基于增量考核的飞机延寿方法与应用

2021-10-21管宇陈亮曹奇凯

航空学报 2021年8期

管宇，陈亮,2,*，曹奇凯

1. 航空工业沈阳飞机设计研究所综合强度部，沈阳 110035

2. 大连理工大学运载工程与力学学部，大连 116024

3. 航空工业沈阳飞机设计研究所总师办，沈阳 110035

飞机机体是飞机装备的载体，是军用飞机实施作战任务、发挥作战能力的基础和基本前提。机体结构失效将导致整架飞机失效，因此机体结构的使用寿命决定了整架飞机的总寿命。机体结构使用寿命是指飞机在实际服役环境下从投入使用到退役报废的极限工作时间(以飞行小时或起落数表示)或日历持续时间(以日历年表示)，其本质是飞机结构安全服役的限制值。

现代飞机的造价十分昂贵，使得人们总想充分挖掘每架飞机的寿命潜力，让其物尽其用，即延长其使用寿命从而获得显著经济效益[1]。为了保持部队飞机规模和节省经费，许多国家在飞机到达初始设计寿命目标后都进行了延寿使用。以F-16飞机和F-15飞机为例：

1) F-16飞机主要包括10/15批、25/30/32批、40/42批和50/52批，分为A、B、C、D型。1978年通过F-16A全机疲劳试验给出初始寿命为8 000 飞行小时。2011—2015年，通过一架50批F-16C飞机的全机疲劳试验，将40-52批F-16C/D飞机使用寿命延长到12 000 飞行小时。

2) F-15飞机主要包括A、B、C、D、E等型号，初始设计寿命为4 000 飞行小时。后根据使用需求先后延寿到8 000飞行小时和9 000飞行小时。由于9 000飞行小时仍不能满足F-15C飞机使用到2025年的需求，美方目前正在开展进一步延寿工作，计划将使用寿命提高到18 000飞行小时。

X系列飞机是中国最早装备的第三代战斗机，包括Ⅰ型和Ⅱ型2个子系列。该型飞机是一种空中优势战斗机，在设计时为与西方国家同类飞机竞争，在气动和结构方面进行了精益设计。因此其气动性能优越，结构简练。但带来的问题是强度储备较低，特别是疲劳强度。外方曾用多架飞机进行全机疲劳试验，但始终未能取得满意结果，最终仅给出Ak飞行小时寿命指标[2]。该型飞机长期作为军队主战机种，飞行训练强度大，机体结构寿命消耗很快与飞机设计寿命短的矛盾十分突出。为此，国内先后组织开展了对Ⅰ型飞机和Ⅱ型飞机的两次定延寿工作。通过全尺寸疲劳试验结合耐久性修理等手段，成功地将我军训练使用条件下X系列飞机使用寿命延长至Bk飞行小时，保持了部队的持续战斗力规模。

随着部队高强度使用，X系列飞机再次面临到寿停飞问题，严重影响了部队作战、训练任务，亟需进一步挖掘飞机的剩余寿命潜力。

1 增量考核的基本流程

传统飞机定寿一般都是从“0”开始进行寿命评定，X系列飞机首次延寿也是采用这一模式。而再次延寿时，X系列飞机已是一款服役20余年的老龄飞机，用于疲劳试验的飞机只能从外场服役飞机中选取。而外场飞机原使用寿命与后续的试验寿命间如何衔接，如何确定飞机在实际使用条件下飞出来的疲劳寿命的分散系数，在国内外尚没有定论[3]。

再次延寿的目标寿命已超出外方原设计寿命指标的1倍，延寿技术难度大，风险高。同时每架飞机由于飞机状态、执行训练科目以及飞行员习惯等差异，导致每架飞机之间的实际损伤差异较大。如何准确衡量外场飞机损伤水平，合理衔接外场飞机已使用寿命与后续的试验寿命之间的关系，进而准确评估机群的使用寿命是再次延寿时亟待解决的重要技术难题。

为此，在继承首次延寿经验基础上，提出并应用了基于增量考核的飞机延寿方法，其基本流程如图1所示。通过科学确定飞机寿命评定“基点”，建立机体结构维修“基点”，构建规范性结构修理技术体系，实现对飞机原有累积损伤“清零”与结构状态“统一”，进而通过全尺寸疲劳试验验证“更新飞机”的“寿命增量”，形成了完整的飞机结构修理与延寿相结合的技术体系。

图1 基于增量考核的飞机延寿流程Fig.1 Aircraft life extension process based on incremental evaluation

2 延寿基点与修理基点确定方法

2.1 延寿基点确定方法

X系列飞机是国内首次采用机群定寿和单机寿命监控相结合方法进行使用寿命管理的机型。所谓单机寿命监控，就是在给出机群寿命指标的同时，对每架飞机在实际使用过程中的飞行参数进行记录，根据记录结果实时计算出每架飞机疲劳累积损伤值，并将其与总损伤值进行比较，以此监控飞机寿命指标的消耗情况。

一个飞行起落的当量损伤D是(ΔGi,Ri)︱ni=1的函数，在不考虑载荷间的相互作用和承认线性累积损伤理论的前提下，D的一般表达式可写成

(1)

式中:f(ΔGi,Ri)为第i次循环对应的当量损伤[4]。

X系列飞机在首次延寿后，逐渐形成了完整的单机寿命管理制度，其主要依据参数包括：基准损伤率、基准总损伤值、累积损伤值、当量飞行小时、寿命消耗比等。其定义分别为

1) 基准损伤率：飞机全尺寸疲劳试验所加载荷谱的单位小时损伤率。

2) 基准总损伤值：进行全尺寸疲劳试验的飞机，机体结构达到总寿命时的累积损伤值。

3) 累积损伤值：根据飞机已完成飞行的飞参数据计算得到，该数值定量地反映了飞机机体结构的寿命消耗情况。当单机的累积损伤值达到机型对应的基准总损伤值时，飞机机体结构视为到寿。

4) 当量飞行小时：累积损伤值/基准损伤率。

5) 寿命消耗比(K)：当量飞行小时/飞行小时[5]。

X系列飞机首次延寿结论中，在传统的飞机机体结构使用寿命指标(飞行小时/起落数/日历年)基础上，增加了当量飞行小时这一指标。规定执行单机寿命管理的X系列飞机，按照飞行小时/当量飞行小时/起落数/日历年4项指标控制飞机使用寿命，并以先达到者作为飞机到寿或进行维修的判据。

X系列飞机单机寿命管理的具体做法是：由飞机的使用部队，在每个飞行日后统计每架飞机当日所完成的科目情况，并下载飞参数据通过单机监控软件计算得到飞机的累积损伤值，进而得到飞机当前的当量飞行小时和寿命消耗比K。

飞机使用部队还可以根据单机损伤累积情况，管理和调配每架飞机的使用。如当K>1.2时，应适当减少或限制大机动科目使用，而当K<1 时，则可适当增加大机动科目比例，如图2所示。使得飞机所消耗的飞行小时和疲劳损伤累积值协调增长，在确保飞机使用安全的条件下，充分发挥每架飞机的使用效能。

图2 基于单机损伤的飞机使用调控Fig.2 Aircraft use control based on each aircraft damage

通过单机寿命管理的实施，使得X系列飞机机群中每一架飞机的实际损伤严重程度得以全面掌握，当量飞行小时定量地反映了飞机机体结构真实的寿命消耗情况。

以当量飞行小时到寿作为再次延寿时寿命评定的基点，以此为判据，选取疲劳试验机再进行寿命增量考核，能够代表外场机群中最严酷的使用状态。

2.2 机体结构修理基点确定方法

X系列飞机采用多墙式翼身融合布局，中央翼和外翼纵墙、起落架梁、尾梁等是机体的主要承力结构，这些关键部件的疲劳品质直接决定了整机的疲劳寿命水平。而上述结构部件又多位于翼身融合体的密闭区域，结构形式复杂，表面往往覆盖有密封胶，受结构形式制约，可达、可检性差，损伤情况不易掌握。

如果不能全面掌握飞机机体结构的疲劳薄弱部位，及时通过修理消除潜在的安全隐患，势必会对飞机再次延寿使用带来极大的风险。

2007年11月，一架经延寿的F-15C飞机在空战训练过程中由于前机身座舱大梁上一处未知疲劳裂纹造成了结构失效，导致坠机事故(图3)。事故发生时该机只使用了5 868飞行小时。

图3 隐藏的结构疲劳裂纹导致F-15C坠机Fig.3 Hidden structural fatigue cracks cause F-15C to crash

首次延寿疲劳试验、外场使用和大修过程中暴露的机体结构疲劳损伤多位于开敞、可检区域，比较容易发现和判定。而对于密闭区域、多层复杂连接等不可检结构，仍有尚未发现的隐藏故障。如果不能准确掌握飞机结构的损伤程度，明确实际损伤与试验损伤差异，评估寿命潜力，合理确定机体结构修理基点，将会给X系列飞机的再次延寿带来重大安全隐患。

根据国外的相关研究资料，美、英等国对飞机的结构拆毁检查工作非常重视，不仅在全机疲劳试验后对试验飞机进行拆毁检查，还会抽取现役飞机进行拆毁检查。通过拆毁检查可以获取大量结构损伤故障信息，特别是封闭区域内不可达、不可检结构的损伤信息。拆毁检查是确保老龄飞机安全使用，确定老龄飞机结构实际损伤状态唯一可行途径[6-7]。

经综合分析X系列飞机机体结构和服役使用差异、寿命消耗等情况，选取部队服役到寿的单、双座飞机各1架，以及首次延寿试验后的2架疲劳试验机进行深度拆毁检查。这是国内首次进行的系列到寿飞机拆毁检查。

飞机机体结构拆毁检查主要包括以下工作内容：确认拆毁检查对象，大部件分解，零件拆卸，零件去漆、除胶与清洗，对零件进行无损检测(以荧光检查为主)，故障分析(包括断口分析、数值计算与仿真分析等)。

通过拆毁检查，使平时不易检查的密闭区域结构得以全面检查，发现了大量隐藏的结构裂纹，全面、准确获取了飞机密闭区域和隐藏结构疲劳损伤。通过拆毁检查发现的裂纹数量是Ⅰ型疲劳试验过程中发现裂纹数量的6倍，是Ⅱ型疲劳试验过程中发现裂纹数量的3倍，两架疲劳试验机裂纹发现时机如图4所示。对外场到寿飞机的拆毁检查，首次获取了隐藏结构——第18框的裂纹故障信息，弥补了疲劳试验考核的局限。拆毁检查彻底暴露了该系列飞机机体结构疲劳薄弱环节，为后续型号的寿命提升，确定了结构疲劳细节改进方向；进一步充实并完善了机体结构修理检查方案，对保证飞机安全使用意义重大。

图4 两架疲劳试验机结构裂纹发现时机Fig.4 Structural crack detection time of two fatigue test aircraft

通过对疲劳试验机与部队服役到寿飞机的机体疲劳损伤状态实施交叉评估，确认首次延寿(二次大修)时对机体结构疲劳关键部位采取耐久性修理措施有效提高了关键部位抗疲劳品质。机体结构疲劳关键部位未出现疲劳裂纹，仍然具有进一步延寿的潜力。

拆毁检查系统掌握了X系列飞机结构损伤规律，全面揭示了该系列飞机疲劳损伤特征。以此形成了覆盖全系列飞机机体结构疲劳薄弱部位的检查、修理方案，建立了飞机机体结构再更新的修理基点。

3 再更新技术

3.1 耐久性修理

X系列飞机在设计时采用的是安全寿命设计思想。安全寿命只考虑裂纹形成寿命，一旦结构出现宏观可检裂纹就认为结构破坏。因此外方在飞机定寿中，未能主动地去发现裂纹，也没有主动地进行修理。

机体结构在载荷/环境作用下逐渐形成一定长度和一定数量的裂纹和损伤，如果任由其扩展下去将会造成结构功能性损伤或维修费用的剧增，影响到飞机的可靠性[8]。耐久性评定就是针对结构功能失效，综合运用概率断裂力学方法(Probabilistic Fracture Mechanics Approach, PFMA)、确定性裂纹扩展方法(Deterministic Crack Growth Approach, DCGA)和裂纹萌生方法(Crack Initiation Approach, CIA)等手段，通过分析典型结构中必然具有的初始缺陷的扩展，确定其达到损害结构功能的时间，制订合理可行的检修方案，以满足飞机使用寿命要求。对于可修结构，通过控制其裂纹超越概率来保证能对细节进行适时的修理，以防止裂纹过长超过经济修理极限尺寸使结构丧失可修理功能以及由此导致结构不能满足使用寿命要求[9]。

图5给出了在给定应力水平σ和可靠度R条件下，裂纹超越数L与经济修理极限ae之间关系，体现了耐久性修理对延长飞机使用时间t的意义。

图5 耐久性修理对飞机延寿的意义Fig.5 Significance of durability repairs to aircraft life extension

在X系列飞机国内首次延寿时，通过关键部位耐久性评定，给出了经济修理方案(包括修理次数、修理时间、修理范围和修理方法)。建立了铰孔(去除已有损伤层)+挤压强化(提高螺栓孔抗疲劳品质)+局部补强(降低应力水平)的耐久性修理标准，以较小的重量代价，大幅改善了X系列飞机机体结构关键部位原有疲劳品质。正是对10余处机体结构关键部位及时采取了耐久性修理措施，才实现X系列飞机的首次延寿。

在首次延寿经验基础上，X系列飞机再次延寿时开展了更大规模的耐久性评定与修理方案验证工作。完成了对9个关键部位270个疲劳细节的耐久性评定。耐久性评定还充分体现了飞机服役20余年来部队训练水平变化带来的载荷谱更迭，验证了首次延寿时采取的耐久性修理措施在飞机进一步延寿时的效力。

关键部位耐久性评定结论详见表1。首次延寿时对结构关键部位第1、2应力区进行的耐久性修理措施，能够满足飞机再次延寿后的寿命要求。在第3次大修时，只需以检查为主，视情维修。对第3应力区，则需要开展耐久性修理。

表1 关键部位耐久性评定结论

通过在飞机大修中大规模实施耐久性修理，实现了对机体结构累积疲劳损伤的“清零”，消除所有影响安全的隐患和故障，保障了飞机延寿后的飞行安全。耐久性修理是改善关键结构抗疲劳品质，保证飞机延长使用寿命的重要措施。

3.2 隐蔽区域高精度损伤检测

通过对4架到寿飞机的拆毁检查，系统掌握了X系列飞机结构损伤规律，拥有了覆盖机体结构全部疲劳薄弱部位的“地图”。但X系列飞机结构形式复杂，新发现的疲劳薄弱部位多处于隐蔽区域，可达、可检性差。以往对隐蔽区域的裂纹检测主要以X光和内窥镜检查为主，受机上检测条件限制，检测效率和裂纹检出率较低。例如X光检查对起落架梁18长桁区域的临界可检裂纹长度达20 mm以上。如果隐蔽区域结构裂纹不能及时发现，进而通过修理恢复其原有的抗疲劳品质，将直接危及飞机延寿后的飞行安全。

多传感器信息融合技术基于多个传感器的独立观测数据，通过复合应用和算法设计获得更有效的信息，从而消除单一传感器只能获得检测目标部分信息的局限[10]。在检测技术上通过多个传感器共同协作来提高检测系统整体的可靠性，从而能够更准确地检测目标。检测系统将多个传感器接收到的原始信息直接全部传输到融合中心，由融合中心对所有的信息进行全局处理，从而得到对目标的检测结果[11-12]。

在检测系统中，通过传感器协调和联合运作，利用多传感器融合技术可以有效提高测量精度[13]。针对起落架梁18长桁区域可达、可检条件，采用多通道探头信息融合技术原理，通过双涡流检测通道与信号权重均衡算法，实现对裂纹源点的精确定位。

通过探头自动扫查系统，跟踪检测信号轨迹稳态实时响应，实现在狭小空间条件下对裂纹轨迹的实时自动跟踪。根据反馈信号变化规律，自动捕捉信号峰值，精确定位裂纹尖端。

通过进一步优化探头灵敏度，匹配复杂结构涡流场分布及信号传递与衰减的交互特性，获得最优的涡流能量场和检测灵敏度的探头参数和激励参数，构建了涡流检测信号与长度测量之间的信息交互逻辑。实现了涡流检测方式对裂纹精准定位、准确测量。高精度损伤检测系统工作原理如图6所示。

图6 高精度损伤检测系统Fig.6 High precision damage detection system

通过建立机上复杂条件下，对飞机隐蔽区域结构裂纹高效、精准的特种检测能力，突破了隐蔽区域损伤难以检测的技术难题，实现机体结构损伤“找得到、测得准”。

3.3 冷喷涂增材修复技术

起落架梁位于中央翼油箱区内部狭小空间，用于连接主起落架，主要传递主起落架载荷，是机体结构主承力构件，一旦破坏将直接危及飞行安全。

起落架梁上部18长桁的通孔是影响起落架梁疲劳寿命的薄弱环节，制约了X系列飞机使用寿命，早已成为中、外双方共识。外方认为该结构不可修、不可换，如果发现裂纹，飞机只能退役报废。

随着隐蔽区域高精度损伤检测技术的突破，暴露了75%以上的外场到寿飞机中起落架梁18长桁缺口处存在裂纹的情况。经国内专家集中会诊、集智攻关，无论是以螺栓连接、胶接为代表的局部补强修理，还是更换起落架梁乃至中央翼的“大手术”，以及3D打印、搅拌摩擦焊、激光熔覆等新兴修理技术，均因施工条件苛刻，难以实施。起落架梁裂纹能否得到有效修理成为制约飞机延寿的拦路石。

冷喷涂技术为起落架梁裂纹的修复打开了新思路。冷喷涂(Cold Spray, CS)又称为冷空气动力学喷涂(Cold Gas Dynamic Spraying，CGDS)或超声速粒子沉积(Supersonic Particle Deposition, SPD)。20世纪80年代末由苏联科学院西伯利亚分院理论和应用力学研究所率先发现[14]。

冷喷涂技术是一种基于高速粒子固态沉积的涂层制备方法，其原理以高压气体作为加速介质，送入喷枪，同时喷涂粉末经送粉气体送入喷枪，经特殊设计的Laval收缩-扩张喷管加速，形成超声速气-固两相流，喷涂粒子在固态下碰撞基体，经过剧烈塑性变形沉积形成涂层。由于粉末颗粒在整个过程中的温度是低于其熔点的，故称为冷喷涂[15]。Gnanasekaran等模拟了喷涂粒子碰撞变形而沉积形成涂层的过程，如图7所示[16]。

冷喷涂技术在结构修复领域的优势在于没有机械连接，对基体无附加损伤；基体表面升温可控制在150 ℃以下，不会损伤基体；无界面氧化物；表面产生压应力等[17]。

根据喷涂气体压力及对应设备，可将冷喷涂分为高压冷喷涂和低压冷喷涂两大类。两种冷喷涂系统的工作原理如图8所示，典型技术参数见表2[18-19]。

表2 冷喷涂系统典型参数[18-19]

图8 冷喷涂系统示意图Fig.8 Schematic of cold spray systems

低压冷喷涂技术已经比较成熟，广泛用于发动机壳体等非承载结构的修复。2009年澳大利亚鲁格公司应用该技术成功修复了澳大利亚皇家海军SH-60海鹰直升机镁合金制造的变速箱及附件的腐蚀损伤，如图9所示[20]。

图9 澳大利亚应用冷喷涂增材修复腐蚀损伤[20]Fig.9 Australia uses cold spray to repair corrosion[20]

目前，国际上对高压冷喷涂技术修理承力构件研究仍处于实验室探索阶段。主要研究方向有：机翼壁板应力腐蚀裂纹和孔边裂纹的冷喷涂增材修复，F/A-18飞机承力框腐蚀损伤的冷喷涂增材修复等。文献[21]显示，7075-T6状态铝合金试验件孔边1.27 mm裂纹，经双侧冷喷涂增材1 mm厚7075铝合金后，模拟了C-130飞机19 000 飞行小时疲劳试验，喷涂体没有出现明显开裂或剥离，基体裂纹也没有出现扩展。

国内对冷喷涂技术的研究起步较晚，多处于理论研究阶段，仅在低压冷喷涂修复非承载结构方面有少量应用案例，如Д-30发动机中央传动机匣表面涂层的冷喷涂修复[22-23]。而在高压冷喷涂修复裂纹领域仍属空白。

本文作者团队提出以高压冷喷涂系统，使用氦气作为运载气体，喷涂7075铝合金粉末作为技术开发主线，并行开展了冷喷涂增材修复设备研发，冷喷涂力学与失效模式试验验证，构建技术标准与工艺参数体系等系列工作。

经过近3年的技术攻关，突破了冷喷涂增材修复的核心技术：

1) 冷喷涂作为新兴增材技术，其力学特征与破坏行为有别于传统材料与工艺，特别是喷涂粒子与基体间需要达到足够的结合强度是实施增材修复基础。项目团队独创了修复增材结合强度试验方法，模拟检验了冷喷涂增材对裂纹损伤的修复效果，掌握了冷喷涂体的力学特征，通过与抗疲劳设计原理有机结合，形成了冷喷涂增材修复设计方法。形成了冷喷涂增材修复的试验评价体系(图10)。

图10 冷喷涂增材修复试验验证体系Fig.10 Repairing test system for cold spray

2) 通过对气体加热与加压系统、送粉装置、喷涂机器人、专用喷枪、集尘装置及控制系统的开发与集成，研制出可工程化应用的移动式冷喷涂增材修复设备。机上冷喷涂增材修复场景如图11所示。

图11 机上冷喷涂增材修复Fig.11 Repair of cold spray on aircraft

3) 冷喷涂增材技术与3D打印同属增材制造领域，生产质量严重依赖工艺过程。通过工艺过程循环迭代，建立了主、辅原材料的选用标准，结合强度控制方法，工艺过程关键参数，施工环境控制标准，机上粉尘防护与收集技术，质量检测标准，形成了完整的工艺过程控制链与工艺参数体系，建立了完备的技术标准与制备质量检测评价标准。

目前使用冷喷涂增材成形的7075铝合金能够达到的力学性能见表3。

表3 冷喷涂增材成形7075铝合金性能

冷喷涂增材技术的应用实现了狭小空间内对关键承力结构的无附带损伤修复，有效抑制了裂纹的扩展，显著提高了修复结构的疲劳品质。修复效果明显优于复合材料胶接修理(图12)。

图12 冷喷涂增材与复合材料修复效果对比Fig.12 Comparison of repair effects between cold spray and carbon fiber composites

冷喷涂增材技术在飞机关键主承力结构原位修复的工业级应用，突破了制约X系列飞机寿命提升的关键技术瓶颈，实现了机体结构疲劳损伤“修的好”。冷喷涂增材技术的应用也为军、民用高价值结构损伤修理开启了新途径，奠定了该技术后续推广应用的基础。

4 寿命增量的确定方法

4.1 老龄飞机材料分散性

GJB67.6A—2008将疲劳寿命分散系数(简称分散系数)定义为用于描述疲劳分析和试验结果的寿命可靠性系数，它与寿命的分布函数、标准差、可靠性要求和载荷谱密切相关[24]。

分散系数主要包含两个方面内容：① 结构材料与制造质量的固有分散性，可用随机变量表示，其对应的疲劳寿命分散系数称为“结构分散系数”；② 载荷谱的变化引起的分散性，它与飞机实际使用情况、载荷谱编制方法有关，其对应的疲劳寿命分散系数称为“载荷分散系数”。

疲劳寿命分散系数因此可表示为

Lf=(Lf)s×(Lf)l

(2)

式中：Lf为飞机结构疲劳寿命分散系数；(Lf)s为结构分散系数；(Lf)l为载荷分散系数。

X系列飞机是一款服役20余年的老龄飞机，载荷和环境的长期作用对构成机体结构的金属材料的分散性有无影响，是老龄飞机寿命评定所面临的先决条件，关系到增量考核疲劳试验分散系数的确定。

根据高潮等[25]研究，在同一载荷谱下同型飞机结构疲劳寿命通常按照服从对数正态分布处理，则结构分散系数为

(3)

式中：uγ为由显著性水平γ确定的标准正态分布上γ分位点；n为样本容量；uP为由可靠度P确定的标准正态分布上P分位点；σs为同一载荷谱下的对数疲劳寿命标准差。

利用外场到寿拆毁检查飞机剩余老旧材料制成试验件，与新材料制造的试验件进行寿命对比，研究老旧材料与新材料的分散性差异。

通过对6种铝合金典型结构和1种钛合金典型结构进行模拟试验。在断口判读、试验数据的处理与分析工作基础上，获得各组试验件的疲劳分散系数，并使用概率断裂力学方法对不同部位的损伤度进行了评估。

在中等应力水平下，老旧材料平均分散系数为2.48，新材料平均分散系数为2.19，二者相当(图13)。老龄飞机与新飞机在材料分散性没有明显差异，老龄飞机全尺寸疲劳试验分散系数仍然可以取4。

图13 老旧材料与新材料分散系数对比(n=1)Fig.13 Comparison of dispersion coefficients between old and new materials (n=1)

4.2 非典型裂纹形成机理

结构在正常受载情况产生疲劳裂纹的方向必定与载荷方向垂直。但在X系列飞机拆毁检查及以往使用中，发现了大量平行于载荷方向的裂纹。此类裂纹多出现在7XXX系铝合金制造的零件上，主要分布在结构的R角或螺栓孔间, 如图14所示。经断口分析，判定为Cl-环境下发生的应力腐蚀开裂。

图14 同一零件上存在两种状态裂纹Fig.14 Two state cracks in a part

应力腐蚀开裂需具备3种基本条件：敏感材料、特定环境和拉伸应力[26]。经分析以上裂纹符合应力腐蚀开裂三要素：

1) 7XXX系铝合金广泛应用于飞机的主承力部件，如承力框、壁板、墙、大梁等。X系列飞机中大量采用了其峰值时效状态(T6)。该热处理状态对应力腐蚀非常敏感[27]。

2) 铝合金表面存在致密的氧化膜，对基体有一定的保护。干燥的气体/空气都不能破坏氧化膜，因此不会引起铝合金的应力腐蚀开裂。但在潮湿空气中，则有明显的应力腐蚀开裂现象[28]。

3) 拉伸应力主要来自装配不当产生的装配应力。经分析0.5 mm的装配间隙，足以使缘条R角区域产生超过应力腐蚀门槛值σSCC的拉应力，诱发结构应力腐蚀开裂。

目前国内对应力腐蚀研究主要集中在材料本身，而对实际结构发生应力腐蚀开裂的机理研究相对较少。为掌握此类裂纹产生机理及扩展规律，评估其对飞机寿命的影响，设计并开展了应力腐蚀试验。通过对3种材料状态(В95 Т1、7B04 T6、7B04 T74)、2种装配间隙(0.3 mm、0.5 mm)、2种拧紧力矩(9 N·m、14 N·m)、2种工作应力状态的试验模拟，再现应力腐蚀裂纹的产生及扩展过程，揭示装配应力与装配间隙、螺栓拧紧力矩间的变化规律；明确材料、结构、装配应力与应力腐蚀之间的关系。为飞机设计、制造及修理过程的选材、装配间隙控制及防护体系的应用提供了依据。试验结果如下：

1) 参与腐蚀试验的115件试验件中共有51件出现裂纹，其中R角裂纹366条(占比84%)，孔间裂纹22条(占比14%)，特殊裂纹(无明显应力集中区)3条(占比2%)，如图15所示。试验中发现的裂纹类型、所占比例与外场飞机基本一致。

图15 试验与外场飞机裂纹类型对比Fig.15 Crack types comparison between test and aircraft

2) 试验揭示了结构不同位置在螺栓装配过程中应变变化规律(图16)。装配间隙、螺栓拧紧力矩与装配应力成正比。随着拧紧力矩的施加，缘条自由边间隙减小，缘条主要承受弯曲载荷，螺栓孔附近上表面缘条首先呈现拉应力(背面为压应力)，R角处为拉应力；随着拧紧力矩的继续增加，缘条自由边间隙消除，拉应力继续增加，进一步增加螺栓拧紧力矩，由于自由边反力的作用，缘条上表面拉应力转变为压应力(背面为拉应力)，R角处仍为拉应力，应力随着拧紧力矩增加而增加。对于3 mm厚的铝合金缘条装配间隙为0.5 mm时，装配应力可达150 MPa以上，超过材料的应力腐蚀门槛值σSCC。

图16 应变随拧紧力矩的变化Fig.16 Strain with tightening torque

3) 明确了材料、结构、装配应力与应力腐蚀之间的关系。装配间隙越大，拧紧力矩越大，装配应力越高，发生应力腐蚀开裂概率越大(图17)。7B04 T74状态具有一定的抗应力腐蚀开裂能力，В95 Т1、7B04 T6的抗应力腐蚀开裂能力较差，应避免使用T6状态材料，优选T74/T73状态。并且现行防护体系对阻止应力腐蚀开裂作用不明显。

图17 应力腐蚀开裂对比Fig.17 Comparison of stress corrosion crack

4) 当装配应力与工作应力方向垂直时，装配应力及应力腐蚀对结构寿命影响不明显。当装配应力与工作应力叠加时，则应警惕应力腐蚀开裂。

对于现役飞机结构已无法从根本上解决应力腐蚀开裂问题，只能在大修中加强对应力腐蚀敏感材料制造的零件检查，同时在装配过程中及时加垫补偿，避免此类结构产生装配应力。

相关文献表明，通过喷丸强化、激光冲击强化等方式引入压应力等方式，有助于提高金属材料的抗应力腐蚀性能[29-30]。后续还将持续开展抗应力腐蚀开裂方法研究。

4.3 全尺寸飞机增量考核疲劳试验

从外场机群中选取了一架当量飞行小时到寿飞机，作为再次延寿时寿命评定用疲劳试验机，代表了外场机群中最严酷的使用状态。

依据拆毁检查获得的覆盖机体结构全部疲劳薄弱部位“地图”，应用隐蔽区域高精度损伤检测手段，获取疲劳试验机机体结构全部的疲劳损伤信息。通过对全部疲劳关键薄弱部位，实施统一的规范性结构检查与修理，实现了对机体结构已有累积疲劳损伤的“清零”与结构状态的“统一”。构建了完整、规范的飞机延寿大修技术体系，完成了对机体结构的“再更新”。

外场机群再延寿时采用同样的延寿大修技术体系，实现机体结构的“再更新”。经规范性结构修理后疲劳试验机与外场机群处于同一“起跑线”。

通过4倍寿命的全尺寸疲劳试验，系统验证机体结构经“再更新”后的“寿命增量”。根据全尺寸疲劳试验中新暴露的疲劳问题，及时完善延寿大修方案。最终形成完整的X系列飞机延寿大修技术体系，并给出外场机群的使用寿命。

4.4 外场飞机结构健康监控技术应用

智能涂层是一种新型的健康监测技术，可实现关键部位的裂纹萌生和扩展动态监控[31]。智能涂层传感器本质上是电阻性材料，当其涂布的几何形状及厚度确定后，形成一个阻值主要随涂层衬底裂纹变化而变化的电阻，而衬底涂层与被监测基体紧密相关。当被监测基体产生裂纹时智能涂层也会产生裂纹。通过测量被测点的电阻值，来间接了解被监测点的裂纹状态。智能涂层传感器原理图，如图18所示。

图18 智能涂层传感器原理图Fig.18 Schematic diagram of an intelligent coating sensor

智能涂层式裂纹监测系统(Intelligent coating Crack Monitoring System，ICMS)采用“在线测量、离线分析”的方式，即机载ICMS系统实现结构状态数据信息的采集和记录，数据下载到地面系统进行数据的综合处理分析，评估结构状态，指导制定结构维修计划[32]。

ICMS系统安装、调试完成后，首先测量并保存每一个传感器的初始电阻值，作为基准值；以后每一次的测量值都和基准值比较，产生差值，通过检查差值，了解被监测点的健康状态；当差值大于设定阈值时表示已产生裂纹；当差值无穷大时表示传感器已断裂，基体裂纹已大于智能涂层监测的范围。它能对飞机结构的关键部位的状况进行实时、在线的诊断性监测。

为了及时捕捉、发现机体关键部位的早期裂纹，部分延寿飞机在机体结构疲劳薄弱部位加装了ICMS系统，如图19所示。