飛機結(jié)構(gòu)疲勞與結(jié)構(gòu)完整性發(fā)展綜述

崔德剛,鮑蕊,張睿,劉斌超,歐陽天

1.中國航空工業(yè)集團公司 科學技術(shù)委員會,北京 100010

2.北京航空航天大學 航空科學與工程學院,北京 100083

3.中國航空研究院 技術(shù)研究一部,北京 100012

飛機結(jié)構(gòu)安全是保證飛機性能實現(xiàn)的前提,因而,保證結(jié)構(gòu)安全的設(shè)計理念隨著人們對結(jié)構(gòu)破壞認識的逐步深入而逐步完善。

20世紀40年代以前,飛機主要用于軍事方面,使用壽命較短,且結(jié)構(gòu)設(shè)計方法很保守、安全裕度大,疲勞問題因此被一定程度掩蓋,結(jié)構(gòu)安全保障策略依賴于靜強度設(shè)計。第二次世界大戰(zhàn)后,飛機的使用目的、使用方法、結(jié)構(gòu)材料、服役條件等均發(fā)生較大變化,結(jié)構(gòu)的疲勞問題開始凸顯,以主要應對疲勞破壞發(fā)展起來的安全壽命設(shè)計、破損安全設(shè)計、損傷容限設(shè)計構(gòu)建了保障結(jié)構(gòu)安全的理念；在此階段,強度工程師始終試圖通過設(shè)計評定以及對設(shè)計產(chǎn)品的檢測來保證結(jié)構(gòu)安全,這一過程是隨著人們對結(jié)構(gòu)破壞形式認識的不斷深入和學術(shù)領(lǐng)域?qū)ζ跀嗔鸦A(chǔ)理論的逐步建立而不斷發(fā)展完善的。然而,近40年來,使用中發(fā)生的結(jié)構(gòu)失效形式日趨復雜,使用者對結(jié)構(gòu)抵抗不同類型破壞的要求也日益提升；特別是新結(jié)構(gòu)的應用引發(fā)的新問題使人們?nèi)遮呎J識到,結(jié)構(gòu)安全保障理念和策略不應只停留在設(shè)計階段,結(jié)構(gòu)的長壽命、高可靠性、高安全性更多是“用”出來的,應對策略應貫穿于全生命周期,結(jié)構(gòu)的安全使用期限應是設(shè)計者和使用者考慮了多種損傷形式、并同時考慮維護經(jīng)濟性的綜合平衡的結(jié)果。即,保障飛機結(jié)構(gòu)安全的措施從僅面向設(shè)計研制階段的規(guī)范標準、向貫穿全生命周期的5個任務的結(jié)構(gòu)完整性理念發(fā)展。可以說,“安全壽命-破損安全-損傷容限”這一保結(jié)構(gòu)安全理念的形成,是一個理論不斷進步、方法不斷完善的抗疲勞保結(jié)構(gòu)安全策略的量變的過程,特別是從傳統(tǒng)的規(guī)范只提出要求和方法,沒有給出如何在飛機研制工程實踐中的實施途徑；而結(jié)構(gòu)完整性大綱提出的5個任務更應該視為一個質(zhì)變的過程,這個質(zhì)變不僅包含了工程領(lǐng)域?qū)Y(jié)構(gòu)安全策略認識上的轉(zhuǎn)變,也使得強度評定從保障飛機性能實現(xiàn)的從屬位置,向著實現(xiàn)飛機性能綜合提升的方向轉(zhuǎn)變。

比較遺憾的是,雖然結(jié)構(gòu)完整性的理念提出已有40余年,但即使是在以美國為代表的航空發(fā)達國家,仍僅在少部分型號中全部或部分貫徹了全生命周期的5個任務；在中國的主要型號設(shè)計領(lǐng)域,相關(guān)主要工作仍主要涉及設(shè)計研制階段。本文的主要目的是通過綜述結(jié)構(gòu)強度規(guī)范到結(jié)構(gòu)完整性大綱的發(fā)展歷程以及2個典型應用實例,說明在全生命周期內(nèi)貫徹結(jié)構(gòu)完整性大綱五大任務的基本途徑,為飛機型號工程人員提供參考和指導。由于保結(jié)構(gòu)安全理念及相應設(shè)計評價方法的形成是伴隨理論基礎(chǔ)的發(fā)展而完善的,故本文相應給出了疲勞斷裂相關(guān)理論發(fā)展的脈絡(luò)。最后,本文簡單闡述了一些本領(lǐng)域的新趨勢,但重點在于說明理念發(fā)展轉(zhuǎn)變的趨勢,對于新技術(shù)本身不在本文詳述。

1 飛機結(jié)構(gòu)強度標準的發(fā)展歷程

1.1 從保結(jié)構(gòu)安全理念到結(jié)構(gòu)完整性理念形成

20世紀40年代～80年代,隨著一系列航空事故帶來的慘痛經(jīng)驗教訓和對疲勞問題學術(shù)認識的不斷進步,飛機設(shè)計思想經(jīng)歷了安全壽命設(shè)計、破損安全設(shè)計、損傷容限設(shè)計3個階段。安全壽命思想認為飛機結(jié)構(gòu)是完好的,且在安全壽命內(nèi)使用時是安全的,而一旦其服役時間達到安全壽命則應立即退役,所以該思想也被稱之為靠“退役”保安全(Safety by Retirement, SBR)。破損安全思想認為,在使用過程中允許一部分結(jié)構(gòu)失效,但在這些失效結(jié)構(gòu)被檢出并得到修理之前,剩余的結(jié)構(gòu)必須能夠保證整體結(jié)構(gòu)的安全,實現(xiàn)途徑的核心在于通過設(shè)計實現(xiàn)多通道傳力和裂紋緩慢擴展,因此被稱為靠“設(shè)計”保安全(Safety by Design, SBD)。損傷容限思想的基本出發(fā)點是承認結(jié)構(gòu)中存在一定程度未被發(fā)現(xiàn)的初始缺陷,然后通過損傷容限分析與試驗對不可檢結(jié)構(gòu)給出最大允許初始損傷、對可檢結(jié)構(gòu)給出檢修周期；同時要求結(jié)構(gòu)在服役期間出現(xiàn)疲勞、腐蝕或意外損傷時,剩余的結(jié)構(gòu)能夠在損傷被檢出前承受規(guī)定的載荷而不產(chǎn)生破壞或過大變形,其前提是明確知道結(jié)構(gòu)可能出現(xiàn)損傷的部位,并保證其可檢性以及檢查維護手段的有效性,因而是靠“檢查”保安全(Safety by Inspection, SBI)。

“安全壽命-破損安全-損傷容限”的保結(jié)構(gòu)安全理念在大型運輸類飛機的發(fā)展和應用中最為完整,無論軍機還是民機在評價體系上基本一致。在設(shè)計理念更新的推動下,飛機的設(shè)計壽命大幅提升,如戰(zhàn)斗機的壽命從早期的1 000余小時,逐步提升至3 000小時以上；美國F-16飛機預期延長壽命達到10 000小時；民用飛機的壽命達60 000～90 000小時；由結(jié)構(gòu)疲勞問題引發(fā)的航空事故與此前幾十年相比大大減少。

此后,結(jié)構(gòu)抗疲勞設(shè)計思想進一步發(fā)展,從保安全向著進一步提升飛機的經(jīng)濟性和使用性能方面逐步轉(zhuǎn)變,民機和軍機所關(guān)注的重點略有不同但總的發(fā)展方向是一致的。民用領(lǐng)域主要是設(shè)計方、使用方和適航當局針對廣布疲勞損傷(WFD)問題的重視,引起了相關(guān)適航條例的修改,將使用壽命指標從設(shè)計服役目標(DSG)的概念轉(zhuǎn)向使用維護大綱的有效性限制(LOV)的概念；而軍用領(lǐng)域則考慮了除疲勞損傷之外更多的失效模式,從而發(fā)展出了結(jié)構(gòu)耐久性的概念,結(jié)構(gòu)壽命從安全壽命發(fā)展到經(jīng)濟壽命,只要維修得當且經(jīng)濟,結(jié)構(gòu)的可使用年限都可以無限制地延長,美國相關(guān)專家甚至提出B-52飛機期望使用100年的說法。目前,飛機結(jié)構(gòu)完整性已經(jīng)發(fā)展為飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計的重要設(shè)計思想和技術(shù)途徑,并成為飛機設(shè)計過程中的規(guī)范。各種設(shè)計理念的變化,在軍用飛機方面主要體現(xiàn)在強度規(guī)范的更改,在民用飛機方面主要體現(xiàn)在適航條例的修訂,特別是大型運輸類飛機適航條例的變化,分別在1.2、1.3節(jié)詳述。

1.2 國內(nèi)外軍用飛機結(jié)構(gòu)完整性與強度規(guī)范

美國飛機設(shè)計思想從20世紀30年代陸續(xù)產(chǎn)生了近10個版本的強度規(guī)范。圖1給出了規(guī)范演變的歷程,同時展示出,在20世紀60年代之前,規(guī)范更新的速度較慢,這一期間主要是從靜強度到動強度再到疲勞強度概念提出；20世紀60年代后,美國的強度規(guī)范更新更加頻繁,不僅是安全壽命理念、損傷容限理念、耐久性理念的演變,更重要的是逐步形成了結(jié)構(gòu)完整性的構(gòu)架。1998年美國國防部頒布的聯(lián)合使用規(guī)范指南JSSG-2006《飛機結(jié)構(gòu)》[1]規(guī)范中規(guī)定了新的設(shè)計方法、新的結(jié)構(gòu)布局、新材料、新工藝、新使用方法等,體系完整、結(jié)構(gòu)嚴密、空海軍通用,充分體現(xiàn)用戶第一的理念等；2002年7月美國國防部頒布了MIL-HDBK-1530B(USAF)《軍用飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱》[2],取代了2002年1月的MIL-HDBK-1530A,該版規(guī)范中包含了美國空軍關(guān)于結(jié)構(gòu)完整性實現(xiàn)過程的成功經(jīng)驗,并且將持有成本最小化。此后,美國在2005和2016年分別頒布了MIL-STD-1530C和MIL-STD-1530D。

圖1 美國和中國軍用飛機強度規(guī)范的演變

中國的飛機結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計思想也經(jīng)歷了類似的演變過程,并在20世紀80年代左右陸續(xù)頒布了一系列疲勞設(shè)計、損傷容限和耐久性設(shè)計標準。1985年由國防科工委發(fā)布實施的GJB 67.1～13—85《軍用飛機強度和剛度規(guī)范》[3]是以美國空軍MIL-A-008860A系列規(guī)范為主要參考并結(jié)合中國當時飛機設(shè)計的實際情況而編制的,該規(guī)范對于中國轟x、教x、運x、殲x等型號飛機的設(shè)計以及現(xiàn)役機種的定壽、延壽和強度驗證等起到了非常大的促進作用；1989年,中國頒布了首部飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱標準——GJB 775.1—1989《軍用飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱 飛機要求》,該標準主要參考MIL-STD-1530A,規(guī)定了實現(xiàn)軍用飛機結(jié)構(gòu)完整性的全部要求和為達到這些要求所應依從的方法[4]；1997年頒布的GJB 2876—97為飛機結(jié)構(gòu)通用規(guī)范；2012年頒布了GJB 775A—2012代替 GJB 775.1—1989,是中國當前飛機結(jié)構(gòu)完整性軍用規(guī)范的最新版本[5]。

《軍用飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱》綜合了數(shù)十年強度規(guī)范的成果和型號發(fā)展經(jīng)驗,全面總結(jié)了過去飛機型號發(fā)展的經(jīng)驗教訓,綜合了強度規(guī)范的成果,并基于多年的強度規(guī)范在飛機研發(fā)的應用經(jīng)驗,提出了結(jié)構(gòu)完整性的實施方案即“5個任務”,詳見3.1節(jié)內(nèi)容。ASIP提供了滿足飛機設(shè)計流程的解決方案和路線圖,這是有別于其他規(guī)范的特點,也是其對飛機結(jié)構(gòu)研制的獨特貢獻。

目前國內(nèi)飛機研制通常分為若干個研制階段,每個階段都有突出研制任務。在每一階段任務完成后需要階段評審。按照中國國家軍用標準規(guī)定,軍用飛機型號研制分為立項論證、方案設(shè)計(含初步設(shè)計和詳細設(shè)計)、工程研制、設(shè)計定型(即鑒定飛行試驗)和生產(chǎn)定型(也稱部隊使用試驗)5個大的階段,圖2給出了結(jié)構(gòu)完整性大綱五大任務與階段的對應情況。

中國飛機研制比較重視貫徹《軍用飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱》的各項要求,但是總的來說還處于在應用中摸索的階段,對如何正確應用5個任務詳細要求的思路和方案的認識還不夠清晰,而成功應用的案例也不多,需要進一步加強實踐。中國飛機研制應進一步加強貫徹實施結(jié)構(gòu)完整性大綱的工作,重視該大綱的實用性和對型號發(fā)展的指導性。

1.3 民用飛機結(jié)構(gòu)完整性與適航條例

民用飛機保結(jié)構(gòu)安全設(shè)計理念的變化體現(xiàn)在伴隨著一次次航空事故推進的適航條例的修訂。如圖3所示。

圖3 飛機結(jié)構(gòu)強度設(shè)計思想的發(fā)展

1945年,安全壽命設(shè)計思想被寫入民航條例CAR4b.316,成為靜強度思想之后飛機結(jié)構(gòu)抗疲勞保安全的主要對策。然而,“彗星號”飛機事故表明安全壽命思想不足以保證飛機結(jié)構(gòu)安全[6-7],因此當時急需一個新的設(shè)計思想來處理飛機結(jié)構(gòu)疲勞問題。1956年,民航條例CAR4b.270中提出了破損安全設(shè)計思想,并與安全壽命設(shè)計思想二者共存并行,對安全壽命思想形成有利補充[8]。然而,以Lusaka空難為代表的后續(xù)一系列航空事故也暴露了破損安全思想的不足。1960—1970年,隨著斷裂力學在這個時期的蓬勃發(fā)展,研究人員對疲勞問題的認識達到了新的高度,并由此催生了新的飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計思想,即損傷容限思想,飛機除起落架結(jié)構(gòu)外的主結(jié)構(gòu)必須采用損傷容限理念進行設(shè)計。隨著認識的加深,破損安全思想逐漸分別融入到了安全壽命思想和損傷容限思想中,3種設(shè)計思想共同形成了保結(jié)構(gòu)安全理念,大大提高了飛機結(jié)構(gòu)的安全性。

1988年4月, 以Aloha航空事故為代表的一系列事件使人們認識到WFD這種新的疲勞失效形式,并開始關(guān)注老齡飛機的結(jié)構(gòu)安全問題。Aloha事故和一系列普查的結(jié)果使得飛機的設(shè)計方、使用方、適航當局共同對老齡飛機的疲勞問題和廣布疲勞損傷問題展開調(diào)查研究,并最終對適航條例進行了幾次大調(diào)整[9-16],具體的內(nèi)容可參考相關(guān)綜述文獻[17-18]。值得注意的是：

1)雖然WFD仍然主要是疲勞損傷,但WFD還涉及到了老齡飛機普遍存在的腐蝕損傷,即除疲勞損傷之外還考慮了其他損傷形式,這與軍機耐久性設(shè)計和日歷壽命等相關(guān)內(nèi)容具有共通之處。

2)雖然WFD仍然主要是疲勞損傷,但已經(jīng)無法按照損傷容限的方案來處理。廣布疲勞損傷起始對受影響的結(jié)構(gòu)而言,標志著使用壽命的結(jié)束[5]。損傷容限理念的基礎(chǔ)是能夠預計到損傷出現(xiàn)位置,并對損傷能有效檢查；而WFD無法按照傳統(tǒng)針對疲勞裂紋的檢查方法檢出,所以損傷容限無法保證結(jié)構(gòu)安全,而需要建立針對WFD的專門的檢查方式,并且到期需要更換結(jié)構(gòu)。這實際上就是重新引入了安全壽命設(shè)計的思想,采用安全壽命設(shè)計+損傷容限設(shè)計的思想來共同保證結(jié)構(gòu)安全。

3)雖然WFD仍屬于主要由疲勞引起的飛機結(jié)構(gòu)安全性問題,但對其的處理已經(jīng)不再是設(shè)計方單方的任務,而是需要設(shè)計方、使用方、適航當局三方共同處理,且處理方法需要對飛機的性能、安全性和經(jīng)濟性作出綜合考慮。針對WFD問題所做的適航條例的修訂,更重要的變化在于使用LOV來限制飛機的使用期限,取代了傳統(tǒng)的DSG概念,飛機達到設(shè)計確定的LOV后,可通過維修的經(jīng)濟性與安全性的衡量,確定延長的LOV,這與耐久性概念中將經(jīng)濟修理納入確定經(jīng)濟壽命的標準有異曲同工之處,同樣將結(jié)構(gòu)壽命的確定從設(shè)計階段向全生命周期擴展。

1.4 復合材料飛機結(jié)構(gòu)完整性

先進復合材料已經(jīng)大量應用于軍民用飛機結(jié)構(gòu)中,正成為代替鋁合金的主要結(jié)構(gòu)材料。與金屬結(jié)構(gòu)中設(shè)計與制造之間的線性且相對獨立的關(guān)系有所不同的是,復合材料結(jié)構(gòu)的制造過程需要材料、設(shè)計和制造之間緊密和持續(xù)地迭代。此外,復合材料結(jié)構(gòu)完整性的重要因素是“過程控制”而不是依靠檢驗,因此若在整個設(shè)計生產(chǎn)過程上的一個環(huán)節(jié)出現(xiàn)問題,就會導致帶有缺陷的結(jié)構(gòu)。復合材料結(jié)構(gòu)本身的材料屬性、結(jié)構(gòu)特征、損傷類型與金屬結(jié)構(gòu)的差異,使得在安全性保障方法和理念上與傳統(tǒng)金屬結(jié)構(gòu)存在顯著差別,因而復合材料結(jié)構(gòu)的強度標準是現(xiàn)代飛機結(jié)構(gòu)完整性體系的重要組成部分。復合材料結(jié)構(gòu)完整性的基本要求見圖4。

圖4 復合材料飛機結(jié)構(gòu)完整性基本要求

飛機上往往采用樹脂基復合材料和多層碳纖維單向無緯布鋪層。其中,有機材料對環(huán)境影響比金屬敏感,特別是濕熱環(huán)境、溫度變化的環(huán)境影響,因此在基于安全壽命思想設(shè)計中通常安全系數(shù)需增加附加環(huán)境因子,一般為1.15～1.18；碳纖維的特性是具有很高的強度和剛度,但該材料應力-應變關(guān)系中沒有塑性變形階段,因此破壞模式呈脆性斷裂。不同于金屬結(jié)構(gòu)通過“塑性松弛”降低了應力集中系數(shù),復合材料的脆性斷裂特性,造成應力集中較金屬結(jié)構(gòu)更為嚴重。

與金屬結(jié)構(gòu)主要考慮拉-拉疲勞不同,復合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計認為靜力覆蓋拉-拉疲勞；試驗表明,復合材料結(jié)構(gòu)在最大疲勞載荷等于80%剩余強度的情況下,經(jīng)歷106循環(huán)次數(shù)后的剩余強度仍不低于未進行疲勞試驗的靜強度,因此通常可以不考慮復合材料結(jié)構(gòu)拉-拉疲勞下的壽命問題。然而,復合材料結(jié)構(gòu)在拉-壓或壓-壓疲勞載荷下其剩余強度會有所降低,因而復合材料在拉-壓或壓-壓疲勞載荷下的疲勞行為一直是學術(shù)研究和工程實踐中的重點。此外,當復合材料層板結(jié)構(gòu)受到低速沖擊時,內(nèi)部會出現(xiàn)大面積的不可視損傷,在循環(huán)載荷作用下,層板的承載能力和疲勞性能都明顯降低,甚至會突然破壞,造成安全隱患；國內(nèi)外許多學者對沖擊后的復合材料層板疲勞行為進行了試驗研究,其重點在于討論沖擊后損傷擴展規(guī)律和疲勞應變門檻值[19]。

與金屬材料結(jié)構(gòu)的另一個不同在于,復合材料整體結(jié)構(gòu)的應用能夠避免傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計理念中的大量相似細節(jié),因此理論上能夠避免WFD問題；然而由于損傷容限理念的要求,復合材料結(jié)構(gòu)仍需要具備止裂特性,因而整體結(jié)構(gòu)的止裂研究廣泛開展,但目前尚未形成統(tǒng)一的標準。除復合材料結(jié)構(gòu)本身的損傷和壽命評定外,連接結(jié)構(gòu)(包括復合材料接頭以及復合材料結(jié)構(gòu)與金屬結(jié)構(gòu)的連接接頭)的安全性問題也是是復合材料結(jié)構(gòu)完整性評價中被廣泛關(guān)注的問題。

復合材料于1970年首次在飛機結(jié)構(gòu)上得到應用時,損傷容限的概念已出現(xiàn)在飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計思想中。在1974年7月頒布的美國空軍規(guī)范MIL-A-83444《飛機損傷容限要求》中,明確規(guī)定了復合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計須滿足損傷容限設(shè)計要求。2011年波音首次交付用戶以復合材料為主要結(jié)構(gòu)的B787,其復合材料用量達結(jié)構(gòu)重量的50%,并應用到了涉及飛機總體安全的機翼、機身等主結(jié)構(gòu)上,對飛機結(jié)構(gòu)完整性提出了新的問題和需求。為保證復合材料機身結(jié)構(gòu)的安全性,美國適航當局通過咨詢通報AC20-107B[20]提出了復合材料飛機結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)完整性的補充要求,該要求同樣適用于軍用飛機復合材料結(jié)構(gòu)的研制；在確定損傷容限和疲勞評定的詳細要求時,應注意所考慮結(jié)構(gòu)的損傷危害性全面評定、幾何形狀、可檢性、良好的設(shè)計實踐和損傷/退化形式。

1.5 小結(jié)

結(jié)合軍用、民用飛機中金屬結(jié)構(gòu)和復合材料結(jié)構(gòu)完整性的定義以及發(fā)展,飛機結(jié)構(gòu)完整性體系的形成主要在以下方面完成了質(zhì)的轉(zhuǎn)變:

1)在關(guān)注飛機使用的安全可靠的基礎(chǔ)上,增加了對經(jīng)濟長壽的關(guān)注。

2)將傳統(tǒng)的靜強度、剛度、耐久性、損傷容限與先進結(jié)構(gòu)以及特殊損傷類型的考慮以及經(jīng)濟維修統(tǒng)籌在一個體系之下,既規(guī)定了相關(guān)要求,又一一對應地規(guī)定了對這些要求的驗證要求等。

3)考慮的結(jié)構(gòu)類型更加全面,不僅強調(diào)飛機機體主要結(jié)構(gòu),而且全面考慮影響經(jīng)濟性和安全性的所有次要結(jié)構(gòu)。

4)考慮引起結(jié)構(gòu)損傷的外界條件更加豐富,既考慮了飛機載荷、振動、噪聲、氣動彈性、氣動加熱等載荷使用環(huán)境,又全面考慮了外界自然環(huán)境,包括：化學、核輻射、氣候、雷擊、外物等。

5)將保障結(jié)構(gòu)安全的策略從設(shè)計階段推向全生命周期,既規(guī)定了設(shè)計研制階段和設(shè)計定型階段的要求,又規(guī)定了飛機使用階段的機隊管理要求。

2 疲勞和結(jié)構(gòu)完整性的學術(shù)認識和分析方法發(fā)展

2.1 設(shè)計理念轉(zhuǎn)變與學術(shù)認識的發(fā)展

飛機設(shè)計思想的發(fā)展既離不開疲勞研究領(lǐng)域?qū)W術(shù)認識的發(fā)展,也離不開工程實踐經(jīng)驗教訓的積累。學術(shù)研究的深入為工程實踐提供了理論支持,工程實踐為學術(shù)研究提供了發(fā)展方向。

1900年以前,人們從火車車軸斷裂事故開始認識到疲勞問題,工程師對金屬零構(gòu)件的試驗研究和分析拉開了采用唯像方法研究疲勞問題的序幕。這一階段的研究人員主要以工程界人士為主,仍處于初步認識疲勞問題的階段。

1900—1950年,學術(shù)界和工程界沿著采用唯像方法研究金屬疲勞問題的道路繼續(xù)深入,探索并表征了疲勞中諸多因素的影響,為安全壽命設(shè)計思想和以名義應力法為代表的相關(guān)工程分析方法奠定了理論基礎(chǔ)。這一階段的研究人員既有工程界人士也有學術(shù)界人士,且主要是由工程實際向?qū)W術(shù)研究提出需求,而學術(shù)研究則為工程實際而服務。

1950—1980年,隨著試驗手段的進步,研究人員能夠借助顯微鏡對材料微觀行為作出更加精細的觀察；另一方面,斷裂力學的發(fā)展及其在疲勞問題中的應用,使得疲勞問題迎來了發(fā)展的分水嶺。這一理論基礎(chǔ)方面質(zhì)的飛躍,直接催生了損傷容限設(shè)計思想,并指導工程上確定檢查間隔；這一階段主要是由學術(shù)研究反哺工程實際,而工程實際則主要應用學術(shù)研究的成果。

1980年后,“安全壽命-破損安全-損傷容限”的保結(jié)構(gòu)安全理念建立完善,飛機結(jié)構(gòu)安全性基本得到保障,工程需求基本得到了滿足；而學術(shù)研究則繼續(xù)向著更精細更全面的方向發(fā)展,學術(shù)界與工程界的合作重點從飛機設(shè)計思想轉(zhuǎn)向了更為細節(jié)的問題。這一階段中,飛機設(shè)計思想的更新中融入了更多損傷形式,也融入了更多經(jīng)濟性方面的考慮；飛機設(shè)計思想和結(jié)構(gòu)安全不再是單純的學術(shù)問題或技術(shù)問題,而是需要設(shè)計方、使用方和適航當局共同來推進。

本部分內(nèi)容將按照上述發(fā)展脈絡(luò),分別介紹疲勞研究領(lǐng)域?qū)W術(shù)認識發(fā)展的代表性成果和金屬結(jié)構(gòu)工程分析方法；隨后將簡要介紹目前結(jié)構(gòu)完整性對復合材料結(jié)構(gòu)損傷容限方面的相關(guān)考慮。

2.2 疲勞研究領(lǐng)域?qū)W術(shù)認識發(fā)展的代表性成果

目前認為最早開展金屬疲勞研究的是德國礦采工程師Albert,他在1829年采用鐵鏈進行了重復載荷試驗[21]；系統(tǒng)性的研究工作是由德國工程師W?hler于1852—1869年在柏林完成的[22]。通過對火車車軸的彎曲、扭轉(zhuǎn)、單軸拉伸試驗,W?hler認識到遠低于結(jié)構(gòu)靜強度水平載荷重復多次則會導致結(jié)構(gòu)的完全破壞。W?hler的工作所引出的“采用S-N曲線(又稱W?hler曲線)來表征疲勞壽命”和“疲勞極限”的概念一直沿用至今。1910年,Basquin發(fā)現(xiàn)在大部分范圍內(nèi)疲勞壽命循環(huán)數(shù)與應力水平在雙對數(shù)坐標系下呈線性關(guān)系,并由此提出了描述金屬S-N曲線的經(jīng)驗公式[23],奠定了疲勞唯象理論的基礎(chǔ)。

S-N曲線理論揭示了控制疲勞壽命的主要因素是結(jié)構(gòu)承受的交變應力的幅值,而對于表征交變應力的另一個特征參量平均應力的影響,始于德國工程師Gerber在1874年提出的不同平均應力水平下疲勞壽命的計算方法,而Goodman也在同時期對平均應力的影響進行了研究[24]。后續(xù)研究人員還提出了各種各樣的平均應力修正模型,如SWT模型[25]和Walker模型[26]等,有興趣或有需要的讀者可參考相關(guān)文獻[27-28]。

而針對結(jié)構(gòu)實際使用過程中往往承受變幅或隨機載荷的情況,1924年,研究人員開始對疲勞累積損傷理論進行研究；1945年,Palmgren-Miner線性疲勞累積損傷理論(簡稱Miner理論)問世。Miner線性疲勞累積損傷理論[29]是最早提出、也是最簡單直觀的累積損傷理論,該理論認為在循環(huán)載荷作用下,疲勞損傷是可以線性累加的,各個應力循環(huán)之間相互獨立、互不相關(guān)；而當累加的損傷達到某一數(shù)值時,試件或構(gòu)件就發(fā)生疲勞破壞[30]。Miner理論的優(yōu)點在于簡單方便,同時也具備一定的精度,因此仍是目前使用最廣泛的疲勞累積損傷理論；然而,Miner理論的缺點在于無法考慮載荷次序的影響。其他的累積損傷理論包括Shanley理論模型[31]、Grover理論模型[32-33]等,但這些理論大多需要大量試驗測定的材料參數(shù),或在計算上比較復雜,因此并不適合在工程上的廣泛采用[34]。

1920—1950年間,對于疲勞的研究趨于精細化,研究人員開始探究各種因素對疲勞的影響并以此提出各種模型,其中具有深遠影響的研究包括金屬的腐蝕疲勞[35-36]、Neuber所提出的缺口應力梯度效應[37]、變幅載荷疲勞問題[38]以及材料疲勞強度的Weibull統(tǒng)計學理論[39]等。同時,一系列關(guān)于疲勞研究的經(jīng)典著作在此期間面世[40-48]。

在研究者對疲勞機理不斷認識的同時,斷裂力學理論快速興起,以基于斷裂力學理論的損傷容限工程評價方法也得到快速發(fā)展和應用。1957年,Irwin提出應力強度因子K的概念來描述裂尖的受力狀態(tài)[49],并由此發(fā)展出線彈性斷裂力學。1963年,Paris和Erdogan提出了疲勞裂紋擴展速率與應力強度因子變程的冪次律關(guān)系式[50],也就是現(xiàn)在所說的Paris公式,成為損傷容限工程方法建立的基礎(chǔ)。

作為改進和發(fā)展,1970年,Elber[51-52]提出采用有效應力強度因子變程ΔKeff來表征疲勞裂紋擴展速率；1976年提出的Kitagawa圖[53]首次確定了線彈性斷裂力學的適用范圍。同時期的彈塑性斷裂力學更加注重塑性在疲勞裂紋擴展過程中的作用,經(jīng)典成果包括Irwin塑性區(qū)尺寸估計[54]、Dugdale塑性區(qū)尺寸估計[55]、HRR裂尖場[56-57]、裂尖張開位移CTOD[58]、J積分[59]等；直到今天,仍不乏一些領(lǐng)域內(nèi)的名家試圖采用能夠一定程度上考慮塑性作用的參量來表征[60]或采用更貼近疲勞物理機制的模型來預測[61]裂紋擴展速率,有助于做更精細的壽命分析。

隨著試驗技術(shù)的突破和提升,研究者提出了疲勞裂紋擴展過程的若干概念模型,如Forsyth-Ryder[62]裂紋間斷性向前擴展模型等。從這個時期開始,疲勞研究產(chǎn)生了許多重要的學科分支,例如疲勞研究中的材料微觀疲勞、多軸疲勞、高溫疲勞、腐蝕疲勞、微動疲勞、統(tǒng)計疲勞,以及斷裂力學研究中的彈塑性斷裂力學、概率斷裂力學和計算斷裂力學等。

從20世紀70年代中期開始,隨著復合材料的應用與發(fā)展,研究人員也對復合材料的疲勞行為開展了試驗研究,嘗試定量化地探索載荷參數(shù)、試樣尺寸、材料體系以及環(huán)境條件等因素對復合材料疲勞性能的影響[63-66]。由基體性能退化主導的疲勞損傷擴展機理逐漸被學界所認同[67],并開始嘗試建立理論模型去預測復合材料的疲勞壽命,這些模型大致可以分為2類[68]：① 基于宏觀失效準則預測壽命[69]；② 基于在疲勞循環(huán)過程中測量實際損傷預測壽命,具體又可以分為剩余強度模型[70]和剩余剛度模型[71]。

2.3 金屬結(jié)構(gòu)工程分析方法

隨著學術(shù)認識的加深和工程經(jīng)驗的積累,針對飛機金屬結(jié)構(gòu)發(fā)展出了安全壽命分析、損傷容限分析、耐久性分析、WFD分析、日歷壽命分析以及復合材料結(jié)構(gòu)疲勞分析等多種工程方法。對于安全壽命分析和耐久性分析,工程上有多種廣泛接受的方法,在此僅簡單對比常用方法的優(yōu)缺點,方法的具體細節(jié)可參考相關(guān)文獻[30,69,72]；對于損傷容限分析、WFD分析,目前工程界廣泛接受的技術(shù)體系較為統(tǒng)一,在此簡單評述；對中國來說,飛機的日歷壽命也是定壽延壽和結(jié)構(gòu)安全的重要一環(huán),在此簡要介紹其基本思想；復合材料疲勞分析的工程方法與傳統(tǒng)金屬結(jié)構(gòu)存在較大差別,并且研究成果眾多,在此僅對工程關(guān)注的方面給出簡單闡述。

2.3.1 安全壽命分析方法

高周疲勞范疇的工程分析方法包括名義應力法、細節(jié)疲勞額定值法、應力場強法[73]、臨界距離法[74]等；對于低循環(huán)疲勞范疇,工程上普遍采用的是局部應力應變法。本節(jié)主要給出名義應力法、局部應力應變法和民機細節(jié)疲勞額定值法(DFR法)的基本思想和優(yōu)缺點,如表1所示。特別對于DFR法,考慮軍機的適用壽命范圍、載荷特點等因素,還發(fā)展了軍機疲勞分析的DFR方法,其具體考慮和步驟可查閱文獻[75]。

表1 工程常用安全壽命分析方法的基本思想與優(yōu)缺點

2.3.2 損傷容限分析方法

損傷容限理念包括損傷容限設(shè)計和損傷容限評定2個部分。

1)損傷容限設(shè)計

損傷容限設(shè)計的重點是根據(jù)設(shè)計概念和可檢查度來確定結(jié)構(gòu)類型。損傷容限設(shè)計包括緩慢裂紋擴展和破損安全2種設(shè)計概念。多傳力通道和有止裂特性的結(jié)構(gòu)一般規(guī)定為緩慢裂紋擴展結(jié)構(gòu),或在指定的可檢查度下規(guī)定為破損安全結(jié)構(gòu)。可檢查度則與檢查技術(shù)、方法及可達性有關(guān)。

按照損傷容限設(shè)計的結(jié)構(gòu)應具備損傷容限特性的3個因素,即臨界裂紋值或剩余強度、裂紋擴展、損傷檢查,3種要素可以單獨、亦可以組合使用,使結(jié)構(gòu)的安全性達到一個規(guī)定的水平。圖5表示了損傷容限要求中的剩余強度、裂紋擴展和損傷檢查的相關(guān)性。

圖5 損傷容限要求中的剩余強度、裂紋擴展和損傷檢查的相關(guān)性

2)損傷容限評定

目前工程上主要采用基于斷裂力學的確定性損傷容限方法,分散性用分散系數(shù)考慮；另外也可以采用概率損傷容限分析(PDT)方法,一種PDT方法是使所有參量或曲線隨機化,另一種PDT方法是以檢測覺察概率及置信度要求為指標確定的初始裂紋尺寸,以斷裂特性可靠性分析所確定的安全斷裂韌度和p-da/dN-ΔK曲線進行安全剩余強度(臨界裂紋尺寸)評定及安全裂紋擴展壽命計算。

損傷容限評定主要可分為三大工作,即初始損傷假設(shè)、剩余強度分析和裂紋擴展分析。

2.3.3 WFD分析方法

廣布疲勞損傷分為多部位損傷(MSD)和多元件損傷(MED)2種情況,是指在多個結(jié)構(gòu)位置或多個元件同時存在具有足夠尺寸和密度的多條裂紋,從而使得結(jié)構(gòu)出現(xiàn)斷裂。從本質(zhì)上講,WFD評定并不應該與安全壽命評定、損傷容限評定相并列,其本質(zhì)上屬于疲勞分析,應納入耐久性分析的框架；WFD裂紋擴展的問題是損傷容限分析的范疇,但考慮WFD問題中將DSG的概念修訂為LOV的概念。

WFD分析工程方法的目標是給出用累積飛行次數(shù)或/和飛行小時數(shù)表示的LOV,同時需要根據(jù)試驗依據(jù)和分析、使用經(jīng)驗或使用經(jīng)驗加上長期使用飛機的拆檢結(jié)果,給出延長的LOV,并給出對應延長LOV的維護大綱。制定LOV的過程包括以下4步：① 明確LOV候選值；② 篩選出WFD敏感結(jié)構(gòu)；③ 對所有敏感結(jié)構(gòu)進行WFD評定；④ 敲定LOV并擬定必要的維修措施。

設(shè)計方法可以根據(jù)設(shè)計服役目標(DSG)確定LOV候選值,最終的LOV取決于該服役目標滿足的程度及防止WFD所要求的維修成本。

2.3.4 耐久性分析方法

耐久性是在規(guī)定的使用和維修條件下對結(jié)構(gòu)壽命的一種度量,它是結(jié)構(gòu)可靠性的另一種表現(xiàn)形式。結(jié)構(gòu)耐久性表征了結(jié)構(gòu)抵抗疲勞開裂、腐蝕、熱退化、磨蝕以及外來物損傷作用的能力,良好的結(jié)構(gòu)耐久性要保證結(jié)構(gòu)實現(xiàn)長壽命、高可靠性和經(jīng)濟性的綜合要求；對于關(guān)鍵結(jié)構(gòu)而言,疲勞與腐蝕是決定其壽命的主要因素。

結(jié)構(gòu)耐久性中的一個重要概念是經(jīng)濟壽命,其定義為維護及修理飛機比更換飛機有更好的成本效益的壽命周期,其直接形式是修理/更換費用比準則。結(jié)構(gòu)經(jīng)濟壽命是修理前與各次修理后經(jīng)濟壽命的總和。然而,修理費用除取決于修理部位的多少和修理方法的難易外,還涉及到修理體制、經(jīng)濟管理等多方面因素,因而這不是一個純技術(shù)問題。

耐久性分析是在損傷容限設(shè)計的分析上發(fā)展出來的,它通過估算結(jié)構(gòu)細節(jié)由微小的初始缺陷擴展至一個相對較小的宏觀裂紋尺寸所經(jīng)歷的壽命,來確定經(jīng)濟維修極限。不同的修理方案對應不同的經(jīng)濟壽命,耐久性分析給出的經(jīng)濟壽命必須對應于指定的修理大綱(修理次數(shù)、修理范圍、修理量和修理工藝等)。從耐久性分析角度而言,經(jīng)濟壽命準則主要采用“裂紋超越數(shù)準則”,也就是用需要進行修理的部位(細節(jié))數(shù)量作為維修壽命是否終止的控制指標。

國內(nèi)外建立和發(fā)展并可付諸工程應用的耐久性分析方法主要有概率斷裂力學方法(PFMA)、裂紋萌生方法(CIA)、確定性裂紋增長方法(DCGA)等,除此之外還有功能失效概率控制方法、耐久性細節(jié)疲勞額定值方法等。各方法的具體實施步驟可參閱文獻[76]。

2.3.5 日歷壽命分析方法

飛機壽命將飛行小時數(shù)、飛行起落數(shù)或日歷壽命3項指標先達到者作為飛機結(jié)構(gòu)到壽的判據(jù)[77]。日歷壽命綜合考慮了飛機使用強度、飛行載荷譜及服役環(huán)境等諸多因素[78]。環(huán)境腐蝕會導致結(jié)構(gòu)疲勞壽命降低,日歷壽命與疲勞壽命二者并非獨立的關(guān)系[79]。

技術(shù)上來說,日歷壽命主要取決于腐蝕環(huán)境對飛機機體的腐蝕。結(jié)構(gòu)耐久性試驗應在使用環(huán)境下施加結(jié)構(gòu)所承受的載荷譜。環(huán)境腐蝕對使用壽命的影響則通過專門的試驗與分析對疲勞壽命評定結(jié)果進行必要的修正,主要包括三方面的關(guān)鍵問題：環(huán)境譜與載荷/環(huán)境譜的編制、加速腐蝕試驗技術(shù)、腐蝕環(huán)境下結(jié)構(gòu)疲勞壽命評定方法。

對于環(huán)境譜的編制來說,工作主要包括地面停放環(huán)境譜的編制、結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位地面局部環(huán)境譜編制和使用中的環(huán)境譜編制及工程簡化等。一般通過試驗確定若干種實驗室典型環(huán)境對結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位的疲勞壽命的影響,再通過試驗和分析將各種典型環(huán)境簡化成空中當量環(huán)境譜[80]。

加速腐蝕試驗技術(shù)包括加速腐蝕試驗,加速環(huán)境譜的編制,以及當量加速關(guān)系確定方法等[81-82]；其重點在于確定加速腐蝕當量關(guān)系,具體方法包括當量折算法、腐蝕程度對比法以及疲勞強度對比法等[83]。

腐蝕環(huán)境下結(jié)構(gòu)疲勞壽命評定方法是引入腐蝕影響系數(shù),以其達到一般環(huán)境下疲勞壽命作為評定腐蝕條件下疲勞壽命的準則。

2.4 復合材料結(jié)構(gòu)損傷容限分析方法

在影響復合材料結(jié)構(gòu)安全的諸多損傷類型中,沖擊損傷對結(jié)構(gòu)承載能力削弱最嚴重(特別是對結(jié)構(gòu)壓縮強度),是復合材料結(jié)構(gòu)損傷容限重點考慮的損傷類型。對沖擊損傷這種最主要的損傷類型而言,可分為如下所述的5類：① 類別1：勉強可見的沖擊損傷(BVID)；② 類別2：目視可見沖擊損傷(VID)；③ 類別3：可由無復合材料檢測專業(yè)技能的機組或外場維護人員在其出現(xiàn)后幾次飛行期間能可靠檢出的損傷；④ 類別4：由已知偶發(fā)事件引起限制飛機機動性的離散源損傷；⑤ 類別5：設(shè)計準則或結(jié)構(gòu)證實程序未包括,由異常的地面或飛行事件引起的嚴重損傷。

這5類損傷中類別2、3、4和5損傷均與修理有關(guān)。一旦檢出損傷,要么對部件進行修理使其恢復到極限載荷能力,要么將其更換,如圖6[20]所示。

圖6 設(shè)計載荷水平與損傷嚴重程度關(guān)系[20]

復合材料的損傷容限設(shè)計理念與金屬材料相比存在一些差異。復合材料結(jié)構(gòu)的損傷容限設(shè)計概念可以按損傷擴展特性的不同分為3類,即：損傷無擴展、損傷緩慢擴展、損傷阻止擴展。

“損傷無擴展”設(shè)計理念是為了使飛機服役過程中擺脫沖擊損傷對飛行安全的威脅,將沖擊威脅包容在設(shè)計許用值之中。具體可以表述為：用沖擊壓縮破壞曲線的門檻值為基礎(chǔ)確定設(shè)計許用應變值,并以此控制所設(shè)計的復合材料結(jié)構(gòu)的工作應變低于這個許用值。

“損傷緩慢擴展”設(shè)計理念是指,某些損傷類型在疲勞載荷下其擴展速率是緩慢、穩(wěn)定和可預測的,則可以考慮采用傳統(tǒng)的損傷緩慢擴展方法,要保證有足夠可靠且可行的損傷檢測方法。

“損傷阻止擴展”設(shè)計理念是指,對于某些設(shè)計特征處的某些損傷類型,如果有充足可靠的數(shù)據(jù)證明損傷擴展是可預測的,并且在達到臨界值以前能夠被機械止裂或終止,則可以考慮采用“損傷阻止擴展”方法。

“損傷無擴展”設(shè)計理念的優(yōu)點是在復合材料面臨潛在沖擊損傷的威脅情形下,仍然能夠?qū)⑵涑晒Φ貞糜陲w機結(jié)構(gòu)中；但將所有傳力工作應變均控制在考慮沖擊損傷而確定的許用應變下顯得過于保守。相比之下,“損傷緩慢擴展”設(shè)計理念能夠有效提高復合材料的設(shè)計許用應變值,不過“緩慢擴展”的設(shè)計理念必須建立在損傷擴展是可預測的基礎(chǔ)之上。然而,截至目前,有2個重要問題還未能解決：① 復合材料在使用過程中產(chǎn)生的各種損傷在疲勞載荷下的擴展規(guī)律仍然難以預測；② 由試樣在單軸或多軸載荷下得到的試驗數(shù)據(jù)能否應用于真實結(jié)構(gòu)在復雜載荷下的損傷擴展預測還有待確定。

在損傷無擴展這一主要的設(shè)計理念下,復合材料的強度預測成為初始結(jié)構(gòu)設(shè)計的關(guān)鍵。英國學者自20世紀90年代起開始組織World Wide Failure Exercise(WWFE),對諸多失效理論進行對比,并推薦了整體預測精度最高的單層板的5個失效準則[84]。由于各種失效準則均存在一些自身限制,因此,單一地采用某種失效準則進行復合材料多向載荷下的強度預測很難與試驗數(shù)據(jù)都完美地吻合。由于上述的準則基本是單層板的失效準則,對于飛機結(jié)構(gòu)層合板失效需要進一步進行剛度和強度折算,因此難以在工程上得到應用。

波音公司用于審定復合材料主結(jié)構(gòu)損傷容限的方法分為2種[85]。第1種是確定性方法,這種方法基于2組試驗與分析：第1組試驗與分析設(shè)計用于表明含勉強可見的沖擊損傷(BVID)結(jié)構(gòu)在設(shè)計極限載荷(DUL)下具有正的安全裕度,試驗主要包括含BVID的試樣與組合件；第2組試驗用來表明含大損傷結(jié)構(gòu)在DUL下具有正的安全裕度。第2種方法為半概率方法,這種方法涉及給定沖擊能量沖擊損傷、某一載荷水平的出現(xiàn)概率,以及檢出概率的統(tǒng)計評估；在檢查間隔與方法明確的前提下,每個飛行小時破壞風險累積概率應低于10-9。空客公司的損傷容限符合性方法以概率性和半概率性方法為主[86],在損傷容限評定方面對4種不同類型的損傷明確了門檻值。

3 飛機結(jié)構(gòu)完整性指導型號研制實踐

3.1 飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱的實施途徑

飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱ASIP是規(guī)定飛機結(jié)構(gòu)完整性要求的總綱,其目的是保證經(jīng)濟性條件下、在飛機的整個設(shè)計使用壽命期內(nèi),結(jié)構(gòu)安全性、耐久性和可保障性處于期望的水平之上。ASIP應滿足以下要求：

1)規(guī)定與滿足使用安全性、適用性和戰(zhàn)斗力要求有關(guān)的結(jié)構(gòu)完整性要求。

2)確定、評估、驗證和審定分析飛機的結(jié)構(gòu)完整性。

3)搜集、評估并應用維護與使用數(shù)據(jù),以保證服役飛機結(jié)構(gòu)完整性的連續(xù)評價。

4)為制訂部隊結(jié)構(gòu)維護計劃、風險管理、預計壽命周期成本等提供定量資料。

5)為改進未來飛機的結(jié)構(gòu)設(shè)計準則以及設(shè)計、評估與驗證方法提供依據(jù)。

中國現(xiàn)有飛機型號的結(jié)構(gòu)設(shè)計和驗證主要使用GJB 775.1—1989《軍用飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱 飛機要求》和GJB 2876—97《飛機結(jié)構(gòu)通用規(guī)范》,圖7[5]是在GJB 775A—2012《軍用飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱》中描述的5個任務相互關(guān)系及實施途徑。

圖7 軍用飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱5個任務相互關(guān)系及實施路徑[5]

3.2 飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱的應用案例

飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱是總結(jié)了多年的飛機結(jié)構(gòu)研制、使用維護的經(jīng)驗總結(jié)形成的,其中既包括結(jié)構(gòu)完整性研制的要求和關(guān)鍵概念,也包括了實施途徑。“飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱”的研制規(guī)范,已成為國內(nèi)外飛機成功研制的基本途徑,并基于此取得了一系列的結(jié)構(gòu)研制成功案例,本文選擇2個典型案例進行說明。

案例1為B-2飛機的結(jié)構(gòu)完整性應用。B-2隱形轟炸機綜合了傳統(tǒng)設(shè)計和隱身技術(shù),代表了隱身設(shè)計的革命性概念；其結(jié)構(gòu)設(shè)計的使命是研制滿足非傳統(tǒng)的飛翼布局和大量采用復合材料主承力部件結(jié)構(gòu)；結(jié)構(gòu)研制全生命期都遵守飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱MIL-STD-1530A和強度規(guī)范MIL-008860,確保了該機在應用全新技術(shù)的情況下成功完成研制。美國空軍確信B-2機體直到21世紀都將能夠滿足美國空軍的需求。本節(jié)內(nèi)容按照結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計的5個主要任務,將B-2設(shè)計過程中基于結(jié)構(gòu)完整性要求的前3個任務的相關(guān)工作進行總結(jié)介紹。

案例2為F-35飛機的結(jié)構(gòu)完整性應用[87]。F-35飛機結(jié)構(gòu)的全生命周期管理項目在國際上是獨一無二的,其基于MIL-STD-1530A規(guī)范給出的機體結(jié)構(gòu)完整性方法為完成第5代多用途戰(zhàn)斗機系統(tǒng)的設(shè)計、驗證和部隊管理提供了必要的框架。憑借其廣泛的地面和飛行測試以及最先進的數(shù)據(jù)收集系統(tǒng)和分析系統(tǒng),F-35項目能夠為全球客戶在幾十年內(nèi)提供安全有效的第5代高性能戰(zhàn)斗機平臺。從另一個角度來說,F-35項目的多國多服務需求驅(qū)動了對不同結(jié)構(gòu)完整性哲學的獨特考慮,F-35項目自始至終都擁有更廣泛更獨特的視角,即從驗證階段對各種不同方法的比較中獲得對結(jié)構(gòu)各項能力的透徹了解,這使得F-35不僅能夠滿足其預期的服務需求,還能夠應對飛機可能遇到的任何服務需求變化。本節(jié)內(nèi)容按照結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計的5個主要任務,將F-35設(shè)計過程中基于結(jié)構(gòu)完整性要求的5個任務的相關(guān)工作進行總結(jié)介紹。

3.2.1 案例1：B-2轟炸機結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計

1)任務Ⅰ：設(shè)計輸入信息

整體結(jié)構(gòu)開發(fā)規(guī)范是根據(jù)MIL-STD-1530A和MIL-008860規(guī)范剪裁的,規(guī)范對靜強度、耐久性和損傷容限、顫振和發(fā)散載荷環(huán)境、灰塵、鳥撞、雨蝕、振動噪聲、熱、核等綜合環(huán)境下的結(jié)構(gòu)設(shè)計提出了要求。特別地,在靜強度方面,明確了復合材料設(shè)計準則,包含材料特性、許用值、基本鋪層強度以及接頭許用值要求；在耐久性方面,在壽命和外部物體損傷方面做了規(guī)定；在損傷容限方面,從初始缺陷、外部物品沖擊損傷深度等提出要求。

2)任務Ⅱ：設(shè)計分析與研制試驗

B-2研發(fā)中應力分析基于NASTAN有限元分析軟件,采用一個主模型(全機數(shù)模)與洛斯羅普/波音和沃特公司所建立和維護的其他模型建立聯(lián)系。對于耐久性,損傷容限分析采用基于疲勞模型的應變和裂紋增長模型,模型和數(shù)據(jù)均由洛斯羅普研發(fā)；此外,還完成了動響應、振動噪聲、顫振、發(fā)散、核武器影響等分析內(nèi)容。

試樣試驗方面,作為研發(fā)的部分試件試驗達到168 700次,其中非金屬試驗測試160 000次,金屬試驗測試1 450次,金屬/非金屬混雜材料試驗測試7 250次。值得一提的是,在子裝配件試驗中,外翼部件測試時包含了一個30 ft(1 ft=30.48 cm)的燃油箱,在15種載荷狀態(tài)下完成了靜力測試；機翼外翼在設(shè)計極限載荷的122%時失效,比預期高10%；中央盒段強度達到設(shè)計極限荷載的114%。

3)任務Ⅲ：全尺寸試驗

B-2機體結(jié)構(gòu)全尺寸試驗項目包含了地面試驗和飛行試驗,其中地面試驗包括控制面認證、載荷校準、全尺寸耐久性、全尺寸靜力試驗等,載荷測試通過飛行試驗完成,而顫振試驗則在地面和飛行2種狀態(tài)下完成。

B-2的全尺寸靜力試驗和耐久性試驗是美國空軍歷史上最成功的試驗之一,在很大程度上是由于研制時嚴格遵守了飛機結(jié)構(gòu)完整性計劃的原則。試驗結(jié)果直接指導了該型號26項結(jié)構(gòu)的設(shè)計修改。靜力試驗完成于1992年,提出了不符合設(shè)計要求的12項修改意見,其中5項修改意見貫徹到型號生產(chǎn)中；耐久性試驗完成于1993年,報告了93處與設(shè)計要求不同的試驗結(jié)果,通過進一步的分解檢查，僅21項更改需要被編入到B-2的后續(xù)設(shè)計中。

3.2.2 案例2：F-35殲擊機的結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計

F-35結(jié)構(gòu)設(shè)計、開發(fā)和驗證貫徹了基于美軍標MIL-STD-1530A的飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱,從而成功研制出面向多種需求、多種型別的飛行器平臺,并滿足全球客戶的不同性能和適航要求。F-35 飛機結(jié)構(gòu)研制全生命期中使用的基于性能的規(guī)范是前所未有的,將繼續(xù)作為飛機結(jié)構(gòu)認證的標桿。

1)任務Ⅰ：設(shè)計資料

任務Ⅰ的主要目的是為F-35提供適用的設(shè)計準則和規(guī)定的使用方法,以滿足特定的操作和使用需求；其具體內(nèi)容包括將現(xiàn)有的理論、試驗、應用研究成果和操作經(jīng)驗等資料,應用到材料選擇和結(jié)構(gòu)設(shè)計等工作的具體準則之中。該階段輸入的設(shè)計信息和數(shù)據(jù)用于開發(fā)F-35飛機的結(jié)構(gòu)設(shè)計,其中大多數(shù)結(jié)構(gòu)要求是提供一個安全、耐用和耐損壞的飛行器,比如要求這種飛行器可以服役30年或8 000飛行小時；其他要求則主要包括戰(zhàn)斗半徑、有效載荷在內(nèi)的功能性要求。

任務Ⅰ的主要內(nèi)容包括ASIP主計劃,結(jié)構(gòu)設(shè)計準則,耐久性和損傷容限控制計劃,腐蝕防護控制計劃,無損檢測控制計劃,以及材料、工藝和連接方法的選擇等。

為了保證F-35能在新型采購模式下取得成功,研制高魯棒性的ASIP主計劃是不可或缺的。ASIP主計劃列出了材料選擇、結(jié)構(gòu)設(shè)計分析以及認證試驗的準則,為鑒別、計劃及控制用于認證/驗證工作的證明資料提供了實施框架；更低一級的子文檔中則提供了具體的實施途徑,包括結(jié)構(gòu)分析方法和設(shè)計準則、耐久性和損傷容限指南和控制計劃、制圖要求手冊等。

結(jié)構(gòu)設(shè)計準則(SDC)是任務Ⅰ中所形成的最基礎(chǔ)、最重要的結(jié)構(gòu)要求文件之一。F-35完整的SDC文件包含了飛機設(shè)計重量、武器裝載使用、速度、載荷、氣動彈性穩(wěn)定性、著陸/艦速度、艦船兼容性等一系列性能參數(shù),以此來確定結(jié)構(gòu)設(shè)計載荷并保證每個機型都能滿足規(guī)范中的性能要求。此外,F-35的SDC文件還詳細拆解了8 000飛行小時的服役壽命和JSSG-2006中規(guī)定的設(shè)計任務使用方法(包括預期任務剖面、多種任務組合、艦基/陸基情況等),以確定每種機型的基準使用載荷譜。最后,SDC還規(guī)定了聯(lián)合項目條例JCS中相關(guān)性能要求的驗證方法,即通過檢查、分析、說明、試驗或是上述幾種方法的組合,來驗證是否滿足了所需要的性能要求。

F-35的耐久性和損傷容限(DADT)控制計劃的目的是確保斷裂關(guān)鍵件符合DADT設(shè)計要求和持續(xù)的結(jié)構(gòu)完整性。項目專門設(shè)立了斷裂控制委員會,以確保所有研發(fā)部門都遵循一致的DADT控制計劃,同時也為產(chǎn)品制造部門提供耐久性與損傷容限方面的指南。類似地,F-35項目通過設(shè)立腐蝕防護咨詢委員會,監(jiān)督所有研發(fā)部門是否遵循了一致的腐蝕防護控制計劃(CPCP)；通過設(shè)立無損檢測需求評審委員會,指導F-35團隊及分包商能夠滿足一致的無損檢測(NDI)要求,并保證飛機在使用中具備便捷可靠的NDI能力。

飛機結(jié)構(gòu)的所有材料、工藝和連接方法都需要經(jīng)過評審批準。為了提供能夠證明結(jié)構(gòu)設(shè)計滿足要求的工程數(shù)據(jù),F-35建立了積木式試驗,包括試件級、元件級、子部件級、部件級4個層次；這種積木式試驗計劃是構(gòu)成F-35系統(tǒng)測試總體計劃的重要部分。其中,試件級和元件級試驗的目的即是提供材料許用性能、認證材料和工藝質(zhì)量、表征連接方法優(yōu)劣,并校核評估F-35飛機特征結(jié)構(gòu)的強度、耐久性和損傷容限性能。

2)任務Ⅱ：設(shè)計分析和研制試驗

結(jié)構(gòu)設(shè)計方面采用了成熟結(jié)構(gòu)配置。設(shè)計初期過分強調(diào)了承載能力和結(jié)構(gòu)的通用性,這造成飛機的設(shè)計過重,機翼缺乏有效的承載能力；設(shè)計后期重點考慮了溫度和振動等環(huán)境條件。此外,結(jié)構(gòu)設(shè)計提出了研究內(nèi)外部載荷、結(jié)構(gòu)動力學和顫振、以及進行全機級有限元分析(FEA)的要求。

整個設(shè)計分析流程可主要分為2個階段,其中第1階段的主要目標是保證穩(wěn)定性和適航性,但ASIP五大任務還需要重點考慮飛機的使用壽命；因此在第2階段,團隊開發(fā)了初步的使用載荷譜,用以保證結(jié)構(gòu)設(shè)計滿足所有壽命方面的要求。

在第1階段,設(shè)計團隊在細化結(jié)構(gòu)排布時重點考慮了部件在3個機型之間的通用性(即盡可能使3個機型的特有部件數(shù)量降到最少)以縮短設(shè)計周期,同時考慮主要結(jié)構(gòu)的選材；而系統(tǒng)設(shè)計團隊則接收來自飛機任務系統(tǒng)團隊所規(guī)定的系統(tǒng)部件要求,并預留主要系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)空間。第1階段結(jié)束的標準在于,所設(shè)計的機體架構(gòu)中建立完成了主要的傳力路徑,并確定了主要子系統(tǒng)的位置和附件的構(gòu)型。

在第2階段,外載荷依然是重點之一。為了給結(jié)構(gòu)分析小組提供用以進一步細化主結(jié)構(gòu)傳力路徑所需要的內(nèi)載荷水平,項目團隊開發(fā)了初步的全機有限元模型；該有限元模型采用第1階段的構(gòu)型并輸入更新后的外載荷,計算得到的內(nèi)載荷則作為結(jié)構(gòu)分析小組進一步優(yōu)化結(jié)構(gòu)部件尺寸的基礎(chǔ)。在這個過程中,為了確定并留出足夠的空間和間隙,包括電力、液壓、燃油、冷卻等在內(nèi)的所有子系統(tǒng)空間幾何都必須確定下來,包括線纜、油路、液壓管、冷卻管在內(nèi)的系統(tǒng)附件也是如此。第2階段結(jié)束時,就能得到一個設(shè)計成熟的飛機架構(gòu)了。

最終,溫度和振動等環(huán)境條件也將包含在載荷信息中進行考慮,且更新的第2階段結(jié)構(gòu)部件尺寸的有限元模型也將更具代表性；再結(jié)合更新后的外載荷,便可對機體部件結(jié)構(gòu)和裝配進行最終的設(shè)計優(yōu)化,并生成加工制造的圖紙。這些圖紙的發(fā)布代表了結(jié)構(gòu)細化過程的結(jié)束,也代表了用于飛行試驗的基本構(gòu)型已經(jīng)建立完成。

3)任務Ⅲ：全尺寸試驗

F-35項目全尺寸試驗階段建立了全面的地面和飛行測試,其目標是驗證設(shè)計中的強度、耐久性、振動、顫振、氣動伺服彈性和為其他結(jié)構(gòu)分析內(nèi)容提供數(shù)據(jù)支持,進一步生成F-35戰(zhàn)斗機的安全使用包線以及機隊壽命管理所需要的相關(guān)數(shù)據(jù)。

F-35靜力試驗計劃包括3個型號全尺寸的測試項目和3個獨立測試的水平尾翼,每個試驗件都要經(jīng)過一套嚴酷條件的試驗,以評估結(jié)構(gòu)在極限狀態(tài)下的強度和極限載荷。對于多個任務戰(zhàn)斗機平臺,一般其首次飛行許可是基于一個80%飛行包線內(nèi)證實的結(jié)構(gòu)分析結(jié)果。F-35項目只允許在驗證或靜力試驗確認之前進行40%飛行包線的測試。為了擴大飛行測試范圍并支持飛行測試進度,所有3種改型的靜力試驗必須在較短時間內(nèi)完成。

F-35A(傳統(tǒng)起飛和著陸型別)所有3項全尺寸靜力試驗都提前完成,沒有發(fā)現(xiàn)重大問題或任何危及飛行安全的問題。F-35B(短距起飛和垂直著陸的型別)靜力試驗發(fā)現(xiàn)了一個內(nèi)部武器艙門在負載狀態(tài)下的干擾問題,需要重新設(shè)計；另一個發(fā)現(xiàn)是輔助進氣門下鎖機構(gòu)的故障,其承載能力小于150%限制載荷,在設(shè)計更改后重新獨立測試。F-35C(艦載型)靜力試驗有一個值得注意的發(fā)現(xiàn),即機身結(jié)構(gòu)503段在略低于150%限制載荷情況下破裂,導致測試件進行修復并重新設(shè)計了用于生產(chǎn)和飛行測試的部件。以上3種構(gòu)型的飛機尾翼在多種情況下超出了150%的限制載荷,最高的可達200%；這被證明是一個非常明智的設(shè)計,因為后來飛機在擴大飛行包線時,飛行測試發(fā)現(xiàn)尾翼需要更強的承載能力。

F-35耐久性結(jié)構(gòu)測試項目包括3個型號全機身測試項目、3個全尺寸水平尾翼和3個垂直尾翼組件測試。載荷譜方面,采用了能夠代表1 000個飛行小時后載荷源所致?lián)p傷的塊譜；特別地,艦載型F-35C每個塊譜包括1 000小時的攔阻和1 500小時的彈射。耐久性測試最重要的發(fā)現(xiàn)是F-35B在第二倍壽命測試時,主承載的增壓艙壁因鋁陽極氧化過程于表面腐蝕坑萌生裂紋,并貫穿很大一部分艙壁,直接對F-35設(shè)計的鋁合金壽命造成嚴重影響；該發(fā)現(xiàn)隨后被用于對所有鋁部件的審查,以確定潛在的壽命不足。

4)任務Ⅳ：合格審定與部隊管理對策

F-35項目合格審定的核心是對仿真結(jié)果與測試結(jié)果進行相關(guān)分析。在全尺寸的地面測試中發(fā)現(xiàn)有許多設(shè)計情況不符合實際,例如在靜力試驗中由于機翼結(jié)構(gòu)的負載重新分配導致未能通過極限載荷等等；這些試驗發(fā)現(xiàn)問題隨后被用于對3種型號類別所有相同或相似部件的審查,以確定潛在的壽命隱患,并在早期生產(chǎn)階段中進行設(shè)計更改。

同時,在任務Ⅳ期間,須將任務Ⅲ測試結(jié)果用于修正任務Ⅱ的設(shè)計分析。首先,通過與飛行試驗測量值的相關(guān)性來更新初始設(shè)計的外部載荷；在全尺寸靜態(tài)試驗中,通過有限元模型預測與應變測量的相關(guān)性來驗證內(nèi)部載荷。其次,更新強度分析,以反映飛行試驗相關(guān)的外部載荷和全尺寸靜態(tài)試驗的結(jié)果。最后,將飛行測試相關(guān)載荷和更新的強度分析用于更新強度和總結(jié)操作限制(SSOR)報告。

類似地,也須將任務Ⅱ中的耐久性分析進行更新,以反映在全尺寸耐久性測試期間飛行測試相關(guān)的外部負載和結(jié)果。作為這項工作的一部分,工程師對F-35的B型和C型中鋁結(jié)構(gòu)的腐蝕坑裂紋萌生壽命進行了重新評估,考慮了蝕刻和陽極氧化的影響,解決了使用壽命不足的問題。

5)任務Ⅴ：機隊管理實施

由此前所有努力匯集而成的部隊管理是ASIP的最后一個任務。在該任務中,部隊需要收集和分析機隊使用的實時數(shù)據(jù),以此來作出更準確的壽命預測；隨著飛行員對飛機性能越來越熟悉,他們能夠發(fā)現(xiàn)飛機在飛行包線的何處表現(xiàn)最好、以及如何將設(shè)計任務執(zhí)行得最好。

此外,部隊有可能會采用新的戰(zhàn)略戰(zhàn)術(shù),飛機因此會執(zhí)行與設(shè)計情況不同的新任務,而與原有設(shè)計載荷譜之間的差異將對實際使用壽命造成影響。當收集到足夠多的數(shù)據(jù)之后,就可以對基準使用載荷譜、設(shè)計使用壽命、檢查間隔、維護時間點等進行更新。這樣,部隊就能夠通過這些信息,有效地管理機隊以保證機隊完整率,并降低維護和維修的成本。

4 飛機結(jié)構(gòu)完整性的數(shù)字化發(fā)展趨勢

目前的疲勞與損傷容限評估是一種基于試驗的體系方法,其理念是在服役條件和實驗室試驗條件相似的情況下,將實驗室試驗得到的數(shù)據(jù)直接應用到服役結(jié)構(gòu)中；而服役條件和試驗條件之間細微的不匹配及其他一系列因素導致的不確定性則采用安全系數(shù)來控制[88]。可以說上述相似性思想支撐著現(xiàn)階段飛機結(jié)構(gòu)完整性評估框架中的許多具體方法,也取得了相當?shù)某晒Γ蝗欢?這種方法也有其不足之處。首先,服役條件是多變的,故而需要執(zhí)行大量耗時耗力的試驗,導致成本極高；其次,一些服役條件由于技術(shù)或成本的原因難以在實驗室中再現(xiàn),使得需要采用較大的安全系數(shù)；最后,較大的安全系數(shù)要求結(jié)構(gòu)具有更大的冗余量,不利于提高性能或降低成本。

未來新一代的航空航天器將用更輕的結(jié)構(gòu)質(zhì)量承受更大的服役載荷,并在更極端的服役條件下工作更長的時間；因此,結(jié)構(gòu)的冗余量將被要求大大減小,對于結(jié)構(gòu)材料的要求將會更加嚴苛。這對疲勞與損傷容限評估方法和體系提出了巨大挑戰(zhàn),僅靠現(xiàn)有的評估方法,即通過假設(shè)實驗室條件下和實操條件下的相似性、并通過較大安全系數(shù)來控制不確定性的做法,也許很難滿足未來新一代飛行器的要求[89-90]。

隨著科學技術(shù)的發(fā)展,數(shù)字孿生(Digital Twin)的概念在21世紀初開始進入航空航天領(lǐng)域。數(shù)字孿生體是一個對真實飛行器的綜合考慮多物理場、多尺度、概率論等方面的基于物理機制的仿真模型,并通過輸入飛行器服役歷史和實時更新的傳感器數(shù)據(jù)來做到二者之間的實時匹配[91-92]。可以認為,數(shù)字孿生體是一個真實飛行器在虛擬仿真平臺上的“雙胞胎”,具有與真實飛行器相同的結(jié)構(gòu)、經(jīng)歷相同的服役條件,從而使得相關(guān)研究人員可以通過仿真平臺上對數(shù)字胞機的虛擬試驗結(jié)果來對真實飛行器的服役狀態(tài)進行評估；而虛擬仿真平臺結(jié)果與實際服役情況的細微不匹配則通過真實飛行器上的傳感器實時數(shù)據(jù)對虛擬試驗的結(jié)果進行校驗[93]。可以看出,數(shù)字孿生是一個非常宏大的、真實與虛擬相交互的框架,其中需要考慮相當豐富的技術(shù)；這些技術(shù)不僅要求虛擬試驗能夠高保真地模擬出飛行器的真實狀態(tài),還要求各個部分的模型之間能夠相互合作形成一個綜合的系統(tǒng)。

有研究認為整個飛行器數(shù)字孿生框架可以分為4個部分,即高保真的建模和模擬方法、設(shè)計和認證方法、真機健康狀態(tài)實時監(jiān)控和壽命預測及延壽技術(shù)[94]；即疲勞壽命評估技術(shù)在整個飛行器數(shù)字孿生框架中占有重要地位。根據(jù)數(shù)字孿生的內(nèi)核思想,數(shù)字孿生的理念能夠全方位克服現(xiàn)有基于試驗體系的疲勞與損傷容限評估方法中的諸多不足,具體而言：一部分難以在實驗室再現(xiàn)的極端服役條件下的試驗可以在虛擬仿真平臺上完成,能夠大大減少物理試驗的成本；使用高性能計算機或超級計算機則能夠在較短周期內(nèi)完成大量虛擬試驗內(nèi)容,縮短整個設(shè)計校核工作的周期；基于物理機制建立的模型具有深厚的理論性,其預測出來的結(jié)果可靠性相對較高、不確定性較小,能夠充分發(fā)揮材料和結(jié)構(gòu)的潛力從而減輕結(jié)構(gòu)重量。由此可見,基于數(shù)字孿生理念的疲勞與損傷容限評估將同時對經(jīng)濟性和安全性作出巨大推進,并進一步充分挖掘飛機的性能潛力。單從結(jié)構(gòu)完整性的角度來說,從僅依賴于試驗的體系向著試驗與仿真結(jié)合的數(shù)字化虛實結(jié)合方向發(fā)展,是根本理念上的革新性進步；而在更廣泛的意義上,甚至可以認為數(shù)字孿生理念不僅僅是結(jié)構(gòu)完整性發(fā)展的一個方向,而是對整個現(xiàn)有飛機設(shè)計體系乃至航空工業(yè)體系的革新。

然而,目前水平與數(shù)字孿生理念所構(gòu)筑的美好愿景還相距甚遠。

首先,現(xiàn)有基于試驗體系的疲勞與損傷容限評估方法和基于數(shù)字孿生理念的疲勞與損傷容限評估方法的根本出發(fā)點不同,基于二者將勢必分別建立出2個不同的體系框架。目前基于試驗體系的疲勞與損傷容限評估方法體系已經(jīng)比較成熟,但基于數(shù)字孿生理念的疲勞與損傷容限評估方法體系還是一片空白。不論是從學科發(fā)展的規(guī)律的角度考慮、還是從未來國家在該領(lǐng)域搶占先機的角度考慮,對于基于數(shù)字孿生理念的疲勞與損傷容限評估方法體系的探索研究勢在必行。

其次,數(shù)字孿生理念所要求的建立高保真的基于物理機制的模型是對現(xiàn)有處理疲勞問題方法的最大挑戰(zhàn)；現(xiàn)有的基于試驗體系的疲勞與損傷容限評估方法本質(zhì)上是唯像方法,其物理機制基礎(chǔ)不夠深厚,無法達到數(shù)字孿生中對“基于物理機制的模型”的要求。基于數(shù)字孿生理念的疲勞與損傷容限評估方法體系勢必要求對材料疲勞宏微觀行為具有深厚的理論認識和精確的定量描述方法。美國研究人員已經(jīng)開始重視這個問題并首先從材料領(lǐng)域入手,由科學院、工程院、醫(yī)學院、國家研究委員會共同牽頭推動“綜合計算材料工程”(Integrated Computational Materials Engineering, ICME),旨在通過模擬仿真的手段重構(gòu)現(xiàn)有的材料科學體系,并為制造設(shè)計一體化進程奠定基礎(chǔ)[95]；該項目的重要性甚至被提升到國家戰(zhàn)略安全的高度[96]。

再次,數(shù)字孿生理念和體系中需要處理龐大數(shù)量的數(shù)據(jù)信息,因此對于數(shù)據(jù)流信息流的處理方法及其在疲勞與損傷容限評估方法中的應用方法也亟待研究。一方面,目前對疲勞物理機制的認識不足、且在短期內(nèi)可能難以對疲勞物理機制的認識迅速做出重大突破；另一方面,未來數(shù)字孿生理念不可能完全舍棄物理試驗,而是二者相互補充相輔相成：如何充分利用現(xiàn)有和未來的大量試驗數(shù)據(jù)并充分挖掘這些試驗數(shù)據(jù)的潛力也是必須考慮的問題之一。而從目前來看,基于大數(shù)據(jù)、人工智能、機器學習等的數(shù)據(jù)處理和數(shù)據(jù)分析方法將發(fā)揮重要作用。

最后,數(shù)字孿生理念和體系中需要處理龐大數(shù)量的數(shù)據(jù)信息并使設(shè)計人員快速得到反饋,因此必將對計算精度和計算效率提出軟硬件上的要求。軟件上來說,現(xiàn)階段對于疲勞裂紋萌生和擴展的數(shù)值模擬方法仍有所欠缺,時常在計算中遇到奇異性和收斂性問題、同時相關(guān)問題的計算也存在耗時長效率低的問題；硬件上來說,海量數(shù)據(jù)信息的傳遞和處理需要以超算為代表的高性能計算機的支持,從而才能大幅減少設(shè)計迭代所需要的時間。

綜上所述,數(shù)字孿生理念是對整個現(xiàn)有飛機設(shè)計體系乃至航空工業(yè)體系的革新,而疲勞與損傷容限評估方法是其中的一個重要部分。基于數(shù)字孿生理念的疲勞與損傷容限評估方法將在大幅節(jié)約時間和經(jīng)濟成本的同時提升安全性,并進一步解放飛機的性能潛力。從目前來看,實現(xiàn)數(shù)字孿生理念的美好愿景至少需要對3個方面的研究進行布局：① 對材料疲勞宏微觀行為理論及其定量描述方法的研究；② 對基于數(shù)字孿生理念的疲勞與損傷容限評估方法體系的研究；③ 對以機器學習為代表的數(shù)據(jù)處理分析方法及其應用方法的研究。

5 總 結(jié)

伴隨著飛機使用中出現(xiàn)的一系列事故,飛機結(jié)構(gòu)強度設(shè)計思想不斷演化。現(xiàn)在,飛機結(jié)構(gòu)完整性已經(jīng)成為飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計的重要設(shè)計思想,并通過相關(guān)標準的頒布,成為飛機結(jié)構(gòu)研制和使用的全生命期中必須遵循的規(guī)范和技術(shù)手段。為實現(xiàn)滿足結(jié)構(gòu)完整性的飛機設(shè)計,需要遵守飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱的規(guī)范中提出的五大任務,并予以正確的貫徹實施。最初的安全壽命設(shè)計理念的提出,為飛機抵抗疲勞破壞提供了“第1道安全保障”,隨著試驗與仿真手段的進步和認識的發(fā)展,環(huán)境和使用中造成的損傷形式被進一步考慮,結(jié)構(gòu)可檢可修等更多先進的結(jié)構(gòu)設(shè)計理念被采納,斷裂力學等更多的方法被應用,對裂紋擴展的控制與檢測為結(jié)構(gòu)安全提供了第2道、第3道保障。在多道保障下,結(jié)構(gòu)安全性試驗驗證方法也不斷發(fā)展,如全尺寸疲勞試驗從需做4倍設(shè)計壽命,到目前采用做2倍壽命疲勞和1倍壽命損傷容限；結(jié)構(gòu)壽命指標從安全壽命到經(jīng)濟壽命；結(jié)構(gòu)完整性評價從保障最基本的結(jié)構(gòu)安全到影響全生命周期的經(jīng)濟性；而新材料、新結(jié)構(gòu)的完整性評價,也可以促進整機其他性能的提升,特別是復合材料機身的應用可以提高民機舒適性和維護性。未來,隨著信息技術(shù)與飛機結(jié)構(gòu)技術(shù)的發(fā)展和融合,基于數(shù)字孿生理念的飛機結(jié)構(gòu)完整性將成為重要發(fā)展方向。

在科學技術(shù)的發(fā)展以及工程應用需求兩方面的要求下,飛機結(jié)構(gòu)完整性不會停留在目前研究規(guī)范的水平和內(nèi)容,必將繼續(xù)發(fā)展提高,使得飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計從“必然王國走向自由王國”。