中國飛機結構壽命可靠性評定技術的發展與展望綜述

閆楚良

北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100191

建國初期至20世紀70年代，中國生產的大量飛機都未給出壽命，更沒有針對使用壽命短的飛機薄弱部位等關鍵問題進行研究，以致機毀人亡的事故時有發生。20世紀70年代，中國全面開展飛機結構定壽、延壽可靠性理論與試驗研究，至今已40余年?，F已能準確預測機群的安全使用壽命、合理制定檢修周期、嚴格執行維修大綱，切實地保障了中國飛機飛行安全，將中國二代、三代戰機安全使用壽命從2 000飛行小時延長至3 000飛行小時，新一代型號戰機安全使用壽命可以達到6 000～10 000飛行小時，運輸類飛機設計壽命則達到30 000飛行小時以上，40余年取得的研究成果鑄就了世界航空史上的豐碑。

1 機群壽命可靠性評定

20世紀70年代末，高鎮同院士等老一代科學家率先提出的適合中國國情的飛機結構壽命可靠性評定體系，建立了基于飛機載荷譜飛行實測、全尺寸飛機懸空協調加載疲勞試驗與疲勞統計學等多門學科相融合的飛機結構壽命可靠性評定技術體系[1-2]。旨在從經濟性和維修性要求出發，在規定工作條件下、在完成規定的功能下、在規定使用壽命期間，使結構因疲勞強度不足而失效的可能性(破壞)減至最低程度。經過40余年的發展，已形成了具有中國國情并行之有效的飛機結構壽命可靠性評定方法：采用1架飛機進行載荷譜飛行實測，并采用另1架全尺寸飛機懸空協調加載疲勞試驗，揭示在實際飛行過程中飛機結構的薄弱部位與疲勞源，在給定可靠度和置信度的條件下，評定機群安全使用壽命，即機群中結構最弱的飛機的使用壽命，保障飛行安全[3-5]。

1.1 飛機壽命分散性

飛機結構壽命長短取決于重復施加在結構上的疲勞載荷和結構本身對疲勞的抗力-疲勞強度。疲勞載荷除了與飛行任務有關，還要受風力、溫度、濕度、硬著陸、軟著陸和駕駛員操縱技能等偶然因素的影響。疲勞強度除了與結構設計和材料品質有關外，也還受到加工制造、裝配工藝的不一致性等偶然因素的影響，從而導致疲勞壽命的分散性[6-7]。澳大利亞科學家A.O.Payne曾用92架P51野馬式(Mustang)戰斗機做全尺寸疲勞試驗，試驗結果表明：飛機個體最長的壽命是最短的壽命數倍，長短不一，分散性很大。

結構薄弱部位與疲勞源是飛機壽命可靠性評定的核心。全尺寸飛機結構疲勞試驗表明：飛機結構疲勞破壞演化的全過程為依賴于時間的裂紋形成與擴展，直至完全斷裂3個階段。宏觀裂紋(1 mm左右)形成的源頭，即“疲勞源”，這些關鍵危險部位必然發生在結構主承力件傳力路線上的孔洞、凹角、溝槽等應力集中處；而非疲勞源即使出現裂紋一般不持續擴展。為此，采取抗疲勞設計，抑制疲勞源的生成，則可延長結構壽命；采取耐久性設計，將裂紋增長消滅在萌芽狀態，保持結構完整性，則可達到安全飛行的目的。

飛機壽命的長短主要根據結構關鍵危險部位(如飛機的大梁、機翼根部等)的壽命確定，一旦這些危險部位發生破壞，會導致災難性事故。研究表明：疲勞壽命N的對數x=lgN遵循正態分布。如果一組疲勞壽命觀測值為N1,N2, …，Nn，則中值疲勞壽命[N50]t可求得[1]：

(1)

由式(1)可見，中值試驗壽命[N50]t為一組試件試驗壽命的幾何平均值，對單一試件疲勞壽命觀測值，即試件本身壽命。

依據中值疲勞壽命(即式(1))，可評定飛機安全使用壽命，即在給定可靠度與置信度的條件下，壽命分散系數Lf可寫為[1]

(2)

式中：up為由可靠度確定的標準正態偏量；uγ為由置信度確定的標準正態偏量；σ0為對數壽命的標準差。根據中國具體情況，對不同形式的金屬結構，對于對數裂紋形成壽命，建議取標準差σ0=0.16～0.20，對于對數裂紋擴展壽命，建議取標準差σ0=0.07～0.10。

式(2)還可以寫成如下形式：

Lf=SLRSLC

(3)

并且

SLR=10-upσ0

(4)

(5)

式中：SLR為可靠度系數；SLC為置信度系數。

表1[1]是根據式(2)計算給出2個階段分散系數的取值。中國在實際工作中裂紋形成分散系數取值4，裂紋擴展分散系數取值2。

表1 分散系數取值表[1]Table 1 Value of scatter factor [1]

1.2 機群安全使用壽命評定

研究表明：結構使用壽命由裂紋形成壽命和裂紋擴展壽命組成，全壽命是二者之和[8-9]。飛機結構安全使用壽命的定義為[1]

(6)

即

(7)

綜上，當已知up、uγ、n和σ0時，即可根據公式(2)求出分散系數Lf，再將根據少量試驗測定出的中值試驗壽命[N50]t和分散系數Lf代入式(7)即可得到安全壽命。

1.3 飛機載荷譜飛行實測

解決飛機定壽和延壽的先決條件是編制出模擬真實飛行情況的載荷-時間歷程，即載荷譜。載荷譜主要用于全尺寸飛機疲勞試驗載荷輸入依據，通過全尺寸疲勞試驗揭示飛機在實際飛行過程中的結構薄弱部位和疲勞源，科學制定維修大綱和檢修周期，經濟合理地進行檢修和部件更換，保障飛機結構完整性和飛行安全[10]。

飛機載荷譜實測是一項風險高、難度大、技術復雜的系統工程。飛機在實際飛行過程中，承受著空氣動力、發動機推拉力、質量力以及飛機著陸過程中的地面沖擊力等[11]，飛機載荷譜實測除了對飛機狀態參數如中心過載、速度、振動環境等進行實測外，還要重點實測飛機在飛行過程中實測截面所承受載荷-時間歷程。

飛機在實際飛行過程所承受的載荷是通過在飛機結構受載截面加裝應變計，搭建應變測量橋路，通過地面載荷輸入與應變輸出載荷標定試驗，實測得到飛機結構受載截面的彎矩、剪力與扭矩。飛機布局不同，測量橋路設計也不同(如圖1所示)。

地面載荷標定實際是對實測受載截面的彎矩、剪力與扭矩傳感器進行校準，前提條件是實測橋路要保持完好性，應變計在實測過程中發生脫落等故障，會導致實測應變橋路失效。如果進行補貼應變計則必須重新進行地面載荷標定，才能保障實測數據的有效性[12-13]。

中國飛機載荷譜實測是通過集成衛星授時、網絡采集、編程加載的數千通道異構實測數據可視化采集系統實現，包括以太網智能同步采集和記錄關鍵技術[14-16]。運輸類飛機分布式數據采集系統示意圖如圖2所示。

由于隨機載荷的分散性，在飛機載荷譜飛行實測過程中，依據最少空測采樣飛行起落次數的設計準則[17]，按照任務飛行剖面進行實測數據采集，保證了實測數據具有代表性和可比性。根據t分布理論，母體平均值μ(中值)的區間估計式為[1]

(8)

移項后，式(8)可以寫成

(9)

令δ表示相對誤差限度(絕對值)，即

(10)

式中:δ是一個小量，根據實際情況，一般取δ=5%。

表2 γ=95%,δ=5%時最少空測飛行起落次數[1]Table 2 Minimum number of samples for airplane’s takeoff-landing when γ=95% and δ=5%[1]

表3 γ=90%,δ=5%時最少空測飛行起落次數[1]Table 3 Minimum number of samples for airplane’s takeoff-landing when γ=90% and δ=5%[1]

1.4 全尺寸飛機疲勞試驗

全尺寸飛機疲勞試驗的主要目的是復現出飛機在實際飛行過程中的結構薄弱部位和疲勞源，并根據全尺寸飛機疲勞試驗結果，按照耐久性、損傷容限評定出機群的安全使用壽命，合理制定飛機檢修大綱，當結構出現裂紋時，對結構進行檢修和部件更換，當檢修和部件更換不經濟時，飛機要退出服役[18]。

以某飛機為例，全尺寸疲勞試驗是通過全機懸空軟約束支持系統完成的。在進行全尺寸疲勞試驗時，整個飛機在試驗中始終處于三向載荷平衡的受載狀態，模擬了飛機在飛行過程中承受的載荷-時間歷程。某飛機全尺寸疲勞試驗加載點分布如圖3[9]所示，某飛機全尺寸疲勞試驗如圖4所示。

飛機壽命主要由3個指標進行衡量：飛行小時、飛行起落和日歷年。以某機型為例，使用壽命評定為6 000飛行小時，6 000飛行起落和25個日歷年，其中一項指標達到評定指標，通常就說飛機結構達到了使用壽命。

目前軍用飛機采用可靠度p為99.9%，相應地，xp=x99.9=lgN99.9，此時，具有99.9%可靠度的疲勞壽命N99.9=10x99.9。意味著：在1 000架飛機中有999架飛機壽命大于N99.9，只有1架飛機壽命達到N99.9時將要發生疲勞破壞。顯然，N99.9代表機群中結構最弱的飛機的安全使用壽命，以N99.9作為群體的使用壽命在理論上可以保障機群飛行安全。如某型飛機評定壽命為6 000飛行小時，可靠度為99.9%，置信度為95%，則有95%的把握說：在1 000架飛機中，有999架飛機的安全使用壽命大于6 000飛行小時，有一架飛機達到6 000飛行小時將要發生疲勞破壞。6 000飛行小時代表機群中結構最弱的一架飛機的安全使用壽命，以6 000飛行小時作為群體的使用壽命，在理論上可以做到安全可靠。

2 單機壽命可靠性評定與實時監控體系

中國歷經40余年的飛機壽命可靠性評定技術的研究，飛機使用壽命得到了大幅提高，但是，與美國飛機相比，中國飛機安全使用壽命仍存在一定差距，中國二代、三代飛機壽命僅為其同類飛機的1/3～1/2。此外，中國飛機擁有量相對于美國還有很大的差距，根據2022年公布的世界軍機數量，軍用飛機美國擁有量13 246架，中國為3 000余架[19]，這與保障中國國家安全、滿足國防建設重大需求存在著一定差距。

究其原因，中國飛機除了結構設計、材料選用、裝配工藝等與歐美國家存在一定差距外，另一重要原因為在交付部隊前中國飛機沒有按照飛機結構完整性大綱進行可靠性驗證試驗。在定壽、延壽過程中，采用1架飛機進行載荷譜飛行實測，采用另1架飛機進行全尺寸飛機疲勞試驗。但是，由于諸多偶然因素的影響，真實地復現飛機在實際飛行中的疲勞破壞部位技術難度非常大；此外，一些生產廠家為了加快全尺寸飛機疲勞試驗的進度，將設計譜(或稱嚴重譜)作為全尺寸飛機疲勞試驗加載譜，混淆了飛機設計譜只能用于飛機目標壽命設計與目標壽命全尺寸飛機疲勞驗證試驗，而不足以作為飛機壽命可靠性評定依據，無法精確評定飛機的安全使用壽命。飛機壽命可靠性評定技術的核心重在復現結構薄弱部位與疲勞源，故此，飛機壽命可靠性評定應采用實際飛行過程中的飛機載荷-時間歷程，作為全尺寸飛機疲勞試驗的載荷依據，揭示出飛機結構薄弱部位和疲勞源，視情經濟修理和更換部件，以此保障飛機安全飛行服役到達使用壽命。

中國飛機定壽和延壽最初大多延用國外技術，這些技術對中國飛機定壽和延壽初期起到了積極推動作用。隨著科學技術的發展，繼續延用和堅持這些傳統技術，將阻礙中國飛機壽命可靠性技術的進步與發展。守正創新要在“守正”的基礎上，重在創新。重視和敢于對國外傳統技術的摒棄，秉承自然科學規律，不斷推陳出新，將中國飛機的長壽命、高可靠性、輕質量和低成本的研制技術提升至歐美國家先進水平。具體講，全面提升大子樣飛機載荷譜實測與編制技術水平，大力發展全尺寸飛機疲勞試驗智能裝置，突破中子光視覺技術和與飛機同壽命應變計測試橋路技術，構建中子光視覺技術與大數據平臺相融合的單機實時監控技術，發展經濟性視情檢修技術，保障每架飛機安全飛行，大幅延長機群安全使用壽命，相當于再造一個甚至幾個機群的飛機。

2.1 飛機目標壽命可靠性驗證

飛機設計目標壽命是根據飛機在使用期間的飛行任務與規定的性能指標，用戶在技術合同中規定的機群指標壽命，稱為目標壽命，如X型飛機按照用戶要求設計目標壽命為10 000飛行小時，10 000飛行起落和25個日歷年。飛機研制單位根據飛機目標壽命采用任務剖面混頻設計譜對飛機進行結構設計、材料選用、制造工藝制定等，開展結構目標壽命可靠性設計。按照飛機結構完整性大綱要求，在飛機交付用戶前不僅要對飛機性能研制指標進行試驗驗證，還要按照設計譜進行全尺寸飛機疲勞驗證試驗，以此評定出飛機結構設計的合理性與結構壽命是否滿足用戶對設計目標壽命的要求。對出現的薄弱結構采取抗疲勞設計，抑制疲勞源生成；對出現的疲勞源采用耐久性設計，將裂紋增長消滅在萌芽狀態，保持結構完整性。

2.2 實測譜全尺寸飛機疲勞試驗

飛機安全使用壽命是指飛機在實際飛行服役期間具有可靠度與置信度的使用壽命。飛機安全使用壽命的評定是采用飛機在實際飛行過程中的實測載荷譜作為載荷依據進行全尺寸飛機疲勞試驗，揭示出飛機在實際飛行過程中結構薄弱部位和疲勞源，據此評定出飛機機群的安全使用壽命，保障飛行安全，在服役期間飛機結構不發生破壞。目前中國在還沒有開展對飛機目標設計壽命進行驗證試驗的情況下，一些廠家將目標壽命驗證與安全使用壽命評定二者加以混淆，采用設計譜進行全尺寸飛機疲勞試驗，等到實測譜完成后，再更換成實測譜繼續進行全尺寸飛機疲勞試驗，以此作為飛機安全使用壽命評定的依據。此種做法沒有科學依據，設計譜是根據以往經驗和對新機的使用要求及規定的飛行剖面進行設計的，它不是飛機在實際飛行過程中的真實載荷-時間歷程。此外，在試驗過程中對載荷譜進行更換，設計譜與實測譜二者載荷傳遞方式、載荷大小等都沒有可比性，全機疲勞試驗的結果無法復現出飛機在實際飛行過程中疲勞源與結構薄弱部位。

大量試驗表明：到目前為止，沒有一架飛機能夠成功地采用設計譜進行全尺寸飛機疲勞試驗，以此評定出飛機的安全使用壽命。這是因為設計譜不能真實反映實際飛行過程中的飛機載荷-時間歷程，無法合理準確地揭示出飛機在實際飛行過程中的結構薄弱部位和疲勞源。

以F/A-18飛機定壽為例，澳大利亞皇家空軍對70多架飛機進行了135 000飛行小時載荷譜實測數據的采集，證明設計譜與實測譜存在著較大差異[20-22]，采用設計譜與實測譜的對比試驗結果如圖5[20]所示。

2.3 實測載荷數據統計與全尺寸飛機疲勞試驗譜編制的最小航道法

由于計算機技術和試驗條件的限制，20世紀60年代美歐國家相繼提出了多種計數方法，如英國的疲勞計法，美國的限峰值計數法，日本的雨流計數統計方法[23]等，對實測載荷-時間歷程進行計數處理和程序載荷譜編制，其缺點在于采用計數法編制的載荷譜只考慮施加載荷大小，未考慮到飛機在實際飛行過程中的載荷先后次序和施加相位的一一對應關系，進行全尺寸飛機疲勞試驗時，很難真實地再現出飛機在實際飛行過程中的薄弱部位和疲勞源，從而導致嚴重失真。

最小航道法模型(如圖6所示)編制的試驗譜(如圖7所示)則能真實地反映實測(或加載)點的載荷大小、先后次序和加載相位情況。圖6所示，設定“航道”寬度為Dmin，航道的形狀與實測載荷-時間歷程一致。假定水頭在航道急流中前進，當在轉彎處受到反向堵截時，如A、B、C、D處，該處為截除二維低載后載荷-時間歷程中有效峰值或谷值。凡是水頭從航道流過時，沒有遇到反向堵截的峰值和谷值一律截除，最后保留了一系列水頭在轉彎時受到反向堵截處的峰值或谷值，將其連接起來，即可得到低載Dmin截除后又和原始載荷-時間歷程保持一致的等效載荷-時間歷程。進行全尺寸飛機疲勞試驗時，最小航道法截除無效幅值后，其加載相位、載荷順序等等均保持不變，還可使試驗時間減少60%～85%。因此，摒棄傳統的技術方法和程序加載試驗譜的編制方法，探討基于最小航道法隨機試驗譜全尺寸飛機疲勞試驗加載試驗方法，包括考慮加載相位和載荷順序效應的隨機加載試驗方法。

為了縮短試驗時間，又能施加實際飛行過程中飛機的真實載荷-時間歷程，采用最小航道法截除無效幅值而得到載荷-時間歷程譜，能夠與實際飛行過程中飛機的載荷-時間歷程及相位保持一一對應關系，同時，對那些不會造成疲勞損傷的三級波直接進行截除(如圖8所示)，還可以大量減少試驗時間，真實地再現出飛機在飛行過程中的薄弱部位與疲勞源。

2.4 大子樣飛機載荷譜飛行實測與數據采集技術

經過多年的理論研究和科學實踐，中國對每個機種均采用1架飛機進行載荷譜飛行實測，建立了載荷譜飛行實測最少起落次數數據采集準則和統計處理方法，以此保障實測譜的真實性與再現性，但由于實測采樣母體子樣過小，具有偶然性，與歐美國家相比存在著一定差異，比如，空客A380采用5架飛機在全世界不同空域進行載荷譜實測[24]；美國完整性大綱規定，服役飛機中20%以上飛機裝有載荷譜數據采集器，由此給出一個機群在飛行過程中載荷飛行任務剖面譜。為了保障個體飛機載荷譜實測子樣與母體機群載荷譜數據的可比性和重復性，對重要機種要進行大子樣飛機載荷譜飛行實測與數據統計處理技術研究，以此編制出具有機群母體特性的全尺寸飛機疲勞試驗載荷譜，真實地揭示飛機疲勞源與結構薄弱部位。

3 單機壽命結構監控技術展望

3.1 中子光視覺監控技術研發與突破

飛機全尺寸疲勞試驗和飛機大修表明：裂紋形成、擴展和斷裂的關鍵危險部位均發生在結構主承力件傳力路線上的孔洞、凹角、溝槽等應力集中處。由于這些部位隱蔽性強，國內外現有傳感器無法捕捉危險部位裂紋形成、擴展和斷裂演化過程。中子光具有空間穿透性能，能夠對每個被檢測對象關鍵危險部位內部的裂紋演化過程進行實時檢測，為飛機結構主承力件的疲勞損傷檢測提供有效手段，通過大數據平臺可以實時監控飛機在飛行過程中的安全性與可靠性，準確獲得每一架飛機實時狀態信息，挖掘出每一架飛機結構的安全使用壽命潛力，視情進行經濟維修和部件更換，保證機群個體飛機飛行安全。

3.2 與飛機同壽命的應變計測試橋路技術研發

目前，應變計大多采用膠基技術，應變計粘貼和布置時，大多是通過氰基丙烯酸脂粘結劑、環氧樹脂粘結劑等。由于粘結劑的水溶特性，特別是在沿海機場，應變橋路改裝一年后，各種故障層出不窮，比如應變計出現脫離粘貼部位，應變膠與潮氣相融合等等，以致應變計橋路測量的載荷-時間歷程發生了漂移、跳躍、失真等，這些故障嚴重影響了飛機載荷譜實測過程中實測數據的穩定性與真實性。開發與飛機同壽命的應變橋路測試技術，保證飛機使用壽命期間應變橋路不發生故障，不僅能夠有效提升飛機載荷譜實測的穩定性與真實性，還能促進飛機個體實時監控與單機可靠性壽命評定技術的發展，同時會給中國量測技術帶來突破。

4 飛機壽命實時監控大數據平臺建設

由于飛機制造水平和材料的差異性以及飛行員的操作水平不同等因素的影響，每一架飛機在同一典型任務剖面飛行過程中造成的損傷各有不同。為了保證每架飛機個體結構飛行安全，目前國內外均在開展單機壽命監控技術研究[25-26]，旨在通過實時監控飛機在實際飛行過程中的受載荷與飛行環境情況，預測飛機壽命瞬時耗損和結構損傷演化關系，并通過中子光視覺技術對飛機疲勞源和結構薄弱部位進行實時監控，依據每一架飛機在實際飛行過程中結構耗損狀態，視情進行經濟性維修和部件更換，保障飛機個體飛行安全的同時，挖掘飛機個體結構潛力。

隨著科學技術的發展和人類生產、活動空間的不斷擴大，飛機服務將涵蓋更廣闊區域，空間范疇不斷擴大，如何進行有效的信息服務成為了亟需解決的問題。近些年，各種天基、空基、海基、地基網絡服務不斷涌現，打破各自獨立的網絡系統之間數據共享的壁壘，借助空天地一體化網絡實現廣域全覆蓋和網絡的互聯互通，實現全覆蓋、泛在連接、寬帶接入等功能；空基網絡由高空通信平臺、無人機自組網絡等組成，具有覆蓋增強、使能邊緣服務和靈活網絡重構等作用；地基網絡主要由地面互聯網、移動通信網組成，負責業務密集區域的網絡服務。依托空天地一體化數據傳輸鏈協同人工智能、區塊鏈等技術建設大數據信息平臺(如圖9所示)，研究和開發單機壽命實時監控新技術，重點突破與飛機同壽命應變計橋路研制技術與中子光視覺監控技術，實現實時監控和獲取每一架飛機在飛行過程中的數字化信息，比如飛機所在位置、狀態與任務、飛行空域、飛行高度、飛行速度等，實現對關鍵部件的裂紋形成、裂紋擴展和斷裂情況的實時監測，及時、全面、準確地了解飛機運行狀態，更大程度地保障飛行安全。

在此基礎之上，通過飛機大數據平臺還可實現航空資源統籌規劃和定制化服務等，實現航空飛行器之間的信息互聯互通，提升整個機群協同作戰能力(如圖10所示)。飛機狀態信息、使用壽命耗損信息、飛機使用決策信息可以在智能監測中心、實測數據中心、可靠性評定中心、飛行監管部門、大數據監控中心之間實現快速高效傳輸，這對充分的挖掘出個體飛機安全使用壽命、大幅提升部隊戰斗力、科學調用指揮飛行部隊和提高國防建設水平都具有重大的科學意義和工程應用價值。

5 結束語

本文回顧了40余年來中國在飛機定壽延壽方面取得的主要研究成果，特別是經過幾代航空人的不懈努力，中國在飛機壽命與結構可靠性方面取得了多項突破性研究成果，構建了具有中國國情的理論體系，提出了切實可行的試驗方法，為延長中國飛機安全使用壽命、保障民用飛機飛行安全和軍用飛機作戰訓練任務、提升中國航空裝備的國際競爭力與影響力，做出了重要貢獻。

在此基礎上，文重點探討了機群個體壽命可靠性評定體系與單機壽命監控技術，將飛機壽命與結構可靠性評定技術提升為飛機再造工程，在保障機群每一架飛機飛行安全的同時，將會成倍延長機群的使用壽命，相當于再制造一個同等數量飛機機群，不僅大幅提升部隊的作戰能力，更為重要的是改變中國目前飛機數量少、壽命短等相關局面，將中國飛機擁有量和飛機研制質量提高至一個新的臺階與水平。

國家要高度重視，實現機群個體飛機使用壽命可靠性評定，并將機群個體飛機壽命可靠性評定與監控技術納入到飛機研制工程中。要重視建立新機結構可靠性驗證體系，建設單機壽命可靠性與大數據監控平臺。加強基礎技術的研發與試驗裝置智能化建設，特別是分布式中子光視覺監控技術和與飛機同壽命的應變橋路測試技術的研發，不僅會使中國飛機定壽、延壽技術取得重要突破，更為重要的是有助于將國際測試與監控技術提升至一個新的技術水平。