前言

 

航空發(fā)動(dòng)機(jī)被譽(yù)為飛機(jī)的“心臟”，其設(shè)計(jì)制造水平體現(xiàn)了一個(gè)國(guó)家的科技、工業(yè)和國(guó)防實(shí)力。新一代航空發(fā)動(dòng)機(jī)具有高推重比、高可靠性、長(zhǎng)壽命等重要性能指標(biāo)，如何提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性、延長(zhǎng)其安全壽命是航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制、使用和發(fā)展的關(guān)鍵問(wèn)題。

 

隨著現(xiàn)代航空工業(yè)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能要求的不斷提升，航空發(fā)動(dòng)機(jī)面臨的工作環(huán)境更為嚴(yán)苛，與之相關(guān)的問(wèn)題也隨之顯露。據(jù)相關(guān)統(tǒng)計(jì)，超過(guò)40%的航空發(fā)動(dòng)機(jī)失效問(wèn)題都與疲勞有關(guān)，疲勞是航空發(fā)動(dòng)機(jī)零部件失效的主要原因之一。

 

航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)重件的壽命和可靠性直接影響航空發(fā)動(dòng)機(jī)的安全性，其疲勞壽命試驗(yàn)是評(píng)估航空發(fā)動(dòng)機(jī)壽命和可靠性的重要技術(shù)手段。由于航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)疲勞試驗(yàn)成本高、難度大，關(guān)重件的疲勞試驗(yàn)成為了評(píng)估整機(jī)疲勞壽命與可靠性的重要技術(shù)手段，甚至可以在一定程度上替代航空發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)疲勞試驗(yàn)和可靠性試驗(yàn)。同時(shí)，關(guān)重件的疲勞壽命試驗(yàn)也是驗(yàn)證相應(yīng)的理論模型和仿真算法的必要技術(shù)手段。因此，先進(jìn)的航機(jī)關(guān)重件疲勞壽命試驗(yàn)技術(shù)對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的研發(fā)、定型及延壽有重要應(yīng)用價(jià)值。

 

航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)重件疲勞試驗(yàn)技術(shù)既包括試驗(yàn)設(shè)備方面的硬件技術(shù)，也包括試驗(yàn)方法及數(shù)據(jù)處理方面的軟件技術(shù)，涉及加載、檢測(cè)、試驗(yàn)結(jié)果統(tǒng)計(jì)分析等多方面內(nèi)容，這些相關(guān)技術(shù)在不同領(lǐng)域、不同對(duì)象上都有不同的應(yīng)用和發(fā)展。開(kāi)展疲勞壽命試驗(yàn)及相關(guān)技術(shù)研究，對(duì)于全面掌握有關(guān)的試驗(yàn)方法與技術(shù)和發(fā)展先進(jìn)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)重件的疲勞壽命試驗(yàn)方法與技術(shù)有顯著意義。

 

1.航機(jī)關(guān)重件疲勞試驗(yàn)技術(shù)研究進(jìn)展

 

為滿足現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)高可靠、長(zhǎng)壽命的迫切需求，疲勞試驗(yàn)在其壽命與可靠性評(píng)估中扮演著重要角色。葉片、輪盤(pán)和軸是航空發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)重件，其疲勞性能對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)安全性和可靠性有至關(guān)重要的影響。

通過(guò)航機(jī)關(guān)重件的疲勞試驗(yàn)，能夠有效評(píng)估其在復(fù)雜服役條件下的疲勞壽命和可靠性，為航空發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)優(yōu)化和安全保障提供重要的數(shù)據(jù)支持。 

 

葉片疲勞試驗(yàn)

 

在現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)的生產(chǎn)、研制和使用中，葉片故障十分突出。由于葉片造型復(fù)雜、工作條件惡劣，葉片經(jīng)常會(huì)發(fā)生斷裂故障，給飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)造成嚴(yán)重事故。據(jù)統(tǒng)計(jì)，現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)中因葉片故障返廠檢修的臺(tái)數(shù)占檢修總數(shù)的35%左右，疲勞斷裂是導(dǎo)致葉片故障的主要原因。 

 

1.葉片振動(dòng)疲勞試驗(yàn)

 

對(duì)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片而言，在周期性氣流激振力的作用下，因葉片共振導(dǎo)致的振動(dòng)疲勞失效是葉片的主要失效形式之一，因此研究葉片的振動(dòng)疲勞壽命對(duì)保證航機(jī)正常穩(wěn)定工作具有重要意義。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片振動(dòng)疲勞試驗(yàn)的原理是使懸臂固持狀態(tài)下的試驗(yàn)葉片在彎曲共振頻率下大幅振動(dòng)，使試驗(yàn)葉片危險(xiǎn)截面處產(chǎn)生疲勞斷裂。激振力由電動(dòng)振動(dòng)臺(tái)提供，當(dāng)激振力的頻率等于試驗(yàn)葉片的自振頻率時(shí)，試驗(yàn)葉片可在所要求的振幅下進(jìn)行恒幅振動(dòng)。通過(guò)調(diào)整功率放大器輸出能量的大小來(lái)調(diào)節(jié)試驗(yàn)葉片的振幅，使其保持穩(wěn)定，直到產(chǎn)生疲勞裂紋。

一些學(xué)者通過(guò)葉片振動(dòng)疲勞試驗(yàn)對(duì)葉片的振動(dòng)疲勞問(wèn)題展開(kāi)了研究。李靜等對(duì)壓氣機(jī)葉片進(jìn)行了振動(dòng)疲勞試驗(yàn)，確定了葉片的振動(dòng)疲勞極限。高慶提出了一種基于“葉片剩余振動(dòng)疲勞強(qiáng)度儲(chǔ)備”概念的壽命預(yù)測(cè)方法，可以根據(jù)外場(chǎng)使用情況有效地預(yù)測(cè)葉片的振動(dòng)疲勞壽命。楊強(qiáng)等通過(guò)模態(tài)測(cè)試和窄帶隨機(jī)振動(dòng)測(cè)試研究了復(fù)合材料葉片的振動(dòng)疲勞特性，采用測(cè)試應(yīng)變響應(yīng)譜計(jì)算了葉片的振動(dòng)疲勞壽命。

Braut等提出了一種基于一階固有頻率的渦輪葉片加速疲勞試驗(yàn)方法。研究表明，因氣流燃燒及干擾產(chǎn)生的高聲強(qiáng)噪聲會(huì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)葉片的振動(dòng)疲勞壽命產(chǎn)生影響，當(dāng)單頻聲頻率與葉片的共振頻率耦合或接近時(shí)，葉片會(huì)因產(chǎn)生共振而發(fā)生損壞。針對(duì)這一問(wèn)題，王琰等對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子葉片進(jìn)行了聲振疲勞試驗(yàn)，研究了不同的聲振激勵(lì)方式對(duì)葉片疲勞性能的影響。 

 

2.葉片高溫疲勞試驗(yàn)

 

渦輪葉片長(zhǎng)期服役于高溫環(huán)境，高溫環(huán)境下渦輪葉片的受載情況復(fù)雜，存在高溫疲勞、蠕變疲勞和熱機(jī)疲勞等復(fù)雜的失效模式，使用常溫條件下獲得的疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)預(yù)測(cè)的高溫疲勞壽命通常與實(shí)際壽命相差甚遠(yuǎn)，因此需要對(duì)渦輪葉片進(jìn)行高溫疲勞試驗(yàn)。

Chen等采用高頻感應(yīng)加熱器對(duì)渦輪葉片進(jìn)行加熱，完成了渦輪葉片高溫高低周混合疲勞試驗(yàn)。章的等采用開(kāi)環(huán)式電磁感應(yīng)線圈加熱葉片，通過(guò)熱傳導(dǎo)模擬帶溫度梯度的渦輪轉(zhuǎn)子溫度場(chǎng)，在旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)臺(tái)上完成了渦輪葉片低循環(huán)疲勞試驗(yàn)。

 

在高溫環(huán)境下，渦輪葉片極易發(fā)生蠕變疲勞失效。針對(duì)渦輪葉片的蠕變疲勞問(wèn)題，Yan等設(shè)計(jì)了一種基于渦流感應(yīng)裝置的葉片蠕變疲勞試驗(yàn)裝置，完成了全尺寸渦輪葉片的低周蠕變疲勞試驗(yàn)。蠕變疲勞試驗(yàn)的載荷譜大多為梯形載荷譜，導(dǎo)致試驗(yàn)耗時(shí)過(guò)長(zhǎng)，針對(duì)此問(wèn)題，Shi等提出了一種加速低周疲勞-蠕變?cè)囼?yàn)方法，在梯形載荷譜下完成了全尺寸渦輪葉片低周疲勞-蠕變?cè)囼?yàn)。閆曉軍等設(shè)計(jì)了渦輪葉片的高溫蠕變疲勞加速試驗(yàn)，有效地縮短了試驗(yàn)周期。

 

熱機(jī)械疲勞是渦輪葉片的主要失效模式之一。與恒定高溫疲勞試驗(yàn)不同，熱機(jī)械疲勞試驗(yàn)需要對(duì)試件施加循環(huán)溫度載荷，即隨時(shí)間變化的溫度載荷，這對(duì)加熱裝置提出了更高的功能要求。

 

王洪斌設(shè)計(jì)了基于高頻電感應(yīng)加熱器的渦輪葉片熱機(jī)械疲勞試驗(yàn)裝置，可以有效地模擬渦輪葉片在服役過(guò)程中受到的循環(huán)溫度載荷和機(jī)械載荷。王榮橋等開(kāi)發(fā)了渦輪葉片熱機(jī)械疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)（如圖1所示），應(yīng)用高頻感應(yīng)加熱爐對(duì)渦輪葉片進(jìn)行加熱，能夠同時(shí)模擬服役條件下 葉片考核截面的循環(huán)應(yīng)力場(chǎng)和循環(huán)溫度場(chǎng)，可以有效地再現(xiàn)真實(shí)渦輪葉片在服役過(guò)程中的失效模式，為渦輪葉片的壽命預(yù)測(cè)和失效分析提供技術(shù)支撐。 

 

圖1 渦輪葉片熱機(jī)械疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)

 

3.葉片模擬件試驗(yàn)

 

部件級(jí)葉片疲勞試驗(yàn)有效地解決了材料級(jí)疲勞試驗(yàn)難以驗(yàn)證葉片疲勞壽命的問(wèn)題，在設(shè)計(jì)初期進(jìn)行葉片的部件級(jí)疲勞壽命試驗(yàn)可以提前摸清葉片的疲勞壽命，降低整機(jī)試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)，節(jié)約研制成本。然而，部件級(jí)疲勞試驗(yàn)需要根據(jù)葉片的尺寸及實(shí)際受載情況設(shè)計(jì)專用的疲勞試驗(yàn)設(shè)備，導(dǎo)致試驗(yàn)的準(zhǔn)備時(shí)間較長(zhǎng)，且試驗(yàn)結(jié)果不具備通用性。

 

針對(duì)這個(gè)問(wèn)題，一些研究者使用葉片模擬件代替全尺寸葉片進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，通過(guò)材料級(jí)疲勞試驗(yàn)設(shè)備即可完成試驗(yàn)，能夠得到較為精確的葉片疲勞壽命。李偉等提出了葉片模擬件的設(shè)計(jì)原則：①試驗(yàn)件除要求在考核區(qū)幾何結(jié)構(gòu)與真實(shí)葉片一致外，整個(gè)試驗(yàn)件的制造、加工過(guò)程也應(yīng)與真實(shí)葉片一致；②試驗(yàn)件截面設(shè)計(jì)要有效排除附加彎矩在加載方向的影響；③考核區(qū)域應(yīng)設(shè)計(jì)為試驗(yàn)件的最薄弱截面，以最大限度地保證試件在預(yù)期的部位失效。

霍軍周等設(shè)計(jì)了與真實(shí)渦輪葉片危險(xiǎn)部位的應(yīng)力應(yīng)變場(chǎng)相同的葉片模擬試件（如圖2所示），在疲勞試驗(yàn)機(jī)上完成了葉片模擬件的多軸低周疲勞試驗(yàn)。徐浩等基于幾何相似和應(yīng)力相似的原則，設(shè)計(jì)了葉根緣板過(guò)渡處特征模擬件，完成了軸向拉伸-高頻彎曲振動(dòng)的葉片雙軸載荷疲勞試驗(yàn)。程禮等通過(guò)有限元模態(tài)分析設(shè)計(jì)了一種方形平板葉片模擬試件，通過(guò)共振試驗(yàn)研究了葉片高階彎扭復(fù)合共振疲勞機(jī)理。 

圖2 渦輪葉片模擬試件

 

輪盤(pán)疲勞試驗(yàn)

 

輪盤(pán)在服役過(guò)程中承載著復(fù)雜交變載荷的作用，一旦破裂失效將會(huì)對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的安全帶來(lái)嚴(yán)重威脅。低循環(huán)疲勞破壞是輪盤(pán)的主要的失效模式，各航空大國(guó)均在發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)規(guī)范中明確了輪盤(pán)的安全循環(huán)壽命設(shè)計(jì)要求，開(kāi)展了輪盤(pán)低循環(huán)疲勞試驗(yàn)。 

 

1.基于立式輪盤(pán)旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)器的輪盤(pán)疲勞試驗(yàn)

 

真實(shí)輪盤(pán)壽命試驗(yàn)通常在立式輪盤(pán)旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)器上進(jìn)行，試驗(yàn)器主要由試驗(yàn)臺(tái)架、筒蓋鎖緊裝置、機(jī)械驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)、電力驅(qū)動(dòng)單元、供油系統(tǒng)、真空系統(tǒng)、開(kāi)關(guān)控制系統(tǒng)、安全防爆環(huán)組、數(shù)字式自動(dòng)控制系統(tǒng)、爆裂監(jiān)測(cè)系統(tǒng)、計(jì)算機(jī)控制系統(tǒng)和加熱系統(tǒng)等組成。

 

曹鳳蘭等使用立式輪盤(pán)旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)器（如圖3所示）完成了全尺寸輪盤(pán)的低周疲勞試驗(yàn)，據(jù)此建立了渦輪盤(pán)的低周疲勞壽命預(yù)測(cè)模型，探究了裂紋源及表面粗糙度對(duì)輪盤(pán)疲勞壽命的影響。武三栓等應(yīng)用立式旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)器完成了壓氣機(jī)第四級(jí)和第十級(jí)輪盤(pán)的低周疲勞試驗(yàn)，為壓氣機(jī)輪盤(pán)的定期維護(hù)和延壽提供了依據(jù)。袁征宇等應(yīng)用立式輪盤(pán)低循環(huán)疲勞試驗(yàn)器對(duì)粉末冶金渦輪盤(pán)進(jìn)行低循環(huán)疲勞試驗(yàn)，確定了渦輪盤(pán)的安全使用壽命。楊俊等以某型發(fā)動(dòng)機(jī)高壓兩級(jí)渦輪盤(pán)為研究對(duì)象，完成了全尺寸渦輪盤(pán)聯(lián)合試驗(yàn)件的低循環(huán)疲勞試驗(yàn)，得到了兩級(jí)渦輪盤(pán)的低循環(huán)疲勞壽命。

圖3 立式輪盤(pán)旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)臺(tái)

 

龔夢(mèng)賢應(yīng)用立式旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)器完成了某發(fā)動(dòng)機(jī)Ⅰ級(jí)輪盤(pán)的高溫低周疲勞壽命試驗(yàn)，確定了渦輪盤(pán)的考核部位，獲得了渦輪盤(pán)的低周疲勞壽命，但其在試驗(yàn)中只控制了輪盤(pán)試驗(yàn)的轉(zhuǎn)速與溫度，忽略了渦輪盤(pán)在工作時(shí)所受的扭矩。對(duì)此，李偉等采用扭力盤(pán)加扭裝置（如圖4所示）有效地對(duì)轉(zhuǎn)子試驗(yàn)件施加了10000 Nm級(jí)扭矩，完成了帶扭矩渦輪盤(pán)的高溫低周疲勞試驗(yàn)。

 

圖4 扭力渦輪盤(pán)加扭裝置

 

在考慮離心載荷的輪盤(pán)試驗(yàn)中，錐形輪盤(pán)的軸向變形往往難以控制，對(duì)輪盤(pán)試驗(yàn)的邊界條件和變形有很大影響，導(dǎo)致試驗(yàn)工況和發(fā)動(dòng)機(jī)的真實(shí)工作狀態(tài)之間存在差異，輪盤(pán)的壽命預(yù)測(cè)結(jié)果具有較大的誤差。針對(duì)此問(wèn)題，劉大成等提出采用油缸式旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)器進(jìn)行高壓壓氣機(jī)輪盤(pán)試驗(yàn)的方案，通過(guò)調(diào)整油腔中油的體積實(shí)現(xiàn)軸向力的變化，完成了對(duì)壓氣機(jī)輪盤(pán)的疲勞壽命試驗(yàn)。

 

但在試驗(yàn)過(guò)程中需嚴(yán)格控制油量的精度，且需反復(fù)拆裝試驗(yàn)組件，由此產(chǎn)生的較大平衡問(wèn)題難以解決。對(duì)此，王海舟等提出了一種考慮軸向變形的錐形輪盤(pán)低循環(huán)疲勞壽命試驗(yàn)方法，通過(guò)在試驗(yàn)軸上添加T形凸臺(tái)和壓緊螺母，保證了輪盤(pán)在裝配狀態(tài)下的軸向變形，有效地解決了試驗(yàn)中輪盤(pán)軸向變形難以控制的難題。

 

2.輪盤(pán)高溫疲勞試驗(yàn)

 

為了盡可能在試驗(yàn)中模擬發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子的真實(shí)工作環(huán)境，除對(duì)轉(zhuǎn)子施加離心載荷外，還需要對(duì)其施加溫度載荷。《航空渦輪噴氣和渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)通用規(guī)范》中明確規(guī)定渦輪轉(zhuǎn)子試驗(yàn)應(yīng)在第一級(jí)渦輪轉(zhuǎn)子進(jìn)口最高允許燃?xì)鉁囟认逻M(jìn)行，在試驗(yàn)過(guò)程中，輪盤(pán)的內(nèi)孔或盤(pán)心應(yīng)達(dá)到最高設(shè)計(jì)溫度。

 

現(xiàn)有輪盤(pán)強(qiáng)度試驗(yàn)用加溫裝置多為上下?tīng)t盤(pán)式通用型大空間輻射加溫裝置，適用于不同結(jié)構(gòu)輪盤(pán)的超轉(zhuǎn)及低循環(huán)疲勞試驗(yàn)。Getsov等在WRD-500試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行了全尺寸渦輪盤(pán)的非比例熱機(jī)疲勞試驗(yàn)，通過(guò)施加轉(zhuǎn)速為輪盤(pán)施加離心載荷，使用熱電偶為輪盤(pán)施加溫度。高漢晉等研制了一種渦輪盤(pán)加熱裝置，采用熱輻射的方式對(duì)渦輪盤(pán)試驗(yàn)組件進(jìn)行加熱，能夠?qū)啽P(pán)試驗(yàn)件加載均勻溫度場(chǎng)。

在考慮溫度梯度的溫度載荷模擬方面，烏英嘎等設(shè)計(jì)了一種可以施加梯度溫度場(chǎng)的輪盤(pán)加溫裝置（如圖5所示），通過(guò)熱輻射方式實(shí)現(xiàn)了在真空環(huán)境下加溫元件與試驗(yàn)件之間的熱量傳遞，可以有效地模擬具有溫度梯度的輪盤(pán)溫度環(huán)境。高文輝等設(shè)計(jì)了一種輪盤(pán)強(qiáng)度試驗(yàn)用在線可調(diào)式梯度加溫裝置，通過(guò)控制散熱擋板開(kāi)孔大小來(lái)控制試驗(yàn)件的輻射散熱量，具有調(diào)控試驗(yàn)件溫度場(chǎng)梯度的能力。

 

 

圖5 帶梯度溫度場(chǎng)的轉(zhuǎn)子試驗(yàn)臺(tái)

李現(xiàn)玲等研制了一種輪盤(pán)加溫冷卻一體裝置，能夠長(zhǎng)時(shí)間保持輪盤(pán)徑向方向的溫度梯度。高仁衡等針對(duì)試驗(yàn)中輪盤(pán)熱應(yīng)力難模擬、壽命考核位置多等問(wèn)題，提出了以離心載荷補(bǔ)償熱載荷、以損傷程度定考核位置的解決方案，設(shè)計(jì)了高溫度梯度輪盤(pán)試驗(yàn)件設(shè)計(jì)方案，完成了輪盤(pán)高溫低周疲勞壽命試驗(yàn)。 

 

3.輪盤(pán)局部結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)

 

真實(shí)渦輪盤(pán)試件造價(jià)較高，疲勞試驗(yàn)費(fèi)用昂貴，因此其試驗(yàn)件數(shù)量通常較少，難以得到足夠的壽命數(shù)據(jù)。在輪盤(pán)的疲勞試驗(yàn)中，人們往往更關(guān)注某些危險(xiǎn)部位的疲勞性能。因此，從簡(jiǎn)化試驗(yàn)和降低試驗(yàn)成本的角度來(lái)講，采用真實(shí)零部件的局部結(jié)構(gòu)試件完成疲勞試驗(yàn)是一種更具性價(jià)比的試驗(yàn)方式。Shlyannikov等設(shè)計(jì)了一種壓氣機(jī)輪盤(pán)榫槽局部結(jié)構(gòu)試件（如圖6所示），通過(guò)雙軸疲勞試驗(yàn)探究了輪盤(pán)榫槽的復(fù)合型裂紋擴(kuò)展規(guī)律。

圖6 雙軸加載試驗(yàn)件

 

Issler等設(shè)計(jì)了一種用于模擬輪盤(pán)榫槽受力狀態(tài)的葉-盤(pán)組裝結(jié)構(gòu)試件（如圖7所示），有效地還原了葉片對(duì)輪盤(pán)受力狀態(tài)的影響。

圖7 葉-盤(pán)組裝結(jié)構(gòu)試件

 

Isobe等通過(guò)輪盤(pán)榫槽局部結(jié)構(gòu)試件（如圖8所示）的高溫疲勞試驗(yàn)研究了平均應(yīng)力及接觸力對(duì)輪盤(pán)榫槽裂紋擴(kuò)展過(guò)程的影響。

圖8 輪盤(pán)榫槽局部結(jié)構(gòu)試件

 

Shlyannikov等設(shè)計(jì)了一種輪盤(pán)輪轂內(nèi)孔局部結(jié)構(gòu)試件，通過(guò)高溫疲勞試驗(yàn)研究了輪盤(pán)輪轂內(nèi)孔的裂紋擴(kuò)展過(guò)程（如圖9所示）。

圖9 輪盤(pán)輪轂內(nèi)孔局部結(jié)構(gòu)試件及試驗(yàn)裝置

 

一些學(xué)者通過(guò)局部特征模擬試件來(lái)模擬輪盤(pán)危險(xiǎn)部位的真實(shí)受力狀態(tài)，也能夠在一定程度上代替真實(shí)輪盤(pán)試驗(yàn)，通過(guò)低成本的試驗(yàn)獲得真實(shí)輪盤(pán)部件的疲勞性能。劉若楠等設(shè)計(jì)了能夠模擬輪盤(pán)裂紋擴(kuò)展過(guò)程的V型缺口模擬件，結(jié)合等效試驗(yàn)載荷譜，有效地模擬了輪盤(pán)的裂紋擴(kuò)展過(guò)程。

 

魏大盛等將周向應(yīng)力和軸向應(yīng)力比值和輪盤(pán)中心孔處周向應(yīng)力沿徑向的應(yīng)力梯度作為設(shè)計(jì)指標(biāo)，設(shè)計(jì)了反映雙軸應(yīng)力狀態(tài)的多軸模擬件和反映應(yīng)力梯度的平板缺口模擬件（如圖10所示），建立了輪盤(pán)中心孔疲勞模擬件的設(shè)計(jì)方法。萬(wàn)江艷等設(shè)計(jì)了反映輪盤(pán)榫槽底部應(yīng)力分布狀態(tài)的局部模擬試件，通過(guò)模擬件試驗(yàn)建立了基于材料延伸率的輪盤(pán)破裂準(zhǔn)則。

 

圖10 輪盤(pán)中心孔模擬試驗(yàn)件

 

劉廷毅等以實(shí)際輪盤(pán)構(gòu)件的最大主應(yīng)力與應(yīng)力梯度為設(shè)計(jì)變量，設(shè)計(jì)了壓氣機(jī)Ⅰ級(jí)輪盤(pán)榫槽的模擬件，完成了輪盤(pán)模擬件的疲勞試驗(yàn)。劉勝等根據(jù)渦輪盤(pán)的榫槽特征設(shè)計(jì)了缺口模擬件，完成了渦輪盤(pán)模擬件的高溫疲勞、持久及蠕變疲勞試驗(yàn)，研究了蠕變載荷對(duì)缺口件疲勞壽命的影響和疲勞載荷與持久載荷的交互損傷規(guī)律。

 

張成龍等將模擬件尺寸作為設(shè)計(jì)變量、主應(yīng)力和應(yīng)力梯度作為優(yōu)化條件，通過(guò)有限元仿真優(yōu)化輪盤(pán)模擬試件，獲得了與輪盤(pán)榫槽應(yīng)力狀態(tài)相似的模擬試件。鄭小梅等提出了一種高壓渦輪盤(pán)螺栓孔低循環(huán)疲勞模擬件設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，即模擬件與螺栓孔虛擬裂紋內(nèi)第一主應(yīng)力和第一主應(yīng)變分布一致、最大應(yīng)力點(diǎn)的第二主應(yīng)力與第一主應(yīng)力的比值一致。

 

現(xiàn)有的模擬件設(shè)計(jì)方法通常保證危險(xiǎn)點(diǎn)一定范圍內(nèi)的應(yīng)力/應(yīng)變分布與真實(shí)構(gòu)件的一致，但這些方法對(duì)“一定范圍”的定義缺乏理論依據(jù)且未能形成統(tǒng)一認(rèn)識(shí)，對(duì)此，趙淼東等提出了一種臨界距離范圍內(nèi)SWT參量分布一致的模擬件設(shè)計(jì)方法，建立了輪盤(pán)盤(pán)心、螺栓孔、端齒等危險(xiǎn)部位的模擬件設(shè)計(jì)方法，完成了模擬件的低周疲勞試驗(yàn)（如圖11所示）。與部件級(jí)疲勞試驗(yàn)相比，模擬件試驗(yàn)?zāi)軌蛴行У販p少載荷控制難度和試驗(yàn)成本，已經(jīng)在強(qiáng)度測(cè)試評(píng)估方面展現(xiàn)了良好效果，具有廣闊的應(yīng)用前景。

 

 

 

圖11 輪盤(pán)低周疲勞模擬件

 

無(wú)論是局部結(jié)構(gòu)試件，還是局部特征模擬試件，在疲勞試驗(yàn)中均存在因試件與真實(shí)服役部件非同一生產(chǎn)單位或批次而引起的材料性能差異問(wèn)題，導(dǎo)致試驗(yàn)壽命往往與真實(shí)服役壽命相差甚遠(yuǎn)。針對(duì)這個(gè)問(wèn)題，近年來(lái)很多學(xué)者提出了“本體取樣”的試驗(yàn)方法，即在服役件本體中取出試樣或在與服役件同一生產(chǎn)批次的鍛件中取出試樣。

Filippini等從輪盤(pán)的鍛造部件中切割試樣，完成了輪盤(pán)材料的高溫多軸疲勞試驗(yàn)（如圖12所示），評(píng)估了多軸疲勞壽命預(yù)測(cè)模型的準(zhǔn)確性。

 

圖12 輪盤(pán)鍛造部件高溫多軸疲勞試驗(yàn)

 

Madariaga等通過(guò)電火花切割方式從全尺寸渦輪盤(pán)本體中提取試樣，在配有感應(yīng)加熱系統(tǒng)的MTS試驗(yàn)機(jī)上完成了高溫低周疲勞試驗(yàn)（如圖13所示）。

 

圖13 渦輪盤(pán)本體試樣試驗(yàn)

Jeong等在真實(shí)服役渦輪盤(pán)上取樣，制備了模擬輪盤(pán)真實(shí)受載情況的CT試樣和圓棒試樣（如圖14所示）。

圖14 渦輪盤(pán)本體取樣示意圖

 

Prasad等通過(guò)電火花切割方式從全尺寸渦輪盤(pán)的輪緣、輪轂和孔三個(gè)位置提取試樣，對(duì)三種試樣分別進(jìn)行了高溫低周疲勞試驗(yàn)，研究了718合金渦輪盤(pán)的低周疲勞-蠕變損傷演化過(guò)程。Hu等從實(shí)際渦輪盤(pán)的邊緣區(qū)域沿環(huán)向切割試驗(yàn)樣本，通過(guò)蠕變疲勞試驗(yàn)研究了GH720Li高溫合金渦輪盤(pán)在不同保持時(shí)間下的微觀組織及蠕變疲勞行為。 

 

軸疲勞試驗(yàn)

 

航空發(fā)動(dòng)機(jī)的軸類零件主要起到支撐與傳遞動(dòng)力的作用，其篦齒、花鍵等應(yīng)力集中部位易發(fā)生疲勞失效。航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸類零件疲勞試驗(yàn)是通過(guò)模擬發(fā)動(dòng)機(jī)中的真實(shí)支撐狀態(tài)，并施加相應(yīng)的循環(huán)載荷來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)軸類零件的考核。

 

在服役過(guò)程中，軸類零件的受載情況復(fù)雜，主要承受扭矩、軸向力、彎矩、振動(dòng)扭矩、陀螺力矩、轉(zhuǎn)子慣性力等載荷作用。其中，扭矩和軸向力為低循環(huán)載荷；振動(dòng)扭矩、陀螺力矩和慣性力為高循環(huán)載荷。在試驗(yàn)器加載過(guò)程中，扭矩、振動(dòng)扭矩載荷通過(guò)套齒及花鍵等部位傳到軸上；軸向力、彎矩和陀螺力矩載荷通過(guò)聯(lián)軸器和支撐位置傳到軸上。

 

在軸類零件環(huán)境載荷模擬方面，我國(guó)的軸類零件疲勞試驗(yàn)器功能較為全面，能同時(shí)施加扭矩、軸向力、振動(dòng)扭矩和彎矩等載荷，可以較好地模擬軸類零件的實(shí)際邊界條件。

 

成都發(fā)動(dòng)機(jī)公司研制的主軸立式綜合加載試驗(yàn)器（如圖15所示）是我國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸試驗(yàn)中應(yīng)用最為廣泛的試驗(yàn)器，該試驗(yàn)器可對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)主軸同時(shí)施加軸向力、扭矩、彎矩、振動(dòng)扭矩等載荷，較好地實(shí)現(xiàn)了雙轉(zhuǎn)子發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪軸的載荷模擬和邊界條件模擬（如雙轉(zhuǎn)子發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪軸多支承的全模擬、渦輪軸與渦輪盤(pán)聯(lián)結(jié)處的全模擬），可用于確定渦輪和渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)主軸壽命，也可對(duì)同類主軸進(jìn)行強(qiáng)度極限、屈服強(qiáng)度和剛度的驗(yàn)證試驗(yàn)。

 

圖15 主軸立式綜合加載試驗(yàn)器

靳煥章等應(yīng)用立式綜合加載試驗(yàn)器完成了14根某型發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪軸的疲勞試驗(yàn)，據(jù)此提出了一套主軸疲勞壽命預(yù)測(cè)方法。劉敦惠應(yīng)用立式綜合加載試驗(yàn)器完成了某全尺寸高、低壓渦輪軸的疲勞試驗(yàn)，獲得了標(biāo)準(zhǔn)循環(huán)載荷譜作用下渦輪軸的失效斷面及其安全標(biāo)準(zhǔn)循環(huán)壽命，研究了振動(dòng)扭矩和彎矩對(duì)失效位置和疲勞壽命的影響。紀(jì)永雙等應(yīng)用立式綜合加載試驗(yàn)器對(duì)七根改型主軸進(jìn)行了一系列疲勞試驗(yàn)，包括標(biāo)準(zhǔn)循環(huán)載荷的目標(biāo)壽命試驗(yàn)、大振扭載荷的專項(xiàng)試驗(yàn)和加大載荷的破壞試驗(yàn)，為航空發(fā)動(dòng)機(jī)主軸的定壽和延壽工作提供了參考。 

國(guó)內(nèi)其它單位也在發(fā)動(dòng)機(jī)軸類零件試驗(yàn)器研制方面取得了一定的進(jìn)展。成都四二零廠研制了一種可以同時(shí)施加軸向力、彎矩、扭矩和振動(dòng)扭矩的全尺寸軸疲勞試驗(yàn)器，完成了五根低壓軸和五根高壓軸的全尺寸疲勞壽命考核試驗(yàn)，確定了渦輪軸在標(biāo)準(zhǔn)循環(huán)載荷下的安全使用壽命。電子科技大學(xué)設(shè)計(jì)了一種五通道協(xié)調(diào)加載渦輪軸疲勞試驗(yàn)機(jī)，可以同時(shí)模擬扭矩、振動(dòng)扭矩、慣性力、陀螺力矩和氣動(dòng)軸向力的綜合作用。陜西理工學(xué)院研制了一種基于電液伺服系統(tǒng)的渦輪軸疲勞試驗(yàn)臺(tái)，通過(guò)電液伺服閥有效地實(shí)現(xiàn)了扭矩載荷與彎矩載荷的同步加載過(guò)程，利用計(jì)算機(jī)測(cè)控系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了測(cè)試過(guò)程中多種循環(huán)加載方式以及載荷大小的控制調(diào)整。

 

對(duì)于軸類零件的高低周復(fù)合疲勞試驗(yàn)的多載荷模擬技術(shù)研究，中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所設(shè)計(jì)了能夠同時(shí)施加軸向力、主扭矩、振動(dòng)扭矩和旋轉(zhuǎn)彎矩載荷的大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇軸試驗(yàn)器，完成了四種載荷聯(lián)合作用下風(fēng)扇軸試件的高低周復(fù)合疲勞試驗(yàn)。空軍第一研究所使用渦輪軸綜合加載疲勞試驗(yàn)器對(duì)渦輪軸進(jìn)行了扭矩、軸向力和彎矩三種載荷聯(lián)合作用下的高低周復(fù)合疲勞試驗(yàn)。

 

湖南動(dòng)力機(jī)械研究所研制了能同時(shí)施加軸向力、扭矩、橫向力和彎矩載荷的發(fā)動(dòng)機(jī)槳軸試驗(yàn)器（如圖16所示），完成了某發(fā)動(dòng)機(jī)槳軸的高低周復(fù)合疲勞試驗(yàn)，提出了基于最差件等壽命曲線的槳軸高低周復(fù)合疲勞壽命分析方法。 

 

圖16 發(fā)動(dòng)機(jī)槳軸試驗(yàn)器

 

2.疲勞試驗(yàn)新技術(shù)研究進(jìn)展

 

隨著現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)飛行任務(wù)和環(huán)境條件日益苛刻，傳統(tǒng)的疲勞試驗(yàn)方法已經(jīng)無(wú)法完全滿足現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)疲勞壽命與可靠性的研究需求。近年來(lái)，一些新興技術(shù)逐漸在疲勞試驗(yàn)領(lǐng)域中嶄露頭角。深入開(kāi)展新技術(shù)與航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)重件疲勞壽命研究的融合，將為提升航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)重件疲勞試驗(yàn)的功能、效率和精度提供新的技術(shù)途徑。

 

非接觸式狀態(tài)測(cè)試技術(shù)

 

疲勞損傷是疲勞分析中的關(guān)鍵參量，對(duì)機(jī)械結(jié)構(gòu)的安全性和可靠性起著至關(guān)重要的作用。疲勞損傷通常可以通過(guò)試件在疲勞過(guò)程中的剛度、共振頻率、塑性應(yīng)變、裂紋長(zhǎng)度等參量進(jìn)行表征。在很多情況下，疲勞損傷被定義為一個(gè)或多個(gè)參量的函數(shù)，用于定量評(píng)估累積損傷及剩余使用壽命。

隨著疲勞試驗(yàn)需求的不斷增加，疲勞損傷的監(jiān)測(cè)和分析逐漸向微觀、局部和高精度方向發(fā)展。雖然傳統(tǒng)的接觸式測(cè)試技術(shù)已經(jīng)歷了長(zhǎng)時(shí)間的發(fā)展與優(yōu)化，但仍存在固有局限，如干涉問(wèn)題、靈敏度問(wèn)題和精度問(wèn)題等。

 

隨著現(xiàn)代測(cè)試技術(shù)的發(fā)展，非接觸式測(cè)試技術(shù)逐漸嶄露頭角，為工程試驗(yàn)提供了更為高效、準(zhǔn)確且靈活的測(cè)試手段。非接觸式狀態(tài)測(cè)試技術(shù)是指在不直接接觸被測(cè)對(duì)象的情況下，通過(guò)利用各種物理信號(hào)（如光、熱、聲、磁等）和先進(jìn)的傳感與數(shù)據(jù)處理技術(shù)，實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)狀態(tài)進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)、分析和評(píng)估的測(cè)試方法。

 

相較于傳統(tǒng)的接觸式測(cè)試技術(shù)，非接觸式狀態(tài)測(cè)試技術(shù)具有避免因接觸對(duì)被測(cè)對(duì)象產(chǎn)生損害和干擾、環(huán)境適應(yīng)性強(qiáng)和獲取數(shù)據(jù)豐富等優(yōu)勢(shì)。通過(guò)非接觸式狀態(tài)測(cè)試技術(shù)獲取的精確且豐富的數(shù)據(jù)能夠揭示更多的隱藏信息，從而為航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)重件的設(shè)計(jì)、優(yōu)化與維護(hù)提供更為深入的參考和支持。

 

近年來(lái)，數(shù)字圖像相關(guān)技術(shù)、紅外測(cè)試技術(shù)、聲發(fā)射技術(shù)和原位測(cè)試技術(shù)等非接觸式狀態(tài)測(cè)試技術(shù)被逐漸應(yīng)用于疲勞試驗(yàn)測(cè)試中，這些技術(shù)不僅為疲勞損傷機(jī)理研究提供了新的視角，還為實(shí)際應(yīng)用中的損傷監(jiān)測(cè)和評(píng)估提供了前所未有的效率和精度。 

 

1.數(shù)字圖像相關(guān)技術(shù)

 

數(shù)字圖像相關(guān)技術(shù)（DIC技術(shù)）是近年來(lái)發(fā)展起來(lái)的一種用于測(cè)量全域變形和應(yīng)變的非干涉、非接觸式精密光測(cè)力學(xué)技術(shù)，通過(guò)計(jì)算變形前后被測(cè)試件散斑表面數(shù)字圖像中的灰度信息來(lái)跟蹤圖像中各點(diǎn)的位置變化，獲得被測(cè)物體表面的位移場(chǎng)和應(yīng)變場(chǎng)，可以用于表征結(jié)構(gòu)的疲勞損傷過(guò)程。

 

目前DIC技術(shù)在疲勞試驗(yàn)中的應(yīng)用多集中于疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)，在試驗(yàn)件的變形測(cè)試中展現(xiàn)出了較好的效果。王儒文等應(yīng)用DIC技術(shù)測(cè)試不銹鋼CT試樣典型測(cè)量點(diǎn)的相對(duì)位移（如圖17所示），獲得了張開(kāi)載荷隨裂紋長(zhǎng)度及應(yīng)力強(qiáng)度因子的變化關(guān)系。

 

圖17 DIC非接觸光學(xué)測(cè)量系統(tǒng)

 

司剛強(qiáng)等將通過(guò)DIC技術(shù)測(cè)試的像素點(diǎn)應(yīng)變值標(biāo)準(zhǔn)差作為反映試件表面變形不均勻程度的指標(biāo)，應(yīng)用通過(guò)聲發(fā)射技術(shù)檢測(cè)的試件內(nèi)部缺陷描述疲勞損傷過(guò)程，實(shí)現(xiàn)了對(duì)TC4合金材料疲勞狀態(tài)的動(dòng)態(tài)監(jiān)測(cè)與損傷演化過(guò)程的有效表征。單曉鋒等搭建了諧振疲勞短裂紋顯微圖像采集系統(tǒng)（如圖18所示），有效地獲取了短裂紋微米級(jí)變形場(chǎng)演化數(shù)據(jù)。

圖18 諧振疲勞短裂紋顯微圖像采集系統(tǒng)

 

相比于傳統(tǒng)的應(yīng)變片測(cè)量技術(shù)，DIC技術(shù)可以覆蓋更大的測(cè)量面積，使其在大面積結(jié)構(gòu)部件的變形測(cè)試中展現(xiàn)出了獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)。近年來(lái)，DIC技術(shù)已經(jīng)在飛機(jī)旋翼（如圖19所示）、風(fēng)力發(fā)電葉片（如圖20所示）、航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片、飛機(jī)機(jī)身（如圖21所示）、汽車(chē)底盤(pán)和橋梁等結(jié)構(gòu)部件的變形和振動(dòng)響應(yīng)測(cè)試中取得了顯著的應(yīng)用效果，為結(jié)構(gòu)部件的測(cè)試研究提供了有力的技術(shù)支撐。由于疲勞是一個(gè)高度復(fù)雜的應(yīng)變誘發(fā)過(guò)程，DIC技術(shù)將是未來(lái)航機(jī)關(guān)重件疲勞試驗(yàn)研究的重要工具。

圖19 飛機(jī)旋翼DIC測(cè)試

圖20 風(fēng)電葉片DIC測(cè)試

圖21 飛機(jī)機(jī)身DIC測(cè)試

 

2.紅外測(cè)試技術(shù)

 

紅外測(cè)試技術(shù)是一種通過(guò)捕捉物體發(fā)出的紅外輻射來(lái)測(cè)量其表面溫度的非接觸式測(cè)溫技術(shù)，具有測(cè)試效率高、無(wú)接觸和無(wú)損傷的優(yōu)點(diǎn)。疲勞過(guò)程中產(chǎn)生的能量耗散會(huì)導(dǎo)致材料表面發(fā)生非均勻溫度場(chǎng)變化。紅外測(cè)試技術(shù)能夠?qū)崟r(shí)監(jiān)測(cè)試件表面溫度場(chǎng)的變化，為疲勞過(guò)程研究提供了新的方法和思路。

 

疲勞過(guò)程中，絕大部分累積的塑性功以熱量的形式釋放出來(lái)，熱量通過(guò)對(duì)流、輻射的方式和外界發(fā)生交換，同時(shí)由于熱傳導(dǎo)的作用，在材料的內(nèi)部形成溫度場(chǎng)。由熱耗散引起的溫度場(chǎng)的變化是材料形變過(guò)程中能量耗散的標(biāo)志和度量，因此對(duì)溫度進(jìn)行精確測(cè)量是研究疲勞過(guò)程能量耗散現(xiàn)象的試驗(yàn)基礎(chǔ)。

 

一些學(xué)者基于紅外測(cè)試技術(shù)和能量耗散理論，研究材料和結(jié)構(gòu)在疲勞損傷演化過(guò)程中的表面溫度信號(hào)、應(yīng)力狀態(tài)和固有耗散等損傷參量的變化規(guī)律，實(shí)現(xiàn)了對(duì)材料和結(jié)構(gòu)疲勞性能參數(shù)的快速預(yù)測(cè)和應(yīng)力狀態(tài)評(píng)估。夏哲等采用紅外高溫儀對(duì)LY12CZ合金試樣在疲勞試驗(yàn)中的溫度場(chǎng)進(jìn)行了測(cè)量，據(jù)此研究了該材料疲勞試驗(yàn)的熱耗散性能。樊俊鈴等將固有耗散量和溫度信號(hào)的變化量作為疲勞損傷參量，建立了疲勞損傷演化狀態(tài)評(píng)估及疲勞極限快速預(yù)測(cè)方法，為評(píng)估熱處理工藝對(duì)材料疲勞性能的影響提供了新的思路。

 

研究表明，疲勞裂紋萌生和擴(kuò)展行為會(huì)導(dǎo)致試樣表面熱量非均勻分布。基于此現(xiàn)象，Dominik等將紅外熱成像技術(shù)應(yīng)用于鋁合金材料的超聲疲勞試驗(yàn)中，探究了鋁合金材料的溫度與裂紋擴(kuò)展路徑/速率的關(guān)系。Szymanik等對(duì)鋼結(jié)構(gòu)的裂紋擴(kuò)展過(guò)程進(jìn)行監(jiān)測(cè)，取得了較好的效果。

 

近年來(lái)，一些學(xué)者將紅外測(cè)試技術(shù)應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)重件的疲勞試驗(yàn)中，避免了應(yīng)用傳統(tǒng)熱電偶測(cè)溫技術(shù)在測(cè)試航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)重件溫度時(shí)存在的檢測(cè)效率低、直觀性差、環(huán)境適應(yīng)性差等問(wèn)題，取得了較好的測(cè)試效果。

 

Furuya等將紅外測(cè)試技術(shù)應(yīng)用于渦輪葉片的高溫疲勞試驗(yàn)（如圖22所示），有效地獲取了渦輪葉片的瞬態(tài)溫度場(chǎng)。蘇清風(fēng)等開(kāi)展了超聲紅外熱像技術(shù)原理及試驗(yàn)研究，搭建了超聲紅外熱像檢測(cè)試驗(yàn)平臺(tái)，實(shí)現(xiàn)了對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片裂紋的有效檢測(cè)。

 

圖22 高溫超聲疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)

 

3.聲發(fā)射技術(shù)

 

聲發(fā)射又稱應(yīng)力波發(fā)射，是指材料或物體因內(nèi)部應(yīng)力超過(guò)屈服極限而進(jìn)入不可逆的塑性變形階段或有裂紋形成和擴(kuò)展、斷裂時(shí)快速釋放出應(yīng)變能而產(chǎn)生瞬態(tài)應(yīng)力波的現(xiàn)象。聲發(fā)射技術(shù)是用儀器檢測(cè)、記錄、分析聲發(fā)射信號(hào)并利用聲發(fā)射信號(hào)推斷聲發(fā)射源的技術(shù)，可以有效地檢測(cè)材料內(nèi)部的微觀變化過(guò)程。當(dāng)物體內(nèi)部出現(xiàn)各種不穩(wěn)定因素，例如裂紋擴(kuò)展和斷裂時(shí)，物體本身會(huì)發(fā)出聲波，聲發(fā)射技術(shù)正是基于這一原理，利用換能器直接接收來(lái)自被檢物體內(nèi)部聲源發(fā)出的超聲波以判斷物體的狀態(tài)。

 

目前聲發(fā)射技術(shù)在疲勞試驗(yàn)中的應(yīng)用多集中于飛機(jī)整機(jī)及其關(guān)鍵部件的試驗(yàn)。在試驗(yàn)全過(guò)程實(shí)施無(wú)損監(jiān)測(cè)，發(fā)現(xiàn)早期裂紋，通過(guò)早期預(yù)防性維修或者耐久性修理恢復(fù)試驗(yàn)飛機(jī)的結(jié)構(gòu)完整性，為延長(zhǎng)飛機(jī)壽命提供科學(xué)決策，同時(shí)也為飛機(jī)（機(jī)群）疲勞定壽、確定修理周期、修理方式和未來(lái)飛機(jī)疲勞細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)改進(jìn)提供依據(jù)。

 

耿榮生等首次提出了一種基于聲發(fā)射監(jiān)測(cè)的裂紋綜合無(wú)損檢測(cè)技術(shù)，成功監(jiān)測(cè)和預(yù)報(bào)了兩種三代機(jī)機(jī)群的關(guān)鍵裂紋，在三代機(jī)機(jī)群的定壽、延壽試驗(yàn)中起到了重要保障和技術(shù)支撐作用。崔建國(guó)等提出了一種基于聲發(fā)射技術(shù)的飛機(jī)水平尾翼裂紋監(jiān)測(cè)方法，可以準(zhǔn)確地識(shí)別并診斷出飛機(jī)水平尾翼的疲勞裂紋。

 

一些學(xué)者將聲發(fā)射技術(shù)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)重件的裂紋檢測(cè)，楊國(guó)安等提出了一種基于聲發(fā)射技術(shù)的葉片裂紋源定位方法，結(jié)合VMD相對(duì)熵算法和AIC算法實(shí)現(xiàn)了葉片故障源區(qū)域定位。張瑞琪等應(yīng)用聲發(fā)射技術(shù)捕捉了壓氣機(jī)葉片的疲勞損傷信號(hào)，提出了基于聲發(fā)射技術(shù)的葉片疲勞裂紋擴(kuò)展壽命預(yù)測(cè)方法。

 

目前，聲發(fā)射技術(shù)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)重件疲勞試驗(yàn)領(lǐng)域的應(yīng)用較少，需要繼續(xù)發(fā)展聲發(fā)射技術(shù)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)重件疲勞試驗(yàn)中的研究及應(yīng)用。 

 

4.原位測(cè)試技術(shù)

 

傳統(tǒng)的疲勞測(cè)試技術(shù)已經(jīng)較為成熟，能夠基本滿足材料強(qiáng)度和疲勞性能等宏觀力學(xué)性能測(cè)試的需求，但其測(cè)試原理一般為離位測(cè)試，僅能對(duì)試件表面及破壞后的斷口疲勞行為進(jìn)行觀測(cè)，不能對(duì)試件在測(cè)試過(guò)程中的微觀組織形貌進(jìn)行實(shí)時(shí)動(dòng)態(tài)觀測(cè)，因此無(wú)法獲得材料微觀組織變化機(jī)理與宏觀力學(xué)性能之間的關(guān)聯(lián)，限制了材料強(qiáng)度及性能研究的進(jìn)展。

 

原位測(cè)試技術(shù)通常指在一個(gè)系統(tǒng)、組件或材料的實(shí)際工作環(huán)境中進(jìn)行的測(cè)試，在強(qiáng)度試驗(yàn)中多指在試驗(yàn)過(guò)程中進(jìn)行的試件表面微觀形貌和內(nèi)部結(jié)構(gòu)狀態(tài)的動(dòng)態(tài)測(cè)試。隨著現(xiàn)代測(cè)試技術(shù)和計(jì)算機(jī)分析技術(shù)的不斷發(fā)展，具有原位測(cè)試技術(shù)的試驗(yàn)裝置不僅能獲得各類材料的力學(xué)性能參數(shù)，還可以借助數(shù)字圖像技術(shù)、電子顯微鏡成像技術(shù)、紅外成像技術(shù)等手段，實(shí)現(xiàn)從試件表層形貌到其內(nèi)部結(jié)構(gòu)缺陷等多方面動(dòng)態(tài)監(jiān)測(cè)與分析。 

 

目前國(guó)內(nèi)對(duì)于原位測(cè)試技術(shù)在疲勞試驗(yàn)方面的應(yīng)用多集中于材料級(jí)疲勞試驗(yàn)，并自主研發(fā)了多種原位測(cè)試裝置。近年來(lái)，吉林大學(xué)在應(yīng)用原位測(cè)試技術(shù)測(cè)試材料疲勞性能的方面展開(kāi)了一系列研究，設(shè)計(jì)了多種用于材料疲勞試驗(yàn)的原位測(cè)試裝置（如圖23、24所示），能夠?qū)臁嚎s、扭轉(zhuǎn)、彎曲載荷單一作用及復(fù)合作用情況下的試驗(yàn)件進(jìn)行原位測(cè)試，為研究材料在多載荷加載和多物理場(chǎng)耦合加載條件下的微觀組織形貌、力學(xué)性能演變和宏觀力學(xué)之間的聯(lián)系提供了有效的手段。

 

圖23 復(fù)雜載荷加載力學(xué)性能原位測(cè)試裝置

圖24 Inconel718鎳基合金原位拉伸試驗(yàn)

同步輻射光具有亮度高、準(zhǔn)直性好、光譜連續(xù)、分辨率高等一系列優(yōu)異特性，能夠在亞微米空間和皮秒時(shí)間尺度上準(zhǔn)確捕捉裂紋的內(nèi)部缺陷，比工業(yè)CT的試驗(yàn)水平高出幾個(gè)數(shù)量級(jí)。基于同步輻射光的原位測(cè)試裝置是目前唯一可穿透大塊金屬材料開(kāi)展疲勞損傷演變?cè)谎芯康拇罂茖W(xué)裝置。

 

基于同步輻射光源技術(shù)，西南交通大學(xué)牽引動(dòng)力國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室的吳圣川團(tuán)隊(duì)開(kāi)創(chuàng)性地搭建了集材料力學(xué)和疲勞性能研究為一體的功能集成型原位疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)（如圖25所示），該系統(tǒng)可以根據(jù)用戶不同需求開(kāi)展原位拉伸、原位低周疲勞、原位高周疲勞及原位超高周疲勞實(shí)驗(yàn)。針對(duì)高溫下材料內(nèi)部疲勞損傷的原位表征與測(cè)量問(wèn)題，該團(tuán)隊(duì)基于先進(jìn)光源平臺(tái)開(kāi)展了系統(tǒng)的原位加載裝置研發(fā)工作，率先研制出含溫控單元的原位拉伸和疲勞材料試驗(yàn)系統(tǒng)，并在國(guó)內(nèi)首次對(duì)激光增材制造鋁合金開(kāi)展了高應(yīng)力比加載條件下內(nèi)部缺陷導(dǎo)致的高溫低周疲勞響應(yīng)研究。

 

圖25 基于同步輻射三維成像的功能集成型原位加載試驗(yàn)機(jī)

目前國(guó)外對(duì)于原位測(cè)試技術(shù)在疲勞試驗(yàn)方面的應(yīng)用多集中于監(jiān)測(cè)試驗(yàn)過(guò)程中的裂紋擴(kuò)展過(guò)程。Payam等研制了一種三點(diǎn)彎曲原位疲勞試驗(yàn)臺(tái)，通過(guò)掃描電鏡和原子力顯微鏡對(duì)疲勞裂紋的萌生及擴(kuò)展過(guò)程進(jìn)行監(jiān)測(cè)，可用于驗(yàn)證晶體塑性模型和預(yù)測(cè)材料的多軸疲勞行為。Boztepe等提出了一種基于原位測(cè)試技術(shù)的損傷檢測(cè)方法，通過(guò)聲發(fā)射技術(shù)實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)疲勞裂紋擴(kuò)展行為，應(yīng)用邊緣復(fù)制、超聲掃描和X射線技術(shù)輔助識(shí)別損傷模式、大小及位置。Messager等開(kāi)發(fā)了新型原位同步加速器UFT系統(tǒng)（如圖26所示），能夠自動(dòng)實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)小裂紋的萌生過(guò)程，并對(duì)其過(guò)程進(jìn)行三維重構(gòu)。

圖26 原位同步加速器UFT系統(tǒng)

 

數(shù)字孿生技術(shù)

 

隨著信息技術(shù)水平的提高和數(shù)據(jù)處理能力的飛躍，將各種物理實(shí)體數(shù)字化已是大勢(shì)所趨，這一趨勢(shì)催生出的代表技術(shù)之一就是數(shù)字孿生（Digital Twin）。通俗來(lái)講，數(shù)字孿生是以數(shù)字化的形式對(duì)某一物理實(shí)體在全生命周期內(nèi)的行為進(jìn)行的動(dòng)態(tài)呈現(xiàn)。

 

數(shù)字孿生概念的產(chǎn)生和發(fā)展在過(guò)去很長(zhǎng)一段時(shí)間都集中在航空航天領(lǐng)域，特別是利用數(shù)字孿生技術(shù)對(duì)飛行器進(jìn)行故障/壽命預(yù)測(cè)和健康管理。2010年美國(guó)國(guó)家航空航天局在太空技術(shù)路線圖中首次引入數(shù)字孿生概念，并采用數(shù)字孿生實(shí)現(xiàn)飛行系統(tǒng)的全面診斷和預(yù)測(cè)功能，具有里程碑意義。

 

NASA和美國(guó)空軍聯(lián)合提出面向未來(lái)飛行器的數(shù)字孿生范例，并將數(shù)字孿生定義為一個(gè)集成了多物理場(chǎng)、多尺度、概率性的仿真過(guò)程，基于飛行器的物理模型和實(shí)時(shí)更新技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了飛行器健康狀態(tài)、剩余使用壽命以及任務(wù)可達(dá)性的預(yù)測(cè)。

 

2011年美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室將數(shù)字孿生技術(shù)用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)壽命預(yù)測(cè)的概念模型，結(jié)合歷史飛行監(jiān)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行虛擬飛行，以確保其適航性和安全性，增加飛機(jī)可用性。

 

數(shù)字孿生技術(shù)更加強(qiáng)調(diào)分析模型應(yīng)具有自我學(xué)習(xí)和進(jìn)化的能力，使其可以更真實(shí)地反映結(jié)構(gòu)物理實(shí)體損傷狀態(tài)的演化過(guò)程，這也是數(shù)字孿生技術(shù)在健康管理領(lǐng)域應(yīng)用的一大特點(diǎn)。

 

目前，國(guó)外數(shù)字孿生技術(shù)已經(jīng)廣泛應(yīng)用于機(jī)械裝備的全壽命周期健康管理中，為保證機(jī)械裝備的長(zhǎng)時(shí)間、高效、安全運(yùn)行提供了有力的技術(shù)支撐。Allemang和Zuchowski開(kāi)發(fā)了基于飛機(jī)機(jī)體數(shù)字孿生體的虛擬仿真技術(shù)。Daniel等建立了一種增材制造渦輪葉片的數(shù)字孿生分析模型，通過(guò)實(shí)時(shí)應(yīng)變測(cè)試對(duì)葉片數(shù)字孿生模型進(jìn)行動(dòng)態(tài)更新，結(jié)合數(shù)值模擬方式有效預(yù)測(cè)了葉片的剩余使用壽命。

 

一些學(xué)者將不確定性因素引入數(shù)字孿生模型，Karve等提出了一種不確定條件下容損任務(wù)規(guī)劃的數(shù)字孿生方法，將損傷診斷、損傷預(yù)測(cè)和任務(wù)優(yōu)化融入到數(shù)字孿生模型中，以預(yù)測(cè)單個(gè)或多個(gè)疲勞載荷所導(dǎo)致的結(jié)構(gòu)疲勞裂紋擴(kuò)展過(guò)程，從而對(duì)結(jié)構(gòu)部件的服役任務(wù)及維修策略進(jìn)行指導(dǎo)和優(yōu)化。

 

相比于國(guó)外，國(guó)內(nèi)數(shù)字孿生技術(shù)起步略晚。工信部《數(shù)字孿生白皮書(shū)》認(rèn)為，數(shù)字孿生及其相關(guān)技術(shù)的發(fā)展以2017年為分界點(diǎn)。在此之前，數(shù)字孿生處于萌芽積累階段，在此之后，國(guó)內(nèi)學(xué)者開(kāi)始活躍在數(shù)字孿生相關(guān)研究中，除了進(jìn)一步探討數(shù)字孿生概念外，還嘗試建立各領(lǐng)域公認(rèn)的數(shù)字孿生定義以及各學(xué)科統(tǒng)一的數(shù)字孿生模型，學(xué)術(shù)界、工業(yè)界和疲勞分析領(lǐng)域開(kāi)始了廣泛的數(shù)字孿生應(yīng)用研究。

 

目前，國(guó)內(nèi)對(duì)于疲勞試驗(yàn)的數(shù)字孿生技術(shù)研究工作多圍繞于基于傳感器數(shù)據(jù)的數(shù)字孿生模型修正與基于數(shù)字孿生模型的疲勞壽命預(yù)測(cè)。張顯程等提出了一種基于數(shù)字孿生的高溫承壓氫混原位蠕變疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)，將傳感器和數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)與數(shù)字孿生平臺(tái)連接，通過(guò)數(shù)字孿生平臺(tái)實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)試驗(yàn)環(huán)境、映射試驗(yàn)狀態(tài)、控制系統(tǒng)安全運(yùn)維，實(shí)現(xiàn)了高溫氫混環(huán)境下材料原位蠕變疲勞性能測(cè)試。宋學(xué)官等提出了一種基于結(jié)構(gòu)應(yīng)力法的焊縫疲勞數(shù)字孿生框架，為焊縫結(jié)構(gòu)的疲勞實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)研究提供了指導(dǎo)。目前國(guó)內(nèi)關(guān)于數(shù)字孿生技術(shù)的研究大多停留在理論層面，相比于國(guó)外數(shù)字孿生技術(shù)在飛機(jī)產(chǎn)品的應(yīng)用深度及廣度都還存在一定差距。

 

綜上，數(shù)字孿生所描繪的美好前景與其在機(jī)械領(lǐng)域的現(xiàn)實(shí)技術(shù)水平間還存在著巨大的鴻溝，特別是在復(fù)雜機(jī)械結(jié)構(gòu)疲勞問(wèn)題分析中的應(yīng)用仍然存在較大的問(wèn)題和挑戰(zhàn)，如疲勞損傷表征參量選取、孿生模型實(shí)時(shí)校正、模型不確定性量化等，需要進(jìn)一步系統(tǒng)深入的研究。基于數(shù)字孿生技術(shù)的疲勞壽命預(yù)測(cè)是未來(lái)疲勞壽命研究中的一個(gè)重要課題，將引起航空發(fā)動(dòng)機(jī)健康管理領(lǐng)域的革命性進(jìn)步。 

 

小樣本試驗(yàn)數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)分析技術(shù)

 

由于航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)重件的制造成本高、試驗(yàn)時(shí)間長(zhǎng)，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)研發(fā)和服役過(guò)程中難以進(jìn)行大樣本量的航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)重件的疲勞壽命試驗(yàn)。基于小樣本壽命數(shù)據(jù)的統(tǒng)計(jì)分析技術(shù)或方法能夠有效地減少關(guān)重件的試驗(yàn)費(fèi)用和試驗(yàn)時(shí)間，縮短航空發(fā)動(dòng)機(jī)的研制周期。

 

1.參數(shù)估計(jì)方法

 

參數(shù)估計(jì)是可靠性工程中的一項(xiàng)重要技術(shù)，其目標(biāo)是根據(jù)樣本數(shù)據(jù)，使用統(tǒng)計(jì)方法對(duì)總體分布的參數(shù)進(jìn)行估計(jì)。參數(shù)估計(jì)的精度直接關(guān)系到航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)重件的壽命和可靠度等關(guān)鍵指標(biāo)的精度，對(duì)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)、生產(chǎn)和維護(hù)具有重要意義。特別是在面對(duì)小樣本的情況時(shí)，如何準(zhǔn)確地估計(jì)分布參數(shù)成為了可靠性領(lǐng)域中的一個(gè)重要難題。

 

威布爾分布是描述機(jī)械零部件疲勞壽命最合理的分布，由于三參數(shù)威布爾模型較兩參數(shù)威布爾分布模型更能反映實(shí)際情況，可靠性研究中大量的試驗(yàn)數(shù)據(jù)采用三參數(shù)威布爾分布進(jìn)行建模分析。應(yīng)用三參數(shù)威布爾分布能更準(zhǔn)確地描述結(jié)構(gòu)疲勞壽命，在機(jī)械零部件疲勞、磨損壽命評(píng)價(jià)中具有廣泛的應(yīng)用。研究表明，三參數(shù)威布爾分布可以更好地描述軸承和齒輪的疲勞壽命分布。然而，如何準(zhǔn)確地估計(jì)三參數(shù)威布爾分布參數(shù)，特別是在樣本量不大的情況下，是一項(xiàng)具有挑戰(zhàn)性的任務(wù)。

 

國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)威布爾分布的參數(shù)估計(jì)方法進(jìn)行了大量的研究，提出了一些參數(shù)估計(jì)的方法。目前較為常見(jiàn)的參數(shù)估計(jì)方法有極大似然法、最小二乘法、統(tǒng)計(jì)量方法和貝葉斯方法等。一些學(xué)者對(duì)常用的威布爾分布參數(shù)估計(jì)方法進(jìn)行了系統(tǒng)地分析和比較，闡明了由不同方法估計(jì)的參數(shù)之間存在的顯著差異。極大似然法和最小二乘法是參數(shù)估計(jì)中最常用的方法，一些學(xué)者基于這兩種方法開(kāi)發(fā)了多種參數(shù)估計(jì)方法。然而，這些方法在解決非線性、非正則問(wèn)題時(shí)，其估計(jì)結(jié)果的準(zhǔn)確性和穩(wěn)健性仍有待提高，尤其是在樣本量不足夠大的情況下。

 

隨著現(xiàn)代計(jì)算機(jī)科學(xué)的快速興起，人工智能方法得以迅速發(fā)展。人工智能方法的非線性建模能力和優(yōu)化機(jī)制使其能夠根據(jù)少量樣本提取數(shù)據(jù)間的復(fù)雜非線性關(guān)系，在傳統(tǒng)方法難以處理的小樣本場(chǎng)景中具有獨(dú)特優(yōu)勢(shì)。近年來(lái)，一些學(xué)者將人工智能方法應(yīng)用于概率分布參數(shù)估計(jì)問(wèn)題中，并取得了良好的應(yīng)用效果。

 

2.P-S-N曲線擬合方法

 

P-S-N曲線，即存活率-應(yīng)力-壽命曲線，在疲勞可靠性領(lǐng)域中扮演著重要的角色。它描述了材料或結(jié)構(gòu)在一定應(yīng)力水平下的疲勞壽命與可靠性之間的關(guān)系，是評(píng)估材料或結(jié)構(gòu)在實(shí)際工作條件下的疲勞性能的基礎(chǔ)。

 

長(zhǎng)期以來(lái)，P-S-N曲線擬合方法一直得到統(tǒng)計(jì)學(xué)者和疲勞研究者的關(guān)注。由于疲勞試驗(yàn)耗時(shí)長(zhǎng)、成本高，一般情況下很少能得到滿足傳統(tǒng)統(tǒng)計(jì)方法要求的大樣本數(shù)據(jù)。Bayes統(tǒng)計(jì)方法是較為常用的小樣本P-S-N曲線擬合方法，一些學(xué)者研究了Bayes方法在小子樣疲勞壽命估計(jì)中的應(yīng)用，提出了在對(duì)數(shù)正態(tài)分布條件下的疲勞壽命曲線線性回歸分析技術(shù)。

 

但在樣本量很小時(shí)，如何合理地確定先驗(yàn)分布仍然是一個(gè)難題。一些學(xué)者致力于通過(guò)改進(jìn)大樣本統(tǒng)計(jì)方法，使之盡可能適用于小樣本問(wèn)題。此外，還有研究者提出了基于Bootstrap抽樣估計(jì)P-S-N曲線的小樣本方法，以及建立在經(jīng)典極大似然法Langer模型基礎(chǔ)上的三參數(shù)P-S-N曲線擬合方法。還有學(xué)者應(yīng)用經(jīng)典的疲勞理論和數(shù)理統(tǒng)計(jì)原理，提出了快速或簡(jiǎn)化的試驗(yàn)方案。金屬材料疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)方案與分析方法國(guó)家標(biāo)準(zhǔn)也推薦了可用于處理小樣本試驗(yàn)數(shù)據(jù)的方法。

 

綜上所述，雖然目前P-S-N曲線擬合方法研究已經(jīng)取得了一些成果，但這些分析方法都有其應(yīng)用局限性。Bayes統(tǒng)計(jì)方法需要合理設(shè)定先驗(yàn)分布，這在實(shí)際應(yīng)用中可能存在一定挑戰(zhàn)；加權(quán)最小二乘法在處理復(fù)雜問(wèn)題時(shí)需要更多的調(diào)參和優(yōu)化；Bootstrap抽樣方法在計(jì)算復(fù)雜度和穩(wěn)定性方面仍有提升空間。由于數(shù)學(xué)計(jì)算繁瑣或及穩(wěn)定性差等原因，目前還沒(méi)有能很好滿足工程應(yīng)用的方法。

 

在給定應(yīng)力條件下，產(chǎn)品壽命完全是由其性能決定的。基于此原則，謝里陽(yáng)等提出了一種基于“壽命概率分位點(diǎn)一致性原理”的樣本聚集方法。對(duì)于性能處于其母體性能分布某一分位點(diǎn)的樣品，在任何應(yīng)力水平下的壽命都將處于對(duì)應(yīng)于該應(yīng)力水平的壽命母體分布的同一概率分位點(diǎn)上，即試驗(yàn)樣品個(gè)體壽命在其母體壽命概率分布中的“概率分位點(diǎn)”不受應(yīng)力水平的影響。據(jù)此，可以把不同應(yīng)力水平下的壽命試驗(yàn)數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換到某一個(gè)指定的應(yīng)力水平上，在該應(yīng)力水平上形成樣本聚集和信息融合效應(yīng)，形成“等效大樣本”數(shù)據(jù)，進(jìn)而可以提高壽命概率分布參數(shù)估計(jì)精度。根據(jù)此原理，可以設(shè)計(jì)出基于小樣本試驗(yàn)數(shù)據(jù)的P-S-N曲線試驗(yàn)方案，用較少的樣品試驗(yàn)數(shù)據(jù)做出精度較高的P-S-N曲線。樣本聚集方法實(shí)現(xiàn)了不同應(yīng)力水平上壽命分布信息的共享，有效提高了數(shù)據(jù)信息利用率，已經(jīng)在工程中得到了廣泛推廣和應(yīng)用。

 

3.總結(jié)與展望 

 

目前航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)重件疲勞試驗(yàn)技術(shù)尚處于發(fā)展階段，仍有很多環(huán)節(jié)亟待進(jìn)一步完善。通過(guò)梳理當(dāng)前航機(jī)關(guān)重件疲勞試驗(yàn)技術(shù)和疲勞試驗(yàn)新技術(shù)的研究進(jìn)展，筆者認(rèn)為以下幾個(gè)方面將是未來(lái)航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)重件疲勞試驗(yàn)技術(shù)的重要發(fā)展方向：

 

1.高精度高效率的疲勞損傷測(cè)試技術(shù)

 

隨著現(xiàn)代測(cè)試技術(shù)的不斷進(jìn)步，未來(lái)的航機(jī)關(guān)重件疲勞損傷測(cè)試技術(shù)將向更為精確、高效的方向發(fā)展。多種測(cè)試技術(shù)的綜合應(yīng)用將進(jìn)一步提高測(cè)試技術(shù)的監(jiān)測(cè)能力和應(yīng)用范圍，為新的航空材料及結(jié)構(gòu)的疲勞機(jī)理研究提供更有力的支撐。如何將非接觸式測(cè)試技術(shù)應(yīng)用于航機(jī)關(guān)重件的疲勞試驗(yàn)中將是未來(lái)航機(jī)疲勞領(lǐng)域重點(diǎn)關(guān)注與研究的方向。

 

2.數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的部件級(jí)原位試驗(yàn)技術(shù)

 

部件級(jí)疲勞試驗(yàn)?zāi)軌蚍从巢牧霞?jí)疲勞試驗(yàn)無(wú)法體現(xiàn)的結(jié)構(gòu)表面狀態(tài)、局部幾何狀態(tài)、尺寸效應(yīng)等因素，可以實(shí)現(xiàn)更為準(zhǔn)確的疲勞試驗(yàn)評(píng)估。基于原位測(cè)試技術(shù)的部件級(jí)疲勞試驗(yàn)技術(shù)研究將是未來(lái)航機(jī)關(guān)重件疲勞試驗(yàn)研究的重點(diǎn)。在獲得更為全面的特征及性能信息的同時(shí)，原位測(cè)試過(guò)程中也會(huì)產(chǎn)生海量且復(fù)雜的數(shù)據(jù)，依靠傳統(tǒng)的數(shù)據(jù)分析手段難以挖掘出材料特征與疲勞性能的深層聯(lián)系，無(wú)法滿足航機(jī)關(guān)重件的高精度疲勞壽命分析需求。因此，以大數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，機(jī)器學(xué)習(xí)為核心的數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)方法是推動(dòng)航機(jī)關(guān)重件原位疲勞試驗(yàn)研究進(jìn)程的重要手段。

 

3.數(shù)字孿生賦能的虛擬疲勞試驗(yàn)技術(shù)

 

目前基于數(shù)字孿生技術(shù)的疲勞壽命預(yù)測(cè)研究已經(jīng)取得了一些成果，保障了一定時(shí)期的研究工作需要，但還遠(yuǎn)不能滿足當(dāng)前航空發(fā)動(dòng)機(jī)健康管理領(lǐng)域的發(fā)展需求。仿真分析技術(shù)是數(shù)字孿生技術(shù)的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，精確、高效的仿真分析模型是實(shí)現(xiàn)數(shù)字孿生體對(duì)物理實(shí)體精確映射的關(guān)鍵。因此，建立高精度的數(shù)字仿真分析模型，特別是多載荷、多物理場(chǎng)混合仿真模型，以及高效率的仿真求解方法，是未來(lái)航機(jī)關(guān)重件虛擬疲勞試驗(yàn)技術(shù)研究的重點(diǎn)。另外，受限于疲勞測(cè)試數(shù)據(jù)特點(diǎn)，現(xiàn)有的數(shù)字孿生模型多以受載測(cè)試數(shù)據(jù)作為模型更新數(shù)據(jù)，鮮有以損傷表征數(shù)據(jù)作為反饋數(shù)據(jù)的研究，在模型個(gè)性化表征方面的研究深度仍有待進(jìn)一步提升。

 

4.智能穩(wěn)健的小樣本試驗(yàn)數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)分析技術(shù)

 

由于試驗(yàn)條件及成本限制，航機(jī)關(guān)重件的試驗(yàn)數(shù)據(jù)多為小樣本數(shù)據(jù)，現(xiàn)有的試驗(yàn)數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)分析方法在小樣本場(chǎng)合下面臨著精度低和適用性不足的問(wèn)題。因此，應(yīng)進(jìn)一步發(fā)展基于小樣本試驗(yàn)的試驗(yàn)方案和數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)分析方法，開(kāi)發(fā)更為穩(wěn)健的小樣本數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)分析技術(shù)。此外，未來(lái)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)分析技術(shù)應(yīng)朝著智能化的方向發(fā)展，例如開(kāi)發(fā)智能算法，減少用戶的參數(shù)設(shè)定和調(diào)整；融合深度學(xué)習(xí)技術(shù)，挖掘數(shù)據(jù)潛在規(guī)律，有效地處理非線性問(wèn)題和樣本不確定性等問(wèn)題。

 

作者：陳鑒朋，朱文慧，謝里陽(yáng)，趙丙峰，楊小玉，許星元

來(lái)源：航空動(dòng)力學(xué)報(bào)

轉(zhuǎn)自：藍(lán)色碳能