飞机结构完整性研究现状及发展方向
飞机结构材料的研究现状与应用前景
飞机结构材料的研究现状与应用前景近年来，随着全球航空运输的快速发展，飞机的设计、制造和运营也得到了大量的关注和投入。
作为飞机的重要组成部分，飞机结构材料的研究和应用也越来越受到人们的关注。
本文将从飞机结构材料的研究现状、应用前景两个方面，探讨当前飞机结构材料所面临的挑战和机遇。
一、飞机结构材料的研究现状1. 金属材料的应用在飞机的结构设计中，金属材料一直扮演着重要的角色。
铝合金、钛合金和镁合金等金属材料，因其具有高强度、良好的可塑性和耐腐蚀性等特点，被广泛用于飞机结构的制造中。
然而，金属材料的应用也存在着一些问题。
首先，金属材料的密度较大，会使得飞机的自重增加，降低其有效载重和航程；其次，金属材料的加工过程中，需要大量的能源和成本，且产生的废料也会对环境造成一定的影响。
2. 复合材料的兴起由于金属材料在应用中的缺陷，越来越多的人开始探寻新的结构材料。
复合材料由于其比重轻、强度高及良好的防腐蚀性等诸多优势，成为了一个理想的替代品。
尤其是碳纤维增强复合材料(CFRP) ，因为其可以在不牺牲强度情况下减轻飞机自重，因而成为了目前飞机制造的研究热点。
目前，CFRP被广泛用于飞机的机身、翼面、尾翼等部位。
例如，波音公司的新一代中短程客机737 MAX和大型客机787，采用了大量的CFRP材料，既提高了机身的强度和刚度，也减轻了飞机的自重和燃油消耗。
二、飞机结构材料的应用前景1. 高性能复合材料的应用随着CFRP在飞机结构中的广泛应用，人们对于其性能和应用范围的要求也在不断提高。
未来，高性能复合材料会成为飞机结构材料的主要方向。
这些高性能复合材料需要具备更高的强度、刚度和耐久性，才能满足飞机在极端条件下的应用需求。
2. 材料加工技术的创新除了材料本身的研究外，材料加工技术的创新也可以提高飞机结构材料的应用性能。
例如，采用3D打印技术制造结构件，可以大大缩短制造周期，减少生产过程中的浪费和成本。
同时，还可以生产出更加复杂的结构件，提高飞机性能和制造效率。
飞机材料与结构设计研究
飞机材料与结构设计研究随着科技的不断发展，飞机材料与结构设计研究也在不断改进和提高。
飞机的性能、安全性和经济性都与材料和结构密切相关。
在这篇文章中，我们将介绍飞机材料与结构设计的研究现状和未来的发展趋势。
一、材料的选择飞机材料在选择时需要考虑各种因素，包括重量、强度、可靠性、耐久性、可维护性、成本等。
目前广泛应用的材料包括金属材料、复合材料和高分子材料等。
1. 金属材料金属材料是飞机结构中最重要的材料之一，主要包括铝合金、钛合金和镁合金等。
与其他材料相比，金属材料具有较高的强度和刚度，适用于高温和高压的环境，同时还具有良好的可维护性和可加工性。
但是，金属材料的密度较大，容易引起疲劳损伤，存在应力集中现象，因此需要进行复杂的检测和维护。
2. 复合材料随着高科技复合材料的出现，飞机结构的设计得到了很大的进步。
复合材料具有优良的强度与刚度，同时具有耐疲劳性与耐腐蚀性，和轻质化等突出特点。
在降低飞机重量和提高结构强度上具有得天独厚的优势。
目前广泛应用的复合材料包括碳纤维复合材料、玻璃纤维复合材料和有机复合材料等。
尽管使用复合材料需要较高的成本和复杂的生产工艺，但是这些不足并不能阻止复合材料在未来飞机结构中的广泛应用。
3. 高分子材料高分子材料主要包括塑料和橡胶等，主要特点是强度较低，但密度轻、耐磨损、防水性和耐腐蚀性均较强。
在飞机中，高分子材料应用于各种管道、密封垫和涂料等。
二、结构设计飞机结构设计是飞行安全、承重能力和性能的关键，设计的好坏直接影响飞机的寿命和安全性。
目前，结构设计主要应用于飞机的机体、发动机和轮胎等部件。
1. 机体机体是飞机的核心部分，需要具有足够的刚度和耐久性。
其结构主要受到三种外力的影响，即空气动力、质量力和外荷载。
在设计机体时需要考虑材料的重量、性能、造价和制造工艺等因素，同时还需要考虑机体的外形和空气动力学设计。
2. 发动机发动机是飞机的动力心脏，需要具有良好的耐久性、高效性和可靠性。
航空器结构持续完整性大纲
目 录
• 航空器结构完整性概述 • 航空器结构完整性评估 • 航空器结构持续完整性维护策略 • 航空器结构持续完整性管理实践 • 未来展望与挑战
01 航空器结构完整性概述
定义与重要性
定义
航空器结构完整性是指在航空器的整 个使用寿命期间，保持其固有安全、 可靠性和性能的能力。
维修记录与报告
维修记录
详细记录每次维修和检查的过程、结果和采取的措施。
报告制度
建立报告制度，及时向上级报告重大问题和维修情况，以便及时采取措施。
04 航空器结构持续完整性管 理实践
管理层的支持与参与
01
确保管理层对航空器结构持续 完整性工作的重视和支持，为 相关实践提供足够的资源和政 策支持。
制造和维护过程中。
现代化阶段
现代航空器结构完整性管理更加注重数字化和智能化技术的应 用，通过先进的检测和评估技术，实现对航空器结构的全面、
实时监控和管理。
航空器结构完整性管理的法规要求
国际民航组织（ICAO） 国际民航组织制定了一系列关于航空器结构完整性管理的 标准和建议措施，要求各国政府和航空公司遵守。
02
制定明确的目标和战略，确保 管理层对航空器结构持续完整 性工作的方向和重点有清晰的 认识。
03
鼓励管理层积极参与相关实践 ，发挥领导作用，推动航空器 结构持续完整性工作的有效实 施。
培训与教育
制定培训计划，针对不同岗位和职责的员工进行航空器结构持续完整性相 关的培训和教育。
提高员工对航空器结构持续完整性重要性的认识，增强员工的安全意识和 责任感。
联邦航空局（FAA） 美国联邦航空局负责制定和实施关于航空器结构完整性管 理的法规和标准，确保航空器的安全性和可靠性。
航空器的结构优化设计研究
航空器的结构优化设计研究在现代航空领域，航空器的结构优化设计是一个至关重要的课题。
它不仅关系到航空器的性能、安全性和经济性，还对航空业的可持续发展产生着深远的影响。
航空器在飞行过程中会面临各种复杂的力和环境条件。
比如，空气动力、重力、惯性力等都会对其结构产生作用。
同时，温度的变化、湿度的影响以及恶劣的天气状况也会给航空器带来挑战。
因此，为了确保航空器能够安全、高效地完成飞行任务，其结构必须经过精心的设计和优化。
结构优化设计的目标通常包括减轻重量、提高强度和刚度、改善气动性能以及降低成本等。
减轻重量是一个关键的因素，因为较轻的航空器意味着更低的燃油消耗和更高的运营效率。
然而，在减轻重量的同时，必须保证结构具有足够的强度和刚度，以承受飞行中的各种载荷。
在航空器的结构中，机翼是一个非常重要的部分。
机翼的形状和结构对航空器的升力、阻力和稳定性有着直接的影响。
传统的机翼设计通常基于经验和一些简化的理论模型，但随着计算机技术和数值模拟方法的发展，现在可以通过更加精确的计算流体力学（CFD）方法来优化机翼的外形。
例如，通过对机翼表面的流线和压力分布进行分析，可以调整机翼的弯度、厚度分布以及翼梢形状等参数，以实现更好的气动性能。
机身的结构设计也不容忽视。
机身需要承受内部的载荷，如乘客、货物和设备的重量，同时还要抵抗外部的空气动力压力。
为了提高机身的强度和稳定性，通常会采用先进的材料和结构形式。
比如，复合材料在现代航空器中的应用越来越广泛，因为它们具有高强度、高刚度和轻质的特点。
此外，机身的框架结构和蒙皮的设计也需要经过精心计算和优化，以确保在各种工况下都能保持良好的性能。
除了机翼和机身，航空器的其他部件如发动机支架、起落架等也都需要进行结构优化。
发动机支架需要能够承受发动机的巨大推力和振动，起落架则要在着陆和起飞时承受巨大的冲击载荷。
对于这些部件，不仅要考虑其静态强度，还要考虑其疲劳寿命和可靠性。
在进行航空器结构优化设计时，需要综合考虑多个因素。
航空安全中的飞机结构健康监测技术研究
航空安全中的飞机结构健康监测技术研究随着世界经济的发展和人们生活水平的提高，航空运输已经成为了人们出行的重要方式之一，也成为了国家之间交流合作的桥梁。
然而，航空事故却给人们的生命财产带来了极大的威胁。
因此，航空安全问题备受人们关注，其中飞机结构健康监测技术研究也逐渐成为了航空安全领域内的重要研究方向。
一、飞机结构健康监测技术的基本概念飞机结构健康监测技术通俗地说就是对飞机结构的疲劳损伤情况进行监测和评估，旨在确保飞机的结构完整性和飞行安全。
这项技术通过实时监测和测试飞机疲劳损伤程度，可帮助维修人员及时发现并排除隐患，保证飞机运行安全。
因此，飞机结构健康监测技术是一项非常重要的专业技术。
二、飞机结构健康监测技术的研究内容飞机结构健康监测技术的研究主要涵盖了结构疲劳损伤监测、结构健康评估、结构寿命预测、智能化维护等方面。
其中，结构疲劳损伤监测是指对飞机结构进行实时监测，并记录飞机在不同工况下的振动、应力等数据，以确定可能产生疲劳裂纹的部位。
结构健康评估是指通过监测数据分析，评估飞机结构的健康状况，为维修人员提供完整性检查的建议。
结构寿命预测则是通过预测结构受力情况，预测飞机的寿命，以此来决定维护保养的时间及方式。
智能化维护是一种通过采集飞机系统的实时信息，进行数据分析、诊断和预测，并提供相应的维护建议的方法。
三、当前飞机结构健康监测技术研究的主流方法目前，飞机结构健康监测技术的研究主要采用的方法包括传统的有损和无损检测方法，以及新兴的无线传感器网络和机器学习等技术。
传统的有损和无损检测方法主要是针对飞机结构进行检查，通过观察或实验室测试，寻找可能产生故障的区域。
这种方法通常针对实体或原型进行测试，有时可能会需要拆卸并切割零件以进行检查，成本较高，并且可能会影响飞机使用寿命。
无线传感器网络是一种新兴的技术，它可以利用传感器直接安装在机体上，实时监测结构的振动、应力等数据，及时检测疲劳裂纹的发生情况，并通过网络传输给地面设备进行数据分析和处理。
飞机机翼结构的研究现状和趋势
飞机机翼结构的研究现状和趋势飞机机翼是飞机的重要组成部分，它承载着飞机的重量，同时也是飞机保持平衡和稳定飞行的关键。
随着航空工业的发展和技术的进步，飞机机翼的结构也在不断地改进和完善。
本文就飞机机翼结构的研究现状和趋势做一个简要的探讨。
一、机翼结构的发展历程飞机机翼的最早版本是桁架结构，在这种结构中，桁架是由木材或金属制成的支架，然后通过细钢索的拉力连接机翼的前缘和后缘。
虽然这种结构可以实现飞机的飞行，但它的飞行速度和稳定性都受到了较大的限制。
20世纪20年代初，在美国的著名工程师沃尔特·默勒（Walter H. Miller）的建议下，工程师们开始采用钢管混凝土结构来建造机翼。
这种结构非常坚固和耐用，但由于钢管混凝土结构在重量、成本和维护方面的缺点，很快就又被新的结构所代替。
随着航空技术的不断发展，在20世纪20年代后期和30年代初期，全金属结构成为了主流。
这种新的结构将框架改为了单独的支撑结构，机翼的面板是一个封闭的单元。
全金属结构的机翼具有较高的强度和硬度，并且重量轻，大大提高了飞机的速度和飞行效率。
到了20世纪50年代，新材料如铝合金和复合材料开始广泛应用于飞机机翼结构中。
这些新材料具有优异的力学性能，在提高飞机性能的同时，也可以减轻机翼的重量，达到更高的节能目的。
二、现代飞机机翼结构的类型现代飞机机翼结构可以分为以下几种类型：1.吊挂式机翼结构吊挂式机翼结构是一种将机翼悬挂于飞机机身下方的结构，又称为悬挂式机翼结构。
这种结构的好处是可以为飞机提供稳定的飞行，并且可以通过调节机翼的位置来改变飞机的升力。
吊挂式机翼结构还可以缩短飞机起降距离，提高飞机的适应性。
2.直接支撑式机翼结构直接支撑式机翼结构是一种将机翼直接支撑在飞机机身上方的结构。
直接支撑式机翼结构的优点是结构简单，十分适合小型飞机和多用途飞机。
它的缺点是在高速飞行时，机翼会发生较大的变形，影响飞行稳定性。
3.翼尖支撑式机翼结构翼尖支撑式机翼结构是一种结合了吊挂式和直接支撑式的机翼结构，通过在机翼的翼尖处加装支撑杆，可以解决直接支撑式机翼结构在高速飞行时的不稳定性问题。
军用飞机研究报告
军用飞机研究报告随着现代战争的不断发展，军用飞机作为一种重要的军事装备，其作战能力和技术水平也得到了不断提升。
本报告旨在对军用飞机的研究现状、技术特点和未来发展趋势进行分析和探讨。
一、研究现状目前，军用飞机的研究和开发主要集中在以下几个方面：1.机身材料和结构的改进：为了提高飞机的耐久性和抗损伤能力，军用飞机采用了多种新型材料，如复合材料、先进合金材料等，并采用了更加复杂的结构设计，以提高机身的强度和刚度。
2.发动机技术的创新：军用飞机的发动机是其核心部件之一，采用了先进的涡扇发动机技术，以提高飞机的动力性能和燃油效率。
此外，还研究了新型燃料和动力系统，如电力驱动、液压驱动等。
3.航空电子技术的应用：随着航空电子技术的不断发展，军用飞机的电子设备也得到了不断升级和改进。
例如，采用了先进的雷达、红外线探测器、电子对抗系统等，以提高飞机的作战能力和战场适应性。
二、技术特点1.多用途性：现代军用飞机具有多种作战和任务能力，如空中侦察、战斗机、运输机、加油机等，可以满足不同的军事需求。
2.高速性能：军用飞机采用了先进的涡扇发动机技术和复杂的气动设计，以获得更高的飞行速度和更好的机动性能。
3.隐身性能：为了提高飞机的隐蔽性和幸存能力，军用飞机采用了隐形设计和涂装，以减小雷达反射面积和红外辐射，从而减少被敌方探测和攻击的可能性。
三、未来发展趋势1.智能化技术的应用：随着人工智能和机器学习技术的不断发展，军用飞机将更加智能化和自主化。
例如，采用自主飞行系统、无人机联合作战等技术，以提高飞机的作战效率和安全性。
2.新型能源技术的研究：为了减少对化石能源的依赖，军用飞机将研究和开发新型能源技术，如太阳能、核能、氢能等，以提高飞机的燃油效率和环保性能。
3.全球化和联合作战的趋势：随着国际政治和经济的不断发展，军用飞机将更加注重国际合作和联合作战。
例如，采用联合编队、国际联合演习等形式，以提高作战效率和战略合作能力。
飞机机身结构设计与分析研究
飞机机身结构设计与分析研究飞机的机身结构是支撑整架飞机的主要构件，它的设计与分析直接关系到整架飞机的综合性能和安全系数。
因此，飞机机身结构的设计与分析是航空学科中极其重要而又复杂的一个领域。
在本文中，我们将详细讨论飞机机身结构的设计与分析，并介绍若干常见的设计方法和分析技术。
一、飞机机身结构的设计方法1.1 材料选择飞机机身的支撑结构通常由金属材料和复合材料构成。
金属材料的优点是韧性好、容易制造和维修；而复合材料则具有重量轻、强度高、抗腐蚀和耐疲劳等特点。
因此，在机身结构设计中，需要根据具体的使用要求和性能要求选择适当的材料。
1.2 结构布局飞机机身的结构布局是指机身的整体设计和构造形式，包括机身的形状、大小、结构细节和系统支撑等。
在设计中，需要考虑机身的翼展、载荷、材料、空气流动和其他重要因素，以确保整架飞机的飞行性能和安全性。
1.3 系统设计飞机机身的系统设计是指飞机各种机械、电子和液压系统的集成和布置。
在设计中，需要考虑这些系统的重量、尺寸、功率、电源和信号传输等因素，以确保整架飞机的可靠性、安全性和效益性。
二、飞机机身结构分析技术2.1 有限元分析有限元分析是一种基于数学原理和计算机技术的现代分析方法，它可以模拟飞机机身结构在受载情况下的应力、形变和变形等情况。
该方法具有高精度、高效率和广泛适用性等特点，已经成为飞机机身结构分析中不可或缺的技术手段。
2.2 结构强度分析结构强度分析是对飞机机身结构在各种不同负载条件下的强度性能进行评估和优化的过程。
该分析方法主要涉及静力学、动力学和疲劳强度等方面，它的结果能够为机身结构的设计和优化提供重要的依据。
2.3 疲劳寿命评估疲劳寿命评估是对飞机机身结构在循环加载和频繁运转条件下的损伤和寿命进行评估和预测的过程。
该评估方法主要涉及疲劳强度、应力分析和损伤评估等方面，可以为机身结构的使用寿命提供科学的依据。
三、飞机机身结构设计与分析的发展趋势未来，随着科技的不断发展和航空工业的不断壮大，飞机机身结构设计与分析也将会迎来更加广阔的发展空间和更多的机遇。
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第23卷 第3期 2005年9月飞 行 力 学FL IG HT DYN AM ICSV ol.23 N o.3Sep.2005 收稿日期:2005-02-01;修订日期:2005-07-05作者简介:屈玉池(1961-),男,陕西长安人,研究员,主要从事航空发动机结构强度与科技情报信息管理研究。
飞机结构完整性研究现状及发展方向屈玉池1,2,晁祥林2,陈 琪2(1.西北工业大学航空学院,陕西西安710072;2.中国飞行试验研究院情报档案中心,陕西西安710089) 摘 要:飞机结构完整性是确保飞机安全寿命的重要条件之一。
简要介绍了结构完整性在飞机设计中的发展进程及其作用;以F -4C /D 和F -16飞机为例,叙述了结构完整性在飞机结构设计和验证中的应用情况;最后指出当前我国结构完整性技术的研究现状,以及下一步的研究重点。
关 键 词:飞机结构完整性;军用规范;载荷谱;损伤容限 中图分类号:V 215 文献标识码:A 文章编号:1002-0853(2005)03-0009-04引言 飞机结构完整性大纲是从1957年B -47飞机出现疲劳问题后提出的,由此对飞机结构完整性的研究逐步形成并得到发展,在飞机结构分析中的应用于1970年前后发生飞跃。
1969年,一架F-111飞机由于机翼关键接头存在漏检裂纹,仅100飞行小时就发生事故;在此期间,C-5A 疲劳试验样机也过早地产生开裂现象。
所以,1975年12月发布的《M IL-STD -1530A 美国空军结构完整性大纲(ASIP )》增加了结构损伤容限和耐久性分析以及地面试验要求,提高了对飞机结构完整性要求[1]。
在以后的十几年中,结构完整性技术有了进一步的发展,并形成了《M IL -A -87221(U SAF )飞机结构通用规范》和《M IL-A-8860B(AS)飞机强度和刚度系列规范》。
这些规范在近十几年来广泛用于飞机结构设计和验证。
随着断裂力学、概率断裂力学的发展,在结构完整性要求的损伤容限、耐久性等分析中又融入了概率统计方法,使解决随机因素下结构发生破坏问题成为可能,进一步完善了结构完整性理论和方法。
1 飞机结构完整性研究进展在1970年以前的结构完整性大纲中,结构分析的重点是静强度和“安全寿命”疲劳设计方法。
该方法利用了一种假设,即用疲劳样机代表所有的生产型飞机,假定部队所用飞机的“安全寿命”为疲劳样机寿命的四分之一。
然而,正是在关键结构部位存在没有检测出的较大的初始裂纹引发了F -111飞机事故。
该事故说明,所采用的安全寿命疲劳设计分析方法存在缺陷,所做的全部疲劳试验并不能预测出这类飞机结构破坏,因此,所应用的M IL-A-8860系列飞机强度和刚度规范不能满足飞机结构完整性要求,迫切需要一种新的满足结构完整性要求的评估飞机安全寿命的分析方法,由此推动了飞机强度和刚度规范的改进和飞机结构完整性技术的发展。
在1970～1980年执行的飞机结构完整性大纲中,结构安全寿命要求通过损伤容限和耐久性分析体现,并以规范的形式得以贯彻,使飞机结构能承受在制造、维修或服役期间所形成的裂纹而正常服役。
美国军用规范M IL -A -83444规定了飞机结构的损伤容限要求;M IL -A -008666B 规定了耐久性要求;M IL -A -8867A 规定了地面试验要求。
这三部规范反映了当时有关耐久性、损伤容限和地面试验的技术现状,并与其它结构规范共同构成了M IL-STD-1530飞机结构完整性大纲框架。
M IL-STD-1530A 把损伤容限和耐久性要求分开,损伤容限用破损-安全概念或缓慢裂纹扩展概念设计实现。
为了满足耐久性要求,规定试验中所验证飞机的经济寿命必须大于设计服役寿命。
在飞机结构评价中,损伤容限和耐久性要求还用来决定部队对飞机结构的维修计划,并提供检查、修理的方法和预期的时间。
近十几年来,结构完整性技术有了更进一步的发展。
1985年发布的《M IL -A -87221(USAF )飞机结构通用规范》和1987年发布的《M IL -A -8860B (AS )系列飞机强度和刚度规范》是近十几年来用于飞机结构设计和验证的美国军用规范。
M IL-A-87221规范是一部以结构完整性为纲,处处体现结构完整性要求的飞机结构设计和验证规范[2]。
该规范的详细结构准则和一般参数明确规定:飞机机体结构应具有足够的结构完整性来满足本规范各个单项要求及其可能的组合。
该规范的设计和构造参数中,围绕结构完整性要求规定了飞机各种结构件的设计和制造要求。
对这些结构件设计、制造的规定都涉及到飞机结构完整性的主要要求,如载荷、破损安全、剩余强度和功能等,并特别强调损伤容限要求。
因为,这些结构件大部分是飞机机体(机身、机翼、尾翼等)总要求未涉及到的,但又是影响飞机安全性和经济性的构件。
按照飞机结构完整性的定义,这些结构件应该作为飞机结构完整性对象加以考虑[2]。
总之,M IL-A-87221作为飞机结构完整性规范,包括了飞机结构强度的内容,但把飞机结构强度作为结构完整性要求的一部分,强调损伤容限和耐久性要求,并将其纳入了飞机结构完整性体系,使结构完整性理论成为飞机结构设计和验证的指南。
随着概率断裂力学的发展,在结构完整性要求的损伤容限、耐久性等分析方法中引入了概率统计方法,不但可以解决在确定性因素下发生结构破坏的问题,而且还能解决随机因素下发生结构破坏的概率,进一步完善了结构完整性理论。
目前美国的F -22和JSF 战斗机及俄罗斯的苏-45战斗机与第三代战斗机作战性能相比有了质的飞跃,其关键技术主要体现在隐身技术、航电技术、推力矢量技术、火/飞/推综合控制等方面,而对飞机结构的要求并不明显。
也就是说,随着飞机结构的日益完善,结构完整性要求已经较为成熟。
当然,结构完整性要求还在不断提高,有关的新技术和新方法还会不断涌现,如:结构裂纹扩展迟滞研究;新型飞机结构材料(复合材料、隐身材料)的结构完整性;飞机结构的工作环境、热效应问题等。
2 飞机结构完整性的应用20世纪70年代以前,结构完整性理论在飞机结构设计和验证中的应用仅仅体现在静强度和“安全寿命”疲劳设计方面,并没有考虑结构的初始裂纹及其扩展,也没有其它更多的应用,因而不能满足现代飞机结构完整性要求。
2.1 20世纪80年代的应用状况2.1.1 在旧型号飞机上的应用一些旧型号飞机,如C -5,F -4C /D ,A -7,C -141,T-38和T-39等,在研制阶段没有进行损伤容限和耐久性分析。
结构完整性理论针对这些服役飞机的应用主要体现在对结构件的损伤容限和耐久性分析方面;结构设计和验证主要体现在对飞机使用极限(经济极限、检查间隔和安全极限)的评定。
反映此类飞机该时期的损伤容限分析和结构耐久性分析的典型例子是对正在服役的F-4C /D 飞机的损伤容限和耐久性评定。
该分析评定分为7个子项,其相互关系如图1所示。
图1 F-4C /D 飞机损伤容限和寿命评定 在7项任务中,关键结构部位鉴别是基础,应力谱制定、飞机使用极限是核心。
根据结构类型、危险程度和损坏后果鉴别关键结构部位。
如果一个部位破坏可能是灾难性的,或者结构属于裂纹缓慢扩展型或单块式结构或临界裂纹尺寸小,并且不可检,那么这个部位可能是最关键的。
制定关键部位应力谱时,用V GH 数据、飞行载荷测量数据和全尺寸疲劳试验的应力/应变测量数据把载荷数据转化成应力超越数曲线,再编制应力谱。
飞机的使用极限是指以基准飞机为基础的经济极限、检查间隔和安全极限[3]。
研究发现:当把安全、经济极限计算结果无量纲化后,所有关键部位的分散度很小;同样对试验谱的范围,分散也很小。
由此可得出结论:裂纹扩展能够从一个部位换算到另一个部位,而且谱也可进行这种换算。
2.1.2 在新型号飞机上的应用此后的新型号飞机,如B-1,A-10和F-16等,是以损伤容限作为选择材料和应力水平的设计依据,在研制阶段就执行了损伤容限和耐久性分析。
下面以F-16为例,说明结构完整性要求的损伤容限和耐久性分析方法在飞机结构设计和分析中的应用。
F -16结构完整性设计是根据M IL -STD -1530进行的,其主要工作体现在材料选择、关键部件的试10飞 行 力 学第23卷验,以及损伤容限试验和全尺寸疲劳试验。
材料选择和应力水平是根据M IL -S TD -1530的6条准则实施的。
前3条准则是静强度、气动弹性和声学要求,与旧版准则没有原则差别。
第4条准则是全尺寸疲劳试验在结构达到其经济寿命以前必须验证到至少一个寿命期,与旧版的区别在于抛弃了在寿命试验上使用的分散系数。
第5条准则是在飞机设计中考虑了相关耐久性要求。
这一要求规定,任一“好质量”的孔应能在一个服役寿命期末用一加大尺寸的铰孔进行修理或修改。
断裂力学分析认为用该方法可得到令人满意的效果。
第6条准则与安全性有关,为了满足这条准则,飞机安全结构必须在含有初始“劣质”缺陷的情况下,具有两倍服役寿命的能力,而不发生灾难性破坏。
这种安全性要求是在材料选择中增加的一个主要考虑因素,而较早的飞机选材中没有考虑这一因素[4]。
安全性要求可通过多种方法满足。
首先在全部飞行安全结构中确定断裂关键部位,并进行试验,包括等幅谱下的裂纹扩展率试验和应力腐蚀开裂门槛值确定。
接着在简单试样上做一组材料试验。
这些试验应在有紧固件的区域和没有紧固件的区域模拟飞-续-飞载荷环境,以提供分析方法的置信度。
此外,这些试验还应包括对谱的截断任务组合、载荷排列顺序和应力水平变化的灵敏度。
利用上述试验数据制定分析方法,以扩大对各种结构部位的预计能力。
最后,由两种方法验证结构能否满足其安全要求。
首先进行损伤容限试验,对飞机的大部件(可能是一架整机)进行试验,并在关键部位引起初始裂纹[5];然后,把这些试验结构与断裂分析联系起来。
第二种验证方法是全尺寸疲劳试验,必须分析全尺寸疲劳试验裂纹,以确定裂纹扩展率或结构中的当量初始缺陷是否违反损伤容限要求。
2.2 近期的应用状况1997年,国际航空组织建议飞机制造商采用现代损伤容限准则重新检查由常规安全寿命和/或破损-安全原理设计的老龄飞机,以形成结构完整性补充检查文件,规范其关键结构的损伤检查。
YS-11涡轮螺桨运输机结构完整性补充检查文件(SID)的编制是近十几年来结构完整性要求在现代飞机结构设计和寿命分析中取得成果的综合应用[6]。
编制SID 的目的是借助先进的分析和试验手段,建立检查要求,并要求在较早时间检查出老龄飞机关键结构的损伤状况。
在制定SID 时,首先确定适用于SID 的典型飞行剖面,编制飞机每个关键结构的应力谱,并充分考虑YS-11运输机研制数据、机组使用经验和相关国际标准。
SID 补充了原有的维修大纲,明确了为保证老龄飞机机体的结构完整性必须对指定的结构件进行检查的要求。