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。航機(jī)關(guān)重件疲勞試驗(yàn)技術(shù)研究進(jìn)展為滿(mǎn)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。

一、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。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)。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(zhuān)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?；糗娭艿仍O(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)。圖2渦輪葉片模擬試件二、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。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10000Nm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?！逗娇諟u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)。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。圖5帶梯度溫度場(chǎng)的轉(zhuǎn)子試驗(yàn)臺(tái)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?xún)r(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。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。圖10輪盤(pán)中心孔模擬試驗(yàn)件現(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)本體取樣示意圖三、軸疲勞試驗(yàn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的軸類(lèi)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(lèi)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(lèi)零件的考核。在服役過(guò)程中，軸類(lèi)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(lèi)零件環(huán)境載荷模擬方面，我國(guó)的軸類(lèi)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(lèi)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(lèi)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(mǎn)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。一、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?？梢酝ㄟ^(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17DIC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)黃生航基于DIC技術(shù)和掃描電鏡技術(shù)，從微觀的角度探究了高熵合金的裂紋尖端變形行為。陳新等應(yīng)用三維DIC技術(shù)獲取了超高頻振動(dòng)條件下板狀疲勞試件標(biāo)距段的動(dòng)態(tài)全場(chǎng)應(yīng)變，據(jù)此確定了試樣在振動(dòng)條件下的最大應(yīng)變位置，以及不同振幅條件下應(yīng)變幅值隨時(shí)間的變化規(guī)律。吳慧琳等提出了一種基于頻閃結(jié)構(gòu)數(shù)字圖像關(guān)聯(lián)法的三維變形測(cè)量方法，有效地測(cè)量了高速旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下試件表面的位移場(chǎng)和主應(yīng)變場(chǎng)。Breitbarth等采用直流電位法測(cè)量裂紋長(zhǎng)度，通過(guò)裂紋長(zhǎng)度控制DIC圖像的采樣頻率，有效地獲取了裂紋擴(kuò)展過(guò)程中疲勞裂紋尖端塑性區(qū)附近的位錯(cuò)形成過(guò)程。Wang等應(yīng)用SEM-DIC技術(shù)獲取了試件裂紋尖端的位移場(chǎng)，研究了應(yīng)變分布和循環(huán)疲勞特性的演變過(guò)程。程斌等也通過(guò)DIC技術(shù)獲得了試件的實(shí)時(shí)裂紋尖端位置及裂紋長(zhǎng)度，取得了良好的測(cè)試效果。

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。王青志等推導(dǎo)了累積塑性能、塑性溫升和循環(huán)周次的關(guān)系，結(jié)合紅外測(cè)試技術(shù)預(yù)測(cè)了45號(hào)鋼的疲勞極限。Luong提出了一種基于紅外測(cè)試技術(shù)的疲勞極限評(píng)估方法，通過(guò)紅外測(cè)試儀監(jiān)測(cè)試件表面熱量，結(jié)合固有耗散理論確定了焊接鋼材料的疲勞極限。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?；诖爽F(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。Ahsan等基于低頻聲波導(dǎo)致疲勞裂紋表面摩擦產(chǎn)生熱量的原理，提出了一種通過(guò)超聲紅外成像技術(shù)監(jiān)測(cè)復(fù)合材料疲勞損傷的方法。Plekhov等提出了一種基于紅外測(cè)試技術(shù)的裂紋尖端位置監(jiān)測(cè)方法，通過(guò)溫度場(chǎng)空間標(biāo)準(zhǔn)差表征疲勞損傷，有效地獲得了裂紋萌生及裂紋尖端的位置。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)。圖22高溫超聲疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)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)。斯衛(wèi)東等將紅外測(cè)試技術(shù)應(yīng)用于渦輪盤(pán)的高溫低周疲勞試驗(yàn)中，獲得了輪盤(pán)邊緣至盤(pán)心的整個(gè)溫度場(chǎng)，有效地提高了輪盤(pán)溫度測(cè)試的范圍、精度和效率。徐銳等設(shè)計(jì)了一種專(zhuān)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)輪盤(pán)試驗(yàn)的紅外測(cè)溫系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了輪盤(pán)在高速旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下的高精度溫度測(cè)量。

3、聲發(fā)射技術(shù)聲發(fā)射又稱(chēng)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。馮劍飛等應(yīng)用聲發(fā)射技術(shù)實(shí)現(xiàn)了機(jī)翼對(duì)接區(qū)域螺栓孔夾層裂紋的在線監(jiān)測(cè)。徐新將聲發(fā)射技術(shù)應(yīng)用于某直升機(jī)前支座的疲勞試驗(yàn)中，結(jié)合聲源定位方法確定了前支座的裂紋萌生位置。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。張瑞琪和張治衡應(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。于洋等提出了一種針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪盤(pán)的聲發(fā)射裂紋監(jiān)測(cè)方法，能夠有效監(jiān)測(cè)渦輪盤(pán)在低周疲勞試驗(yàn)中的裂紋萌生與擴(kuò)展過(guò)程。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(mǎn)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(lèi)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)?、壓縮、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24Inconel718鎳基合金原位拉伸試驗(yàn)施祎等在液壓疲勞試驗(yàn)機(jī)上搭建了原位觀測(cè)系統(tǒng)，采用DIC方法對(duì)GH536合金試樣表面的應(yīng)變場(chǎng)及裂紋擴(kuò)展過(guò)程進(jìn)行了原位觀測(cè)。楊正茂等將DIC測(cè)量系統(tǒng)、高精度同步輻射X射線系統(tǒng)聯(lián)合使用，搭建了微小型原位材料疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)，能夠同時(shí)實(shí)現(xiàn)材料表面的應(yīng)變測(cè)量與360°CT掃描。馬騰云搭建了一套原位掃描電鏡高溫力學(xué)測(cè)試裝置，能夠在掃描電鏡中實(shí)現(xiàn)材料的高溫與高應(yīng)力耦合試驗(yàn)。呂旭東等采用SEM疲勞試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行了渦輪盤(pán)用高溫合金的高溫疲勞試驗(yàn)，研究了GH4169合金在室溫下的小裂紋萌生與擴(kuò)展規(guī)律。盛捷等應(yīng)用原位拉伸掃描電鏡探究了304不銹鋼的疲勞斷裂行為。

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)?；谕捷椛涔獾脑粶y(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(hù)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。Arnaud采用同步加速器X射線斷層掃描技術(shù)對(duì)Ti-6Al-4V合金試樣內(nèi)部缺陷引起的裂紋擴(kuò)展進(jìn)行了原位監(jiān)測(cè)。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)Tokunaga等也通過(guò)原位測(cè)試技術(shù)觀測(cè)了試驗(yàn)件的疲勞裂紋萌生及擴(kuò)展過(guò)程，獲得了令人滿(mǎn)意的監(jiān)測(cè)結(jié)果。

三、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（DigitalTwin）。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?；跀?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。

四、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)?；谛颖緣勖鼣?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(mǎn)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