民用飛機機體結構靜強度驗證

趙峻峰 李三平 李 強

(上海飛機設計研究院，上海 201210)

0 引言

機體結構靜強度滿足設計要求是民用飛機機體結構設計成功的基礎,在既定的設計目標(包括使用和維修等指標)下實現結構重量最輕則是飛機結構設計師永遠追求的目標。飛機誕生的100多年來，保證機體結構靜強度是飛機設計師最早開始考慮的問題之一。隨著飛機的普及，飛機設計師通過總結所遇到的問題，不斷拓展飛機設計中需要考慮的問題，形成了當今涉及機體結構安全的涵蓋靜強度、動力響應、疲勞和損傷容限、鳥撞、墜撞、顫振、水上迫降等相關專業的完善的飛機機體結構設計驗證體系。

機體結構靜強度分析與驗證是飛機結構設計中發展最早、最成熟的技術，也是分析準確度相對較高的技術。近年來航線運營的民用飛機幾乎沒有因為機體結構靜強度問題造成的運行事故，這歸功于一套完善的機體結構靜強度驗證體系，包括分析和試驗。本文對當前民用飛機機體結構靜強度驗證工作流程進行簡要介紹，并闡述適航驗證的基本思路。

1 機體結構靜強度驗證流程

經過幾十年的發展，通過分析和試驗相結合，形成了一套完善的民用飛機機體結構靜強度驗證流程，本文以圖1為線索介紹機體結構靜強度驗證的主要工作，并闡述民用飛機機體結構靜強度適航驗證思路。

圖1 民用飛機機體結構靜強度驗證流程

2 機體結構靜強度分析

2.1 機體結構載荷

機體結構靜強度載荷使用限制載荷和極限載荷來規定[1]。限制載荷是飛機服役中預期的最大載荷，極限載荷是限制載荷乘以規定的安全系數。按CCAR25.303規定，除另有規定，當以限制載荷作為結構的外載荷時，必須采用安全系數1.5。考慮機體結構剛度時，只需采用限制載荷進行分析。限制載荷是飛機在運行中可能遇到的最嚴酷的情況，因此飛機結構最嚴重的變形出現在限制載荷情況下，而考慮了安全系數的極限載荷則用于考核結構的承載能力。

機體結構載荷主要包括飛行載荷和地面載荷，分別考慮了飛行中空氣作用于機體結構的力和地面運行時地面作用于起落架的力對機體結構的影響。當考慮飛機在水面上降落或迫降時，還需考慮水載荷作用于機體結構的情況。在進行突風載荷、地面著陸和滑行載荷計算時，需要通過動態響應分析來確定機體結構載荷的嚴重情況。

在進行機體結構靜強度分析時，采用一套計及飛機每一質量項目的慣性力與這些空氣、地面和水載荷相平衡的全機平衡載荷。除了全機平衡的飛行和地面載荷外，在機體結構靜強度分析時還需要考慮一些局部結構載荷，譬如增壓艙增壓載荷、起落架的局部牽引載荷、用于飛機頂升的頂起點局部載荷、艙門的局部氣動載荷和操縱系統作動器局部操縱載荷等。

為了獲得所有的載荷臨界點，在載荷計算時需考慮所有重量、重心、速度和高度的組合，得到幾十萬甚至上百萬種載荷工況。在進行機體結構靜強度分析時顯然不可能對每一種載荷工況都進行強度分析，需要對載荷進行篩選。一般可通過機體結構關鍵剖面內力(彎矩、剪力和扭矩)進行單值包線篩選和組合包線篩選。對于一些特殊結構和重要連接，譬如活動面接頭和起落架連接接頭等，可對接頭單點載荷進行各方向單值和組合值篩選。通過載荷篩選，一般全機載荷工況數可控制在幾百的量級，用于機體結構靜強度分析。

2.2 全機有限元模型建模

全機有限元模型是機體結構靜強度分析的基礎，一般采用一維和二維單元模擬典型機體結構，根據剛度等效原理將機體結構簡化為有限個計算單元。對于特定的飛機型號，根據結構特點制定統一的全機有限元建模規定[2]。全機有限元模型涉及機身、機翼和尾翼多個部件，一般由各部件設計人員分別完成部件建模，再由全機有限元管理人員負責組裝。全機有限元模型是涉及結構簡化、載荷施加、傳力分析、強度方法和數據管理的綜合權衡、甚至相互妥協的復雜工程實踐工作。

2.3 全機有限元內力計算

將經過篩選后的每一個載荷工況以全機平衡載荷的形式施加到全機有限元模型上，獲得機體結構每一典型結構單元的作用力(結構內力)用于結構靜強度分析。在施加載荷過程中須準確地模擬所施加的氣動載荷、結構慣性載荷、客載和貨載等載荷。民用飛機結構驗證要求分析用軟件應經試驗驗證或有一定的應用經驗，一般采用NASTRAN作為全機有限元計算的求解器。

2.4 典型結構靜強度校核

機體結構靜強度校核一般采用成熟的工程方法對典型結構進行強度校核。首先，從全機有限元內力計算結果中提取典型結構的最大工作載荷，這些工作載荷有的來自一個典型結構單元的內力，有的來自多個典型結構單元內力的組合。然后，根據設計手冊中的工程方法計算典型結構許用值，這些工程方法必須是成熟可靠的，一般均為經試驗驗證的方法。最后，根據許用值與最大工作載荷之比計算得到安全裕度，完成典型結構的靜強度校核。

2.5 精細有限元模型分析

對于機體結構局部受力復雜的位置，可從全機有限元模型中截取局部結構模型進行細化分析，獲得局部結構的細節應力分布，有效模擬由于應力集中造成的局部高應力情況。近年來，隨著計算機計算能力和存儲能力的不斷增強，全機精細有限元模型分析[9]成為可能，單元尺度可達到厘米級。譬如單通道民用客機可進行2 000萬單元量級的全機精細有限元模型分析，可有效識別大量局部高應力細節，為靜強度分析和全機靜力試驗驗證提供參考，避免由于分析不充分造成試驗驗證過程中結構預期外的破壞。通過實際應用情況來看，在一些工程分析方法相對較保守的部位，精細有限元模型可以大幅度提高分析精準度，減小工程分析方法的保守量，提高結構效率。同時，作為一種獨立的分析方法，精細有限元模型可以捕捉傳統模型中被“簡化”掉的遺漏風險項，從而提高試驗的成功率。

盡管全機精細有限元模型分析技術已經顯現出明顯的技術優勢，但是在機體結構靜強度適航驗證應用方面還處于起步階段，需要系統性的建立從應力/內力分析到結構強度安全裕度全過程的機體結構靜強度驗證體系，并通過型號的實際應用。目前，全機精細模型只起到輔助和補充的作用，離最終取代原有的驗證模式還有很長的路要走。

2.6 機體結構靜強度分析自動化

早期機體結構靜強度分析主要靠分析工程師手工或借助一些簡單的計算程序完成，工作質量和工作效率相對較低。隨著計算機技術的發展，應用網絡數據庫管理數據，采用統一的分析平臺進行自動化操作成為可能。國內外設計單位均開發了大量結構強度自動化分析平臺，其中國外以空客公司ISAMI為代表，成功應用于A350飛機研制，國內也實現了成功應用[3-5]。強度自動化平臺的應用，實現分析方法統一，分析數據統一管理，提高了結構強度分析質量；分析程序的自動運行還顯著提高了結構強度分析的效率，這樣的快速迭代能力在設計方案更改期間至關重要。

3 機體結構靜強度試驗

3.1 機體結構靜強度試驗目的

試驗是驗證機體結構的最重要手段，只有通過試驗驗證的分析方法才能用于適航驗證。機體結構靜強度試驗主要分為兩類，一類用于驗證許用值，包括材料許用值、緊固件許用值和典型結構許用值。另一類用于驗證分析模型，主要是全機有限元模型的驗證。

3.2 許用值試驗

機體結構強度許用值試驗大致可分為兩類，一類是材料的許用值試驗，另一類是結構的許用值試驗[10]。

用于機體結構靜強度分析的材料許用值、緊固件許用值均可由試驗直接獲得。對于金屬結構一般由材料和緊固件供應商完成，并寫入金屬材料手冊(MMPDS)中。一些特殊的許用值未在MMPDS中給出，需要用戶自行進行試驗獲取，譬如一些埋頭緊固件許用值，緊固件濕安裝系數等。對于復合材料，由于材料的性能與制造工藝密切相關，因此需要在型號研制初期，根據型號選用的復合材料體系，規劃復合材料許用值驗證矩陣，通過大量許用值試驗得到機體結構分析用材料許用值，在進行復合材料許用值試驗時還需考慮環境等因素的影響。

結構許用值試驗一方面可以直接得到結構的承載能力，另一方面可以用于驗證結構許用值分析方法，為機體結構分析驗證提供基礎。這些試驗主要是零組件試驗，譬如典型長桁壓損試驗，典型壁板壓縮、剪切試驗等。最大規模的結構許用值試驗是全機靜力試驗的極限載荷工況，用于驗證機體結構的極限載荷承載能力，是機體結構驗證的重要試驗之一。

3.3 模型驗證試驗

機體結構強度校核的基礎是結構內力，結構內力是通過外載荷施加到全機有限元模型上計算得到的，內力計算結果的準確性直接影響到結構強度的準確性。

機體結構除個別結構外均為多傳力路徑結構，這種設計保證了飛機結構的破損安全特性，同時也使全機有限元模型成為一個高度靜不定結構，必須通過試驗手段對全機有限元內力計算的準確性進行驗證。

如前文所述，全機靜力試驗的極限載荷工況是驗證機體結構承載能力的重要試驗，全機靜力試驗的限制載荷工況則是驗證全機有限元模型的重要試驗。近年來，隨著計算能力以及分析能力的提高，民用飛機適航管理部門越來越重視飛機制造商的分析驗證能力。由于結構試驗的周期和經費的限制，直接進行試驗驗證的工況總是有限的，進行全面的結構強度分析能夠更好的提高結構安全性和可靠性。

除全機靜力試驗對全機有限元內力計算的驗證外，對于一些局部復雜結構，也可以通過局部典型結構試驗驗證有限元計算的準確性。譬如驗證局部連接件載荷計算，可以設計典型連接結構試驗件，通過試驗件連接區域的應力分布來驗證局部有限元模型計算的連接件載荷的準確性。

4 機體結構靜強度驗證

4.1 機體結構適航驗證

民用飛機機體結構適航驗證是民用飛機研制的重要環節，一個新的民用飛機型號是否能夠在研制完成后快速完成適航驗證取得型號合格證并投入市場運營將影響到整個項目的成敗。

民用飛機的適航驗證目的是保障民用飛機的安全性，是以代表公眾的政府部門主導制定的安全標準進行驗證，涉及民用飛機設計、制造、使用和維修全生命周期。驗證主要包括工程設計驗證和管理驗證。本文討論的機體結構適航驗證屬于工程設計驗證，對于大型民用飛機，按CCAR25部以及相關的修正案執行。

由于民用飛機研制周期長，為了縮短適航驗證周期，適航驗證與工程設計是同步進行的。另外，由于很多驗證證據是在飛機研發過程中產生的，因此適航審查方也要求在飛機研制開始階段就介入審查。

機體結構適航驗證與飛機其他系統同步，在飛機項目向適航審查部門提出型號審查申請(一般在飛機初步設計開始階段)時，首先根據飛機型號的機體結構方案，對照適航規章和相關的修正案，梳理機體結構的審定基礎，根據申請人的技術能力和經驗，提出各部分結構的初步符合性驗證方法，完成審定計劃(CP)，并得到審查方的認可或批準。另外，審定計劃貫穿于整個設計驗證過程中，隨著工程設計驗證工作的深入，根據實際的設計構型和驗證情況變化，需要不斷對審定計劃進行修正。

4.2 機體結構靜強度適航驗證方法(MC)

根據航空器型號合格審定程序[6]，在型號合格審查過程中，為了獲得所需的證據資料以表明適航條款的符合性，申請人通常需要采用不同的方法。這些方法匯總為十種，適航審查中根據適航條款的具體要求選取其中的一種或多種組合的方式來滿足條款的要求。

機體結構靜強度適航驗證方法主要采用MC2和MC4。

MC2為分析和計算，采用經試驗驗證的分析方法對機體結構進行靜強度分析計算，分析結果可以表明結構滿足適航規章的靜強度要求，保證結構安全。

MC4為試驗室試驗，通過從試片、零組件到全機的一系列結構靜強度試驗，驗證結構的承載能力是否滿足適航規章要求或驗證結構靜強度分析方法是否可接受。工程上，可接受判斷依據一般認為是可以通過試驗證據表明分析在一定的較小的誤差范圍內或表明分析均是保守的。

4.3 機體結構靜強度適航驗證思路

金屬結構機體靜強度驗證早期，由于分析方法和計算能力的限制，基本依靠試驗進行驗證。從20世紀50年代開始，航空結構工程師對金屬機體結構進行了大量試驗研究，特別是NASA組織的一系列研究，發表了大量關于金屬機體結構分析方法的報告，至今這些分析方法還廣泛應用于金屬機體結構的分析中。隨著分析技術和計算機計算能力的不斷發展，民用飛機機體金屬結構靜強度驗證從單純依靠試驗驗證發展到現今的通過經試驗驗證的分析方法的分析結合少量試驗完成金屬機體結構進行靜強度驗證。并且，適航審查部門越來越重視采用經試驗驗證的分析進行適航驗證。試驗驗證中試驗工況是有限的，無法通過有限的試驗對所有臨界部位進行所有臨界工況的驗證，采用經試驗驗證的分析進行適航驗證更能保證驗證的全面性，從而更好地保證機體結構的安全性。

近年來，復合材料大量應用于民用飛機，以波音787和A350為代表的新一代民用飛機復合材料用量已超過50%。但相對于金屬材料結構，復合材料結構性能受制造和使用環境等影響較大，分析方法成熟度相對較低，目前復合材料結構的靜強度驗證還需要大量依賴于試驗。

為了縮短復合材料結構驗證周期，降低研制成本，目前復合材料結構靜強度適航驗證普遍采用積木式驗證模式[7]。積木式驗證采用全尺寸部件和由試樣、元件和組合件組成的多層次積木式設計驗證試驗相結合的方法。多層次試驗驗證有助于使全尺寸試驗時實施困難的驗證內容(如環境影響和損傷性能等)在低層次上通過試驗驗證，并且可以避免全尺寸試驗的復雜性和實施困難，降低研制成本，確保全尺寸試驗驗證順利一次通過，盡可能少地付出重量代價。對于靜強度驗證，由于全尺寸結構試驗往往無法模擬諸多的綜合環境效應，驗證是不完整的，需要通過低層級試驗驗證室溫條件與濕熱環境下的相同破壞模式，同時給出室溫條件下全尺寸試驗所需的環境補償系數，從而保證復合材料結構的靜強度驗證的完整性[8]。

5 結論

機體結構靜強度驗證雖然是機體結構驗證中較成熟的專業，但是在復雜金屬結構驗證、復合材料結構驗證、混合結構驗證等方面還有很大的提高空間。可采用積木式驗證的模式，開展底層基礎試驗數據的積累，對精細有限元模型分析方法進行充分的驗證，使精細有限元模型靜強度分析在結構應力(內力)分布和結構承載能力方面逐步替代試驗驗證，同時可以用于全機內力有限元模型的校準。

機體結構靜強度分析仍然可以采用內力模型加工程分析方法的模式，不斷提高結構強度自動化分析平臺的自動化程度和易用性，完善新材料和新結構分析的方法，為結構靜強度適航驗證提供全面可靠，高質量的分析報告。