機翼的損傷容限設計

朱文蘭+夏明+陳付奎+譚小輝+張惠兵

摘要隨著現代科學技術的發展，單純的結構疲勞強度設計已經被損傷容限耐久性設計代替。損傷容限耐久性設計成為當前飛機結構設計的準則。

關鍵詞損傷容限；耐久性；疲勞；腐蝕；剩余強度

中圖分類號：V215 文獻標識碼：A 文章編號：1671-7597（2014）11-0139-01

1概述

損傷容限主要包括：在規定的壽命增量內，結構能成功地遏制損傷而無損于飛行安全的能力；在遭受疲勞、腐蝕、意外或離散源引起的定量損傷后，在一定的使用期內，結構保持其剩余強度的能力。

2機翼的功用及結構受力分析

機翼安裝在飛機機身上，主要功用產生升力的一個重要部件，是飛機能夠飛行的根本保障。從機翼的翼形上看，它成的上反角為飛機提供一定的橫向穩定性。從機翼的結構上看，在它的后緣一般還布置有橫向操縱用的副翼及擾流片等附翼裝置。同時為了改善機翼的空氣動力效用，在前和后緣還裝有形式各樣的襟翼及縫翼等增升裝置，以提高飛機的起飛著陸或機動性能。為保證安全，很多飛機都把燃油儲存在機翼內。防置燃油的油箱有整體油箱和軟油箱兩種，為減輕重量，近代飛機機翼油箱很多為整體油箱。

機翼通常分為中央翼、中外翼擊外翼三個盒段。翼盒是機翼盒段的主要承力部件，承受機翼上產生的所有載荷。翼盒由上下壁板、前后梁及翼肋組成。上、下壁板起承受氣動載荷和維持機翼外形的作用。翼肋分為普通肋和加強肋兩種。普通肋不參與總體受力，它的主要功用是承受局部氣動載荷和維持剖面形狀。加強肋則有兩個作用，一是用來承受其他部件傳遞而來的集中載荷，將它擴散成分布剪流傳遞到與之相連的壁板和梁所組成的翼盒上；二是將某種形式的分散剪流轉換成另一種形式的分散剪流。前后梁的主要外載是由每個肋傳來的剪力。

3損傷容限設計的定義及由來

作為一種新的結構設計方法，損傷容限設計已經被廣泛運用到飛機結構設計當中。

損傷容限（damage tolerance）是一種較新的結構設計理論。該理論假設，任何結構材料內部都有來自加工及使用過程的缺陷，而如何利用各種損傷理論（如斷裂力學）以及給定的外載荷，確定這些缺陷的擴展速度以及結構的剩余強度從而更好地完成結構設計，則是設計者的主要任務。

由于新工藝、新材料及其在新環境中的大量使用，在第二次世界大戰期間，世界上接連發生了許多起低應力脆斷的災難性事故。這當中最為著名的有：美國1942~1948年，近五千艘焊接油船——“自由輪”和“T—2”在使用中發生了一千多次低應力脆斷事故，當中有238艘完全報廢，有21艘折段；1950年，美國導彈——“北極星”的260英寸固體火箭發動機殼體（用高強度材料σb＝1400 MPa制造），在實驗發射時脆斷、爆炸，當時其破壞應力不足屈服極限的一半；1954年，美國“慧星號”飛機在空中發生脆斷性事故，同年在北大西洋“世界協和號”巨輪折成兩半；1954~1956年美國有多起大型電站轉子斷裂；60年代美英日等國均發生多起壓力容器爆炸性事故。

通過上述這些斷裂性事故，設計人員逐漸意識到僅僅依靠疲勞設計并不能保證安全，建立在斷裂學基礎上的損傷容限設計逐步發展起來。

4損傷容限設計的作用及分類

飛機結構的損傷容限設計方法是在總結以往飛機設計、使用經驗并在斷裂力學理論的發展基礎上，以設計規范形式確定下來的一種設計準則。這一設計方法是對安全壽命、破損安全等設計方法的補充和發展，既能較好地保證飛機結構的安全性和可靠性，又是較經濟、合理的設計方法。承認在結構中存在一定程度的末被發現的初始缺陷、裂紋和其他損傷是損傷容限設計的基本出發點，通過損傷容限特性分析與試驗，給出可檢的結構檢修周期及不可檢結構最大允許初始損傷。從而保證不至于因為未被發現的初始缺陷、裂紋或其他損傷擴展，結構在給定的使用壽命期限內出現災難性的事故。

以下三個同等重要的因素是組成損傷容限結構的特性所具有的。

1）臨界裂紋尺寸（剩余強度）。它表明在剩余強度要求的載荷作用下，詼結構允許存在的最大損傷；或在某一規定的損傷情況，結構剩余強度能力應大于對該結構的剩余強度要求值（即損傷容限載荷）。

2）裂紋擴展。在該結構部位的載荷譜和環境譜作用下，裂紋長度從可檢裂紋尺寸（初始裂紋尺寸）至臨界裂紋尺寸值之間的裂紋擴展期。

3）損傷檢查。各種檢查方法及檢查周期的選擇．

5機翼損傷容限設計方法

損傷容限設計方法是在應用斷裂力學的基本原理基礎上，從設計、制造、分析評估、試驗及維護諸方面全方位地實施結構控制，最終完成損傷容限設計的要求和目標。就機翼來說，損傷容限設計包括以下幾個方面。

1）根據各個部位應力水平使用適當的材料（剩余強度≥設計載荷），并對結構材料纖維方向及材料本身進行控制。

2）選擇結構設計類型并進行相應的結構布局（如多路傳力結構、多重元件或止裂構件的布置），以及高度開敞并可檢的損傷容限結構的設計與使用，即機翼上壁板合理設計布置維護口蓋（包括口蓋的大小、位置等），用以檢查油箱內部主要受力部件。

3）合理地使用應力水平控制。

4）制造和工藝的控制。緊固件的配合形式及開孔區域的強化同樣對結構損傷容限起了至關重要的作用。在機翼盒段設計中對主要受力構件間的連接形式，如梁緣條、梁腹板與梁立柱的連接、壁板與梁的連接、壁板與壁板的搭接等無需拆卸部位采取過盈配合的連接螺栓或者鉚釘。而在可卸的主要受力構件，或者是主要受力位置的開孔區域，如中央翼與中外翼的對接孔，則可以采用表面噴丸強化的方式，提高其損傷容限。

5）采用精細的檢驗程序（向生產部門發出設計文件，根據結構不同的類型和不同的可檢度，分類提出損傷檢查的詳細要求和檢查間隔、檢查手段和靈敏度要求等）。對機翼來說檢驗部位則是壁板、梁和翼肋的主要承力部件，如梁上的主要受力部件：上下梁緣條、梁與機身連接接頭等；壁板上主要受力部件：壁板與壁板對接位置等；以及主要的受力端肋上的接頭等。

6結束語

從設計技術上看，相對于單純的疲勞設計，損傷容限耐久性設計更具有科學性、理論性和實用性。至今，各國先進飛機的主要設計思想仍是耐久性損傷容限設計。在JSSG2206（1998112）——美國空海軍聯合規范（當今世界上最新的飛機設計規范）對飛機結構完整性要求中，飛機結構設計思想的主線依然是耐久性損傷容限設計。

飛機結構完整性技術經過世界各國20多年的工程實踐和航空工業的發展。其核心技術耐久性損傷容限設計要求，代表了新的設計規范的發展方向，也是設計先進飛機應遵循的準則。

參考文獻

[1]航空航天工業部科學技術研究院美國空軍損傷容限設計手冊[M].西安：西北工業大學出版社，1989.

[2]飛機結構耐久性及損失容限手冊[M].第三冊航空航天工業部科學技術研究所，1989.

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