飞机结构设计思想变迁_五_王辰
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且 希望飞 机结 构在使 用寿 命 内不 出现 裂
布 了有 关的设 计标 准和 设计规 范 " 它是 用耐 久性设计定寿 . 用损伤容限设计保
证 安全 " 而疲 劳 / 损伤 容限定 寿是在 上 世纪6 0 年代至 7 0 年代这 1 0 年 中 .继 疲 劳定 寿发展 起来 的一 种设计 思想 " 它
才有可能 实现 皿翻
作中
也 增加 了耐久 性评 定工作 " 耐 久
对较小 的宏 观裂 纹尺 寸所经 历 的寿命确
定经济 维修 极 限 . 并 制定 检修 周期 " 经
制 的几 种飞机 逐步 开始采 用耐 久性设计
另外在 一些现服 役 的飞机 定寿 工
济寿命 就是 指结 构实 际使 用 的寿命 . 结
构在经 历 了一次 时间 的使用 和数 次维修
中. 需 要 更长 时间和 更 多精 力的投 入
概念 . 并在这一基础 上提 出了包括 以静 强 度 ! 刚度 ! 耐 久 性和损伤 容 限为 主要
计 的结构 设计 思想 就是基 于这 种分 散
性 ! 不确 定性提 出的 随机性 是 自然 可 靠性 分
由于 采
界各 种事 物所 固有 的特性
析 与这些 不确 定 性 紧密相 关
用概 率 的分析 方 法可 以考 虑各 种随 机
这 些微 小裂纹 是我 们在设 计之 初所没 有
考 虑到 的
时候
在 设计 人员进 行结 构设计 的
往 往是 认 为结构 是完 整的 ! 不 存
在 初始 缺陷 的 . 这 样只 要能够 满足静 强
损 伤 容限 设计 的基 础学 科 之
一就 是 断裂 力学 . 这是 一 门研 究 材料 及 结构 断 裂 强度 的 力学 . 它 的 发展 也和 人 类不 断致 力于 发展
戚 翻 暴 豁 封
团 文 / 图 王辰 胡丹
在使 用 了 / 疲劳 一安全 寿命
度的材 料
高 强度材料 的厂 泛使用 带来
在 于结 构 内部 可 能存在 着微小但 是不 可 忽视 的裂纹 等缺 陷 它们 的破 坏过 程不
设 计 .- 之 后
了增 强
结 构 的安 全性 得 到
了新 的问题 . 在实 际使 用 中不断 出现 了 一些低 应力 下断裂 的严重事 故 也 就是 在应 力远小 于强度 极限 的时候结 构就 发
因素 在均 值 附近 变化 的影 响和 它们 之
间的相 关性 . 所 以在 传统 的可靠 性分
析 方法 中
定 .} 生"
常 用概 率论 来处 理其 不确
经 济寿 命设计 .- 的思想就 是在 损 伤 容限设 计 的基础上 产生 的 . 也 称 为耐 久性 设计概 念 " 2 0 世纪 7 0 年代 末 8 0 年 代初 . 经济 维修 性要 求促进 了耐 久性 设 计 的 发展 . 并 最 先 在美 国 F一1 6 飞 机设 计 中得到应 用 " 耐久 性设计 通过 估算 结
缺陷 (一 条或 几条 主裂纹 ) . 通 过估 算
是 用疲 劳设计定寿 . 用损伤容限设计 保 证 安全 " 二者 都是 用损伤 容限设 计概 念
保 证安 全 , 不 同的是 . 前者 是 建立 在
初始 裂纹 至 临界裂纹 的扩 展寿 命 . 能 够 确定一 个零部件在 飞 一续 一飞谱作 用下 的检 修周 期 " 损 伤容 限设计 的基 本准 则
况下绝 不应该 出现这 种事故 其 主要原 因是机 翼框 轴在进 行热处理 工艺 的时候 由于 处理不 当使得结 构 内部 出现 了缺陷 从而 引起 了低应 力下 的断裂 这 些事故 的发 生使人 们认识 到高 强度材料 不一定 在任 何情 况下都 .强 - . 不一定 在任何 情 况下抵 抗裂纹 的能 力都高 究其 原因
末 ! 70 年代初制订 的 , 而损伤 容限耐
证飞 机结 构安 全 的问题就 变 成了如何 正
确地 ! 适 当地 选择 构件 材料
措施 和确定飞机 检修时 间 "
采取止 裂
久性设计 是在 7 0 年代中后期 制订 的 " 从设 计技 术上 看 损 伤容 限耐 久 性设
耐 久性
安 全 寿 命 设 计 认 为结 构使 用 前 完 好 无损 . 不 存在 初始缺 陷 (裂纹 ) . 而
传 统 的 /安 这
全 寿 命设 计 . 要 求结 构 在一 定 的wenku.baidu.com
使 用 期 间 内不产 生 疲 劳裂纹 种 设 计 忽视 了 裂纹 扩展 阶段 . 特 别是 大 型 多通 道传 力结 构 . 这一 阶段 有 时是 相 当 长 的 ; 此 外 / 安 全 寿 命 设计 / 还未 考虑 在 使 用期
计优越于 疲劳设计 . 更具有科 学性 !
理论 性和实用性 " 直 到如今 的主要设计 思想 由于 作用 在结构 上 的外载 荷 随机 波动和结 构材质 ! 工艺 的内在随机性 使得 同一 类结 构在 同一工 况下体 现 出 损伤 容限 设计 思想 仍是各 国先进飞 机
纹 , 据此 确定 一个 零部 件或 整机 在飞 一 续 一飞 谱作 用下 的安 全使 用寿命而损 伤 容 限设计 则承认 结 构在使 用前 存在初 始
度 ! 刚 度和 疲劳 性能 的要求 - 结构就 是 安全 的 , 而 初 始缺陷 的存在 使得 / 安全 寿命设 计 0 这种 设计思 想 已经 无法 完全
保证结构 的安全性 所 以从 二 十 世 纪
高 强度 材料 有 关
在 工程 实 际特
需 要 高强
六十 年代 末期 起 的几年 中
出现 了 断 裂 事 故
厂 一 4 机冀 一机身连接处 处
机 翼 下耳 片 断 裂
> 1 18 00 0
约 1 200 0
收藏 于北航航 空博物 馆的 美制 A T 为大家展 示其 I ] 部结构 " ^ 6 教练机
损伤 容限 设计 可 以看作 是在安全 寿
之后
破损情 况 已经 比较严 重 " 如 果不
性设 计可 以取代 安全寿命设 计
直 到下次 检 保
寸 即为经济修理极 限 "
修时 予 以发现 ! 修 复或 更换 " 这样
耐 久 性 / 损伤 容限 定寿设 计思想是
上 世纪 7 0 年代 迅速 发展 起来 的 . 并 最 具 生命 力的 一种新 的设计 思想 " 无论 是 美 国 ! 欧洲还是 国内 . 都先后制定 并颁
疲 劳 的设 计 规 范 是 在 上 世纪 6 0 年代
件在使 用 期 间出现疲 劳 裂纹 . 但是要 保
证裂 纹的 扩展速 率很 慢 , 能够使 构件 有
耐 久 性损 伤容 限设计 是在 总结 吸
命 即为 经济寿 命
此 时所 对应 的裂纹 尺
取疲 劳设 计经 验和 教训 的基础 上产 生
和发展起 来的 " 从 时间上来看 . 有 关
足够 的剩 余强 度持 续工 作
国俄 亥俄河 上一座 桥梁发 生异常振 动 ,
并伴 有响亮 的破裂 声 . 最后 倒塌碎 裂成
24 块 坠入河 中 . 而 这时的载荷 只达到设
料 的 冶炼过 程 中夹杂 的气泡 冷加 工等 产生
也可 能是
由于 在工 艺过程 中经过 焊接 ! 电镀 以及 甚至是 在飞机 装配 过程
中工 人手 中 的工具掉 落在 结构 上造成
并与
命设 计 的基础 上 引入破 损安 全机 制 , 这
种设 计原 则认 为 某些 重要 承力构件 出
允许 飞机 构
进 行 再 一 次 的 大修 则 无 法 保 证 安 全 使
损伤 容限设计相容 互补 , 是确 定飞机 使用 寿命的基础设计 . 为飞机 结构在 使 用寿命 中不 致 出现 功 能性损 伤提 供
是要 求结 构在 规定 的未经 检修 的服役 周 期 内或结 束 时都应 有规定 的剩 余强度 水 平 " 对于 破损 安全 结构 . 通过使 用 多路 传 力或止裂措施 . 局部地控制不 稳定裂 纹扩展 " 对于裂 纹缓慢扩展结 构 . 其疵 瑕或缺 陷不 允许达 到不稳 定快 速扩展 所
需 要的尺寸 "
原来按 照疲
别 是飞 机 设计 中 . 为 了 以较轻 的
重 量 承 受较 大 的载 荷
劳安 全寿 命设 计的 多种美 国空军飞 机都
- J . 咬叹 甸 刽 日成
眼 嘿 羁 暇
19 70 0
F一SA A
机翼 中部切面断裂 裂
约 160 00 0
约 10 00 0
惑
1972 2
19 73 3
KC 一135 5 机翼 蒙皮壁板断裂 裂
了保证 "
用 . 但 如果进 行维 修又将 花费 数 目不小
的金钱 (飞机 一次 大修 的花销 一般会达 到 新机 价格 的四分 之一 投入 巨大 ) " 这 种 / 不 修不 能用 . 再修 不经 济 / 的寿
现不 大 的损 伤 (裂 纹 ) 后 . 在 所规定 的
检修 期 内仍 能安全 地 工作
不 同的效 能 , 其 寿命 可能 相差 数倍 之
多. 出现 了极 大 的分散 性 " 可 靠性 设
断裂设 计概念 的耐 久性定寿
后者 是建
立 在疲 劳设计 概念 的疲 劳定寿 " 可 以说
前 者耐 久性定 寿是 后者疲 劳定 寿的发展 和 完善 后者疲 劳定寿是前者耐 久性定 寿 的基 础 和 原始 阶 段 " 1975 年 , 美 国 空 军提 出用耐 久 性 ( 经 济寿命 ) 设计 概 念 来取 代原 来的 疲劳 ( 安全寿 命 ) 设 计
但是 这 并不 代 表航 空 结 更
是应 力达 到强 度极限而 破坏 . 而是 在低 于强 度极 限 的应力下 的微 小裂纹扩 展而 造成 的 断裂 1 这种低 应力 下的 断裂现 象 是 由于 实际结 构 中存在着 微小裂纹 而产 生 的 . 而 在 实际结 构中微 小裂纹 的产 生
却 是无 法避 免和 无法预 测 的 因为造 成 微 小 裂纹 的原 因很 多. 它可能 是来 自材
构 工程 师们 就 可 以高枕 无 忧 了 .
只 要人 类还 在 向 更快 ! 更 高 展 的 眼光 看 待 问题
强 的 目标 发起 挑 战 , 就 必 须 用发
生 了断裂
例 如 , 1950 年 美国 / 北极星 .
导 弹的 固体 燃料 发动机 在试 射 时由干 壳 体 断裂 发生爆炸 事故 , 而其应 力 比材料 的强 度 极限 要 小得 多 196 7 年 伦 月美
寻 求改进 传统 的概 率可 靠性分 析 方法
对飞 机 结构耐 久性设 计技 术进 行了大规 模 的研 究工作 . 结合我 国新机研制 需要
和我 国飞机生产 的具 体情况 . 对耐 久性
设计 的技 术进 行 了较 深入 的分析 和大量
的试验 研究工作 " 时至今 日 原则 我 国新研
的途 径 . 但 是这 种可 靠 性设计 的思 想 还 仅 仅 出于 理 论 研 究 的 阶 段 . 没 有 大规 模用 于飞 机结 构 的实 际设 计 工作
计载荷 的 1 0 % 左右 1969 年 1 2 月 作时
在飞机结构方面 .
美 国一 架 7一1!1 战 斗轰 事
间 内如 何 实施 检 修 制度 9 以排除
可 能出现 的意 外损 伤和初 始缺 陷 , 因此 安全 寿 命设 计 并不 能保
证 安全 "
炸机 在执行训 练任务 中做投弹 一改 出动 左侧 机翼脱 落导 致飞机 坠毁 后分析 当时飞机 的速 度 ! 重量 和过载 等 指标均 远低于最 大设 计指标 . 在正 常情
构细 节由微 小 的初始 缺陷扩 展至 一个相
内容 的飞机结构 完整性大纲 "在此期 间 ,
美 国空 ! 海军 相继颁 布 了一 系 列军 用飞 机 强度 规 范 从 19 8 6 年起 , 我 国开 始
但概 率可 靠性 模型 需要 较 多的数
据 , 用 以统计 出参 数 以便确 定 变量 的 概率 分布 . 通 常计 算 量较 大且 繁琐 虽然 近年 来 国内外 的研 究者都 在 努 力
布 了有 关的设 计标 准和 设计规 范 " 它是 用耐 久性设计定寿 . 用损伤容限设计保
证 安全 " 而疲 劳 / 损伤 容限定 寿是在 上 世纪6 0 年代至 7 0 年代这 1 0 年 中 .继 疲 劳定 寿发展 起来 的一 种设计 思想 " 它
才有可能 实现 皿翻
作中
也 增加 了耐久 性评 定工作 " 耐 久
对较小 的宏 观裂 纹尺 寸所经 历 的寿命确
定经济 维修 极 限 . 并 制定 检修 周期 " 经
制 的几 种飞机 逐步 开始采 用耐 久性设计
另外在 一些现服 役 的飞机 定寿 工
济寿命 就是 指结 构实 际使 用 的寿命 . 结
构在经 历 了一次 时间 的使用 和数 次维修
中. 需 要 更长 时间和 更 多精 力的投 入
概念 . 并在这一基础 上提 出了包括 以静 强 度 ! 刚度 ! 耐 久 性和损伤 容 限为 主要
计 的结构 设计 思想 就是基 于这 种分 散
性 ! 不确 定性提 出的 随机性 是 自然 可 靠性 分
由于 采
界各 种事 物所 固有 的特性
析 与这些 不确 定 性 紧密相 关
用概 率 的分析 方 法可 以考 虑各 种随 机
这 些微 小裂纹 是我 们在设 计之 初所没 有
考 虑到 的
时候
在 设计 人员进 行结 构设计 的
往 往是 认 为结构 是完 整的 ! 不 存
在 初始 缺陷 的 . 这 样只 要能够 满足静 强
损 伤 容限 设计 的基 础学 科 之
一就 是 断裂 力学 . 这是 一 门研 究 材料 及 结构 断 裂 强度 的 力学 . 它 的 发展 也和 人 类不 断致 力于 发展
戚 翻 暴 豁 封
团 文 / 图 王辰 胡丹
在使 用 了 / 疲劳 一安全 寿命
度的材 料
高 强度材料 的厂 泛使用 带来
在 于结 构 内部 可 能存在 着微小但 是不 可 忽视 的裂纹 等缺 陷 它们 的破 坏过 程不
设 计 .- 之 后
了增 强
结 构 的安 全性 得 到
了新 的问题 . 在实 际使 用 中不断 出现 了 一些低 应力 下断裂 的严重事 故 也 就是 在应 力远小 于强度 极限 的时候结 构就 发
因素 在均 值 附近 变化 的影 响和 它们 之
间的相 关性 . 所 以在 传统 的可靠 性分
析 方法 中
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常 用概 率论 来处 理其 不确
经 济寿 命设计 .- 的思想就 是在 损 伤 容限设 计 的基础上 产生 的 . 也 称 为耐 久性 设计概 念 " 2 0 世纪 7 0 年代 末 8 0 年 代初 . 经济 维修 性要 求促进 了耐 久性 设 计 的 发展 . 并 最 先 在美 国 F一1 6 飞 机设 计 中得到应 用 " 耐久 性设计 通过 估算 结
缺陷 (一 条或 几条 主裂纹 ) . 通 过估 算
是 用疲 劳设计定寿 . 用损伤容限设计 保 证 安全 " 二者 都是 用损伤 容限设 计概 念
保 证安 全 , 不 同的是 . 前者 是 建立 在
初始 裂纹 至 临界裂纹 的扩 展寿 命 . 能 够 确定一 个零部件在 飞 一续 一飞谱作 用下 的检 修周 期 " 损 伤容 限设计 的基 本准 则
况下绝 不应该 出现这 种事故 其 主要原 因是机 翼框 轴在进 行热处理 工艺 的时候 由于 处理不 当使得结 构 内部 出现 了缺陷 从而 引起 了低应 力下 的断裂 这 些事故 的发 生使人 们认识 到高 强度材料 不一定 在任 何情 况下都 .强 - . 不一定 在任何 情 况下抵 抗裂纹 的能 力都高 究其 原因
末 ! 70 年代初制订 的 , 而损伤 容限耐
证飞 机结 构安 全 的问题就 变 成了如何 正
确地 ! 适 当地 选择 构件 材料
措施 和确定飞机 检修时 间 "
采取止 裂
久性设计 是在 7 0 年代中后期 制订 的 " 从设 计技 术上 看 损 伤容 限耐 久 性设
耐 久性
安 全 寿 命 设 计 认 为结 构使 用 前 完 好 无损 . 不 存在 初始缺 陷 (裂纹 ) . 而
传 统 的 /安 这
全 寿 命设 计 . 要 求结 构 在一 定 的wenku.baidu.com
使 用 期 间 内不产 生 疲 劳裂纹 种 设 计 忽视 了 裂纹 扩展 阶段 . 特 别是 大 型 多通 道传 力结 构 . 这一 阶段 有 时是 相 当 长 的 ; 此 外 / 安 全 寿 命 设计 / 还未 考虑 在 使 用期
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理论 性和实用性 " 直 到如今 的主要设计 思想 由于 作用 在结构 上 的外载 荷 随机 波动和结 构材质 ! 工艺 的内在随机性 使得 同一 类结 构在 同一工 况下体 现 出 损伤 容限 设计 思想 仍是各 国先进飞 机
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度 ! 刚 度和 疲劳 性能 的要求 - 结构就 是 安全 的 , 而 初 始缺陷 的存在 使得 / 安全 寿命设 计 0 这种 设计思 想 已经 无法 完全
保证结构 的安全性 所 以从 二 十 世 纪
高 强度 材料 有 关
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六十 年代 末期 起 的几年 中
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> 1 18 00 0
约 1 200 0
收藏 于北航航 空博物 馆的 美制 A T 为大家展 示其 I ] 部结构 " ^ 6 教练机
损伤 容限 设计 可 以看作 是在安全 寿
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破损情 况 已经 比较严 重 " 如 果不
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耐 久 性 / 损伤 容限 定寿设 计思想是
上 世纪 7 0 年代 迅速 发展 起来 的 . 并 最 具 生命 力的 一种新 的设计 思想 " 无论 是 美 国 ! 欧洲还是 国内 . 都先后制定 并颁
疲 劳 的设 计 规 范 是 在 上 世纪 6 0 年代
件在使 用 期 间出现疲 劳 裂纹 . 但是要 保
证裂 纹的 扩展速 率很 慢 , 能够使 构件 有
耐 久 性损 伤容 限设计 是在 总结 吸
命 即为 经济寿 命
此 时所 对应 的裂纹 尺
取疲 劳设 计经 验和 教训 的基础 上产 生
和发展起 来的 " 从 时间上来看 . 有 关
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国俄 亥俄河 上一座 桥梁发 生异常振 动 ,
并伴 有响亮 的破裂 声 . 最后 倒塌碎 裂成
24 块 坠入河 中 . 而 这时的载荷 只达到设
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也可 能是
由于 在工 艺过程 中经过 焊接 ! 电镀 以及 甚至是 在飞机 装配 过程
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并与
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种设 计原 则认 为 某些 重要 承力构件 出
允许 飞机 构
进 行 再 一 次 的 大修 则 无 法 保 证 安 全 使
损伤 容限设计相容 互补 , 是确 定飞机 使用 寿命的基础设计 . 为飞机 结构在 使 用寿命 中不 致 出现 功 能性损 伤提 供
是要 求结 构在 规定 的未经 检修 的服役 周 期 内或结 束 时都应 有规定 的剩 余强度 水 平 " 对于 破损 安全 结构 . 通过使 用 多路 传 力或止裂措施 . 局部地控制不 稳定裂 纹扩展 " 对于裂 纹缓慢扩展结 构 . 其疵 瑕或缺 陷不 允许达 到不稳 定快 速扩展 所
需 要的尺寸 "
原来按 照疲
别 是飞 机 设计 中 . 为 了 以较轻 的
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劳安 全寿 命设 计的 多种美 国空军飞 机都
- J . 咬叹 甸 刽 日成
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机翼 中部切面断裂 裂
约 160 00 0
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用 . 但 如果进 行维 修又将 花费 数 目不小
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现不 大 的损 伤 (裂 纹 ) 后 . 在 所规定 的
检修 期 内仍 能安全 地 工作
不 同的效 能 , 其 寿命 可能 相差 数倍 之
多. 出现 了极 大 的分散 性 " 可 靠性 设
断裂设 计概念 的耐 久性定寿
后者 是建
立 在疲 劳设计 概念 的疲 劳定寿 " 可 以说
前 者耐 久性定 寿是 后者疲 劳定 寿的发展 和 完善 后者疲 劳定寿是前者耐 久性定 寿 的基 础 和 原始 阶 段 " 1975 年 , 美 国 空 军提 出用耐 久 性 ( 经 济寿命 ) 设计 概 念 来取 代原 来的 疲劳 ( 安全寿 命 ) 设 计
但是 这 并不 代 表航 空 结 更
是应 力达 到强 度极限而 破坏 . 而是 在低 于强 度极 限 的应力下 的微 小裂纹扩 展而 造成 的 断裂 1 这种低 应力 下的 断裂现 象 是 由于 实际结 构 中存在着 微小裂纹 而产 生 的 . 而 在 实际结 构中微 小裂纹 的产 生
却 是无 法避 免和 无法预 测 的 因为造 成 微 小 裂纹 的原 因很 多. 它可能 是来 自材
构 工程 师们 就 可 以高枕 无 忧 了 .
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强 的 目标 发起 挑 战 , 就 必 须 用发
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例 如 , 1950 年 美国 / 北极星 .
导 弹的 固体 燃料 发动机 在试 射 时由干 壳 体 断裂 发生爆炸 事故 , 而其应 力 比材料 的强 度 极限 要 小得 多 196 7 年 伦 月美
寻 求改进 传统 的概 率可 靠性分 析 方法
对飞 机 结构耐 久性设 计技 术进 行了大规 模 的研 究工作 . 结合我 国新机研制 需要
和我 国飞机生产 的具 体情况 . 对耐 久性
设计 的技 术进 行 了较 深入 的分析 和大量
的试验 研究工作 " 时至今 日 原则 我 国新研
的途 径 . 但 是这 种可 靠 性设计 的思 想 还 仅 仅 出于 理 论 研 究 的 阶 段 . 没 有 大规 模用 于飞 机结 构 的实 际设 计 工作
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在飞机结构方面 .
美 国一 架 7一1!1 战 斗轰 事
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可 能出现 的意 外损 伤和初 始缺 陷 , 因此 安全 寿 命设 计 并不 能保
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炸机 在执行训 练任务 中做投弹 一改 出动 左侧 机翼脱 落导 致飞机 坠毁 后分析 当时飞机 的速 度 ! 重量 和过载 等 指标均 远低于最 大设 计指标 . 在正 常情
构细 节由微 小 的初始 缺陷扩 展至 一个相
内容 的飞机结构 完整性大纲 "在此期 间 ,
美 国空 ! 海军 相继颁 布 了一 系 列军 用飞 机 强度 规 范 从 19 8 6 年起 , 我 国开 始
但概 率可 靠性 模型 需要 较 多的数
据 , 用 以统计 出参 数 以便确 定 变量 的 概率 分布 . 通 常计 算 量较 大且 繁琐 虽然 近年 来 国内外 的研 究者都 在 努 力