民機(jī)全機(jī)疲勞試驗(yàn)綜合加速技術(shù)研究與驗(yàn)證

王育鵬，田文朋，宋鵬飛，夏峰，馮建民

1. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710065

2. 中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所 全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710065

民用飛機(jī)為取得適航許可、進(jìn)行商業(yè)運(yùn)營(yíng)，根據(jù)適航規(guī)章要求，必須通過(guò)符合適航要求的驗(yàn)證試驗(yàn)。全機(jī)疲勞試驗(yàn)根據(jù)適航要求的一般需完成4倍設(shè)計(jì)目標(biāo)壽命疲勞試驗(yàn)等試驗(yàn)項(xiàng)目，為驗(yàn)證飛機(jī)疲勞的分析方法與疲勞定壽提供數(shù)據(jù)支持。中國(guó)已完成或正進(jìn)行的全機(jī)疲勞試驗(yàn)表明，按照當(dāng)前的技術(shù)水平，很多型號(hào)全機(jī)疲勞試驗(yàn)歷時(shí)預(yù)計(jì)長(zhǎng)達(dá)8～10年，而空客A380完成全機(jī)疲勞試驗(yàn)的有效時(shí)間僅26個(gè)月。據(jù)統(tǒng)計(jì)每日疲勞試驗(yàn)運(yùn)行總費(fèi)用30 000元以上，不僅消耗大量的人力和物力，重要的是長(zhǎng)周期試驗(yàn)可能影響到適航取證和服役使用。因此，進(jìn)行全機(jī)疲勞試驗(yàn)加速研究意義重大。

全機(jī)疲勞試驗(yàn)加速一直是型號(hào)研制中的重點(diǎn)關(guān)注問(wèn)題，主要加速技術(shù)有低頻刪除法、嚴(yán)重譜法、幅值增強(qiáng)和載荷折算等。Schijve等研究表明小載荷對(duì)疲勞壽命的影響與載荷譜、應(yīng)力水平、試驗(yàn)件材料和結(jié)構(gòu)形式等相關(guān)，載荷譜低頻刪除需考慮疲勞性能分散性影響，小載荷的刪除需基于概率疲勞確定。嚴(yán)重譜法雖有美國(guó)部分軍機(jī)的成功應(yīng)用案例，但不同案例給出了不同的嚴(yán)重譜系數(shù)，目前嚴(yán)重譜的具體取值或規(guī)則尚無(wú)定論。幅值增強(qiáng)壽命試驗(yàn)加速主要應(yīng)用于車輛工業(yè)中。載荷譜折算作為疲勞試驗(yàn)加速技術(shù)中的重要組成部分，學(xué)者們基于不同的試驗(yàn)對(duì)象研究了多種折算方法，針對(duì)裂紋形成和裂紋擴(kuò)展階段形成了不同的折算方法，多數(shù)載荷折算是基于確定性的疲勞分析進(jìn)行，還存在折算標(biāo)準(zhǔn)不明或人為因素過(guò)多等缺陷，且對(duì)試驗(yàn)件疲勞性能分散性差異考慮不充足。劉學(xué)君等研究了基于細(xì)節(jié)疲勞額定(DFR)法的載荷譜簡(jiǎn)化折算方法，基本不改變總損傷且計(jì)算簡(jiǎn)單精準(zhǔn)，且考慮了簡(jiǎn)化譜型對(duì)疲勞損傷及壽命分散性的影響；但DFR法只適用于中長(zhǎng)(10～10)壽命區(qū)間，而全機(jī)結(jié)構(gòu)分布于整個(gè)壽命區(qū)間，因此該方法并不適用于全部全機(jī)結(jié)構(gòu)的載荷譜折算。

實(shí)際疲勞載荷譜非常復(fù)雜，每次飛行都包含多級(jí)載荷循環(huán)，其中的小載荷循環(huán)所占比例很大，這些載荷對(duì)結(jié)構(gòu)造成的損傷和其他載荷級(jí)(如地空地載荷)相比很小，卻占用大量的試驗(yàn)時(shí)間，因此載荷譜簡(jiǎn)化技術(shù)可有效加速疲勞試驗(yàn)?；贒FR法的載荷譜折算雖不改變總損傷且折算精準(zhǔn)，但存在僅適用于中長(zhǎng)壽命區(qū)間的局限，本文對(duì)DFR法進(jìn)行改進(jìn)，使之適用于任意給定應(yīng)力比和涵蓋整個(gè)壽命區(qū)間的全機(jī)結(jié)構(gòu)，提出基于改進(jìn)DFR法的載荷譜簡(jiǎn)化折算方法以及折算依據(jù)，并首次應(yīng)用于全機(jī)疲勞試驗(yàn)。已有疲勞試驗(yàn)加速方法多是圍繞載荷譜進(jìn)行的，而全機(jī)疲勞試驗(yàn)包括了試驗(yàn)設(shè)計(jì)、安裝與調(diào)試、實(shí)施與過(guò)程控制、數(shù)據(jù)處理與分析等串行的關(guān)鍵過(guò)程。在試驗(yàn)設(shè)計(jì)和實(shí)施階段，對(duì)于如何快速準(zhǔn)確地確定載荷分區(qū)和載荷分布，提出了載荷整體平衡優(yōu)化技術(shù)；針對(duì)加載速率不協(xié)調(diào)的問(wèn)題提出了基于力、彎矩的分段等速率加載優(yōu)化方法；研究全機(jī)疲勞試驗(yàn)的綜合性加速技術(shù)，并進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。

1 基于改進(jìn)DFR法的載荷譜簡(jiǎn)化

鑒于DFR法只適用于10～10壽命區(qū)間的局限性，對(duì)其改進(jìn)以適用于整個(gè)壽命區(qū)間，基于改進(jìn)的DFR法對(duì)載荷譜進(jìn)行等損傷簡(jiǎn)化，并借助小試件對(duì)所建立方法進(jìn)行驗(yàn)證。

1.1 DFR法的改進(jìn)

1.1.1 [DFR]的定義及假設(shè)

對(duì)DFR法改進(jìn)使之適用任意給定應(yīng)力比的全壽命區(qū)間，記為[DFR]。[DFR]定義為在常幅疲勞載荷作用下，結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)處剛好能夠承受特定壽命[](具有95%的置信度和95%的可靠度)的最大應(yīng)力值(應(yīng)力比為[])。

[DFR]的基本假設(shè)：

1) 結(jié)構(gòu)的疲勞壽命服從雙參數(shù)威布爾分布。

2) 當(dāng)平均應(yīng)力為常數(shù)時(shí)，表示應(yīng)力幅和壽命間關(guān)系的-曲線在雙對(duì)數(shù)坐標(biāo)中是折線(圖1)，對(duì)于具有95%置信度和95%可靠度的壽命，轉(zhuǎn)折點(diǎn)分別在=10和=10。

圖1 S-N曲線Fig.1 S-N curve

3) 當(dāng)≥10時(shí)，等壽命曲線如圖2所示，與橫坐標(biāo)交于點(diǎn)。

圖2 等壽命曲線Fig.2 Equal life curve

1.1.2 [DFR]法計(jì)算疲勞壽命

1) 在10≤≤10壽命區(qū)間

[DFR]定義為結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)處剛好能夠承受10(具有95%的置信度和95%的可靠度)次循環(huán)的最大應(yīng)力值(應(yīng)力比為[])。

-曲線表達(dá)式為

lg=+lg

(1)

式中:為-曲線的斜率;為-曲線與橫線的交點(diǎn)。

(2)

(3)

聯(lián)立式(1)～ (3)得-曲線通用表達(dá)式為

(4)

得疲勞壽命為

(5)

(6)

2) 在≥10壽命區(qū)間

[DFR]定義為結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)處剛好能夠承受10(具有95%的置信度和95%的可靠度)次循環(huán)的最大應(yīng)力值(應(yīng)力比為[])，記為[DFR]。

參考中長(zhǎng)壽命區(qū)數(shù)學(xué)模型，可得長(zhǎng)壽命區(qū)疲勞壽命為

′=

(7)

式中:′為長(zhǎng)壽命區(qū)-曲線的斜率。

對(duì)于主要是低應(yīng)力水平損傷的情況，[DFR]通常由試驗(yàn)得到。

3) 在≤10壽命區(qū)間

假設(shè)等于常數(shù)的-曲線是半對(duì)數(shù)直線，對(duì)于隨機(jī)載荷，=1時(shí)的應(yīng)力幅=-(為強(qiáng)度極限)，=10時(shí)的應(yīng)力幅滿足式(4)。

(8)

式中:″為短壽命區(qū)-曲線的斜率。

-曲線是半對(duì)數(shù)直線，則

(9)

可得短壽命區(qū)疲勞壽命為

(10)

在重復(fù)疲勞載荷作用下，民機(jī)結(jié)構(gòu)所承受的、造成主要損傷的應(yīng)力水平的可靠性壽命主要集中在10～10之間，參照DFR法，對(duì)于常規(guī)重復(fù)疲勞載荷[]取0.1或0.06。

1.2 載荷譜等損傷折算

全機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)的載荷譜，通常都包含多個(gè)任務(wù)剖面，每個(gè)任務(wù)剖面可能包含多種載荷，而每種載荷由多級(jí)載荷組成，一般小載荷級(jí)的作用次數(shù)較多且對(duì)結(jié)構(gòu)造成損傷較小。為加速疲勞試驗(yàn)，需要將若干級(jí)小載荷等損傷折算為大載荷級(jí)別。

以10≤≤10壽命區(qū)間的載荷折算為例，將小載荷(，)向大載荷(，)折算，設(shè)2級(jí)載荷的循環(huán)次數(shù)分別為和。由Miner理論可知，2級(jí)載荷造成的損傷分別為

(11)

(12)

根據(jù)等損傷原理，將次小載荷(，)折算為大載荷(，)的等效作用次數(shù)為

(13)

同理可得≤10和≥10壽命區(qū)間的載荷譜等損傷折算公式。

對(duì)載荷譜等損傷簡(jiǎn)化時(shí)，要兼顧簡(jiǎn)化譜的加速效果和疲勞壽命的真實(shí)性，基于損傷比確定某級(jí)載荷的是否折算。在某塊譜內(nèi)，取最大峰值和谷值組成最大載荷循環(huán)，對(duì)于任一級(jí)載荷造成的損傷與最大載荷的損傷求比值，如果比值小于設(shè)定的損傷比門限值則進(jìn)行向臨近級(jí)折算，否則保留。損傷比門限值的確定要考慮工程實(shí)際，在理論和試驗(yàn)研究的基礎(chǔ)上，結(jié)合工程經(jīng)驗(yàn)積累。

1.3 試驗(yàn)件驗(yàn)證

試驗(yàn)件為飛機(jī)結(jié)構(gòu)主材料LY12-CZ的板材，采用螺接形式，如圖3所示，螺栓材料為30CrMnSi。

圖3 螺接形式試驗(yàn)件Fig.3 Test piece of bolt connection type

應(yīng)力譜采用某民機(jī)全機(jī)疲勞試驗(yàn)3 000起落2～3肋的5～6長(zhǎng)桁間機(jī)翼下壁板蒙皮應(yīng)力譜作為原譜，共616 925個(gè)峰谷點(diǎn)(計(jì)308 462循環(huán))。原譜統(tǒng)計(jì)結(jié)果約312個(gè)數(shù)據(jù)，而這些數(shù)據(jù)并不直觀顯示重要信息，故此處不在詳細(xì)列出，其中3個(gè)最大應(yīng)力為：1次131.8 MPa、1次122.8 MPa、16次118.2 MPa。

通過(guò)查詢JNS手冊(cè)和經(jīng)驗(yàn)公式可計(jì)算得到試驗(yàn)件的DFR為129.49 MPa，具體公式和各參數(shù)取值并非重點(diǎn)和難點(diǎn)，此處不再詳述。采用雨流計(jì)數(shù)法將原譜轉(zhuǎn)化為多級(jí)塊譜，選取其中對(duì)結(jié)構(gòu)造成損傷比較大的4級(jí)和地空地循環(huán)，保持地空地循環(huán)為1次，采用前文的載荷譜簡(jiǎn)化方法將其余塊譜向臨近的載荷級(jí)上折算，由大到小排列形成折算后的五級(jí)塊譜，見表1,為循環(huán)次數(shù)。然后再將對(duì)結(jié)構(gòu)損傷相對(duì)較小的兩級(jí)載荷向其臨近的載荷級(jí)上等損傷折算，得到三級(jí)塊譜，見表2。

表1 試驗(yàn)件五級(jí)應(yīng)力譜Table 1 Five level stress spectrum of test pieces

表2 試驗(yàn)件三級(jí)應(yīng)力譜Table 2 Three level stress spectrum of test pieces

試驗(yàn)件的五級(jí)塊譜和三級(jí)塊譜疲勞試驗(yàn)各做5次，統(tǒng)計(jì)試驗(yàn)結(jié)果，計(jì)算95%可靠度、95%置信度下的疲勞試驗(yàn)壽命。因目前試驗(yàn)機(jī)對(duì)于連接件的加載頻率約10 Hz，按1 Hz走1個(gè)循環(huán)估算，95%可靠度、95%置信度下需做3倍壽命的試驗(yàn)，假設(shè)試驗(yàn)設(shè)備連續(xù)24 h運(yùn)行的情況下，5個(gè)試驗(yàn)件的壽命試驗(yàn)約需4.8年，對(duì)于小試驗(yàn)件，客觀條件暫不允許，故與原譜理論壽命結(jié)果相對(duì)比，見表3。

由表3可知，五級(jí)塊譜總循環(huán)次數(shù)與原譜總循環(huán)次數(shù)的比值為0.015 4，三級(jí)塊譜總循環(huán)次數(shù)與原譜總循環(huán)次數(shù)的比值為0.011 8，即通過(guò)載荷譜折算簡(jiǎn)化后疲勞試驗(yàn)循環(huán)次數(shù)大大減少。試驗(yàn)件五級(jí)塊譜和三級(jí)塊譜試驗(yàn)壽命與原譜理論壽命的比值分別為0.74和0.61，處于工程可接受的0.5～2的范圍內(nèi)，即該折算方法適用于工程試驗(yàn)。

表3 疲勞壽命值對(duì)比Table 3 Comparison of fatigue life values

2 試驗(yàn)過(guò)程加速方法

全機(jī)疲勞試驗(yàn)作為一項(xiàng)系統(tǒng)工程，除了對(duì)載荷譜的折算簡(jiǎn)化減少試驗(yàn)周期外，在試驗(yàn)實(shí)施過(guò)程中對(duì)載荷譜處理和加載過(guò)程等階段優(yōu)化處理將有效加速疲勞試驗(yàn)。

2.1 載荷整體平衡優(yōu)化

試驗(yàn)實(shí)施載荷譜編制后用一套加載設(shè)備及有限的加載點(diǎn)模擬多種工況載荷的施加，而多因素影響載荷分區(qū)和確定載荷分布，通常初始結(jié)果不能滿足加載誤差的要求。目前已有的載荷微調(diào)法和平衡點(diǎn)法都屬于試探算法，存在人為因素影響大、載荷復(fù)雜時(shí)計(jì)算量大、誤差檢驗(yàn)被動(dòng)進(jìn)行等問(wèn)題，耗時(shí)久，很多試驗(yàn)工況是不可用的?？焖俅_定全機(jī)疲勞試驗(yàn)的載荷處理方案，并采用盡量少的加載點(diǎn)完成試驗(yàn)加載，試驗(yàn)加速效果意義顯著。

整體平衡優(yōu)化的內(nèi)涵是采用非線性規(guī)劃思想，在保證總體平衡的前提下，在一定的約束條件下，達(dá)到要求的誤差范圍。整個(gè)優(yōu)化方法包含目標(biāo)函數(shù)、約束條件、邊界條件和求解方法等主要部分。

優(yōu)化的目標(biāo)是各控制剖面的彎矩、剪力和扭矩的誤差最小，以各分區(qū)載荷作為變量，建立目標(biāo)函數(shù)為

(14)

式中:為控制剖面數(shù);、、為第個(gè)控制剖面的剪力、彎矩、扭矩;、、為剪力、彎矩、扭矩的誤差權(quán)重;Δ、Δ、Δ為剪力、彎矩、扭矩的增量;Δ/、Δ/、Δ/為剪力、彎矩、扭矩的誤差。

優(yōu)化過(guò)程中須保證試驗(yàn)件總體平衡以及各控制剖面的彎矩、剪力和扭矩的誤差在許可范圍內(nèi)，以剖面為例，約束條件為

(15)

在整個(gè)優(yōu)化設(shè)計(jì)過(guò)程中，控制剖面的誤差是關(guān)鍵參數(shù)，根據(jù)相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)和經(jīng)驗(yàn)總結(jié)，對(duì)于關(guān)鍵控制剖面剪力、彎矩、扭矩的誤差在5%以內(nèi)，其損傷一定滿足設(shè)計(jì)要求；如果誤差超過(guò)5%，若各載荷狀態(tài)的相對(duì)損傷比在15%以內(nèi)，也可以認(rèn)為滿足設(shè)計(jì)要求。

邊界條件因加載設(shè)備不同而不同，雙向加載的設(shè)備加載點(diǎn)方向不限正負(fù)，單向加載的設(shè)備要注明向上點(diǎn)≥0、向下點(diǎn)≤0,為點(diǎn)載荷。

針對(duì)該非線性規(guī)劃優(yōu)化問(wèn)題的求解，采用某常用軟件內(nèi)置的fmincon函數(shù)，fmincon函數(shù)采用序列二次規(guī)劃法求解。本優(yōu)化方法不局限于試驗(yàn)規(guī)模和載荷負(fù)載程度，優(yōu)化設(shè)計(jì)時(shí)各節(jié)點(diǎn)載荷方向與各分區(qū)加載方向要一致，計(jì)算初期誤差限的取值可適當(dāng)放大，然后逐漸縮小，提高計(jì)算的速度并避免輸出局部最優(yōu)解。

2.2 分段等速率加載

在以往全機(jī)疲勞試驗(yàn)中，實(shí)施譜加載速率問(wèn)題一直沒(méi)有得到足夠的重視。各波段加載時(shí)長(zhǎng)往往依據(jù)經(jīng)驗(yàn)給一個(gè)固定的加載時(shí)間，即等時(shí)間加載法，未考慮施加載荷的大小，出現(xiàn)試驗(yàn)加載速率不均勻問(wèn)題。對(duì)載荷變化大的波段，常出現(xiàn)加載點(diǎn)載荷會(huì)跟不上、控制系統(tǒng)踏步現(xiàn)象，影響試驗(yàn)加載速度，并可能因超差保護(hù)導(dǎo)致試驗(yàn)中斷。對(duì)載荷變化小的波段，加載點(diǎn)載荷快速達(dá)到，浪費(fèi)等待時(shí)間，降低試驗(yàn)效率。

由文獻(xiàn)[24]可知，在常溫?zé)o腐蝕環(huán)境下，載荷停歇和持續(xù)對(duì)大多數(shù)材料的疲勞強(qiáng)度影響不大，在5～200 Hz范圍內(nèi)的加載頻率變化對(duì)金屬材料的疲勞強(qiáng)度幾乎沒(méi)有影響，因此可以通過(guò)調(diào)整加載速率來(lái)加速疲勞試驗(yàn)。通常，疲勞試驗(yàn)的載荷譜中大部分波段載荷變化相對(duì)比較小，且試驗(yàn)遍歷各級(jí)載荷值、連續(xù)加載，因此在保證全機(jī)加載協(xié)調(diào)、端點(diǎn)精度的基礎(chǔ)上提出基于力、彎矩的分段等速率優(yōu)化方法，即載荷變化大的波段設(shè)置較長(zhǎng)加載時(shí)間、載荷變化小的波段設(shè)置較短加載時(shí)間，以達(dá)到整個(gè)疲勞試驗(yàn)加載的均勻、平穩(wěn)。

對(duì)于試驗(yàn)載荷譜中第個(gè)波段載荷變化的加載時(shí)間設(shè)置為

=Δ

(16)

式中:為主時(shí)間控制系數(shù);為等速加載因子;Δ為相鄰兩級(jí)載荷之差。

(17)

式中:為一次的遍歷時(shí)間;為實(shí)施譜行數(shù);、分別為第1行和第行載荷值。

值在調(diào)試階段確定，由大到小嘗試確定，在試驗(yàn)加載協(xié)調(diào)、平穩(wěn)、踏步少的條件下，值越小越好。對(duì)于變形較小的試驗(yàn)，Δ取數(shù)值最大的相鄰兩級(jí)載荷之差；對(duì)于變形較大的試驗(yàn)，Δ取加載設(shè)備的跟隨性滿足要求的載荷級(jí)差。

對(duì)于大展弦比機(jī)翼情況，還要考慮機(jī)翼大變形需要更長(zhǎng)的加載時(shí)間，即加載所需時(shí)間與結(jié)構(gòu)所承受的彎矩變化大小成正比。在不同的任務(wù)段選擇不同的參考量進(jìn)行分段等速率加載優(yōu)化，分為地面和空中2種工況。

地面工況中起落架載荷變化大需要較長(zhǎng)的加載時(shí)間，統(tǒng)計(jì)各任務(wù)段起落架載荷最大變化量Δ，根據(jù)加載系統(tǒng)響應(yīng)性能計(jì)算載荷最大變化量對(duì)應(yīng)的加載時(shí)間，其他載荷變化量對(duì)應(yīng)加載時(shí)間為

(18)

空中工況中機(jī)翼變形大需要較長(zhǎng)的加載時(shí)間，統(tǒng)計(jì)并計(jì)算各任務(wù)段機(jī)翼彎矩最大變化量Δ，根據(jù)加載設(shè)備跟隨性能計(jì)算彎矩最大變化量對(duì)應(yīng)的加載時(shí)間，其他彎矩變化量對(duì)應(yīng)加載時(shí)間為

(19)

3 全機(jī)疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證

將本文所研究的疲勞試驗(yàn)綜合加速方法應(yīng)用于某民機(jī)全機(jī)疲勞試驗(yàn)，對(duì)比驗(yàn)證理論方法的正確性以及加速效果。因載荷譜等損傷折算簡(jiǎn)化方法應(yīng)用于全尺寸結(jié)構(gòu)試驗(yàn)尚屬首次，通過(guò)采用簡(jiǎn)化譜的后機(jī)身疲勞試驗(yàn)與采用原譜的全機(jī)疲勞試驗(yàn)對(duì)比，驗(yàn)證本文的載荷譜簡(jiǎn)化方法是否適用于全機(jī)試驗(yàn)。全機(jī)疲勞試驗(yàn)仍基于原“5×5”譜進(jìn)行。

3.1 載荷譜簡(jiǎn)化

全機(jī)疲勞試驗(yàn)設(shè)計(jì)載荷譜按飛-續(xù)-飛隨機(jī)載荷譜編制，飛行任務(wù)剖面為2個(gè)典型任務(wù)類型：訓(xùn)練飛行和航線飛行，其中訓(xùn)練飛行占5%，航線飛行占95%，每3 000次起落為1個(gè)加載程序塊。訓(xùn)練飛行疲勞譜全部由等幅譜組成，航線飛行每次起落包含地面、起飛、離場(chǎng)、空中飛行、襟翼放下進(jìn)場(chǎng)和著陸6個(gè)主要任務(wù)段，主要任務(wù)段疲勞譜按“5×5”譜原則編制，即輕重程度不同的5種典型飛行類型A～E和五級(jí)離散譜。僅以航線起飛滑跑“5×5”譜為例，見表4。

表4 航線飛行起飛滑跑“5×5”譜Table 4 Route flight takeoff run “5×5” spectrum

經(jīng)等損傷折算簡(jiǎn)化后的實(shí)施譜以對(duì)應(yīng)表4起飛滑跑為例，見表5。

表5 航線飛行起飛滑跑譜Table 5 Route flight takeoff run spectrum

將各任務(wù)段的簡(jiǎn)化譜與原譜對(duì)比，起飛滑跑譜的總循環(huán)次數(shù)減少了53.4%，爬升突風(fēng)譜的總循環(huán)次數(shù)減少了45.1%，平飛突風(fēng)譜的總循環(huán)次數(shù)減少了47.7%，下滑突風(fēng)譜的總循環(huán)次數(shù)減少了51.9%，進(jìn)場(chǎng)機(jī)動(dòng)譜的總循環(huán)次數(shù)減少12.7%，著陸滑跑譜的總循環(huán)次數(shù)減少了39.2%，可大幅減少試驗(yàn)加載時(shí)間。

3.2 實(shí)施譜編制

采用載荷整體平衡優(yōu)化及平尾、垂尾、機(jī)翼、襟翼載荷余量處理，將原“5×5”譜處理為試驗(yàn)實(shí)施譜，得到75種基本載荷情況的全機(jī)加載點(diǎn)載荷，針對(duì)不同加載方式，最終確定了106個(gè)加載點(diǎn)，其中，作動(dòng)筒加載點(diǎn)97個(gè)，機(jī)身充氣點(diǎn)1個(gè)，反配重點(diǎn)1個(gè)，約束點(diǎn)7個(gè)。對(duì)載荷處理結(jié)果誤差分析統(tǒng)計(jì)，各控制剖面主要載荷情況的剪力、彎矩、扭矩誤差基本在2%以內(nèi)，少部分非關(guān)鍵載荷誤差超過(guò)了5%，但相對(duì)損傷比未超過(guò)10%，可認(rèn)為滿足設(shè)計(jì)要求。某全機(jī)疲勞試驗(yàn)加載點(diǎn)示意圖如圖4所示。

圖4 某民機(jī)全機(jī)疲勞試驗(yàn)加載點(diǎn)示意圖Fig.4 Loading point of a civil aircraft full-scale fatigue test

將75種基本載荷狀態(tài)最終加載點(diǎn)載荷，按各任務(wù)段施加順序和載荷構(gòu)成因素計(jì)算公式展開為164種典型譜段，根據(jù)任務(wù)書要求，在加載過(guò)程中從基本載荷中選取12種“1”載荷狀態(tài)，載荷增加4種載荷狀態(tài)作為加載過(guò)渡，最后生成180種典型載荷譜段(未加入充氣載荷)，作為加載基本譜。將加載基本譜組成A1、B1、C1、D1、E1及A2典型飛行類型(含充氣載荷)，按照“3 000次飛行隨機(jī)加載次序”將6類典型飛行類型組成一個(gè)重復(fù)加載程序塊。

結(jié)合試驗(yàn)場(chǎng)所現(xiàn)狀，為滿足試驗(yàn)的垂向、航向、側(cè)向載荷施加，解決全機(jī)疲勞試驗(yàn)“0”扣重等問(wèn)題，依據(jù)相關(guān)設(shè)計(jì)原則和方法，設(shè)計(jì)了某民機(jī)全機(jī)疲勞試驗(yàn)一體化整體加載系統(tǒng)如圖5所示。

圖5 某民機(jī)全機(jī)疲勞試驗(yàn)圖Fig.5 A civil aircraft full-scale fatigue test scene

3.3 加載速率優(yōu)化

在試驗(yàn)試運(yùn)行調(diào)試階段，按照基于載荷、彎矩的分段等速率優(yōu)化的優(yōu)化方法，對(duì)試驗(yàn)實(shí)施譜加載時(shí)間進(jìn)行優(yōu)化。因本試驗(yàn)實(shí)施譜中C1、D1、E1占3 000飛行起落中的2 838次，只需對(duì)它們進(jìn)行優(yōu)化?；诒驹囼?yàn)特點(diǎn)，選取E1典型起落在地面、空中任務(wù)時(shí)段的起落架載荷、機(jī)翼根部彎矩的變化量作為加載時(shí)間的基準(zhǔn)，進(jìn)行等速率加載優(yōu)化，對(duì)特殊加載段(如充壓)單獨(dú)給定時(shí)間。再應(yīng)用E1在不同任務(wù)段的變化率對(duì)C1、D1進(jìn)行等斜率優(yōu)化，優(yōu)化后3 000飛行起落的理論加載時(shí)間從40天減少到25天。等速率加載優(yōu)化結(jié)果對(duì)比見表6。

表6 C1、D1、E1典型起落優(yōu)化結(jié)果Table 6 Optimiziation results of typical landing

在保證試驗(yàn)運(yùn)行平穩(wěn)、各加載點(diǎn)跟隨性、端點(diǎn)精度、約束點(diǎn)載荷誤差滿足試驗(yàn)要求的情況下，經(jīng)過(guò)實(shí)施譜等速率加載優(yōu)化后，實(shí)施譜中C1、D1、E1典型起落的加載時(shí)間大幅縮短，提高了加載速率，平均每天完成的起落數(shù)從最初的48最終提高到90，接近國(guó)際水平。

3.4 試驗(yàn)結(jié)果分析

后機(jī)身疲勞試驗(yàn)采用簡(jiǎn)化譜，全機(jī)疲勞試驗(yàn)采用原“5×5”譜，通過(guò)對(duì)比兩疲勞試驗(yàn)的損傷結(jié)果，驗(yàn)證本文的載荷譜簡(jiǎn)化方法是否適用于全機(jī)試驗(yàn)。試驗(yàn)實(shí)施時(shí)的后機(jī)身試驗(yàn)內(nèi)容、順序、要求及設(shè)計(jì)載荷譜與全機(jī)疲勞試驗(yàn)基本相同，以排除其他因素的干擾。

根據(jù)某民機(jī)全機(jī)疲勞試驗(yàn)1倍壽命(25 000起落)后檢查發(fā)現(xiàn)后機(jī)身26框和39框出現(xiàn)損傷，在后機(jī)身疲勞試驗(yàn)中，對(duì)26框和39框進(jìn)行嚴(yán)密監(jiān)測(cè)，在15 000起落的檢查中發(fā)現(xiàn)裂紋，試驗(yàn)損傷如圖6和圖7所示。

圖6 疲勞試驗(yàn)26框損傷對(duì)比圖Fig.6 Comparison of 26 frame damage in fatigue test

圖7 疲勞試驗(yàn)39框損傷對(duì)比圖Fig.7 Comparison of 39 frame damage in fatigue test

在某民機(jī)全機(jī)和后機(jī)身疲勞試驗(yàn)的相同部位出現(xiàn)損傷，說(shuō)明載荷譜簡(jiǎn)化和試驗(yàn)加載優(yōu)化后不影響試驗(yàn)考核結(jié)果，驗(yàn)證了本文中所提出的基于改進(jìn)DFR法的載荷譜等損傷簡(jiǎn)化方法應(yīng)用于全機(jī)疲勞試驗(yàn)是可行的，且加速效果顯著。裂紋長(zhǎng)度的不同，是因?yàn)槿珯C(jī)疲勞試驗(yàn)運(yùn)行起落數(shù)較多，造成了裂紋擴(kuò)展。

4 結(jié) 論

1) 對(duì)DFR法改進(jìn)使之適用于全壽命區(qū)間后，基于改進(jìn)DFR法進(jìn)行疲勞試驗(yàn)載荷譜的等損傷折算，并提出折算依據(jù)，通過(guò)螺接件試驗(yàn)驗(yàn)證了簡(jiǎn)化方法的正確性。首次將此方法應(yīng)用于全機(jī)試驗(yàn)，簡(jiǎn)化后各任務(wù)段的總循環(huán)次數(shù)大幅減少、重要任務(wù)段的循環(huán)次數(shù)減少了約50%，采用簡(jiǎn)化譜的后機(jī)身試驗(yàn)損傷結(jié)果與原譜全機(jī)疲勞試驗(yàn)基本相同，證明了該載荷譜簡(jiǎn)化方法適用于全機(jī)疲勞試驗(yàn)。

2) 在載荷處理過(guò)程中提出了載荷整體平衡優(yōu)化方法，載荷處理結(jié)果滿足誤差要求。對(duì)于實(shí)施譜加載速率問(wèn)題提出了基于力和彎矩的分段等速率加載優(yōu)化方法，合理地縮短了每循環(huán)加載時(shí)長(zhǎng)，全機(jī)試驗(yàn)平均每日起落數(shù)由48提高到90。大大縮短了試驗(yàn)設(shè)計(jì)和加載的時(shí)間，為疲勞試驗(yàn)提供了綜合加速技術(shù)。