飞机结构的三维损伤容限耐久性预测设计与虚拟试验技术-飞机

飞机结构的三维损伤容限耐久性预测设计与虚拟试验技术郭万林赵军华(南京航空航天大学纳米科学研究所南京210016)摘要现代CAE技术的发展极大地提高了飞机等大型和/或复杂结构设计的效率和技术水平。针对大型复杂工况下飞机结构安全保障的迫切要求，开发一套飞机结构三维损伤容限耐久性可视化虚拟试验系统及支撑数据库；对飞机结构进行高可靠度的三维损伤容限耐久性虚拟试验，显著提高飞机结构的数字化虚拟试验能力，显著拓展全机实验效用,缩短型号研制周期；发展具有自主知识产权的三维损伤容限与耐久性关键技术，解决从材料性能到三维复杂结构性能跨越、从微纳表面制造质量和材料缺陷到局部三维裂纹、直到全机强度的多尺度跨越等虚拟试验的瓶颈，解决复杂载荷传递、复杂工况和载荷历史、腐蚀疲劳、制造质量影响预测等已成为发展先进的CAE技术以满足现代结构设计所必须面临的关键科学和技术问题。本文系统地介绍我们在上述研究方向的最新进展及其在现代飞行器中的应用和实践效果。关键词损伤容限；耐久性；三维疲劳断裂理论；虚拟试验一概述航空工业作为技术密集、知识密集的高技术产业，集材料、机械、发动机、空气动力、电子、超密集加工、特种工艺等各种前沿技术之大成。以CAE/CAD/CAM为核心的虚拟化仿真设计制造技术是现代航空数字化产品研制以及航空工业信息化的基石，也是高技术竞争的具体体现[1]。其中，CAE对航空产品的技术贡献尤其关键，国外已有许多成熟的CAE软件可对各种产品进行设计和多种性能的虚拟仿真，如结构力学分析(FEA)、流体力学分析(FEA)、计算流体力学分析(CFD)和计算电磁学分析(CEM)等在航空产品设计中获得了广泛的应用[1,2]。因此，现代CAE技术的发展极大地提高了飞机结构设计的效率和技术水平。目前，国际航空技术发达国家早已实施损伤容限耐久性规范，并成为国际适航性条例要求。然而，在飞机结构的三维损伤容限耐久性预测设计方面，现代的CAE技术具有很大的局限性[3]。这主要是由于：1)目前的结构损伤容限分析和寿命预测的CAE技术仍然基于几十年前发展起来的二维断裂理论和经验方法的框架。2)由于研究队伍严重萎缩，国际上的实质性进展非常缓慢，三维损伤容限耐久性技术的发展停滞不前。3)结构中三维裂纹从萌生到扩展的自动演化过程还无法很好的实现。与此同时，现代飞机大量使用三维整体结构，已有技术与需求的矛盾更加突出。这一现状的存在，使得国内外的设计者们在已有技术基础上不得不依靠更加实际、但耗资巨大的全机试验和各级全尺寸部件试验来检验飞机结构的损伤容限和耐久性，虚拟试验的科学基础欠缺。近年随着计算机容量逐渐满足三维断裂分析的需要，国际上三维试验和数值研究骤增，多尺度研究骤增，虚拟试验的概念形成并得以应用[3,4]。有影响和代表水平的工作主要出自美国NASA以Newman为主的研究组、英国Sheffield大学nCode公司及其研究组、法国宇航院(ONERA)、瑞典航空研究实验室(FOI，德文首字)Blom研究组，荷兰国防动力研究实验室、澳大利亚国防科技组织(DSTO)等[5-8]。但是其损伤容限耐久性技术依据的理论基础仍然是二维疲劳断裂理论，未取得本质上的突破，考虑三维约束的疲劳寿命分析模型也都是建立在大量经验参数基础上的[9,10]。近年，我国某飞机设计行业以及相关单位已成功实现全数字化设计、制造，一些重点型号工程在设计阶段就已全面实施损伤容限与耐久性规范，开展了大量全尺寸静力、疲劳/耐久性和损伤容限试验，建立起宝贵的经验和高素质的队伍以及组织管理体系。然而，基于试验来保证性能的经验设计方法存在明显的局限：全尺寸试验之前主要是经验估计，如各种安全系数法，对经验积累依赖严重，不利创新发展；试验或一定要设法满足设计要求，否则发现问题后更改设计困难，代价很高；全尺寸试验只能检验最薄弱环节，不能真实考核整体结构的设计水平，尤其是优化程度；全机试验只能检验一种工况（如标准载荷谱、实验室环境和周期、抽取的单一的制造质量样本等），代价高昂但实际效果远不是人们认为的那么一锤定音式的决定一切。因此，发展基于三维损伤容限与耐久性科学基础的预测设计技术已变得十分必要和迫切。本课题组在国家各部委多年的连续资助和国防预研项目的支持下，从20世纪80年代中期开始，针对飞机技术的实际需求，对复杂环境和工况下工程材料和结构的三维疲劳断裂开展了长期不懈的系统深入的理论、计算和试验研究，所建立的基于三维约束因子的三维疲劳断裂理论、准则和规律能够较好地解决上述关键科学和技术问题，在国内外受到肯定，为解决复杂结构三维损伤容限和耐久性问题提供了一整套自恰、完善、有效的理论和方法，在国际上被称为“郭因子”理论[11-13]。在飞机损伤容限及基于断裂力学的寿命预测领域，本研究组迈出了由二维理论到三维理论转变的实质性的一步。以此为基础研发的“飞机结构三维损伤容限分析和安全评定软件”于1996年就通过了原国防科工委（现总装备部）和教育部的联合验收和鉴定，此后我们一直结合新的研究进展致力于发展更新。三维约束理论及其三维疲劳断裂力学理论，可以真实地反应三维结构的断裂和疲劳失效机理和规律[3,4]。其成果已成功应用多种飞机型号的设计、材料性能分析，直至一系列关键部件的损伤容限分析和寿命预测，通过从宏观到微观的多尺度飞机结构模型的建立，成功预测出与全机试验高度吻合的结果。这一核心技术的突破，为我们克服全机试验的种种局限和虚拟试验的瓶颈问题、发展针对飞机关键结构的三维损伤容限与耐久性预测设计技术和虚拟试验技术奠定了坚实的基础。在复杂环境三维疲劳断裂领域的研究也取得新的突破，获得了腐蚀疲劳裂纹扩展与载荷、几何无关的归一化曲线，发展了三维腐蚀谱载疲劳寿命预测软件[14]。在三维疲劳断裂统一理论，疲劳、可靠性可视化研究方面取得新进展，对结构全寿命研究提供了新方向，可使安全评定高效、可靠、更易实施。最近，结合国家重大专项试验研究计划的执行，本研究组与相关单位合作，更将三维损伤容限技术非常成功地应用于高温环境三维疲劳断裂预测与试验验证，获得了与载荷工况和几何无关的高温合金和粉末合金的疲劳、断裂归一化性能曲线。标志着三维损伤容限技术在飞机发动机等高温结构虚拟试验的可行性[15,16]。此外，飞机飞行是一项耗资巨大、变量参数很多、非常复杂的系统工程，保证其安全、可靠是飞机设计时必须考虑的重要问题。因此，可利用仿真技术经济、安全及可重复性等特点，进行飞行任务或操作的模拟，以代替某些费时、费力、费钱的真实试验或者真实试验无法开展的场合，从而获得提高航天员工作效率或航天器系统可靠性等的设计对策。这样，飞行仿真研究就成为确保飞机安全、可靠的有效技术途径。然而，大多数现有的仿真系统采用传统的仿真理论，即针对所研究的对象设计模型，然后根据实验方案在模型上进行各种实验，分析实验结果。其中设计的系统模型通常是由相互联系的数据结构集合和过程集合构成，具有一体化的信息和控制，因此很难对数据库进行修改。此外，实验结果的分析与处理也十分繁冗，同时，也不能直接对其做出解释。因而，随着仿真技术向可视化方向的发展，将虚拟实验技术与仿真理论相结合进行飞机飞行仿真的研究，不失为一个行之有效的方法。虚拟试验技术在国内的应用尚处于起步阶段，在国外，该技术已成功地应用于工业产品的开发中。本课题组目前正在应用CAD/CAE技术和先进理论方法，通过对大型有限元软件的二次开发来实现：1)裂纹自动插入飞机结构模型；2)裂纹在常幅和变幅疲劳载荷作用下的自动演化；3)将有限元软件与并行计算机集群计算端口对接，进行飞机全机结构三维损伤容限耐久性虚拟试验。二现代飞机结构设计的局限性和技术瓶颈在现代飞机结构设计中，数控整体机架主承力结构得到大量使用，因而含缺陷结构的三维效应对飞机寿命和安全性的影响日益突出。我国对飞机寿命的确定主要基于已生产出的成品进行实物模拟试验。进行疲劳试验，尤其是全尺寸的飞机疲劳试验，耗费巨大，试验周期长，试验次数将受到极大的限制。随着计算机技术和数值分析技术的高度发展，虚拟试验在从国防装备到民用品开发研制中具有越来越重要的地位。通过虚拟试验技术，能够有效拓展全尺寸试验的效用，使一次试验可以拓展出数次、数十次试验的效用，切实指导定型和服役使用。并在数字化设计的任何阶段，对任何部件、结构细节在可能的使用工况和环境下进行虚拟试验，优化设计。但是，虚拟试验的可行性和可信度是核心挑战。对飞机结构，主要技术瓶颈是[3,4,14]：1)从材料性能数据到实际复杂三维结构强度和寿命等性能缺乏科学可靠的分析预测方法；目前大多数损伤容限分析和耐久性预测主要建立在二维疲劳断裂理论的基础之上，无法反映三维结构的裂纹演化和破坏模式及其对寿命的数个量级的可能影响。2)对块体结构的损伤容限与耐久性缺乏研究，而飞机的主承力部件和关键结构多为块体结构，尤其在大面积使用整体部件的现代飞机中，三维特征很强，这方面的理论基础和分析技术都十分薄弱。3)飞机复杂传力路径致使从任务剖面确定关键部位局部应力水平困难；4)以往强度设计主要考虑应力因素，对加工质量、环境等因素的定量影响估计困难。这是目前的飞机设计、定型时不得不进行全机疲劳试验的重要原因。5)实际结构的裂纹问题的复杂多样性是制约设计单位采用损伤容限技术的主要障碍。通用分析软件的直观方法难以凑效，设计之前就建立强度因子库等很不现实，发展虚拟试验技术是解决问题的根本途径。6)比之静、动、热力学分析，损伤容限与耐久性虚拟试验必须涉及微观初始质量、三维裂纹结构细节到部件、全机受载的近十个尺度量级的跨越，对多尺度建模和并行计算技术提出要求。三可望取得的突破1飞机结构三维损伤容限和耐久性核心技术发展基于先进的三维疲劳断裂理论和自主知识产权的三维损伤容限和耐久性关键技术，解决从材料性能到三维复杂结构性能的跨越。这是虚拟试验的科学基础和核心技术，具体研究内容包括：1)基于材料基准曲线的三维裂纹扩展寿命预测技术：准确预测三维复杂块体结构各类裂纹疲劳扩展寿命和疲劳扩展模式。2)基于材料基本断裂韧性数据的三维结构剩余强度预测技术：解决从标准材料性能试验到实际结构断裂的跨越，解决不同裂纹形式的统一问题，解决复杂载荷工况下三维结构裂纹的起裂预测技术等关键问题。3)基于三维疲劳和断裂的统一理论，建立从材料、结构初始质量和实际结构当前损伤状况预测其疲劳寿命或耐久性的技术。2复杂工况下的飞机结构损伤容限预测设计技术飞机结构疲劳损伤总是在复杂服役载荷工况和环境作用下逐步演化至破坏的过程。然而，复杂工况下的疲劳裂纹扩展、三维复合型裂纹断裂韧性等在目前都未解决，但对飞机损伤容限有重要影响，这需要结合一些典型的飞机结构进行具体研究。结合典型飞机结构材料，发展三维断裂理论至三维复合型裂纹问题，并开展试件级试验验证研究:1)建立三维复合型裂纹体的断裂准则和剩余强度预测技术；2)开展复杂载荷工况下三维裂纹疲劳扩展规律研究的试验研究；3)结合飞机全尺寸部件或全机试验，开展含三维裂纹的实际结构的剩余强度预测研究，发展虚拟试验技术。3虚拟试验验证技术飞机结构三维损伤容限多尺度虚拟试验技术是以高性能计算机系统为支撑平台，根据飞机结构的数字设计信息，建立其考虑加工质量和多尺度初始缺陷，符合相应物理试验要求的“虚拟原型”，同时根据飞机结构的具体使用环境，建立复杂的“虚拟试验环境”，如复杂传力和载荷工况等，并将“虚拟原型”“安装”于“虚拟试验环境”之上，通过仿真计算在各种试验载荷下“虚拟原型”的响应，并根据响应数据来计算结构的三维损伤容限和耐久性等重要指标。在设计、改型的各个阶段方便的实施关键结构、部件的三维损伤容限耐久性虚拟试验，探测各种因素影响下的结构性能，为优化设计和实现全寿命周期设计提供先进技术和方便的工具。对比真实全机试验所获得的飞机结构性能数据，拓展全机试验的范围，评估不同制造质量、不同载荷历程、不同工况下飞机结构的损伤容限性能，为新型飞机设计提供依据，加速新机研制和已有型号的改型。4基于初始质量控制的跨尺度建模和并行仿真技术单个计算机CPU的速度已经很难进一步大幅度提高。因此，飞机多尺度损伤容限设计和分析技术不