耐久性_损伤容限设计简介
李戈岚,刘汉海:耐久性/损伤容限设计简介
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耐久性/损伤容限设计简介
李戈岚,刘汉海
(沈阳飞机设计研究所,沈阳 110035)
摘 要:概述了飞机结构耐久性/、/及方法,供设计人员参考。
关键词:耐久性;;;典型检查间隔;最小未修使用期
nonaboutDurability/DamageToleranceDesign
LiGelan,LiuHanhai
(ShenyangAircraftDesign&ResearchInstitute,Shenyang 110035,China)
Abstract:Thispapersummarizesthebasicconceptanddesigncriterionaboutaircraftstructuredurability/damagetolerancedesign,andthebasicprincipleandmethodofdurability/damagetolerancedesignandisintendedforyoungdesigners.
Keywords:durability;damagetolerance;economicallife;durabilityservicelife;degreeofin2spectability;typicalinspectioninterval;minimumperiodofunrepairedservice
1 耐久性/损伤容限设计的基本思想
111 耐久性损伤容限设计的基本思想
(1)耐久性设计基本准则
Nsj≤Ne
期)次数;Tei为第i次大修期(寿命)。用图形表示,如图1所示。
(3)损伤容限设计基本准则
在规定的未经维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。
(4)损伤容限设计基本概念
承认结构在使用前就带有初始缺陷,在使用中不可避免受到外来物的损伤,但必须把这些缺陷和损伤在规定的未修使用期内的增长控制在一定的范围内,使得裂纹不发生不稳定(快速)扩展,并在此期间,结构应满足规定的剩余强度要求,以满足飞机结构的安全性和可靠性。用公式表示为:
Lmax
(2)
式中,Nsj为使用寿命;Ne为耐久性寿命。
(2)耐久性设计基本概念
认为飞机结构在使用前(在制造、加工、装配、运输时)就存在着许多微小的初始缺陷,结构在载荷/环境谱的作用下,逐渐形成一定长度和一定数量的裂纹和损伤,继续扩展下去将造成结构功能损伤或维修费用剧增,影响飞机的使用,此时必须进行修理(经济修理),这种修理可以进行若干次,直到满足使用寿命。用公式表示为:
n
Nsj≤
∑T
i=1
ei
(1)
式中,Nsj为设计使用寿命;n为修理期(经济修理
收稿日期:20040610
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式中,Lmax为可能出现的最大裂纹尺寸;Llin为对应的临界裂纹尺寸;Pmax为可能承受的最大载荷;Psyu为满足剩余强度要求的许用载荷。
图2为损伤容限设计概念示意图。
(5)耐久性损伤容限定寿的基本思想:由公式(1)和图1可见,耐久性定寿是按断裂力学概念不断的确定修理周期(修理寿命)连续进行定寿,
飞机设计第4期2004年12月
使得总的寿命不小于(大于或至少等于)设计使用寿命;又由图2可见,损伤容限设计是通过对裂纹由可检裂纹到临界裂纹的扩展,确定检查周期(检查间隔),使得结构满足规定的剩余强度要求,保证飞机结构的安全性和可靠性。因此,耐久性损伤容限定寿的基本思想可简言之,飞机的结构用耐久性设计定寿,
图1
耐久性要求与概念
图2 损伤容限设计概念
112 耐久性/损伤容限定寿与疲劳/损伤容限定
寿的区别
耐久性/损伤容限定寿设计思想是上世纪70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60年代至70
年代这10年中继疲劳定寿发展起来的一种设计思想。它是用疲劳设计定寿,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。两者不同之处见表1。
李戈岚,刘汉海:耐久性/损伤容限设计简介
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表1 疲劳、断裂设计类比
项目
1.目标
疲劳设计断裂设计
确定无裂纹寿命(出现宏观裂纹之前)即“安全寿命”确定飞机结构的经济寿命(首先确定各关键部位的经济极
一般nf=4～6
裂纹成核后至宏观可检裂纹(由检测能力确定)可取
015mm左右
2.分散
限和安全极限)一般nf=2
损伤容限::()MIL—A—83444
()
A—008866B(1975)MIL—STD—1530A(1975)
系数
3.界限
4.规范
重复载荷和疲劳(安全寿命)规范MIL—A—(USAF)(1971)MIL—STD—
5.理论
S-N
改善抗疲劳品质,注意降低几何、材料和载荷的连续造成的应力集中
结构中应力水平较高和疲劳敏感区的所有部位
全尺寸飞机(部位)疲劳试验,生产型飞机,程序块谱或随机谱,试验计划无明确规定
4倍(4～6倍)寿命———安全寿命。试验后检查无明
建立在线弹性断裂力学的基础上耐久性———概率统计、小裂纹断裂力学
损伤容限———断裂力学模型,裂纹扩展,剩余强度采用耐疲劳及抗断裂工艺措施(如孔挤压、强化等)提高耐久性和耐损伤能力
损伤容限分析(安全考虑):每架战斗机20～200个部位耐久性分析(经济性考虑):每架飞机几千个细节设计部位全尺寸飞机(部件)损伤容限和耐久性试验,早期的研制、试验和鉴定用飞机,飞-续-飞随机谱,试验计划明确———飞机生产前达1倍寿命,第一个生产期交付前达2倍寿命
2倍寿命———经济寿命,试验后要拆毁检查
6.细节
设计
7.严重
设计
8.验证
方法
9.试验
周期
10.监控
确要求
飞行监控系统———参数(三向过载、高度、速度、舵偏角、姿态角、油量等)记录系统
作为新机设计,单纯的疲劳安全寿命概念是不足取的,是不能确保安全的
疲劳定寿,损伤容限评定确定检查周期
飞行裂纹跟踪系统,地面检查
引入损伤容限设计和耐久性设计技术是发展方向,代表了新的、先进的设计思想
耐久性定寿,损伤容限评定确定检查周期
措施
11.新机
设计
12.老机
评定
注:对于特定的某一新机设计,如果采用疲劳-断裂设计观点的“总寿命”应采取下列措施:
(1)对于不可拆卸、不可检结构采用裂纹缓慢扩展概念。
(2)对于可拆、可检结构引入疲劳-断裂设计概念,并要严格进行损伤监控,还需进行疲劳、损伤容限、耐久性的综合试验
验证。
2 设计思想的发展与设计规范
211 设计思想的发展与设计规范
随着设计思想的演变和发展,设计规范也在
不断的更新和完善。上个世纪50年代,由于一系列飞机的疲劳破坏事故,使设计人员认识到疲劳问题的重要性,由过去的静强度、刚度设计概念增加了疲劳(安全寿命)设计概念。60年代末70年代初出现的多起飞机机体断裂事故,使设计
人员进一步认识到疲劳设计还远不能保证安全,从而又增加了以断裂力学为基础的损伤容限设计概念。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,详见表2。
我国相应颁布的军用飞机强度规范详见表3。
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表2 相应的美军标
规范号
MIL—A—008866A系列
飞机设计第4期2004年12月
c.采用破损安全或损伤容限,保证结构的
主要特点
时间
安全性。
d.结构细节设计的疲劳试验积累了宝贵的
1971.3.31安全寿命、破损安全、损
MIL—STD—1530MIL—A—83444MIL—A—008866BMIL—STD—1530A
1972.9.11974.7.2
伤容限
飞机结构完整性大纲损伤容限要求
经验。
(3)第3个转折点———破损安全到损伤容限/耐久性(1978年,民机)
a.1975.8.22耐久性要求
1975.12.11飞机结构完整性大纲损
。
。,它包含疲劳、腐蚀、
MIL—A—87221MIL—A—87221AMIL—A—87221BJSSCT2206
伤容限/耐久性建立
1985.2.28飞机通用规范1989/。
(4)第4个转折点———损伤容限/耐久性(1995年至今,军机,民机)
a.广布损伤在一些老龄机上的存在,对损
表3 相应的国军标
规范号
GJB67.1—85GJB67.2—85GJB67.3—85GJB67.4—85GJB67.5—85
规范名称
军用飞机强度和刚度规范军用飞机强度和刚度规范军用飞机强度和刚度规范军用飞机强度和刚度规范军用飞机强度和刚度规范
军用飞机强度和刚度规范
军用飞机强度和刚度规范
军用飞机强度和刚度规范军用飞机强度和刚度规范
规范内容总则飞行载荷其他载荷地面载荷水上飞机的承载和操作载荷可靠性要求和疲劳载荷
气动弹性不稳定性振动地面试验飞行试验核武器效应文件和报告声疲劳飞机要求
伤容限是否有效提出挑战(AIDS)。
b.腐蚀损伤在老龄机上日趋严重,对耐久
性和使用寿命的确定提出挑战。
3 耐久性损伤容限设计基本理论与方法
311 断裂力学是损伤容限设计与耐久性设计产
GJB67.6—85
GJB67.7—85
生和发展的理论基础
任何工程结构(包括飞机结构)都不可避免地存在着类似于裂纹的缺陷。它们或是结构材料固有的,或是制造加工过程中造成的,也可能是使用过程中造成的损伤。这些缺陷(或损伤)的存在和扩展,降低了结构的承载能力,甚至使之失效。但是,在工程结构设计实践中认识到这一点是一个漫长的过程,甚至是血的教训。下面举几个曾在国内外航空界引起极大震动的典型实例。
英国的deHaviland公司在1952年研制了双喷气发动机带增压舱的旅客机“彗星”1号(CometⅠ),并有6架投入伦敦至南非和伦敦至远东航线上定期飞行。1年以后,1架在印度上空热带风暴中失事,接着又有2架连续在罗马附近上空失事,造成了震惊世人的空难事件。事后对回收的飞机残骸进行分析研究发现,由于座舱顶部窗口边缘一个微小裂纹在增压舱重复载荷作用下扩展而引起爆裂,使得飞机失事。后来又用已停飞的飞机座舱进行模拟试验,重现了座舱爆裂的过程。
1969年,美国空军1架F-111飞机在执行
GJB67.8—85GJB67.9—85
GJB67.10—85军用飞机强度和刚度规范GJB67.11—85军用飞机强度和刚度规范GJB67.12—85军用飞机强度和刚度规范GJB67.13—85军用飞机强度和刚度规范GJB775.1—89军用飞机结构完整性大纲GJB776—89 军用飞机损伤容限要求
212 规范发展的4个转折点
(1)第1个转折点———静强度到安全寿命(1960年,军机、民机)
a.满足飞机基本性能和静强度设计,不能
自动满足使用寿命要求。b.疲劳寿命对飞机结构十分重要。c.采用安全寿命原理,保证使用寿命期的
安全。
(2)第2个转折点———安全寿命到耐久性/损伤容限(1971～1975年,军机)
a.结构中的缺陷和裂纹不可避免。b.“安全寿命”不安全。
训练飞行任务时,机翼枢轴接头突然断裂,造成机毁人亡。该架飞机仅飞行了100h,而飞机疲劳试验寿命达到40000飞行小时,远没达到安全
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(2)断裂准则
寿命使用期。
我国自行研制的某型飞机42框下壁板发生腐蚀开裂,飞行时间也只有几百小时,尽管该型飞机已完成了全机(包括部件———42框本身)4×3000飞行小时(12000h)的疲劳试验。
这些实例无论是用经典的力学(静力学、弹性力学、结构力学和强度计算)还是用疲劳S-N曲线都无法进行解释。因此,必须产生一种研究含裂纹的结构力学行为的新的力学学科,即研究裂纹尖端应力场、裂纹起裂准则、,,反过来,断裂力学理论又在这些工程实际中得到了更深入广泛的应用。飞机结构的损伤容限设计技术和耐久性设计技术就是在这样的背景下产生和发展起来的。312 工程断裂力学理论与方法简介
(1)裂纹尖端应力场
只列出无限大板含中心裂纹,在无穷远处作用均匀应力σ,如图3所示,裂纹长度2a
。
裂纹扩展曲线如图4所示。
图4 裂纹扩展曲线3个阶段2个门槛值
Δk≤kth裂纹不扩展,曲线A段;Δk>kth裂纹扩展,曲线B段;
Δk≤kIC裂纹不快速扩展,曲线B段;Δk>kIC裂纹快速扩展,曲线C段;kth为裂纹扩展起裂门槛值;
kIC为裂纹快速不稳定扩展门槛值,又称材料
的断裂韧度或断裂韧性。
(3)材料裂纹的扩展公式(对材料而言,等幅载荷谱)
a.Paris公式(1961年)
n
=c(Δk)dN
(5)
式中,c,n为材料常数,变程Δk=kmax-kmin在不太大和不太小时适用。
b.Farman公式(1967年)
c1(Δk)1=
(1-R)kc-ΔkdN
n
(6)
式中,c1,n1为材料常数;kc为材料断裂韧性。
c.Walker公式(1970年)
图3 无限大板含中心裂纹
σx=σ
y=
τxy=
KIKI
πrcoθ1-sinsin22(3)
=dN
c[(1-R)c[(1-R)
M1-1M2-1
ΔK]n,(0
(7)
θco1+sinsin
22πrπrsin
式中,c,n为材料常数,M1,M2为应力比影响指数。
d.Closure公式(1971年)
Kθθcos222
1-cf
=dN(1-R)(1-cf0)
n
(8)
式中,KI为强度因子
KI=lim
r→0
P
σ其中,cf=cf-1+(cf0+cf-1)(1+R),cf=σcl/max
πσry|θ=0=σa(4)
式中,cf,cf0,cf-1,p为材料常数;σcl为闭合应力。
(4)裂纹扩展寿命计算
由式(3)可见,当r→0时,公式出现奇异性,即σx,σy,
τ。xy→∞
・28・由
=f(k,a,R)可导出:dN
-1
=f(k,a,R)=φ(k,a,R)da
N=
飞机设计第4期2004年12月
(2)多样性
a.所有主要结构和次要结构、所有的材料
体系。
b.结构功能的多样性———包括强度、刚度、
φ(k,a,R)da
∫
a0
a1
维形、保压、运动功能、操纵效率等。
c.功能失效模型的多样性———包括疲劳开
对a进行积分,便得到由初始裂纹扩展至临界裂纹的寿命。
裂()、腐蚀、热退化、d.量的多样性
4 耐久性损伤容限设计
411 耐久性设计
、损害功能的裂纹尺1mm,也可能大于1mm,甚至到临界尺寸。
(3)较小裂纹
耐久性设计主要研究对象是结构疲劳裂纹的萌生和较小裂纹扩展,它们的尺寸一般都在1mm以下,没有具体的位置。因此,在耐久性分析和试验中,无论采用哪一种方法,都必须直接或间接地与较小裂纹群及尺寸的统计分布联系起来。
(4)可靠性要求
耐久性分析、试验、生产质量控制,检测和断口分析中都必须有较高的可靠性要求。在较小裂纹尺寸范围内,一般选用的可靠度为95%。
(5)维修性要求
在耐久性设计中,经济修理后的寿命计入总寿命,并且在经济寿命范围内可多次修理。41112 耐久性设计要求
(1)设计资料任务(任务Ⅰ)
思想,考虑了结构的维修性和经济性。断裂力学理论,更科学地研究裂纹萌生和相对短的裂纹群体的扩展,因此,提高了设计的精确性和可靠性,而且也使得飞机结构设计技术从理论上跃升到一个新的水平。
从1986年起,我国开始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。在此基础上,GJB77511—89《军用飞机完整性大纲———飞机要求》中纳入了耐久性设计原则,还在其附录A中详细地规定了飞机结构耐久性设计和地面试验要求。时至今日,我国新研制的几种飞机逐步开始采用耐久性设计原则,另外在一些现服役的飞机定寿工作中,也增加了耐久性评定工作。
耐久性设计可以取代安全寿命设计,并与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了保证。41111 耐久性设计特点
(1)量化控制
a.总控指标———经济寿命。
b.原始疲劳质量的当量初始缺陷尺寸(EIFS)分布。
c.损害功能的裂纹尺寸。d.应力水平和应力集中。e.材料性能。f.工艺选择准则。
g.在使用期内裂纹超过指定尺寸的细节数。h.结构的损伤度。
设计资料任务是把已获得的理论研究,工程应用研究成果,以及所积累的飞机使用经验用于确定研制试验、飞机结构设计和材料选择的特定准则中。
本阶段有如下几项任务:
设计使用寿命与用途→制定飞机结构完整性大纲总计划→选择特定飞机的设计准则→制定耐久性控制计划→材料、工艺和连接方法的选择。
(2)设计分析与研制试验(任务Ⅱ)
材料和接头的许用值→设计使用的载荷/环境谱→耐久性分析→设计研制试验。
(3)全尺寸试验(任务Ⅲ)
a.目的
验证试验件在承受设计使用飞-续-飞载荷/环境谱的情况下,经济寿命大于设计使用寿命。
b.试件
完整的全尺寸机体结构,尽可能与实际生产
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所设计的飞机的机体结构符合耐久性设计的一般要求,并为耐久性试验提供依据。在完成耐久性试验后,耐久性分析应解释和评估耐久性试验结果,以便确定经济寿命和经济修理时间,以及服役使用载荷环境发生变化时,预测经济寿命的变化。
a.选择的设计飞-续-/环境谱,设b.,件,它主要控制在1mm(013～110mm)以下疲劳裂纹的萌生和扩展,1架飞机通常几千个部位。
c.耐久性分析方法(a)裂纹萌生方法(CIA)———如在可修理的孔边出现了018mm疲劳裂纹。
(b)断裂力学方法(DCGA)———a0→ad→
ae较小裂纹扩展规律。
dN
a0为初始裂纹;ad为可修理裂纹;ae为经济极限裂纹。
c.概率断裂力学方法———IFQ(原始疲劳质量),EIFS(当量初始缺陷尺寸),TTCI(裂纹形成时间)。
(4)耐久性试验
试验目的是预示或验证机体结构的薄弱环节和危险部位,作为确定经济寿命的基础。
耐久性试验是研制、鉴定飞机结构使用寿命、可靠性和经济维修性的基础,应制定并执行完整的耐久性试验大纲,以保证飞机结构满足寿命、可靠性要求。
a.研制试验
(a)材料特性和接头许用值。(b)材料的选择。(c)分析方法。(d)应力水平。(e)谱的影响。(f)环境影响。
(g)制造容差影响。
(h)关键件耐久性早期验证。
(i)低能量的冲击、冲击损伤对复合材料结
的服役飞机机体相同。
c.进度
批生产前完成1倍设计寿命试验,并进行一次关键结构部位的检查。第一架批生产飞机交付前完成2倍设计寿命试验,并再次进行关键部位的检查。
d.检查
根据飞机完整性大纲附录A的规定实施。e.试验持续时间
至少完成2倍设计使用寿命期的试验,安排后续试验,(4)(a.。b.。c.分析的最后更新。
d.编制部队检查和修理准则。e.部队结构维修计划。(5)部队管理(任务Ⅴ)a.载荷/环境谱测量。b.单机跟踪数据。c.单机维修时间。d.结构维修。41113 飞机结构耐久性设计
(1)一般要求
在设计使用载荷和环境谱的作用下,按耐久性设计的机体结构经济寿命应大于设计使用寿命,设计目标是使疲劳开裂裂纹或其他结构和材料的退化减到最小,以便尽可能防止过度的或昂贵的维修以及引起油箱渗漏,操纵效率降低,座舱降压等功能问题。研制方应遵循GJB6716要求编制飞-续-飞载荷/环境谱,完成必要的分析和试验工作,以便证实符合完整性大纲附录A要求。经济寿命是通过耐久性试验评估后得到的具有高可靠度的结构可使用寿命,已考虑了试验的分散性和计算的不确定性。
(2)耐久性细节设计
a.选择耐久性材料。
b.控制应力水平和应力集中。c.结构细节耐久性优化设计。d.选择抗疲劳工艺。
e.选择腐蚀防护和热防护措施。f.质量控制和管理。(3)耐久性分析
耐久性设计的初级阶段所有的分析应能显示
构耐久性的影响。
b.全尺寸机体结构耐久性试验
(a)对机翼、机身等组合件进行全尺寸耐久性试验。
・30・
(b)对完整的1架飞机进行全尺寸耐久性试
(1)结构设计类型
飞机设计第4期2004年12月
验。
(c)对起落架、框架、尾翼单独进行全尺寸
a.裂纹缓慢扩展结构———无止裂特性单传
力途径———静定结构。
多传力独立结构b.多传力非独立性结构全结构
多传力止裂结构裂纹缓慢扩展概念———结构中的缺陷或裂纹,,。
两种设计概念都假设构件上存在未被检查出的裂纹和损伤,并在整个规定的未修使用期内,构件应具有规定的剩余强度。
(2)可检查度,详见表4。
表4 可检查度与检查间隔
可检查度飞行明显可检地面明显可检巡回目视可检特殊目视可检场站或基地级可检使用中不可检
典型检查间隔
1次飞行2次飞行(1天)10次飞行1年1/4寿命期1个寿命
耐久性试验。
在飞-续-飞载荷/环境谱作用下,至少完成2倍设计使用寿命的耐久性试验。试验结束后,可作如下补充试验:
(a)与损伤容限相结合的继续的耐久性试验,这是优先选择的后续试验。
(b)为了检查实际寿命,验。
(c)验前,(d)。
(e)使用谱的敏感试验———谱对比试验。(f)试验结束,试件应作拆毁检查。(5)腐蚀防护和热防护
备 注
为了在整个预期的使用寿命期内,把腐蚀和热环境对耐久性和维修费用的影响减少至最小,需在详细初步设计阶段,就应致力于腐蚀和热的防护和控制,选择防腐蚀与耐热材料和最佳的防护办法。
应力腐蚀开裂和电化腐蚀是2个严重问题,他们往往起源于制造过程。而且只有在使用寿命后期才暴露出来,因而,要求严格控制机体的最后加工。
(6)磨损
与活动功能有关的机体结构,可动结构表面,可拆卸的零件、舱门、滑轨、…,必须在规定的服役使用期内有效,而不至于因磨损而影响功能。应用能计之结构变形效应的模拟试验来确定每个磨损面的磨损程度,并将相应资料编入维修技术说明书内。因磨损量很难预算,设计中应充分考虑磨损部位的可达性,以便能实地进行检测。
(7)有特殊寿命限制的结构
允许定期修理或更换的结构部件,可以提高经济效益,修理或更换期可低于机体寿命,为机体寿命的某一百分比。41114 结构损伤容限设计
允许修复、修理保证安全的破损安全结构类型
破损安全结构与裂纹缓慢扩展结构类型裂纹缓慢扩展结构类型
(3)缺陷假设
a.缺陷假设的类型
(a)各种无损检测能力确定的最小可见裂纹尺
寸→未修期裂纹起点→确定检查周期→保证安全。
(b)显微断口反推技术等方法确定的当量裂纹尺寸(01125mm孔边角裂纹)→紧固件分析的基础、构成连续损伤、剩余结构损伤假设的组成部分→代表材料、加工工艺实际可能产生的最差质量。
b.可靠性要求
置信度95%,检出概率90%,a0=215mm;置信度50%,检出概率99%,a0=310mm;置信度50%,检出概率90%,a0=1125mm。c.使用中检查后损伤假设
由于采用按计划的使用中检查来保证安全,一次检查后结构的初始裂纹,假设要求与外场或修理厂的无损检测能力相适应,不要求与制造厂最初的制造生产检验时的无损检测能力相适应。
(4)剩余强度要求
带有损伤的结构在连续使用期内任一时刻有
耐久性设计证明,合格的结构对保证飞机的飞行安全是必需的,但不是充分的,因为它没有考核结构抗裂纹断裂和抗断裂的能力。应当建立损伤容限及其验证要求,以便为飞行安全结构和其他选定结构规定最低限度的损伤容限能力。
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效的静强度值定义为结构的剩余强度,或简言之,开裂结构的承受能力就是剩余强度。结构剩余强度通常是随损伤尺寸的增加而下降的。
用Psyu表示剩余强度,指损伤存在的飞机在规定的最小未修使用期内必须承受的载荷,其值取决于结构总的可检度,见表5。
表5 剩余强度与检查间隔放大倍数
PPFEPGEPWVPSVPDMPLT
可检度
飞行明显可检地面明显可检巡回目检特殊目视典型检查间隔1次飞行
2次飞行(1天)10次飞行1年放大倍数 100 [1**********]0
(5)在最小未修使用期内带损伤的飞行安全结构应保持要求的剩余强度,见表6。
表6 使用中可检结构最小未修使用期
可检度飞行明显可检地面明显可检巡回目检特殊目检场站或基地级
PsyuPEFPGFPWVPSVPDM
最小未修使用期飞回基地
2次飞行5倍检查间隔2倍检查间隔
2倍检查间隔
备注
1次飞行
2次飞行,允许1次漏
检
50次飞行,没有把握2年,检查重复度↑
1/2寿命检查重复度↑
(6)初始检查间隔与后续检查间隔
对于破损安全结构,必须设计成在主传力途径破坏后,在规定的可检查间隔内,具有要求的剩余度。为了确保在检查间隔内查出任何主要元件的提前破坏,必须确定初始检查间隔和后续检查间隔,见图5～图7与表7、表8。
表7 破损安全结构使用中后续检查间隔
主要元件可检查度飞 行明显可检地 面明显可检巡回目检特殊目检场站或基地级可检
Psyu
图7 破损安全多途径传力结构后续检查间隔
放大倍数
后续检查间隔备 注
PFE100每次飞行
PGEPWVPSV
10010050
2次飞行10次飞行1年
小于1/4寿
PDM
相邻结构从现有的初始裂纹扩展到破坏持续时间的一半裂纹缓慢扩展结构,从
20命主元件区破坏
使用中 不可检
PLT20
初始到破坏的临界裂纹大于2个寿命,检查间隔1个寿命
图5 破损安全多途径传力非独立结构初始
检查间隔
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表8 汇总表
检查度
典型检查间隔
1次飞行
Psyu
飞机设计第4期2004年12月
放大倍数
100(100次飞
后续检查间隔每次飞行
最小未修使用期飞回基地(1次飞行)
2次飞行倍检查间(备 注
飞行明显可检PFE
行)
100(100天)100(1000次
地面明显可检2次飞行(1天)PGE2次飞行允许1次漏检
巡回可检10次飞行PWV
飞行)
50(50)
105检查置信度ξ系数取2
相邻结构从规定的初始裂纹扩展到破坏持续时间一半,检查置信度ξ,系数取2
裂纹缓慢扩展结构,要求
特殊目检1年PS1年2小于1/4寿
1/4PDM
20(5寿命)命主元件已破坏
1/2寿命
使用中不可检1寿命PLT20(20寿命)
裂纹从初始到破坏,临界裂纹扩展时间大于2寿命(检查间隔1寿命)
5 结束语
耐久性损伤容限设计是在总结吸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,有关疲劳的设计规范是在上世纪60年代末、70年代初制订的,而损伤容限耐久性设计是在70年代中后期制订的。从设计技术上看,损伤容限耐久性设计优越于疲劳设计,更具有科学性、理论性和实用性。直到如今,耐久性损伤容限设计思想仍是各国先进飞机的主要设计思想。当今世界上最新的飞机设计规范JSSG2206(1998112)———美国空海军联合规范,对飞机结构完整性要求中,耐久性损伤容限设计仍作为飞机结构设计思想的主线。该规范中对这种设计思想的要求更加全面、完善。不仅适用于空军飞机,也适用于海军飞机。不仅适用于金属材料结构飞机,也适用于复合材料结构飞机。
从笔者所阅读的资料得知,上世纪70年代以后,世界上所有先进飞机的结构设计及对老机的评定,无一不是遵循耐久性/损伤容限有关的设计规范进行的。近10年来,国内在这方面的
技术发展也相当活跃,一些兄弟厂所,相继完成了一系列机种的耐久性损伤容限试验研究和评定。因此,可以说,经过世界各国20多年的工程实践和航空工业的发展,作为飞机结构完整性核心技术的耐久性损伤容限设计要求,代表了新的设计规范的发展方向,也是设计先进飞机应遵循的准则。
参考文献
[1]美国空军耐久性设计手册背景材料(上、下册).北京:航
空航天部(AFFD)系统工程办公室,1989.
[2]美国空军损伤容限设计手册.西安:西北工业大学出版社,
1989.
[3]军用飞机疲劳、损伤容限、耐久性设计手册(第三、四册).
北京:中国航空研究院,1994.
作者简介
李戈岚(1945-),女,研究员,主要从事飞机结构强度研究工作。
刘汉海(1979-),男,助理工程师,主要从事飞机结构强度研究工作。