì)于組件級(jí)疲勞試驗(yàn)，按照置信水平95%，存活率99%，計(jì)算試驗(yàn)分散系數(shù)，考慮分散系數(shù)后給出試驗(yàn)件的可靠性壽命[8]。對(duì)于部件級(jí)試驗(yàn)，考慮4的分散系數(shù)。

3.2 試驗(yàn)結(jié)果

疲勞考核驗(yàn)證項(xiàng)目中有7 項(xiàng)試驗(yàn)為對(duì)比性試驗(yàn)，通過(guò)與進(jìn)口材料疲勞和裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)結(jié)果的比較，給出材料裝機(jī)結(jié)論，另外4項(xiàng)為驗(yàn)證性試驗(yàn)，根據(jù)試驗(yàn)壽命能否滿(mǎn)足飛機(jī)壽命設(shè)計(jì)要求，給出國(guó)產(chǎn)新材料的裝機(jī)結(jié)論。

對(duì)于DFR測(cè)試試驗(yàn)[9]，通過(guò)數(shù)據(jù)處理得到國(guó)產(chǎn)材料的DFR 基準(zhǔn)值和截止值，并與進(jìn)口材料的數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果見(jiàn)表5。通過(guò)對(duì)比可以看出，鋁合金DFR值受試樣加工工藝的影響，表面噴丸可強(qiáng)化材料，提高DFR 值6.0%～8.6%；除個(gè)別材料外，國(guó)產(chǎn)材料和進(jìn)口材料的DFR 截止值、基準(zhǔn)值（見(jiàn)表6）的誤差基本在10%左右，且國(guó)產(chǎn)材料疲勞性能略?xún)?yōu)于進(jìn)口材料，考慮到試驗(yàn)件的加工狀態(tài)及試驗(yàn)承試方的差異等，可認(rèn)為國(guó)產(chǎn)材料和進(jìn)口材料的DFR截止值和基準(zhǔn)值基本相當(dāng)。

表5 鋁合金DFR截止值數(shù)據(jù)對(duì)比Table 5 Comparison of DFRcutoff between aluminum alloy

表6 鋁合金DFR基準(zhǔn)值數(shù)據(jù)對(duì)比Table 6 Comparison of DFRbase between aluminum alloy

其余6項(xiàng)對(duì)比試驗(yàn)，通過(guò)3.1節(jié)的數(shù)據(jù)處理方法得到試驗(yàn)件的可靠性壽命。國(guó)產(chǎn)材料與進(jìn)口材料疲勞試驗(yàn)對(duì)比結(jié)果見(jiàn)表7。從表7中可以看出，機(jī)身壁板縱向?qū)p疲勞試驗(yàn)中，國(guó)產(chǎn)材料的可靠性壽命略低于進(jìn)口材料，這是因?yàn)檫@批材料提供時(shí)間較早，材料的制造工藝尚有欠缺。在材料的制造工藝完善且穩(wěn)定后，提供了2E12-T3 進(jìn)行機(jī)身壁板橫向?qū)p疲勞試驗(yàn)件，試驗(yàn)結(jié)果表明，國(guó)產(chǎn)材料疲勞性能明顯優(yōu)于進(jìn)口材料。其余試驗(yàn)所用的國(guó)產(chǎn)材料的疲勞性能相比進(jìn)口材料有較大提升，可用于某型飛機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

表7 進(jìn)口材料與國(guó)產(chǎn)材料疲勞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Table 7 Comparison between fatigue test results between imported material and domestic material

除疲勞性能之外，對(duì)于國(guó)產(chǎn)材料和進(jìn)口材料試驗(yàn)件的裂紋擴(kuò)展性能也進(jìn)行了對(duì)比。國(guó)產(chǎn)7050-T7451 整體翼梁損傷容限試驗(yàn)與進(jìn)口7050-T7451 整體翼梁損傷容限試驗(yàn)裂紋擴(kuò)展a—N對(duì)比曲線如圖1所示[11]。根據(jù)國(guó)產(chǎn)材料與進(jìn)口材料的裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)數(shù)據(jù)a—N對(duì)比表明，兩者的裂紋擴(kuò)展速率基本相當(dāng)。

圖1 國(guó)產(chǎn)材料與進(jìn)口材料整體翼梁結(jié)構(gòu)a—N曲線對(duì)比Fig.1 Comparison betweem a—N curve of wing beam structure between domestic material and imported material

在型號(hào)研制期間，規(guī)劃了2024-T3 材料機(jī)身壁板損傷容限試驗(yàn)，該試驗(yàn)件與2E12-T3 材料的試驗(yàn)件的裂紋擴(kuò)展性能對(duì)比結(jié)果見(jiàn)表8。從表8可以看出，無(wú)論是單跨裂紋還是雙跨裂紋擴(kuò)展，2E12 新材料的裂紋擴(kuò)展速率均小于2024-T3材料，約為后者的1/2，因此，國(guó)產(chǎn)2E12-T3新材料機(jī)身壁板的損傷容限特性較好，能夠滿(mǎn)足型號(hào)應(yīng)用需求。

表8 機(jī)身壁板損傷容限試驗(yàn)裂紋擴(kuò)展數(shù)據(jù)對(duì)比Table 8 Comparison between crack propagation data in damage tolerance test of fuselage panel

機(jī)身與垂尾連接接頭、發(fā)動(dòng)機(jī)主吊掛接頭、平/垂尾連接接頭以及機(jī)翼典型盒段疲勞試驗(yàn)等驗(yàn)證性試驗(yàn)在完成4倍目標(biāo)壽命的疲勞試驗(yàn)后，在限制載荷作用下，試驗(yàn)件均未破壞，可靠性壽命均滿(mǎn)足型號(hào)設(shè)計(jì)要求。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文根據(jù)某型飛機(jī)的疲勞壽命設(shè)計(jì)要求及國(guó)產(chǎn)新材料的應(yīng)用情況，按照積木式層次規(guī)劃了疲勞考核驗(yàn)證試驗(yàn)項(xiàng)目、試驗(yàn)內(nèi)容及各類(lèi)材料的裝機(jī)考核指標(biāo)。試驗(yàn)結(jié)果表明，國(guó)產(chǎn)新材料的疲勞性能與進(jìn)口材料基本相當(dāng)，滿(mǎn)足型號(hào)壽命設(shè)計(jì)要求，可以進(jìn)行裝機(jī)應(yīng)用。