飛機長壽命設計與評定技術研究

陳水根 張志林 葉彬（洪都航空工業集團 江西 南昌 330024）

飛機長壽命設計與評定技術研究

陳水根 張志林 葉彬（洪都航空工業集團 江西 南昌 330024）

簡述了某型教練機長壽命設計與評定技術。在設計各階段對飛機結構進行抗疲勞耐久性細節設計與研究，嚴格控制結構設計細節；在壽命評定階段通過載荷譜飛行實測而編制出真實可靠的載荷譜，進行疲勞/損傷容限分析、全尺寸疲勞/損傷容限試驗，驗證了某型教練機達到了8000飛行小時的壽命指標。所取得的技術成果，為今后的長壽命飛機研制提供了技術支持。

長壽命；載荷譜；耐久性；疲勞；損傷容限

1 引言

我國二代機結構按照靜強度方法設計，其壽命普遍偏短，八十年代后逐步引入耐久性、損傷容限設計思想，二代機的改型中也有針對性地開展了一些耐久性補充設計，但依然沒有從根本上解決飛機壽命偏低的局面。

國外從第三代飛機開始，普遍采用耐久性、損傷容限設計技術，其機體結構使用壽命相對較長，美國飛機設計技術基礎好、技術先進，一些新的設計思想、新的設計理念往往首先被采用，因此飛機的結構壽命要求較高且技術上能夠達到，最高達到了8000飛行小時，如F16、F22，而俄羅斯、法國等則比較保守，如俄羅斯的蘇27飛機只有2000飛行小時壽0命、法國的幻影2000飛機只給出了5000飛行小時壽命[3]。

飛機機體結構壽命是衡量飛機平臺設計技術水平和使用經濟性的重要技術指標[3]，結構壽命長的飛機不僅服役時間長、出勤率高，而且具有更好的技術性能和使用經濟性能，這些對提高國內外市場的占有率，具有及其重要的意義。對于教練機來說，出勤率高可以提高訓練效率和培訓質量，長壽命形成的良好經濟性可以降低飛行員隊伍的培訓費用。

某型教練機設計之初就定位為面向國內外市場，提出了8000飛行小時的長壽命設計目標，實現設計目標的根本出路在于結構的耐久性細節設計，故在設計各階段對飛機結構進行了抗疲勞耐久性細節設計與研究，嚴格控制結構設計細節，在壽命評定階段采用疲勞/損傷容限技術以確定飛機使用壽命和檢查間隔。

2 結構耐久性細節設計

為了達到某型教練機機體結構總壽命為8000飛行小時的壽命指標，在飛機設計各階段對機體結構進行了結構耐久性抗疲勞設計。

在飛機方案設計階段就制定了“結構抗疲勞設計原則”，對主要承力構件的布局進行了論證選擇，對結構傳力路線進行了重點設計，確保主傳力路線流暢，尤其是機翼結構方案中采用整體機翼貫穿機身，使得機翼受力連續；對選材、應力水平控制、耐久性細節設計等提出了相應的要求，在滿足重量要求的情況下控制結構總體應力水平，對于結構關鍵件、重要件選用抗疲勞性能好的材料。

在詳細設計階段按結構耐久性要求開展了結構耐久性細節設計，特別是對關鍵部件連接螺栓孔、關鍵連接接頭引入干涉配合等強化技術，對干涉量進行了模擬件對比試驗，選取壽命增益高、工藝易實現的干涉量確定干涉配合公差。

在設計發圖完成以后，總師系統制定“復查大綱”等技術文件，組織設計員對飛機結構設計細節進行多輪疲勞耐久性設計普查，對關鍵受力構件和重要受力構件進行了重點普查與分析，主要涉及局部應力水平控制、應力集中控制、結構連接形式、緊固件類型、緊固件排列及釘距、材料纖維取向、熱處理、表面處理等，進行逐個問題的落實，更改設計圖樣，并在生產中實施。

飛機設計定型前，總師系統又組織設計員對主要疲勞部位開展34項模擬件耐久性試驗研究。模擬件耐久性試驗研究達到了如下目的：

1) 獲取重要部位的疲勞壽命，初步驗證了某型教練機機體結構能夠實現8000飛行小時壽命指標，同時為確定首翻期初始值提供了依據；

2) 進一步暴露了疲勞薄弱部位，經細節設計改進，并經改進前后模擬件試驗，壽命提高顯著，能滿足或超過機體結構8000飛行小時的使用壽命指標。

3 壽命評定

在壽命評定階段，首先進行載荷譜飛行實測，通過飛行實測數據編制疲勞/損傷容限載荷譜，經全尺寸結構件疲勞/損傷容限試驗，結合疲勞/損傷容限分析、構件或部件試驗，綜合評定后給出飛機的使用壽命、首翻期和檢修周期。

3.1 載荷譜實測與編制

(1)載荷譜實測

對飛機重心過載譜、后機身過載譜、機翼截面載荷譜、尾翼截面載荷譜、前主起落架、操縱系統和活動艙蓋載荷譜進行飛行實測。活動艙蓋載荷譜實測采用壓力測量法，過載譜采用三軸加速度計測量，其他載荷譜實測采用應變測量法。

為保證載荷譜實測精度，首先通過分析確定應變片粘貼部位和組橋方式、傳感器的安裝位置，并在飛機結構初裝生產階段就開始了應變片粘貼、布線、傳感器的安裝工作；其次，在機翼、平尾、垂尾、起落架載荷標定試驗后，對機翼、平尾、垂尾、起落架施加非標定檢驗載荷，然后根據標定數據進行載荷回歸檢驗，要求得出的載荷、壓心誤差均不能超過5%，證明貼片和組橋方案可信。

典型飛行剖面（科目）是在對“訓練大綱”中所有飛行科目仔細分析的基礎上，把所有飛行科目按一定的原則劃分成若干個飛行科目小組，然后在每個飛行科目小組內選取一個或二個代表飛行科目以組成飛行實測的典型飛行科目（任務剖面），最后確定某型教練機用于載荷譜飛行實測的11個典型飛行剖面。

為真實反映某型教練機的飛行實際情況，有幾十位教員和學員參加飛行實測，得到了144個飛行架次的有效數據。

(2)載荷譜編制

依據實測數據編制了機翼-前機身組合體載荷譜、尾翼-后機身組合體載荷譜、復合材料垂尾載荷譜、起落架載荷譜、操縱系統磨損疲勞載荷譜和活動艙蓋加溫加載譜。

a.機翼-前機身組合體載荷譜編制

首先采用中值損傷法編制重心過載譜，通過對每個有效起落重心過載譜實測數據進行峰谷值檢測、濾波可得到每個起落的過載譜，然后對每個起落的過載譜進行雨流計數和損傷估算得到每個起落的損傷，對每個典型飛行剖面中的有效起落的損傷進行排列，損傷值在中位的起落為該典型飛行剖面代表起落。

其次在重心過載譜的基礎上，按飛續飛譜形式編制出機翼-前機身組合體載荷譜，一個完整的循環周期對應于飛機的一個飛行訓練周期，各個飛行任務剖面譜的順序是按混合乘同余法隨機確定并按可能的實際使用情況調整。

對于載荷狀態的確定，根據各個典型飛行剖面的各個代表起落的瞬間測量參數數據，從初選的270組狀態參數，經氣力分析篩選、機翼/機身總載荷、總壓心、分布載荷的比較和分析計算，尤其是與實測機翼根部的剪力和彎矩分析比較，最后選取了6種載荷狀態，包括對稱載荷狀態2種，非對稱載荷狀態4種。

b.尾翼-后機身組合體載荷譜編制

通過對每個有效起落尾面譜實測數據經偽碼去除、濾波，分別以平尾、垂尾彎矩為主導參數經雨流計數，對彎矩、壓心、后機身過載等參數進行統計，編制出垂尾彎矩譜、平尾彎矩譜，采用混合乘同余法編排出試驗的隨機載荷譜。

c.復合材料垂尾載荷譜編制

復合材料垂尾載荷譜是在實測垂尾載荷譜基礎上，為考慮復合材料疲勞分散性和環境影響，采用壽命放大因子和環境補償因子組合法修正得到。

d.起落架載荷譜編制

對前、主起落架實測數據進行偽碼去除、有效起落判斷，針對每個有效起落進行典型任務段劃分、峰谷值檢測及濾波、雨流計數及單、雙參數統計，依據前、主起落架有效起落各典型任務段的單、雙參數統計結果，編制前、主起落架發動機試車譜、起飛滑行譜、起飛曲線滑行譜、著陸撞擊譜、著陸滑跑譜、著陸剎車譜、著陸轉彎譜、著陸曲線滑行譜和前起落架牽引譜。

在起落架載荷譜編排時，考慮教練機的特性（起落航線訓練科目偏多），嚴格按“飛行訓練大綱”中科目比安排觸地復飛譜與全停著陸譜的比例關系，同時考慮各參數實測比例關系編排各典型任務段譜。

e.活動艙蓋加溫加載譜編制

依據“訓練大綱”給出的飛行科目進行分類，并統計其飛行小時數和起落次數,利用飛機外場使用中獲取的飛參數據等確定代表科目的飛行剖面,采用相應科目下活動艙蓋的壓力譜實測結果確定循環載荷峰值,然后考慮大氣環境溫度影響，編制飛機活動艙蓋加溫加載疲勞載荷譜。

f.操縱系統磨損疲勞載荷譜編制

操縱系統典型段磨損疲勞載荷譜是在實測數據基礎上，采用中值損傷法編制。在磨損疲勞載荷譜編制過程中，根據磨損損傷正比于運動環節的作功量，提出了采用作功量作為磨損損傷度量的標準，解決了磨損疲勞載荷譜編制的難題。

3.2 疲勞/損傷容限試驗

(1)機翼-前機身組合體疲勞/損傷容限試驗

本試驗主要是考核機翼、機翼與機身連接、機身16框以前結構，試驗過程中除了施加空譜外，還施加了完整的前、主起落架地譜。

在試驗過程中，按一定的試驗周期對試件進行目視檢查（采用5～10倍放大鏡）和無損探傷檢查（渦流、X光等）。

完成了32000飛行小時疲勞/損傷容限試驗（除于分散系數4，為8000飛行小時使用壽命），隨后機翼-前機身組合體分別通過了飛行載荷情況和著陸載荷情況的剩余強度試驗。

剩余強度試驗完成以后，對試驗件進行拆毀檢查，并對結構關鍵部位12框右上大梁托板螺釘孔處裂紋部位進行了斷口分析。

(2)尾翼－后機身組合體疲勞/損傷容限試驗

本試驗主要是考核尾翼和機身16框以后結構。

無損檢查要求同機翼-前機身組合體疲勞/損傷容限試驗相同。

完成了32000飛行小時疲勞/損傷容限試驗（除于分散系數4，為8000飛行小時使用壽命），隨后尾翼-后機身組合體通過了縱向機動非對稱和偏航機動兩工況的剩余強度試驗。

剩余強度試驗完成以后，對試驗件進行拆毀檢查，并對結構關鍵部位19框處機身右側上大梁對接型材裂紋和水平安定面第2長桁處裂紋等2部位進行了斷口分析。

讓每一位學生都能在學習中獲得知識并且得到發展是新課改倡導的教學理念，然而由于學生在情感、認知以及知識方面的發展不平衡，這就使得總有一些學生的需求得不到滿足.由于一些學生的語言表達能力和思維能力比較強，因此在教與學的過程中占有一定的主動地位，這就使得其他學生相對的被動.教師要設計一些教學活動，讓學生進行小組合作參與，充分發揮學生各自的特長和優勢.

(3)復合材料垂尾疲勞/損傷容限試驗

本試驗主要考核飛機的復合材料垂尾。

由于復合材料結構加工分散性大，在生產過程中容易產生初始缺陷（損傷），因此，在試驗前對垂尾進行了超聲波檢測，發現了6處初始缺陷（損傷），并在試驗中對初始缺陷（損傷）的擴展進行監控。試驗過程中，按一定的周期，用超聲波檢測儀、目視和放大鏡等方式對垂尾試驗件進行了全面的無損檢查；在完成10000、14000、16000飛行小時的疲勞試驗后，暫停試驗，拆除加載系統，用超聲波檢測儀對垂尾試驗件進行原位檢查，尤其是對已發現缺陷的部位進行重點檢查。

為了驗證復合材料垂尾在受到低能量沖擊載荷作用后，在疲勞載荷作用下，其結構在一個檢修周期內的承載能力是否會大大降低或破壞，在垂尾完成16000飛行小時疲勞/損傷容限試驗后，采用沖擊損傷預制專用設備，用14.8J的沖擊能量，在垂直安定面上預制了兩處沖擊損傷，并用超聲波檢測儀對沖擊損傷部位進行了無損檢查。

在完成垂尾沖擊損傷預制后，進行了4000飛行小時的損傷擴展試驗。隨后進行了偏航機動工況1.2倍限制載荷的剩余強度試驗。

在完成剩余強度試驗后，采用超聲波檢測儀對垂尾試驗件進行詳細的無損檢查，垂尾試驗件的缺陷（損傷）基本上沒有擴展，也沒有產生新的損傷。

(4)起落架全尺寸疲勞/裂紋擴展試驗

前、主起落架全尺寸疲勞/裂紋擴展試驗采用變行程協調加載。前起落架完成42000起落疲勞試驗（除于分散系數6，超過6000飛行起落使用壽命），在42000起落疲勞試驗過程中，整個前起落架未發現裂紋，疲勞試驗完成后，對前起落架進行了剩余強度試驗，通過了3種載荷情況的剩余強度試驗；主起落架共進行了40000起落疲勞試驗（除于分散系數6，超過6000飛行起落使用壽命），裂紋擴展試驗進行了4000起落，最后通過了兩種情況載荷的剩余強度試驗。

為真實模擬外界環境條件對軟連接活動艙蓋的影響以及確定其使用日歷年限提供依據，在進行全尺寸疲勞試驗前，先將該軟連接活動艙蓋投放到海南熱帶環境研究所進行為期一年的大氣曝露老化試驗，軟連接活動艙蓋加溫加載疲勞試驗共完成了54個循環的加溫加載疲勞試驗，累計7560飛行小時試驗（除于分散系數6，超過1250飛行小時使用壽命），并進行了兩次轉場飛行任務剖面的加溫加載。然后通過了剩余強度試驗。

(6)操縱系統典型段磨損疲勞試驗

試驗件為右機翼副翼操縱系統。本試驗為磨損疲勞試驗，有三個加載點，均施加載荷－位移時間歷程；磨損量測量是個很重要的工作，試驗前及每試驗4000飛行小時時測量各活動處的磨損量：孔和軸測量直徑和橢圓度，軸承測量間隙。試驗測量結果表明軸和孔未發生明顯的橢圓變形，各支座環節平均間隙最大為0.44mm，完成32000飛行小時磨損疲勞試驗和剩余強度試驗后，機構運行工作仍正常，無緊澀或卡塞現象；試驗中，按一定的周期進行無損探傷，每次無損探傷均未發現裂紋。

磨損疲勞試驗共進行了32000飛行小時，最后通過了6種情況下的剩余強度試驗。

3.3 壽命估算與損傷容限分析

首先制定了疲勞危險部位選擇原則和方法，確定了機體結構29個部位、起落架10個部位、活動艙蓋2個部位為疲勞危險部位，采用應力嚴重系數法（SSF法）或名義應力法進行壽命估算，壽命估算結果表明：結構的疲勞壽命大于設計使用壽命，可以滿足某型教練機結構設計使用壽命8000飛行小時的指標要求。

在確定的疲勞危險部位的基礎上，根據結構的重要性、壽命估算結果和疲勞試驗結果及其它經驗，確定出機體結構16個部位、起落架4個部位為裂紋擴展分析關鍵部位，裂紋擴展關鍵部位評定結果表明：依據機翼、尾翼、機身結構關鍵部位的裂紋擴展壽命確定的檢修周期高于首翻期2000飛行小時的指標要求。

4 綜合評定與結論

4.1 機體結構壽命綜合評定與結論

(1) 總壽命確定

在機翼－前機身組合體疲勞試驗和后機身－尾翼組合體疲勞試驗中，經過多次原位檢查和四次大分解檢查，能夠及時地發現機體結構疲勞裂紋，通過對裂紋結構進行修理，最終順利完成四個階段共32000飛行小時疲勞試驗，并通過了剩余強度試驗考核；復合材料垂尾疲勞/損傷容限試驗完成了16000飛行小時疲勞試驗，在預制沖擊損傷后完成了4000飛行小時損傷擴展試驗，并順利通過了剩余強度試驗；操縱系統完成了典型段32000飛行小時的磨損疲勞試驗，整個試驗中，經無損探傷檢查，均未發現試件出現裂紋，試驗后檢查，機構運行工作仍正常，無緊澀或卡塞現象。

通過對機體結構疲勞薄弱部位進行篩選，確定了29個部位為疲勞危險部位，并對29個部位進行了細節應力分析和疲勞壽命估算。壽命估算結果表明機體結構疲勞危險部位壽命大于8000飛行小時。

依據上述試驗結果與理論分析，某型教練機機體結構總使用壽命最終確定為8000飛行小時。

(2) 檢修周期確定

檢查間隔是由外場可檢結構中最短檢查周期來定，根據試驗結果、裂紋擴展分析結果并考慮與飛機定檢周期的匹配，確定某型教練機機體結構的檢查間隔為300飛行小時。

飛機首翻期根據大修廠可檢結構的最短檢查周期確定，根據試驗結果與裂紋擴展分析結果，確定某型教練機機體結構首翻期為2000飛行小時。

4.2 起落架壽命綜合評定與結論

根據前、主起落架疲勞/裂紋擴展試驗結果除以分散系數（疲勞6，裂紋擴展2），并結合壽命估算與裂紋擴展分析結果，確定前、主起落架壽命評定結論如下：

總壽命：6000起落（著陸）；首翻期：4000起落（著陸）；檢查間隔：600飛行小時。

4.3 活動艙蓋壽命綜合評定與結論

基于邊緣連接模擬件拉伸疲勞對比試驗、疲勞壽命估算、全尺寸活動艙蓋加溫加載疲勞試驗結果，并結合對日歷年限和飛行小時的分析，給出軟連接活動艙蓋玻璃的使用壽命為：1250飛行小時/6年。

1 高鎮同等. 疲勞可靠性. 北京航空航天大學出版社，2000年

2 吳富民. 結構疲勞強度. 西北工業大學出版社，1985年

3 李航航等. 飛機結構疲勞壽命指標分析.航空科學技術，2006年第4期：28～31

4 田丁栓等. 飛機疲勞載荷譜代表起落選取方法研究. 航空學報，2007年第28卷第4期：864～868

5 陳志偉等. 軍用飛機結構疲勞壽命研究. 機械強度，2005年27（3）：381～387

6 MIL-A-8866. Airplane strength and rigidity reliability requires repeated loads fatigue and damate tolerance

7 MIL-STD-1530.Aircraft strcture integrity programe

8 飛機設計手冊總編委會. 飛機設計手冊第9冊. 航空工業出版社，2001年

Research on the Aircraft Long-Life Design and Evaluation Technology

Chen Shuigen, Zhang Zhilin, Ye Bin
(Hongdu Aviation Indust ry Group, Nanchang, Jiangxi, 330024)

The paper int roduces the long-l i fe design and evaluation technology of one t raining aircraf t, and includes detai led analysis and designs for anti-fatigue and durabil ity throughout the process to cont rol the st ructure detail design; and also fatigue load spect rum based on the real measurements at the l i fe evaluation stage, for fatigue/damage tolerance analysis and test, which val idates the 8000fh service l ife of the training aircraf t. Al l those technological achievements give technical support for the future designs of long-l i fe aircraf t.

Long-li fe；Load spectrum；Durabi lity；Fatigue；Damage tolerance

2010-09-21）

陳水根，男，1968年6月出生，研究員級高級工程師，長期從事結構強度研究工作。

張志林，男，1964年8月出生，飛機總設計師，研究員級高級工程師，長期從事飛機總體設計、結構強度研究工作。

葉彬，男，1963年11月出生，飛機副總設計師，研究員級高級工程師，長期從事結構強度研究工作。