飞机结构的损伤容限及其耐久性分析

飞机结构的损伤容限及其耐久性分析

【摘要】随着航空航天技术的发展，飞机结构设计的理论与思想也不断更新，从静强度、动强度、疲劳强度及断裂强度的进化，而损伤容限/耐久性分析也已成为目前飞机结构设计的重要规范。本文将从飞机结构设计的发展历史说起，详细介绍飞机损伤容限与耐久性分析的设计思想、理论和基本方法，为飞机结构设计提供理论基础。

【关键词】飞机结构设计思想；耐久性分析；损伤容限

1、前言

随着航空技术的快速进步，基础力学包括结构力学，断裂力学等基础理论的发展，飞机结构设计的方法也日新月异。飞机结构的损伤容限及耐久性分析在理论的基础上，以及长期的飞机结构设计经验和服役工作历史的数据积累上，国际航空届以标准设计规范的形式确立下来的一种飞机设计方法。基于损伤容限和耐久性分析的飞机结构设计方法延续以往的设计方法的优点，并相应的补充发展，经过不断的实践发展，目前已具备实用性和形成了相对完整的设计系统。目前各国的适航认证规定最新设计的民用飞机必须按照损伤容限设计，这充分说明了损伤容限及耐久性分析设计方法的重要性，因此其在国内的推广与应用是必然。

2、飞机结构设计理论的进程

从飞机诞生以来，飞机的飞行实践应用推动者飞机设计思想的不断进化。飞机分为军用机和民用机，民用飞机注重安全与成本，军用机则更加注重飞机的战斗能力和存活性能等方面。

因此飞机结构设计思想随着对飞机要求的不断变化而更新，目前正向着高机动、高稳定性、低成本、长使用寿命的全面设计方法方向进步。

飞机结构最初是采用目前熟知的静强度分析，即对飞机结构的抗拉、压、扭转等各种强度与载荷进行设计计算，引入一定的安全余量系数，使其满足各种结构强度设计的规范。这是最早期的设计方法，静强度设计的要求主要考虑的飞机结构强度，但相对来说过于简单不够全面。

随着第一次世界大战的进行，在飞机使用的过程中发现，飞机的结构设计不断要有强度上的要求，而且在刚度方面也要满足，这对于飞机的振动有很大的影响。并确保飞机的振颤速度满足设计的规范。当引入对于飞机的气动弹性要求后，飞机的结构设计必须进行目前熟知的飞机模型风动实验和相关的振颤校核。

在20世纪60年代末，对于飞机的寿命也提出了一定的要求，因此对于飞机的疲劳安全寿命的设计方法应运而生。把飞机在使用周期内的安全问题作为飞机结构设计的目标，即保证飞机在使用过程中，不会产生疲劳裂纹。但是由于当时

材料，制造和装备上的问题，飞机结构疲劳的情况无法得到有效改善。

基于上述原因，美国修改了相应的军用机设计标准，在疲劳安全寿命的前提上，添加了损伤容限设计和实验的新标准。通过新的设计标准控制飞机的安全使用周期和裂纹扩展寿命等，通过损伤容限实验和模型疲劳实验等方法进行验证，目前仍广泛采用此方法。

但这一方法仍然无法有效保证飞机的可靠性与安全。美国空军提出损伤容限/耐久性设计方法，将此设计方法纳入了新的飞机设计规范，并广泛应用于民机和军机中。随着新的对于飞机的安全和可靠性的要求，可靠性设计方法也逐渐进入飞机设计师们的视野，但由于可靠性设计的复杂性，目前还未得到广泛应用。以上就是飞机结构设计思想的演化发展的过程。

3、损伤容限与耐久性分析结构设计方法总体介绍

3.1 耐久性分析/损伤容限基本思想介绍

耐久性的基本概念是指在飞机使用寿命周期内飞机结构承受疲劳断裂、磨损、外界腐蚀及热疲劳等外界损伤的性能。耐久性分析是建立在确定飞机结构在使用前的各种不足，例如在飞机制造与运输等成型环节中所产生的原始缺陷，飞机结构在外力载荷和各类环境参数的共同影响下，会渐变的行成初步微量的结构裂纹和损害，随着使用的过程，缺陷会继续发展扩展并导致结构的破坏和影响飞机的正常使用，必须实时遏制裂纹发展并进行维修。

在考虑飞机结构在投入使用前的原始不足，以及使用过程中环境因素和外力载荷的破坏的前提下，通过在设计中考虑这些因素，将疲劳裂纹和损伤缺陷限制在可控的范围内，保证结构的强度要求，这就是损伤容限设计的基本思想。设计的基本准则是要保证飞机结构在使用周期内必须满足规范所要求的强度余量，并控制缺陷在能够稳定控制其扩展的尺寸范围内。

3.2 寿命要求

飞机结构采用损伤容限和耐久性分析方法进行结构设计，确定飞机结构的寿命是采用综合分析的方法。损伤容限主要是运用监控裂纹扩展缺陷来制定维修周期，并保证结构剩余强度达到规范的使用要求及正常运行。而耐久性分析则是以断裂力学理论为依据制定飞机结构维修间隔来确定飞机总体使用寿命，使其高于设计使用声明；因此，运用该设计方法来确定飞机结构使用寿命的指导思想的核心在于：运用损伤容限确定飞机的正常运行，耐久性设计确定飞机使用寿命。

3.3 理论基础-断裂力学介绍

飞机结构在外在载荷和环境各类因素的影响下产生各类裂纹，此类缺陷导致飞机的使用周期下降，并影响了飞机的安全可靠性，但是由于该现象无法用传统的理论科学去解释，断裂力学这门专门针对裂纹结构力学行为的学科应运而生，

而飞机结构损伤容限/耐久性分析设计方法正是在这样的基础上发展并广泛应用的。

断裂力学的基本理论框架包括研究裂纹尖端应力场、裂纹的扩展规律、裂纹开裂规律以及各类激励下的裂纹响应等，此理论从20世纪60年代兴起，发展到今天依然吸引着众多学者研究，保持着强盛的学科生命力。

3.4 飞机结构设计的基本途径

耐久性分析是在疲劳分析的基础上发展并完善起来的。通过统计概率断裂力学理论的积累，依靠数值模拟和实验结合等方法科学的研究裂纹产生和裂纹扩展规律，从总体上指导飞机结构设计，并提高飞机结构设计的可靠性和准确性，使飞机结构设计的理论有了一个质的飞跃。

耐久性设计的基本方法是：1，满足设计规范的基本要求；2，进行耐久性具体设计，包括针对材料强度、结构设计优化（降低应力集中和加工应力）、工艺设计、应对特殊环境防护、加工与装配质量控制等环节进行耐久性考量；3，耐久性校核，在设计初期，对飞机结构进行理论计算与分析，为实验提供指导与依据。后期进行实验，得到耐久性评估与校核报告。由于考虑实验成本，主要是针对飞机的关键部位和重点缺陷进行实验验证。

损伤容限设计是对耐久性分析的一定补充，保证飞机在产生裂纹的同时满足设计使用的安全强度。因此，建立损伤容限设计的标准与校核规范是飞机结构设计不可缺少的一部分。

损伤容限设计针对不同的飞机结构有不同的标准与检修规范，因此首先是根据飞机结构的裂纹扩展情况进行飞机结构的划分，然后根据划分类型来针对不同结构制定不同的损伤容限设计规范。这些规范主要体现在结构形式的确定，材料选型上。另外针对评定的标准，则是对飞机结构进行损伤容限校核，在飞机结构裂纹扩展规律的基础上，考察飞机结构的强度余量是否满足飞机可靠安全飞行的要求。

参考文献

[1]中国航空研究院.军用飞机疲劳·损伤容限·耐久性设计手册（第四册）：耐久性设计[M].北京：中国航空研究院，1994.