國產新材料在某型飛機應用的疲勞驗證

王亞芳，王新波，閔強

航空工業第一飛機設計研究院，陜西 西安 710089

飛機結構總的發展趨勢向整體化、輕質量、長壽命、低成本、低易損性和快速性能評估的技術方向發展。隨著飛機結構壽命和可靠性要求的不斷提高，先進的設計概念、先進的材料和工藝、先進的結構形式研究應用越來越顯示出其重要性，對材料性能的選擇，特別是優良的疲勞性能、抗腐蝕性能和損傷容限性能，是滿足飛機結構的長壽命和高可靠性要求的基礎。

航空科技發展水平是體現一個國家綜合國力的重要標志之一，作為高科技最集中的技術領域，國防工業對先進材料的依賴也最直接、最敏感，因此，先進材料始終引領和支撐著國防裝備的發展[1-2]。性能優越、規格較大的航空材料是航空領域技術含量高、附加值高的產品，工業發達國家一直將其看作反映一個國家工業綜合實力和科學技術發展水平的重要標志之一。

某型飛機具有結構尺寸大和承載復雜的特點，為滿足高可靠性及長壽命的設計要求，對裝機材料的規格及性能提出了更高的要求。承接國家自主可控戰略規劃，在型號立項之期，同步啟動了材料研制項目。新材料在飛機上的應用，需經過材料研制、應用研究、考核驗證三個步驟的研究工作。國產材料的疲勞考核是考核驗證中的一項重要內容，是在材料的基本性能及其均勻性、穩定性達標的前提下進行的。根據飛機國產新材料的裝機需求，規劃了國產新材料的疲勞考核驗證項目，并給出了各項材料的考核指標。為縮短試驗周期，節約項目經費，以規模最小化原則進行試驗規劃，開展國產新材料的疲勞驗證試驗。

1 某型飛機國產新材料應用情況

根據結構形式及受力特點，某型飛機機體結構新材料使用情況見表1。7B50 鋁合金有優異的綜合性能，T77 鈦合金在滿足耐腐蝕性能要求的同時，具有優異的綜合性能，尤其是壓縮屈服強度達到515MPa，該材料在國外飛機型號上已成功使用，國內在以往的飛機研制中還從未開展材料應用研究及考核驗證工作，從未在飛機型號使用。7050合金是某型號飛機使用最多的牌號，使用的板材厚度也達到了200mm，該合金不僅在板材厚度上，而且在長度方向上也超出了國內常用材料的規格范圍。7085 合金是美國Alcoa 公司于2003 年開發的最新一代鋁合金[3-4]，7A85-T7452 鋁合金鍛件具有高強、高韌、抗應力腐蝕性能、抗疲勞性能優良、低淬火敏感性等特點，已在A380 客機的機翼主梁、肋等結構獲得應用，某型飛機在機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，某型飛機選用其作為機身的普通框，國外飛機C-5還用其做機身蒙皮。與2024-T351相比，2E12-T3材料具有優良的疲勞性能和耐腐蝕性能，某型飛機擬選用該材料制造機身壁板。在對強度和耐久性要求較高的重要承力接頭選用了具有高強、高韌、損傷容限特性的TC21鈦合金，以此滿足高減重和長壽命的設計要求。

從表1 中可以看出，在該飛機的所有主要承力部件上都將實現材料的國產化。為滿足該飛機長壽命、高可靠性的要求，必須對關鍵承載結構的疲勞與損傷容限開展試驗研究與分析工作。

表1 新材料在某型飛機上的應用Table 1 Application of new materials in the aircraft

2 疲勞考核試驗內容

國產材料的疲勞考核是在材料的基本性能及其均勻性、穩定性達標的前提下進行的，因此，在進行試驗項目規劃時，對材料的基本疲勞性能和損傷容限性能不進行測試，如疲勞極限值、S—N曲線、斷裂韌度和裂紋擴展等。為了全面、快速地給出新材料能否裝機的考核結論，從以下5個方面確定國產新材料疲勞考核試驗內容。

2.1 考核部位選取

根據結構受力及疲勞分析結果，選取了機身及機翼關鍵連接部位，如中外翼對接、機翼壁板對接、翼梁；機身壁板縱、環向對縫等，同時對機體結構關鍵連接接頭均進行了考核，如機身與尾翼連接接頭、平/垂尾接頭、機翼與吊掛連接接頭。最終確定的部位見表2。

表2 國產新材料疲勞考核部位選取Table 2 Selection of validated position

2.2 試驗內容確定

在考核部位確定后，基于某型飛機的疲勞設計理念，對各項試驗內容進行確定:機身和機翼按損傷容限進行設計的結構，相關試驗內容包括耐久性試驗和損傷容限試驗，集中傳載接頭以疲勞設計為主，在完成4倍耐久性試驗后，進行剩余強度試驗。同時，根據型號選用的疲勞分析方法，對所有新材料的細節疲勞額定值（DFR）基準值和截止值也進行了測試，供結構疲勞分析使用。

2.3 試驗載荷譜

對于選取的考核部位，在型號研發階段完成進口材料相關疲勞試驗的，載荷譜需與研發試驗保持一致；對于試驗規模較小且沒有進口材料試驗結果的，規劃了進口材料和國產材料的點對點對比試驗，施加等幅譜，譜中最大應力為考核部位的地空地最大應力；其余典型結構的疲勞考核選用型號設計用當量載荷譜。

該型號共包含多種典型使用任務剖面，載荷情況較多，設計用當量載荷譜比較復雜，為縮短研制周期，達到快速考核驗證的目的，在保證試驗模擬的準確性的前提下對試驗載荷譜編制進行了簡化。簡化工作主要包括兩個部分:任務剖面的選取及試驗載荷譜的加速。計算出考核部位各部位應力，各剖面損傷Di為[5]

式中:Pi為各剖面使用比例；Ri為第i級應力循環的應力比；σmaxi為第i級應 力 循環的最大 應力；σm0和S為 材料特征參數。

計算結果表明，選取正常運輸剖面進行載荷譜的編制，能夠代表飛機的使用情況，且略有保守。各考核部位損傷對比結果見表3。對于選定任務剖面，完成試驗載荷譜的編制。將載荷譜濾中點、雨流之后，計算總損傷，以損傷比例≥0.1%～0.5%為門檻值，去除小載荷循環，保證濾波后的總損傷不小于原始損傷的95%。根據等損傷原則進行載荷譜的簡化加速，減少載荷循環次數。需要說明的是，在進行載荷譜加速時，不能改變原始載荷譜的地空地循環及主循環。

表3 考核部位損傷對比Table 3 Damage comparison

按等損傷原則對載荷譜進行加速[6-7]

式中:n1和ΔP1為簡化前的載荷循環數及載荷幅值，n2和ΔP2為簡化后的載荷循環數及載荷幅值。

2.4 試驗件設計

對于進口材料和國產材料對比試驗，進口材料和國產材料試驗件設計保持一致；對于僅進行國產材料疲勞考核的部位，為了確保疲勞考核結果的準確性，考核部位的應力分布應盡量接近實際情況:在進行試驗件設計時，首先將考核部位的細節模型嵌入全機模型中，采用組合模型仿真分析，獲取考核部位的真實應力分布；通過過渡段優化設計、支持邊界逐步逼近等原則，獲取高仿真的試驗件結構形式及支持方式，確保試驗考核目的及考核精度。

2.5 試驗考核指標

考慮到新材料研制滯后于型號進展，兼顧型號研制階段試驗規劃，通過綜合分析，確定了各項試驗的考核指標:對于已完成類似進口材料疲勞試驗的項目，以各試驗結果與進口材料試驗結果相當作為考核指標；對于未規劃類似進口材料疲勞試驗的項目，以試驗結果滿足型號疲勞壽命設計要求作為考核指標，給出裝機結論。

最終規劃的試驗項目見表4，對于元件級試驗，每種類型需確保有7 個有效數據；組件級試驗件，每類試驗件為3件；部件級試驗件1件。

表4 新材料考核驗證試驗項目規劃Table 4 Project planning of new material verification test

3 數據處理與試驗結果

3.1 數據處理

根據試驗規模，疲勞考核驗證試驗件可分為元件級、組件級和部件級。對于元件級試驗件，按以下方法進行數據處理。

具有95%置信度、95%可靠度、疲勞壽命N95/95按照式（4）計算[5]

式中:β為特征壽命；ST為試件系數；SC為置信系數；SR為可靠性系數。

特征壽命β的點估計值β公式如下，其中，所有n個試件全部破壞時

Ni表示壽命數據（試驗測得的疲勞循環數據），對于鋁合金，α取4。DFR按照式（8）計算

式中:X=S(5-lgN95/95)，鋁合金σm0為310MPa；S為2。

對于組件級疲勞試驗，按照置信水平95%，存活率99%，計算試驗分散系數，考慮分散系數后給出試驗件的可靠性壽命[8]。對于部件級試驗，考慮4的分散系數。

3.2 試驗結果

疲勞考核驗證項目中有7 項試驗為對比性試驗，通過與進口材料疲勞和裂紋擴展試驗結果的比較，給出材料裝機結論，另外4項為驗證性試驗，根據試驗壽命能否滿足飛機壽命設計要求，給出國產新材料的裝機結論。

對于DFR測試試驗[9]，通過數據處理得到國產材料的DFR 基準值和截止值，并與進口材料的數據進行對比，結果見表5。通過對比可以看出，鋁合金DFR值受試樣加工工藝的影響，表面噴丸可強化材料，提高DFR 值6.0%～8.6%；除個別材料外，國產材料和進口材料的DFR 截止值、基準值（見表6）的誤差基本在10%左右，且國產材料疲勞性能略優于進口材料，考慮到試驗件的加工狀態及試驗承試方的差異等，可認為國產材料和進口材料的DFR截止值和基準值基本相當。

表5 鋁合金DFR截止值數據對比Table 5 Comparison of DFRcutoff between aluminum alloy

表6 鋁合金DFR基準值數據對比Table 6 Comparison of DFRbase between aluminum alloy

其余6項對比試驗，通過3.1節的數據處理方法得到試驗件的可靠性壽命。國產材料與進口材料疲勞試驗對比結果見表7。從表7中可以看出，機身壁板縱向對縫疲勞試驗中，國產材料的可靠性壽命略低于進口材料，這是因為這批材料提供時間較早，材料的制造工藝尚有欠缺。在材料的制造工藝完善且穩定后，提供了2E12-T3 進行機身壁板橫向對縫疲勞試驗件，試驗結果表明，國產材料疲勞性能明顯優于進口材料。其余試驗所用的國產材料的疲勞性能相比進口材料有較大提升，可用于某型飛機的結構設計。

表7 進口材料與國產材料疲勞試驗結果對比Table 7 Comparison between fatigue test results between imported material and domestic material

除疲勞性能之外，對于國產材料和進口材料試驗件的裂紋擴展性能也進行了對比。國產7050-T7451 整體翼梁損傷容限試驗與進口7050-T7451 整體翼梁損傷容限試驗裂紋擴展a—N對比曲線如圖1所示[11]。根據國產材料與進口材料的裂紋擴展試驗數據a—N對比表明，兩者的裂紋擴展速率基本相當。

圖1 國產材料與進口材料整體翼梁結構a—N曲線對比Fig.1 Comparison betweem a—N curve of wing beam structure between domestic material and imported material

在型號研制期間，規劃了2024-T3 材料機身壁板損傷容限試驗，該試驗件與2E12-T3 材料的試驗件的裂紋擴展性能對比結果見表8。從表8可以看出，無論是單跨裂紋還是雙跨裂紋擴展，2E12 新材料的裂紋擴展速率均小于2024-T3材料，約為后者的1/2，因此，國產2E12-T3新材料機身壁板的損傷容限特性較好，能夠滿足型號應用需求。

表8 機身壁板損傷容限試驗裂紋擴展數據對比Table 8 Comparison between crack propagation data in damage tolerance test of fuselage panel

機身與垂尾連接接頭、發動機主吊掛接頭、平/垂尾連接接頭以及機翼典型盒段疲勞試驗等驗證性試驗在完成4倍目標壽命的疲勞試驗后，在限制載荷作用下，試驗件均未破壞，可靠性壽命均滿足型號設計要求。

4 結束語

本文根據某型飛機的疲勞壽命設計要求及國產新材料的應用情況，按照積木式層次規劃了疲勞考核驗證試驗項目、試驗內容及各類材料的裝機考核指標。試驗結果表明，國產新材料的疲勞性能與進口材料基本相當，滿足型號壽命設計要求，可以進行裝機應用。