崔德剛,鮑蕊,張睿,劉斌超,歐陽(yáng)天

1.中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司 科學(xué)技術(shù)委員會(huì),北京 100010

2.北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院,北京 100083

3.中國(guó)航空研究院 技術(shù)研究一部,北京 100012

飛機(jī)結(jié)構(gòu)安全是保證飛機(jī)性能實(shí)現(xiàn)的前提,因而,保證結(jié)構(gòu)安全的設(shè)計(jì)理念隨著人們對(duì)結(jié)構(gòu)破壞認(rèn)識(shí)的逐步深入而逐步完善。

20世紀(jì)40年代以前,飛機(jī)主要用于軍事方面,使用壽命較短,且結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法很保守、安全裕度大,疲勞問(wèn)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(qiáng)度設(shè)計(jì)。第二次世界大戰(zhàn)后,飛機(jī)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(wèn)題開(kāi)始凸顯,以主要應(yīng)對(duì)疲勞破壞發(fā)展起來(lái)的安全壽命設(shè)計(jì)、破損安全設(shè)計(jì)、損傷容限設(shè)計(jì)構(gòu)建了保障結(jié)構(gòu)安全的理念；在此階段,強(qiáng)度工程師始終試圖通過(guò)設(shè)計(jì)評(píng)定以及對(duì)設(shè)計(jì)產(chǎn)品的檢測(cè)來(lái)保證結(jié)構(gòu)安全,這一過(guò)程是隨著人們對(duì)結(jié)構(gòu)破壞形式認(rèn)識(shí)的不斷深入和學(xué)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(lái),使用中發(fā)生的結(jié)構(gòu)失效形式日趨復(fù)雜,使用者對(duì)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(yīng)用引發(fā)的新問(wèn)題使人們?nèi)遮呎J(rèn)識(shí)到,結(jié)構(gòu)安全保障理念和策略不應(yīng)只停留在設(shè)計(jì)階段,結(jié)構(gòu)的長(zhǎng)壽命、高可靠性、高安全性更多是“用”出來(lái)的,應(yīng)對(duì)策略應(yīng)貫穿于全生命周期,結(jié)構(gòu)的安全使用期限應(yīng)是設(shè)計(jì)者和使用者考慮了多種損傷形式、并同時(shí)考慮維護(hù)經(jīng)濟(jì)性的綜合平衡的結(jié)果。即,保障飛機(jī)結(jié)構(gòu)安全的措施從僅面向設(shè)計(jì)研制階段的規(guī)范標(biāo)準(zhǔn)、向貫穿全生命周期的5個(gè)任務(wù)的結(jié)構(gòu)完整性理念發(fā)展。可以說(shuō),“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(gè)理論不斷進(jìn)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(guò)程,特別是從傳統(tǒng)的規(guī)范只提出要求和方法,沒(méi)有給出如何在飛機(jī)研制工程實(shí)踐中的實(shí)施途徑；而結(jié)構(gòu)完整性大綱提出的5個(gè)任務(wù)更應(yīng)該視為一個(gè)質(zhì)變的過(guò)程,這個(gè)質(zhì)變不僅包含了工程領(lǐng)域?qū)Y(jié)構(gòu)安全策略認(rèn)識(shí)上的轉(zhuǎn)變,也使得強(qiáng)度評(píng)定從保障飛機(jī)性能實(shí)現(xiàn)的從屬位置,向著實(shí)現(xiàn)飛機(jī)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(guó)為代表的航空發(fā)達(dá)國(guó)家,仍僅在少部分型號(hào)中全部或部分貫徹了全生命周期的5個(gè)任務(wù)；在中國(guó)的主要型號(hào)設(shè)計(jì)領(lǐng)域,相關(guān)主要工作仍主要涉及設(shè)計(jì)研制階段。本文的主要目的是通過(guò)綜述結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范到結(jié)構(gòu)完整性大綱的發(fā)展歷程以及2個(gè)典型應(yīng)用實(shí)例,說(shuō)明在全生命周期內(nèi)貫徹結(jié)構(gòu)完整性大綱五大任務(wù)的基本途徑,為飛機(jī)型號(hào)工程人員提供參考和指導(dǎo)。由于保結(jié)構(gòu)安全理念及相應(yīng)設(shè)計(jì)評(píng)價(jià)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(yīng)給出了疲勞斷裂相關(guān)理論發(fā)展的脈絡(luò)。最后,本文簡(jiǎn)單闡述了一些本領(lǐng)域的新趨勢(shì),但重點(diǎn)在于說(shuō)明理念發(fā)展轉(zhuǎn)變的趨勢(shì),對(duì)于新技術(shù)本身不在本文詳述。

1 飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度標(biāo)準(zhǔn)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(jì)40年代～80年代,隨著一系列航空事故帶來(lái)的慘痛經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)和對(duì)疲勞問(wèn)題學(xué)術(shù)認(rèn)識(shí)的不斷進(jìn)步,飛機(jī)設(shè)計(jì)思想經(jīng)歷了安全壽命設(shè)計(jì)、破損安全設(shè)計(jì)、損傷容限設(shè)計(jì)3個(gè)階段。安全壽命思想認(rèn)為飛機(jī)結(jié)構(gòu)是完好的,且在安全壽命內(nèi)使用時(shí)是安全的,而一旦其服役時(shí)間達(dá)到安全壽命則應(yīng)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(rèn)為,在使用過(guò)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(shí)現(xiàn)途徑的核心在于通過(guò)設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)多通道傳力和裂紋緩慢擴(kuò)展,因此被稱為靠“設(shè)計(jì)”保安全(Safety by Design, SBD)。損傷容限思想的基本出發(fā)點(diǎn)是承認(rèn)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(guò)損傷容限分析與試驗(yàn)對(duì)不可檢結(jié)構(gòu)給出最大允許初始損傷、對(duì)可檢結(jié)構(gòu)給出檢修周期；同時(shí)要求結(jié)構(gòu)在服役期間出現(xiàn)疲勞、腐蝕或意外損傷時(shí),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(guò)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(hù)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(yùn)輸類飛機(jī)的發(fā)展和應(yīng)用中最為完整,無(wú)論軍機(jī)還是民機(jī)在評(píng)價(jià)體系上基本一致。在設(shè)計(jì)理念更新的推動(dòng)下,飛機(jī)的設(shè)計(jì)壽命大幅提升,如戰(zhàn)斗機(jī)的壽命從早期的1 000余小時(shí),逐步提升至3 000小時(shí)以上；美國(guó)F-16飛機(jī)預(yù)期延長(zhǎng)壽命達(dá)到10 000小時(shí)；民用飛機(jī)的壽命達(dá)60 000～90 000小時(shí)；由結(jié)構(gòu)疲勞問(wèn)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(jì)思想進(jìn)一步發(fā)展,從保安全向著進(jìn)一步提升飛機(jī)的經(jīng)濟(jì)性和使用性能方面逐步轉(zhuǎn)變,民機(jī)和軍機(jī)所關(guān)注的重點(diǎn)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(jì)方、使用方和適航當(dāng)局針對(duì)廣布疲勞損傷(WFD)問(wèn)題的重視,引起了相關(guān)適航條例的修改,將使用壽命指標(biāo)從設(shè)計(jì)服役目標(biāo)(DSG)的概念轉(zhuǎn)向使用維護(hù)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(jì)壽命,只要維修得當(dāng)且經(jīng)濟(jì),結(jié)構(gòu)的可使用年限都可以無(wú)限制地延長(zhǎng),美國(guó)相關(guān)專家甚至提出B-52飛機(jī)期望使用100年的說(shuō)法。目前,飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性已經(jīng)發(fā)展為飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的重要設(shè)計(jì)思想和技術(shù)途徑,并成為飛機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中的規(guī)范。各種設(shè)計(jì)理念的變化,在軍用飛機(jī)方面主要體現(xiàn)在強(qiáng)度規(guī)范的更改,在民用飛機(jī)方面主要體現(xiàn)在適航條例的修訂,特別是大型運(yùn)輸類飛機(jī)適航條例的變化,分別在1.2、1.3節(jié)詳述。

1.2 國(guó)內(nèi)外軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性與強(qiáng)度規(guī)范

美國(guó)飛機(jī)設(shè)計(jì)思想從20世紀(jì)30年代陸續(xù)產(chǎn)生了近10個(gè)版本的強(qiáng)度規(guī)范。圖1給出了規(guī)范演變的歷程,同時(shí)展示出,在20世紀(jì)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(qiáng)度到動(dòng)強(qiáng)度再到疲勞強(qiáng)度概念提出；20世紀(jì)60年代后,美國(guó)的強(qiáng)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(guó)國(guó)防部頒布的聯(lián)合使用規(guī)范指南JSSG-2006《飛機(jī)結(jié)構(gòu)》[1]規(guī)范中規(guī)定了新的設(shè)計(jì)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(yán)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(guó)國(guó)防部頒布了MIL-HDBK-1530B(USAF)《軍用飛機(jī)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(guó)空軍關(guān)于結(jié)構(gòu)完整性實(shí)現(xiàn)過(guò)程的成功經(jīng)驗(yàn),并且將持有成本最小化。此后,美國(guó)在2005和2016年分別頒布了MIL-STD-1530C和MIL-STD-1530D。

圖1 美國(guó)和中國(guó)軍用飛機(jī)強(qiáng)度規(guī)范的演變

中國(guó)的飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計(jì)思想也經(jīng)歷了類似的演變過(guò)程,并在20世紀(jì)80年代左右陸續(xù)頒布了一系列疲勞設(shè)計(jì)、損傷容限和耐久性設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)。1985年由國(guó)防科工委發(fā)布實(shí)施的GJB 67.1～13—85《軍用飛機(jī)強(qiáng)度和剛度規(guī)范》[3]是以美國(guó)空軍MIL-A-008860A系列規(guī)范為主要參考并結(jié)合中國(guó)當(dāng)時(shí)飛機(jī)設(shè)計(jì)的實(shí)際情況而編制的,該規(guī)范對(duì)于中國(guó)轟x、教x、運(yùn)x、殲x等型號(hào)飛機(jī)的設(shè)計(jì)以及現(xiàn)役機(jī)種的定壽、延壽和強(qiáng)度驗(yàn)證等起到了非常大的促進(jìn)作用；1989年,中國(guó)頒布了首部飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱標(biāo)準(zhǔn)——GJB 775.1—1989《軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱 飛機(jī)要求》,該標(biāo)準(zhǔn)主要參考MIL-STD-1530A,規(guī)定了實(shí)現(xiàn)軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性的全部要求和為達(dá)到這些要求所應(yīng)依從的方法[4]；1997年頒布的GJB 2876—97為飛機(jī)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(guó)當(dāng)前飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性軍用規(guī)范的最新版本[5]。

《軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱》綜合了數(shù)十年強(qiáng)度規(guī)范的成果和型號(hào)發(fā)展經(jīng)驗(yàn),全面總結(jié)了過(guò)去飛機(jī)型號(hào)發(fā)展的經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn),綜合了強(qiáng)度規(guī)范的成果,并基于多年的強(qiáng)度規(guī)范在飛機(jī)研發(fā)的應(yīng)用經(jīng)驗(yàn),提出了結(jié)構(gòu)完整性的實(shí)施方案即“5個(gè)任務(wù)”,詳見(jiàn)3.1節(jié)內(nèi)容。ASIP提供了滿足飛機(jī)設(shè)計(jì)流程的解決方案和路線圖,這是有別于其他規(guī)范的特點(diǎn),也是其對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)研制的獨(dú)特貢獻(xiàn)。

目前國(guó)內(nèi)飛機(jī)研制通常分為若干個(gè)研制階段,每個(gè)階段都有突出研制任務(wù)。在每一階段任務(wù)完成后需要階段評(píng)審。按照中國(guó)國(guó)家軍用標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定,軍用飛機(jī)型號(hào)研制分為立項(xiàng)論證、方案設(shè)計(jì)(含初步設(shè)計(jì)和詳細(xì)設(shè)計(jì))、工程研制、設(shè)計(jì)定型(即鑒定飛行試驗(yàn))和生產(chǎn)定型(也稱部隊(duì)使用試驗(yàn))5個(gè)大的階段,圖2給出了結(jié)構(gòu)完整性大綱五大任務(wù)與階段的對(duì)應(yīng)情況。

中國(guó)飛機(jī)研制比較重視貫徹《軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱》的各項(xiàng)要求,但是總的來(lái)說(shuō)還處于在應(yīng)用中摸索的階段,對(duì)如何正確應(yīng)用5個(gè)任務(wù)詳細(xì)要求的思路和方案的認(rèn)識(shí)還不夠清晰,而成功應(yīng)用的案例也不多,需要進(jìn)一步加強(qiáng)實(shí)踐。中國(guó)飛機(jī)研制應(yīng)進(jìn)一步加強(qiáng)貫徹實(shí)施結(jié)構(gòu)完整性大綱的工作,重視該大綱的實(shí)用性和對(duì)型號(hào)發(fā)展的指導(dǎo)性。

1.3 民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性與適航條例

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

圖3 飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)思想的發(fā)展

1945年,安全壽命設(shè)計(jì)思想被寫(xiě)入民航條例CAR4b.316,成為靜強(qiáng)度思想之后飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗疲勞保安全的主要對(duì)策。然而,“彗星號(hào)”飛機(jī)事故表明安全壽命思想不足以保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)安全[6-7],因此當(dāng)時(shí)急需一個(gè)新的設(shè)計(jì)思想來(lái)處理飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞問(wèn)題。1956年,民航條例CAR4b.270中提出了破損安全設(shè)計(jì)思想,并與安全壽命設(shè)計(jì)思想二者共存并行,對(duì)安全壽命思想形成有利補(bǔ)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(xué)在這個(gè)時(shí)期的蓬勃發(fā)展,研究人員對(duì)疲勞問(wèn)題的認(rèn)識(shí)達(dá)到了新的高度,并由此催生了新的飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)思想,即損傷容限思想,飛機(jī)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(jìn)行設(shè)計(jì)。隨著認(rèn)識(shí)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(jì)思想共同形成了保結(jié)構(gòu)安全理念,大大提高了飛機(jī)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(rèn)識(shí)到WFD這種新的疲勞失效形式,并開(kāi)始關(guān)注老齡飛機(jī)的結(jié)構(gòu)安全問(wèn)題。Aloha事故和一系列普查的結(jié)果使得飛機(jī)的設(shè)計(jì)方、使用方、適航當(dāng)局共同對(duì)老齡飛機(jī)的疲勞問(wèn)題和廣布疲勞損傷問(wèn)題展開(kāi)調(diào)查研究,并最終對(duì)適航條例進(jìn)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(xiàn)[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(jī)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(jī)耐久性設(shè)計(jì)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(wú)法按照損傷容限的方案來(lái)處理。廣布疲勞損傷起始對(duì)受影響的結(jié)構(gòu)而言,標(biāo)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(yù)計(jì)到損傷出現(xiàn)位置,并對(duì)損傷能有效檢查；而WFD無(wú)法按照傳統(tǒng)針對(duì)疲勞裂紋的檢查方法檢出,所以損傷容限無(wú)法保證結(jié)構(gòu)安全,而需要建立針對(duì)WFD的專門的檢查方式,并且到期需要更換結(jié)構(gòu)。這實(shí)際上就是重新引入了安全壽命設(shè)計(jì)的思想,采用安全壽命設(shè)計(jì)+損傷容限設(shè)計(jì)的思想來(lái)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(jī)結(jié)構(gòu)安全性問(wèn)題,但對(duì)其的處理已經(jīng)不再是設(shè)計(jì)方單方的任務(wù),而是需要設(shè)計(jì)方、使用方、適航當(dāng)局三方共同處理,且處理方法需要對(duì)飛機(jī)的性能、安全性和經(jīng)濟(jì)性作出綜合考慮。針對(duì)WFD問(wèn)題所做的適航條例的修訂,更重要的變化在于使用LOV來(lái)限制飛機(jī)的使用期限,取代了傳統(tǒng)的DSG概念,飛機(jī)達(dá)到設(shè)計(jì)確定的LOV后,可通過(guò)維修的經(jīng)濟(jì)性與安全性的衡量,確定延長(zhǎng)的LOV,這與耐久性概念中將經(jīng)濟(jì)修理納入確定經(jīng)濟(jì)壽命的標(biāo)準(zhǔn)有異曲同工之處,同樣將結(jié)構(gòu)壽命的確定從設(shè)計(jì)階段向全生命周期擴(kuò)展。

1.4 復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性

先進(jìn)復(fù)合材料已經(jīng)大量應(yīng)用于軍民用飛機(jī)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(jì)與制造之間的線性且相對(duì)獨(dú)立的關(guān)系有所不同的是,復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的制造過(guò)程需要材料、設(shè)計(jì)和制造之間緊密和持續(xù)地迭代。此外,復(fù)合材料結(jié)構(gòu)完整性的重要因素是“過(guò)程控制”而不是依靠檢驗(yàn),因此若在整個(gè)設(shè)計(jì)生產(chǎn)過(guò)程上的一個(gè)環(huán)節(jié)出現(xiàn)問(wèn)題,就會(huì)導(dǎo)致帶有缺陷的結(jié)構(gòu)。復(fù)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(fù)合材料結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度標(biāo)準(zhǔn)是現(xiàn)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性體系的重要組成部分。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)完整性的基本要求見(jiàn)圖4。

圖4 復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性基本要求

飛機(jī)上往往采用樹(shù)脂基復(fù)合材料和多層碳纖維單向無(wú)緯布鋪層。其中,有機(jī)材料對(duì)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(jì)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(qiáng)度和剛度,但該材料應(yīng)力-應(yīng)變關(guān)系中沒(méi)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(guò)“塑性松弛”降低了應(yīng)力集中系數(shù),復(fù)合材料的脆性斷裂特性,造成應(yīng)力集中較金屬結(jié)構(gòu)更為嚴(yán)重。

與金屬結(jié)構(gòu)主要考慮拉-拉疲勞不同,復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)認(rèn)為靜力覆蓋拉-拉疲勞；試驗(yàn)表明,復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在最大疲勞載荷等于80%剩余強(qiáng)度的情況下,經(jīng)歷106循環(huán)次數(shù)后的剩余強(qiáng)度仍不低于未進(jìn)行疲勞試驗(yàn)的靜強(qiáng)度,因此通?？梢圆豢紤]復(fù)合材料結(jié)構(gòu)拉-拉疲勞下的壽命問(wèn)題。然而,復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在拉-壓或壓-壓疲勞載荷下其剩余強(qiáng)度會(huì)有所降低,因而復(fù)合材料在拉-壓或壓-壓疲勞載荷下的疲勞行為一直是學(xué)術(shù)研究和工程實(shí)踐中的重點(diǎn)。此外,當(dāng)復(fù)合材料層板結(jié)構(gòu)受到低速?zèng)_擊時(shí),內(nèi)部會(huì)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?xí)蝗黄茐?造成安全隱患；國(guó)內(nèi)外許多學(xué)者對(duì)沖擊后的復(fù)合材料層板疲勞行為進(jìn)行了試驗(yàn)研究,其重點(diǎn)在于討論沖擊后損傷擴(kuò)展規(guī)律和疲勞應(yīng)變門檻值[19]。

與金屬材料結(jié)構(gòu)的另一個(gè)不同在于,復(fù)合材料整體結(jié)構(gòu)的應(yīng)用能夠避免傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)理念中的大量相似細(xì)節(jié),因此理論上能夠避免WFD問(wèn)題；然而由于損傷容限理念的要求,復(fù)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(kāi)展,但目前尚未形成統(tǒng)一的標(biāo)準(zhǔn)。除復(fù)合材料結(jié)構(gòu)本身的損傷和壽命評(píng)定外,連接結(jié)構(gòu)(包括復(fù)合材料接頭以及復(fù)合材料結(jié)構(gòu)與金屬結(jié)構(gòu)的連接接頭)的安全性問(wèn)題也是是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)完整性評(píng)價(jià)中被廣泛關(guān)注的問(wèn)題。

復(fù)合材料于1970年首次在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上得到應(yīng)用時(shí),損傷容限的概念已出現(xiàn)在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)思想中。在1974年7月頒布的美國(guó)空軍規(guī)范MIL-A-83444《飛機(jī)損傷容限要求》中,明確規(guī)定了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)須滿足損傷容限設(shè)計(jì)要求。2011年波音首次交付用戶以復(fù)合材料為主要結(jié)構(gòu)的B787,其復(fù)合材料用量達(dá)結(jié)構(gòu)重量的50%,并應(yīng)用到了涉及飛機(jī)總體安全的機(jī)翼、機(jī)身等主結(jié)構(gòu)上,對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性提出了新的問(wèn)題和需求。為保證復(fù)合材料機(jī)身結(jié)構(gòu)的安全性,美國(guó)適航當(dāng)局通過(guò)咨詢通報(bào)AC20-107B[20]提出了復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)完整性的補(bǔ)充要求,該要求同樣適用于軍用飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的研制；在確定損傷容限和疲勞評(píng)定的詳細(xì)要求時(shí),應(yīng)注意所考慮結(jié)構(gòu)的損傷危害性全面評(píng)定、幾何形狀、可檢性、良好的設(shè)計(jì)實(shí)踐和損傷/退化形式。

1.5 小結(jié)

結(jié)合軍用、民用飛機(jī)中金屬結(jié)構(gòu)和復(fù)合材料結(jié)構(gòu)完整性的定義以及發(fā)展,飛機(jī)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(jī)使用的安全可靠的基礎(chǔ)上,增加了對(duì)經(jīng)濟(jì)長(zhǎng)壽的關(guān)注。

2)將傳統(tǒng)的靜強(qiáng)度、剛度、耐久性、損傷容限與先進(jìn)結(jié)構(gòu)以及特殊損傷類型的考慮以及經(jīng)濟(jì)維修統(tǒng)籌在一個(gè)體系之下,既規(guī)定了相關(guān)要求,又一一對(duì)應(yīng)地規(guī)定了對(duì)這些要求的驗(yàn)證要求等。

3)考慮的結(jié)構(gòu)類型更加全面,不僅強(qiáng)調(diào)飛機(jī)機(jī)體主要結(jié)構(gòu),而且全面考慮影響經(jīng)濟(jì)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(jī)載荷、振動(dòng)、噪聲、氣動(dòng)彈性、氣動(dòng)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(xué)、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(jì)階段推向全生命周期,既規(guī)定了設(shè)計(jì)研制階段和設(shè)計(jì)定型階段的要求,又規(guī)定了飛機(jī)使用階段的機(jī)隊(duì)管理要求。

2 疲勞和結(jié)構(gòu)完整性的學(xué)術(shù)認(rèn)識(shí)和分析方法發(fā)展

2.1 設(shè)計(jì)理念轉(zhuǎn)變與學(xué)術(shù)認(rèn)識(shí)的發(fā)展

飛機(jī)設(shè)計(jì)思想的發(fā)展既離不開(kāi)疲勞研究領(lǐng)域?qū)W術(shù)認(rèn)識(shí)的發(fā)展,也離不開(kāi)工程實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)的積累。學(xué)術(shù)研究的深入為工程實(shí)踐提供了理論支持,工程實(shí)踐為學(xué)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(kāi)始認(rèn)識(shí)到疲勞問(wèn)題,工程師對(duì)金屬零構(gòu)件的試驗(yàn)研究和分析拉開(kāi)了采用唯像方法研究疲勞問(wèn)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(rèn)識(shí)疲勞問(wèn)題的階段。

1900—1950年,學(xué)術(shù)界和工程界沿著采用唯像方法研究金屬疲勞問(wèn)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(jì)思想和以名義應(yīng)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(xué)術(shù)界人士,且主要是由工程實(shí)際向?qū)W術(shù)研究提出需求,而學(xué)術(shù)研究則為工程實(shí)際而服務(wù)。

1950—1980年,隨著試驗(yàn)手段的進(jìn)步,研究人員能夠借助顯微鏡對(duì)材料微觀行為作出更加精細(xì)的觀察；另一方面,斷裂力學(xué)的發(fā)展及其在疲勞問(wèn)題中的應(yīng)用,使得疲勞問(wèn)題迎來(lái)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(jì)思想,并指導(dǎo)工程上確定檢查間隔；這一階段主要是由學(xué)術(shù)研究反哺工程實(shí)際,而工程實(shí)際則主要應(yīng)用學(xué)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(jī)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(xué)術(shù)研究則繼續(xù)向著更精細(xì)更全面的方向發(fā)展,學(xué)術(shù)界與工程界的合作重點(diǎn)從飛機(jī)設(shè)計(jì)思想轉(zhuǎn)向了更為細(xì)節(jié)的問(wèn)題。這一階段中,飛機(jī)設(shè)計(jì)思想的更新中融入了更多損傷形式,也融入了更多經(jīng)濟(jì)性方面的考慮；飛機(jī)設(shè)計(jì)思想和結(jié)構(gòu)安全不再是單純的學(xué)術(shù)問(wèn)題或技術(shù)問(wèn)題,而是需要設(shè)計(jì)方、使用方和適航當(dāng)局共同來(lái)推進(jìn)。

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(rèn)識(shí)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(jiǎn)要介紹目前結(jié)構(gòu)完整性對(duì)復(fù)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(rèn)識(shí)發(fā)展的代表性成果

目前認(rèn)為最早開(kāi)展金屬疲勞研究的是德國(guó)礦采工程師Albert,他在1829年采用鐵鏈進(jìn)行了重復(fù)載荷試驗(yàn)[21]；系統(tǒng)性的研究工作是由德國(guó)工程師W?hler于1852—1869年在柏林完成的[22]。通過(guò)對(duì)火車車軸的彎曲、扭轉(zhuǎn)、單軸拉伸試驗(yàn),W?hler認(rèn)識(shí)到遠(yuǎn)低于結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度水平載荷重復(fù)多次則會(huì)導(dǎo)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(lái)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(yīng)力水平在雙對(duì)數(shù)坐標(biāo)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(yàn)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(yīng)力的幅值,而對(duì)于表征交變應(yīng)力的另一個(gè)特征參量平均應(yīng)力的影響,始于德國(guó)工程師Gerber在1874年提出的不同平均應(yīng)力水平下疲勞壽命的計(jì)算方法,而Goodman也在同時(shí)期對(duì)平均應(yīng)力的影響進(jìn)行了研究[24]。后續(xù)研究人員還提出了各種各樣的平均應(yīng)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(xiàn)[27-28]。

而針對(duì)結(jié)構(gòu)實(shí)際使用過(guò)程中往往承受變幅或隨機(jī)載荷的情況,1924年,研究人員開(kāi)始對(duì)疲勞累積損傷理論進(jìn)行研究；1945年,Palmgren-Miner線性疲勞累積損傷理論(簡(jiǎn)稱Miner理論)問(wèn)世。Miner線性疲勞累積損傷理論[29]是最早提出、也是最簡(jiǎn)單直觀的累積損傷理論,該理論認(rèn)為在循環(huán)載荷作用下,疲勞損傷是可以線性累加的,各個(gè)應(yīng)力循環(huán)之間相互獨(dú)立、互不相關(guān)；而當(dāng)累加的損傷達(dá)到某一數(shù)值時(shí),試件或構(gòu)件就發(fā)生疲勞破壞[30]。Miner理論的優(yōu)點(diǎn)在于簡(jiǎn)單方便,同時(shí)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(diǎn)在于無(wú)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(yàn)測(cè)定的材料參數(shù),或在計(jì)算上比較復(fù)雜,因此并不適合在工程上的廣泛采用[34]。

1920—1950年間,對(duì)于疲勞的研究趨于精細(xì)化,研究人員開(kāi)始探究各種因素對(duì)疲勞的影響并以此提出各種模型,其中具有深遠(yuǎn)影響的研究包括金屬的腐蝕疲勞[35-36]、Neuber所提出的缺口應(yīng)力梯度效應(yīng)[37]、變幅載荷疲勞問(wèn)題[38]以及材料疲勞強(qiáng)度的Weibull統(tǒng)計(jì)學(xué)理論[39]等。同時(shí),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(duì)疲勞機(jī)理不斷認(rèn)識(shí)的同時(shí),斷裂力學(xué)理論快速興起,以基于斷裂力學(xué)理論的損傷容限工程評(píng)價(jià)方法也得到快速發(fā)展和應(yīng)用。1957年,Irwin提出應(yīng)力強(qiáng)度因子K的概念來(lái)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(xué)。1963年,Paris和Erdogan提出了疲勞裂紋擴(kuò)展速率與應(yīng)力強(qiáng)度因子變程的冪次律關(guān)系式[50],也就是現(xiàn)在所說(shuō)的Paris公式,成為損傷容限工程方法建立的基礎(chǔ)。

作為改進(jìn)和發(fā)展,1970年,Elber[51-52]提出采用有效應(yīng)力強(qiáng)度因子變程ΔKeff來(lái)表征疲勞裂紋擴(kuò)展速率；1976年提出的Kitagawa圖[53]首次確定了線彈性斷裂力學(xué)的適用范圍。同時(shí)期的彈塑性斷裂力學(xué)更加注重塑性在疲勞裂紋擴(kuò)展過(guò)程中的作用,經(jīng)典成果包括Irwin塑性區(qū)尺寸估計(jì)[54]、Dugdale塑性區(qū)尺寸估計(jì)[55]、HRR裂尖場(chǎng)[56-57]、裂尖張開(kāi)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(lái)表征[60]或采用更貼近疲勞物理機(jī)制的模型來(lái)預(yù)測(cè)[61]裂紋擴(kuò)展速率,有助于做更精細(xì)的壽命分析。

隨著試驗(yàn)技術(shù)的突破和提升,研究者提出了疲勞裂紋擴(kuò)展過(guò)程的若干概念模型,如Forsyth-Ryder[62]裂紋間斷性向前擴(kuò)展模型等。從這個(gè)時(shí)期開(kāi)始,疲勞研究產(chǎn)生了許多重要的學(xué)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(dòng)疲勞、統(tǒng)計(jì)疲勞,以及斷裂力學(xué)研究中的彈塑性斷裂力學(xué)、概率斷裂力學(xué)和計(jì)算斷裂力學(xué)等。

從20世紀(jì)70年代中期開(kāi)始,隨著復(fù)合材料的應(yīng)用與發(fā)展,研究人員也對(duì)復(fù)合材料的疲勞行為開(kāi)展了試驗(yàn)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(duì)復(fù)合材料疲勞性能的影響[63-66]。由基體性能退化主導(dǎo)的疲勞損傷擴(kuò)展機(jī)理逐漸被學(xué)界所認(rèn)同[67],并開(kāi)始嘗試建立理論模型去預(yù)測(cè)復(fù)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(zhǔn)則預(yù)測(cè)壽命[69]；② 基于在疲勞循環(huán)過(guò)程中測(cè)量實(shí)際損傷預(yù)測(cè)壽命,具體又可以分為剩余強(qiáng)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(xué)術(shù)認(rèn)識(shí)的加深和工程經(jīng)驗(yàn)的積累,針對(duì)飛機(jī)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(fù)合材料結(jié)構(gòu)疲勞分析等多種工程方法。對(duì)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(jiǎn)單對(duì)比常用方法的優(yōu)缺點(diǎn),方法的具體細(xì)節(jié)可參考相關(guān)文獻(xiàn)[30,69,72]；對(duì)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(jiǎn)單評(píng)述；對(duì)中國(guó)來(lái)說(shuō),飛機(jī)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(jiǎn)要介紹其基本思想；復(fù)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(duì)工程關(guān)注的方面給出簡(jiǎn)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(yīng)力法、細(xì)節(jié)疲勞額定值法、應(yīng)力場(chǎng)強(qiáng)法[73]、臨界距離法[74]等；對(duì)于低循環(huán)疲勞范疇,工程上普遍采用的是局部應(yīng)力應(yīng)變法。本節(jié)主要給出名義應(yīng)力法、局部應(yīng)力應(yīng)變法和民機(jī)細(xì)節(jié)疲勞額定值法(DFR法)的基本思想和優(yōu)缺點(diǎn),如表1所示。特別對(duì)于DFR法,考慮軍機(jī)的適用壽命范圍、載荷特點(diǎn)等因素,還發(fā)展了軍機(jī)疲勞分析的DFR方法,其具體考慮和步驟可查閱文獻(xiàn)[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(diǎn)

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(jì)和損傷容限評(píng)定2個(gè)部分。

1)損傷容限設(shè)計(jì)

損傷容限設(shè)計(jì)的重點(diǎn)是根據(jù)設(shè)計(jì)概念和可檢查度來(lái)確定結(jié)構(gòu)類型。損傷容限設(shè)計(jì)包括緩慢裂紋擴(kuò)展和破損安全2種設(shè)計(jì)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(kuò)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)?？蓹z查度則與檢查技術(shù)、方法及可達(dá)性有關(guān)。

按照損傷容限設(shè)計(jì)的結(jié)構(gòu)應(yīng)具備損傷容限特性的3個(gè)因素,即臨界裂紋值或剩余強(qiáng)度、裂紋擴(kuò)展、損傷檢查,3種要素可以單獨(dú)、亦可以組合使用,使結(jié)構(gòu)的安全性達(dá)到一個(gè)規(guī)定的水平。圖5表示了損傷容限要求中的剩余強(qiáng)度、裂紋擴(kuò)展和損傷檢查的相關(guān)性。

圖5 損傷容限要求中的剩余強(qiáng)度、裂紋擴(kuò)展和損傷檢查的相關(guān)性

2)損傷容限評(píng)定

目前工程上主要采用基于斷裂力學(xué)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(jī)化,另一種PDT方法是以檢測(cè)覺(jué)察概率及置信度要求為指標(biāo)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(jìn)行安全剩余強(qiáng)度(臨界裂紋尺寸)評(píng)定及安全裂紋擴(kuò)展壽命計(jì)算。

損傷容限評(píng)定主要可分為三大工作,即初始損傷假設(shè)、剩余強(qiáng)度分析和裂紋擴(kuò)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(gè)結(jié)構(gòu)位置或多個(gè)元件同時(shí)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(píng)定并不應(yīng)該與安全壽命評(píng)定、損傷容限評(píng)定相并列,其本質(zhì)上屬于疲勞分析,應(yīng)納入耐久性分析的框架；WFD裂紋擴(kuò)展的問(wèn)題是損傷容限分析的范疇,但考慮WFD問(wèn)題中將DSG的概念修訂為L(zhǎng)OV的概念。

WFD分析工程方法的目標(biāo)是給出用累積飛行次數(shù)或/和飛行小時(shí)數(shù)表示的LOV,同時(shí)需要根據(jù)試驗(yàn)依據(jù)和分析、使用經(jīng)驗(yàn)或使用經(jīng)驗(yàn)加上長(zhǎng)期使用飛機(jī)的拆檢結(jié)果,給出延長(zhǎng)的LOV,并給出對(duì)應(yīng)延長(zhǎng)LOV的維護(hù)大綱。制定LOV的過(guò)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(duì)所有敏感結(jié)構(gòu)進(jìn)行WFD評(píng)定；④ 敲定LOV并擬定必要的維修措施。

設(shè)計(jì)方法可以根據(jù)設(shè)計(jì)服役目標(biāo)(DSG)確定LOV候選值,最終的LOV取決于該服役目標(biāo)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(duì)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(kāi)裂、腐蝕、熱退化、磨蝕以及外來(lái)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(shí)現(xiàn)長(zhǎng)壽命、高可靠性和經(jīng)濟(jì)性的綜合要求；對(duì)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(gè)重要概念是經(jīng)濟(jì)壽命,其定義為維護(hù)及修理飛機(jī)比更換飛機(jī)有更好的成本效益的壽命周期,其直接形式是修理/更換費(fèi)用比準(zhǔn)則。結(jié)構(gòu)經(jīng)濟(jì)壽命是修理前與各次修理后經(jīng)濟(jì)壽命的總和。然而,修理費(fèi)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(jì)管理等多方面因素,因而這不是一個(gè)純技術(shù)問(wèn)題。

耐久性分析是在損傷容限設(shè)計(jì)的分析上發(fā)展出來(lái)的,它通過(guò)估算結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)由微小的初始缺陷擴(kuò)展至一個(gè)相對(duì)較小的宏觀裂紋尺寸所經(jīng)歷的壽命,來(lái)確定經(jīng)濟(jì)維修極限。不同的修理方案對(duì)應(yīng)不同的經(jīng)濟(jì)壽命,耐久性分析給出的經(jīng)濟(jì)壽命必須對(duì)應(yīng)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(jì)壽命準(zhǔn)則主要采用“裂紋超越數(shù)準(zhǔn)則”,也就是用需要進(jìn)行修理的部位(細(xì)節(jié))數(shù)量作為維修壽命是否終止的控制指標(biāo)。

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

2.3.5 日歷壽命分析方法

飛機(jī)壽命將飛行小時(shí)數(shù)、飛行起落數(shù)或日歷壽命3項(xiàng)指標(biāo)先達(dá)到者作為飛機(jī)結(jié)構(gòu)到壽的判據(jù)[77]。日歷壽命綜合考慮了飛機(jī)使用強(qiáng)度、飛行載荷譜及服役環(huán)境等諸多因素[78]。環(huán)境腐蝕會(huì)導(dǎo)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(dú)立的關(guān)系[79]。

技術(shù)上來(lái)說(shuō),日歷壽命主要取決于腐蝕環(huán)境對(duì)飛機(jī)機(jī)體的腐蝕。結(jié)構(gòu)耐久性試驗(yàn)應(yīng)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(duì)使用壽命的影響則通過(guò)專門的試驗(yàn)與分析對(duì)疲勞壽命評(píng)定結(jié)果進(jìn)行必要的修正,主要包括三方面的關(guān)鍵問(wèn)題：環(huán)境譜與載荷/環(huán)境譜的編制、加速腐蝕試驗(yàn)技術(shù)、腐蝕環(huán)境下結(jié)構(gòu)疲勞壽命評(píng)定方法。

對(duì)于環(huán)境譜的編制來(lái)說(shuō),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(jiǎn)化等。一般通過(guò)試驗(yàn)確定若干種實(shí)驗(yàn)室典型環(huán)境對(duì)結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位的疲勞壽命的影響,再通過(guò)試驗(yàn)和分析將各種典型環(huán)境簡(jiǎn)化成空中當(dāng)量環(huán)境譜[80]。

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

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

2.4 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷容限分析方法

在影響復(fù)合材料結(jié)構(gòu)安全的諸多損傷類型中,沖擊損傷對(duì)結(jié)構(gòu)承載能力削弱最嚴(yán)重(特別是對(duì)結(jié)構(gòu)壓縮強(qiáng)度),是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷容限重點(diǎn)考慮的損傷類型。對(duì)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(qiáng)可見(jiàn)的沖擊損傷(BVID)；② 類別2：目視可見(jiàn)沖擊損傷(VID)；③ 類別3：可由無(wú)復(fù)合材料檢測(cè)專業(yè)技能的機(jī)組或外場(chǎng)維護(hù)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(jī)機(jī)動(dòng)性的離散源損傷；⑤ 類別5：設(shè)計(jì)準(zhǔn)則或結(jié)構(gòu)證實(shí)程序未包括,由異常的地面或飛行事件引起的嚴(yán)重?fù)p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(duì)部件進(jìn)行修理使其恢復(fù)到極限載荷能力,要么將其更換,如圖6[20]所示。

圖6 設(shè)計(jì)載荷水平與損傷嚴(yán)重程度關(guān)系[20]

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

“損傷無(wú)擴(kuò)展”設(shè)計(jì)理念是為了使飛機(jī)服役過(guò)程中擺脫沖擊損傷對(duì)飛行安全的威脅,將沖擊威脅包容在設(shè)計(jì)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(jì)許用應(yīng)變值,并以此控制所設(shè)計(jì)的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的工作應(yīng)變低于這個(gè)許用值。

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

“損傷阻止擴(kuò)展”設(shè)計(jì)理念是指,對(duì)于某些設(shè)計(jì)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(kuò)展是可預(yù)測(cè)的,并且在達(dá)到臨界值以前能夠被機(jī)械止裂或終止,則可以考慮采用“損傷阻止擴(kuò)展”方法。

“損傷無(wú)擴(kuò)展”設(shè)計(jì)理念的優(yōu)點(diǎn)是在復(fù)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?yīng)用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)中；但將所有傳力工作應(yīng)變均控制在考慮沖擊損傷而確定的許用應(yīng)變下顯得過(guò)于保守。相比之下,“損傷緩慢擴(kuò)展”設(shè)計(jì)理念能夠有效提高復(fù)合材料的設(shè)計(jì)許用應(yīng)變值,不過(guò)“緩慢擴(kuò)展”的設(shè)計(jì)理念必須建立在損傷擴(kuò)展是可預(yù)測(cè)的基礎(chǔ)之上。然而,截至目前,有2個(gè)重要問(wèn)題還未能解決：① 復(fù)合材料在使用過(guò)程中產(chǎn)生的各種損傷在疲勞載荷下的擴(kuò)展規(guī)律仍然難以預(yù)測(cè)；② 由試樣在單軸或多軸載荷下得到的試驗(yàn)數(shù)據(jù)能否應(yīng)用于真實(shí)結(jié)構(gòu)在復(fù)雜載荷下的損傷擴(kuò)展預(yù)測(cè)還有待確定。

在損傷無(wú)擴(kuò)展這一主要的設(shè)計(jì)理念下,復(fù)合材料的強(qiáng)度預(yù)測(cè)成為初始結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵。英國(guó)學(xué)者自20世紀(jì)90年代起開(kāi)始組織World Wide Failure Exercise(WWFE),對(duì)諸多失效理論進(jìn)行對(duì)比,并推薦了整體預(yù)測(cè)精度最高的單層板的5個(gè)失效準(zhǔn)則[84]。由于各種失效準(zhǔn)則均存在一些自身限制,因此,單一地采用某種失效準(zhǔn)則進(jìn)行復(fù)合材料多向載荷下的強(qiáng)度預(yù)測(cè)很難與試驗(yàn)數(shù)據(jù)都完美地吻合。由于上述的準(zhǔn)則基本是單層板的失效準(zhǔn)則,對(duì)于飛機(jī)結(jié)構(gòu)層合板失效需要進(jìn)一步進(jìn)行剛度和強(qiáng)度折算,因此難以在工程上得到應(yīng)用。

波音公司用于審定復(fù)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(yàn)與分析：第1組試驗(yàn)與分析設(shè)計(jì)用于表明含勉強(qiáng)可見(jiàn)的沖擊損傷(BVID)結(jié)構(gòu)在設(shè)計(jì)極限載荷(DUL)下具有正的安全裕度,試驗(yàn)主要包括含BVID的試樣與組合件；第2組試驗(yàn)用來(lái)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(jì)評(píng)估；在檢查間隔與方法明確的前提下,每個(gè)飛行小時(shí)破壞風(fēng)險(xiǎn)累積概率應(yīng)低于10-9?？湛凸镜膿p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(píng)定方面對(duì)4種不同類型的損傷明確了門檻值。

3 飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性指導(dǎo)型號(hào)研制實(shí)踐

3.1 飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱的實(shí)施途徑

飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱ASIP是規(guī)定飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性要求的總綱,其目的是保證經(jīng)濟(jì)性條件下、在飛機(jī)的整個(gè)設(shè)計(jì)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(yīng)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(píng)估、驗(yàn)證和審定分析飛機(jī)的結(jié)構(gòu)完整性。

3)搜集、評(píng)估并應(yīng)用維護(hù)與使用數(shù)據(jù),以保證服役飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性的連續(xù)評(píng)價(jià)。

4)為制訂部隊(duì)結(jié)構(gòu)維護(hù)計(jì)劃、風(fēng)險(xiǎn)管理、預(yù)計(jì)壽命周期成本等提供定量資料。

5)為改進(jìn)未來(lái)飛機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則以及設(shè)計(jì)、評(píng)估與驗(yàn)證方法提供依據(jù)。

中國(guó)現(xiàn)有飛機(jī)型號(hào)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和驗(yàn)證主要使用GJB 775.1—1989《軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱 飛機(jī)要求》和GJB 2876—97《飛機(jī)結(jié)構(gòu)通用規(guī)范》,圖7[5]是在GJB 775A—2012《軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱》中描述的5個(gè)任務(wù)相互關(guān)系及實(shí)施途徑。

圖7 軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱5個(gè)任務(wù)相互關(guān)系及實(shí)施路徑[5]

3.2 飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱的應(yīng)用案例

飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱是總結(jié)了多年的飛機(jī)結(jié)構(gòu)研制、使用維護(hù)的經(jīng)驗(yàn)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(shí)施途徑。“飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱”的研制規(guī)范,已成為國(guó)內(nèi)外飛機(jī)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(gè)典型案例進(jìn)行說(shuō)明。

案例1為B-2飛機(jī)的結(jié)構(gòu)完整性應(yīng)用。B-2隱形轟炸機(jī)綜合了傳統(tǒng)設(shè)計(jì)和隱身技術(shù),代表了隱身設(shè)計(jì)的革命性概念；其結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的使命是研制滿足非傳統(tǒng)的飛翼布局和大量采用復(fù)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(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱MIL-STD-1530A和強(qiáng)度規(guī)范MIL-008860,確保了該機(jī)在應(yīng)用全新技術(shù)的情況下成功完成研制。美國(guó)空軍確信B-2機(jī)體直到21世紀(jì)都將能夠滿足美國(guó)空軍的需求。本節(jié)內(nèi)容按照結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計(jì)的5個(gè)主要任務(wù),將B-2設(shè)計(jì)過(guò)程中基于結(jié)構(gòu)完整性要求的前3個(gè)任務(wù)的相關(guān)工作進(jìn)行總結(jié)介紹。

案例2為F-35飛機(jī)的結(jié)構(gòu)完整性應(yīng)用[87]。F-35飛機(jī)結(jié)構(gòu)的全生命周期管理項(xiàng)目在國(guó)際上是獨(dú)一無(wú)二的,其基于MIL-STD-1530A規(guī)范給出的機(jī)體結(jié)構(gòu)完整性方法為完成第5代多用途戰(zhàn)斗機(jī)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)、驗(yàn)證和部隊(duì)管理提供了必要的框架。憑借其廣泛的地面和飛行測(cè)試以及最先進(jìn)的數(shù)據(jù)收集系統(tǒng)和分析系統(tǒng),F-35項(xiàng)目能夠?yàn)槿蚩蛻粼趲资陜?nèi)提供安全有效的第5代高性能戰(zhàn)斗機(jī)平臺(tái)。從另一個(gè)角度來(lái)說(shuō),F-35項(xiàng)目的多國(guó)多服務(wù)需求驅(qū)動(dòng)了對(duì)不同結(jié)構(gòu)完整性哲學(xué)的獨(dú)特考慮,F-35項(xiàng)目自始至終都擁有更廣泛更獨(dú)特的視角,即從驗(yàn)證階段對(duì)各種不同方法的比較中獲得對(duì)結(jié)構(gòu)各項(xiàng)能力的透徹了解,這使得F-35不僅能夠滿足其預(yù)期的服務(wù)需求,還能夠應(yīng)對(duì)飛機(jī)可能遇到的任何服務(wù)需求變化。本節(jié)內(nèi)容按照結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計(jì)的5個(gè)主要任務(wù),將F-35設(shè)計(jì)過(guò)程中基于結(jié)構(gòu)完整性要求的5個(gè)任務(wù)的相關(guān)工作進(jìn)行總結(jié)介紹。

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

1)任務(wù)Ⅰ：設(shè)計(jì)輸入信息

整體結(jié)構(gòu)開(kāi)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(duì)靜強(qiáng)度、耐久性和損傷容限、顫振和發(fā)散載荷環(huán)境、灰塵、鳥(niǎo)撞、雨蝕、振動(dòng)噪聲、熱、核等綜合環(huán)境下的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提出了要求。特別地,在靜強(qiáng)度方面,明確了復(fù)合材料設(shè)計(jì)準(zhǔn)則,包含材料特性、許用值、基本鋪層強(qiáng)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(wù)Ⅱ：設(shè)計(jì)分析與研制試驗(yàn)

B-2研發(fā)中應(yīng)力分析基于NASTAN有限元分析軟件,采用一個(gè)主模型(全機(jī)數(shù)模)與洛斯羅普/波音和沃特公司所建立和維護(hù)的其他模型建立聯(lián)系。對(duì)于耐久性,損傷容限分析采用基于疲勞模型的應(yīng)變和裂紋增長(zhǎng)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(dòng)響應(yīng)、振動(dòng)噪聲、顫振、發(fā)散、核武器影響等分析內(nèi)容。

試樣試驗(yàn)方面,作為研發(fā)的部分試件試驗(yàn)達(dá)到168 700次,其中非金屬試驗(yàn)測(cè)試160 000次,金屬試驗(yàn)測(cè)試1 450次,金屬/非金屬混雜材料試驗(yàn)測(cè)試7 250次。值得一提的是,在子裝配件試驗(yàn)中,外翼部件測(cè)試時(shí)包含了一個(gè)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(cè)試；機(jī)翼外翼在設(shè)計(jì)極限載荷的122%時(shí)失效,比預(yù)期高10%；中央盒段強(qiáng)度達(dá)到設(shè)計(jì)極限荷載的114%。

3)任務(wù)Ⅲ：全尺寸試驗(yàn)

B-2機(jī)體結(jié)構(gòu)全尺寸試驗(yàn)項(xiàng)目包含了地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn),其中地面試驗(yàn)包括控制面認(rèn)證、載荷校準(zhǔn)、全尺寸耐久性、全尺寸靜力試驗(yàn)等,載荷測(cè)試通過(guò)飛行試驗(yàn)完成,而顫振試驗(yàn)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(yàn)和耐久性試驗(yàn)是美國(guó)空軍歷史上最成功的試驗(yàn)之一,在很大程度上是由于研制時(shí)嚴(yán)格遵守了飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性計(jì)劃的原則。試驗(yàn)結(jié)果直接指導(dǎo)了該型號(hào)26項(xiàng)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)修改。靜力試驗(yàn)完成于1992年,提出了不符合設(shè)計(jì)要求的12項(xiàng)修改意見(jiàn),其中5項(xiàng)修改意見(jiàn)貫徹到型號(hào)生產(chǎn)中；耐久性試驗(yàn)完成于1993年,報(bào)告了93處與設(shè)計(jì)要求不同的試驗(yàn)結(jié)果,通過(guò)進(jìn)一步的分解檢查，僅21項(xiàng)更改需要被編入到B-2的后續(xù)設(shè)計(jì)中。

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

F-35結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、開(kāi)發(fā)和驗(yàn)證貫徹了基于美軍標(biāo)MIL-STD-1530A的飛機(jī)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(tái),并滿足全球客戶的不同性能和適航要求。F-35 飛機(jī)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(jī)結(jié)構(gòu)認(rèn)證的標(biāo)桿。

1)任務(wù)Ⅰ：設(shè)計(jì)資料

任務(wù)Ⅰ的主要目的是為F-35提供適用的設(shè)計(jì)準(zhǔn)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(yàn)、應(yīng)用研究成果和操作經(jīng)驗(yàn)等資料,應(yīng)用到材料選擇和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等工作的具體準(zhǔn)則之中。該階段輸入的設(shè)計(jì)信息和數(shù)據(jù)用于開(kāi)發(fā)F-35飛機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì),其中大多數(shù)結(jié)構(gòu)要求是提供一個(gè)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(shí)；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(wù)Ⅰ的主要內(nèi)容包括ASIP主計(jì)劃,結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則,耐久性和損傷容限控制計(jì)劃,腐蝕防護(hù)控制計(jì)劃,無(wú)損檢測(cè)控制計(jì)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(gòu)模式下取得成功,研制高魯棒性的ASIP主計(jì)劃是不可或缺的。ASIP主計(jì)劃列出了材料選擇、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)分析以及認(rèn)證試驗(yàn)的準(zhǔn)則,為鑒別、計(jì)劃及控制用于認(rèn)證/驗(yàn)證工作的證明資料提供了實(shí)施框架；更低一級(jí)的子文檔中則提供了具體的實(shí)施途徑,包括結(jié)構(gòu)分析方法和設(shè)計(jì)準(zhǔn)則、耐久性和損傷容限指南和控制計(jì)劃、制圖要求手冊(cè)等。

結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則(SDC)是任務(wù)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(jī)設(shè)計(jì)重量、武器裝載使用、速度、載荷、氣動(dòng)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(lái)確定結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)載荷并保證每個(gè)機(jī)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(xì)拆解了8 000飛行小時(shí)的服役壽命和JSSG-2006中規(guī)定的設(shè)計(jì)任務(wù)使用方法(包括預(yù)期任務(wù)剖面、多種任務(wù)組合、艦基/陸基情況等),以確定每種機(jī)型的基準(zhǔn)使用載荷譜。最后,SDC還規(guī)定了聯(lián)合項(xiàng)目條例JCS中相關(guān)性能要求的驗(yàn)證方法,即通過(guò)檢查、分析、說(shuō)明、試驗(yàn)或是上述幾種方法的組合,來(lái)驗(yàn)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(jì)劃的目的是確保斷裂關(guān)鍵件符合DADT設(shè)計(jì)要求和持續(xù)的結(jié)構(gòu)完整性。項(xiàng)目專門設(shè)立了斷裂控制委員會(huì),以確保所有研發(fā)部門都遵循一致的DADT控制計(jì)劃,同時(shí)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(xiàng)目通過(guò)設(shè)立腐蝕防護(hù)咨詢委員會(huì),監(jiān)督所有研發(fā)部門是否遵循了一致的腐蝕防護(hù)控制計(jì)劃(CPCP)；通過(guò)設(shè)立無(wú)損檢測(cè)需求評(píng)審委員會(huì),指導(dǎo)F-35團(tuán)隊(duì)及分包商能夠滿足一致的無(wú)損檢測(cè)(NDI)要求,并保證飛機(jī)在使用中具備便捷可靠的NDI能力。

飛機(jī)結(jié)構(gòu)的所有材料、工藝和連接方法都需要經(jīng)過(guò)評(píng)審批準(zhǔn)。為了提供能夠證明結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)滿足要求的工程數(shù)據(jù),F-35建立了積木式試驗(yàn),包括試件級(jí)、元件級(jí)、子部件級(jí)、部件級(jí)4個(gè)層次；這種積木式試驗(yàn)計(jì)劃是構(gòu)成F-35系統(tǒng)測(cè)試總體計(jì)劃的重要部分。其中,試件級(jí)和元件級(jí)試驗(yàn)的目的即是提供材料許用性能、認(rèn)證材料和工藝質(zhì)量、表征連接方法優(yōu)劣,并校核評(píng)估F-35飛機(jī)特征結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度、耐久性和損傷容限性能。

2)任務(wù)Ⅱ：設(shè)計(jì)分析和研制試驗(yàn)

結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面采用了成熟結(jié)構(gòu)配置。設(shè)計(jì)初期過(guò)分強(qiáng)調(diào)了承載能力和結(jié)構(gòu)的通用性,這造成飛機(jī)的設(shè)計(jì)過(guò)重,機(jī)翼缺乏有效的承載能力；設(shè)計(jì)后期重點(diǎn)考慮了溫度和振動(dòng)等環(huán)境條件。此外,結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提出了研究?jī)?nèi)外部載荷、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)和顫振、以及進(jìn)行全機(jī)級(jí)有限元分析(FEA)的要求。

整個(gè)設(shè)計(jì)分析流程可主要分為2個(gè)階段,其中第1階段的主要目標(biāo)是保證穩(wěn)定性和適航性,但ASIP五大任務(wù)還需要重點(diǎn)考慮飛機(jī)的使用壽命；因此在第2階段,團(tuán)隊(duì)開(kāi)發(fā)了初步的使用載荷譜,用以保證結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)滿足所有壽命方面的要求。

在第1階段,設(shè)計(jì)團(tuán)隊(duì)在細(xì)化結(jié)構(gòu)排布時(shí)重點(diǎn)考慮了部件在3個(gè)機(jī)型之間的通用性(即盡可能使3個(gè)機(jī)型的特有部件數(shù)量降到最少)以縮短設(shè)計(jì)周期,同時(shí)考慮主要結(jié)構(gòu)的選材；而系統(tǒng)設(shè)計(jì)團(tuán)隊(duì)則接收來(lái)自飛機(jī)任務(wù)系統(tǒng)團(tuán)隊(duì)所規(guī)定的系統(tǒng)部件要求,并預(yù)留主要系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)空間。第1階段結(jié)束的標(biāo)準(zhǔn)在于,所設(shè)計(jì)的機(jī)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(diǎn)之一。為了給結(jié)構(gòu)分析小組提供用以進(jìn)一步細(xì)化主結(jié)構(gòu)傳力路徑所需要的內(nèi)載荷水平,項(xiàng)目團(tuán)隊(duì)開(kāi)發(fā)了初步的全機(jī)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(jì)算得到的內(nèi)載荷則作為結(jié)構(gòu)分析小組進(jìn)一步優(yōu)化結(jié)構(gòu)部件尺寸的基礎(chǔ)。在這個(gè)過(guò)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(lái),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(shí),就能得到一個(gè)設(shè)計(jì)成熟的飛機(jī)架構(gòu)了。

最終,溫度和振動(dòng)等環(huán)境條件也將包含在載荷信息中進(jìn)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(duì)機(jī)體部件結(jié)構(gòu)和裝配進(jìn)行最終的設(shè)計(jì)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(xì)化過(guò)程的結(jié)束,也代表了用于飛行試驗(yàn)的基本構(gòu)型已經(jīng)建立完成。

3)任務(wù)Ⅲ：全尺寸試驗(yàn)

F-35項(xiàng)目全尺寸試驗(yàn)階段建立了全面的地面和飛行測(cè)試,其目標(biāo)是驗(yàn)證設(shè)計(jì)中的強(qiáng)度、耐久性、振動(dòng)、顫振、氣動(dòng)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(jìn)一步生成F-35戰(zhàn)斗機(jī)的安全使用包線以及機(jī)隊(duì)壽命管理所需要的相關(guān)數(shù)據(jù)。

F-35靜力試驗(yàn)計(jì)劃包括3個(gè)型號(hào)全尺寸的測(cè)試項(xiàng)目和3個(gè)獨(dú)立測(cè)試的水平尾翼,每個(gè)試驗(yàn)件都要經(jīng)過(guò)一套嚴(yán)酷條件的試驗(yàn),以評(píng)估結(jié)構(gòu)在極限狀態(tài)下的強(qiáng)度和極限載荷。對(duì)于多個(gè)任務(wù)戰(zhàn)斗機(jī)平臺(tái),一般其首次飛行許可是基于一個(gè)80%飛行包線內(nèi)證實(shí)的結(jié)構(gòu)分析結(jié)果。F-35項(xiàng)目只允許在驗(yàn)證或靜力試驗(yàn)確認(rèn)之前進(jìn)行40%飛行包線的測(cè)試。為了擴(kuò)大飛行測(cè)試范圍并支持飛行測(cè)試進(jìn)度,所有3種改型的靜力試驗(yàn)必須在較短時(shí)間內(nèi)完成。

F-35A(傳統(tǒng)起飛和著陸型別)所有3項(xiàng)全尺寸靜力試驗(yàn)都提前完成,沒(méi)有發(fā)現(xiàn)重大問(wèn)題或任何危及飛行安全的問(wèn)題。F-35B(短距起飛和垂直著陸的型別)靜力試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)了一個(gè)內(nèi)部武器艙門在負(fù)載狀態(tài)下的干擾問(wèn)題,需要重新設(shè)計(jì)；另一個(gè)發(fā)現(xiàn)是輔助進(jìn)氣門下鎖機(jī)構(gòu)的故障,其承載能力小于150%限制載荷,在設(shè)計(jì)更改后重新獨(dú)立測(cè)試。F-35C(艦載型)靜力試驗(yàn)有一個(gè)值得注意的發(fā)現(xiàn),即機(jī)身結(jié)構(gòu)503段在略低于150%限制載荷情況下破裂,導(dǎo)致測(cè)試件進(jìn)行修復(fù)并重新設(shè)計(jì)了用于生產(chǎn)和飛行測(cè)試的部件。以上3種構(gòu)型的飛機(jī)尾翼在多種情況下超出了150%的限制載荷,最高的可達(dá)200%；這被證明是一個(gè)非常明智的設(shè)計(jì),因?yàn)楹髞?lái)飛機(jī)在擴(kuò)大飛行包線時(shí),飛行測(cè)試發(fā)現(xiàn)尾翼需要更強(qiáng)的承載能力。

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

4)任務(wù)Ⅳ：合格審定與部隊(duì)管理對(duì)策

F-35項(xiàng)目合格審定的核心是對(duì)仿真結(jié)果與測(cè)試結(jié)果進(jìn)行相關(guān)分析。在全尺寸的地面測(cè)試中發(fā)現(xiàn)有許多設(shè)計(jì)情況不符合實(shí)際,例如在靜力試驗(yàn)中由于機(jī)翼結(jié)構(gòu)的負(fù)載重新分配導(dǎo)致未能通過(guò)極限載荷等等；這些試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)問(wèn)題隨后被用于對(duì)3種型號(hào)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(jìn)行設(shè)計(jì)更改。

同時(shí),在任務(wù)Ⅳ期間,須將任務(wù)Ⅲ測(cè)試結(jié)果用于修正任務(wù)Ⅱ的設(shè)計(jì)分析。首先,通過(guò)與飛行試驗(yàn)測(cè)量值的相關(guān)性來(lái)更新初始設(shè)計(jì)的外部載荷；在全尺寸靜態(tài)試驗(yàn)中,通過(guò)有限元模型預(yù)測(cè)與應(yīng)變測(cè)量的相關(guān)性來(lái)驗(yàn)證內(nèi)部載荷。其次,更新強(qiáng)度分析,以反映飛行試驗(yàn)相關(guān)的外部載荷和全尺寸靜態(tài)試驗(yàn)的結(jié)果。最后,將飛行測(cè)試相關(guān)載荷和更新的強(qiáng)度分析用于更新強(qiáng)度和總結(jié)操作限制(SSOR)報(bào)告。

類似地,也須將任務(wù)Ⅱ中的耐久性分析進(jìn)行更新,以反映在全尺寸耐久性測(cè)試期間飛行測(cè)試相關(guān)的外部負(fù)載和結(jié)果。作為這項(xiàng)工作的一部分,工程師對(duì)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(jìn)行了重新評(píng)估,考慮了蝕刻和陽(yáng)極氧化的影響,解決了使用壽命不足的問(wèn)題。

5)任務(wù)Ⅴ：機(jī)隊(duì)管理實(shí)施

由此前所有努力匯集而成的部隊(duì)管理是ASIP的最后一個(gè)任務(wù)。在該任務(wù)中,部隊(duì)需要收集和分析機(jī)隊(duì)使用的實(shí)時(shí)數(shù)據(jù),以此來(lái)作出更準(zhǔn)確的壽命預(yù)測(cè)；隨著飛行員對(duì)飛機(jī)性能越來(lái)越熟悉,他們能夠發(fā)現(xiàn)飛機(jī)在飛行包線的何處表現(xiàn)最好、以及如何將設(shè)計(jì)任務(wù)執(zhí)行得最好。

此外,部隊(duì)有可能會(huì)采用新的戰(zhàn)略戰(zhàn)術(shù),飛機(jī)因此會(huì)執(zhí)行與設(shè)計(jì)情況不同的新任務(wù),而與原有設(shè)計(jì)載荷譜之間的差異將對(duì)實(shí)際使用壽命造成影響。當(dāng)收集到足夠多的數(shù)據(jù)之后,就可以對(duì)基準(zhǔn)使用載荷譜、設(shè)計(jì)使用壽命、檢查間隔、維護(hù)時(shí)間點(diǎn)等進(jìn)行更新。這樣,部隊(duì)就能夠通過(guò)這些信息,有效地管理機(jī)隊(duì)以保證機(jī)隊(duì)完整率,并降低維護(hù)和維修的成本。

4 飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性的數(shù)字化發(fā)展趨勢(shì)

目前的疲勞與損傷容限評(píng)估是一種基于試驗(yàn)的體系方法,其理念是在服役條件和實(shí)驗(yàn)室試驗(yàn)條件相似的情況下,將實(shí)驗(yàn)室試驗(yàn)得到的數(shù)據(jù)直接應(yīng)用到服役結(jié)構(gòu)中；而服役條件和試驗(yàn)條件之間細(xì)微的不匹配及其他一系列因素導(dǎo)致的不確定性則采用安全系數(shù)來(lái)控制[88]?？梢哉f(shuō)上述相似性思想支撐著現(xiàn)階段飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性評(píng)估框架中的許多具體方法,也取得了相當(dāng)?shù)某晒?；然?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(shí)耗力的試驗(yàn),導(dǎo)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(shí)驗(yàn)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(lái)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(zhǎng)的時(shí)間；因此,結(jié)構(gòu)的冗余量將被要求大大減小,對(duì)于結(jié)構(gòu)材料的要求將會(huì)更加嚴(yán)苛。這對(duì)疲勞與損傷容限評(píng)估方法和體系提出了巨大挑戰(zhàn),僅靠現(xiàn)有的評(píng)估方法,即通過(guò)假設(shè)實(shí)驗(yàn)室條件下和實(shí)操條件下的相似性、并通過(guò)較大安全系數(shù)來(lái)控制不確定性的做法,也許很難滿足未來(lái)新一代飛行器的要求[89-90]。

隨著科學(xué)技術(shù)的發(fā)展,數(shù)字孿生(Digital Twin)的概念在21世紀(jì)初開(kāi)始進(jìn)入航空航天領(lǐng)域。數(shù)字孿生體是一個(gè)對(duì)真實(shí)飛行器的綜合考慮多物理場(chǎng)、多尺度、概率論等方面的基于物理機(jī)制的仿真模型,并通過(guò)輸入飛行器服役歷史和實(shí)時(shí)更新的傳感器數(shù)據(jù)來(lái)做到二者之間的實(shí)時(shí)匹配[91-92]?？梢哉J(rèn)為,數(shù)字孿生體是一個(gè)真實(shí)飛行器在虛擬仿真平臺(tái)上的“雙胞胎”,具有與真實(shí)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(guò)仿真平臺(tái)上對(duì)數(shù)字胞機(jī)的虛擬試驗(yàn)結(jié)果來(lái)對(duì)真實(shí)飛行器的服役狀態(tài)進(jìn)行評(píng)估；而虛擬仿真平臺(tái)結(jié)果與實(shí)際服役情況的細(xì)微不匹配則通過(guò)真實(shí)飛行器上的傳感器實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)對(duì)虛擬試驗(yàn)的結(jié)果進(jìn)行校驗(yàn)[93]。可以看出,數(shù)字孿生是一個(gè)非常宏大的、真實(shí)與虛擬相交互的框架,其中需要考慮相當(dāng)豐富的技術(shù)；這些技術(shù)不僅要求虛擬試驗(yàn)?zāi)軌蚋弑Ｕ娴啬M出飛行器的真實(shí)狀態(tài),還要求各個(gè)部分的模型之間能夠相互合作形成一個(gè)綜合的系統(tǒng)。

有研究認(rèn)為整個(gè)飛行器數(shù)字孿生框架可以分為4個(gè)部分,即高保真的建模和模擬方法、設(shè)計(jì)和認(rèn)證方法、真機(jī)健康狀態(tài)實(shí)時(shí)監(jiān)控和壽命預(yù)測(cè)及延壽技術(shù)[94]；即疲勞壽命評(píng)估技術(shù)在整個(gè)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(yàn)體系的疲勞與損傷容限評(píng)估方法中的諸多不足,具體而言：一部分難以在實(shí)驗(yàn)室再現(xiàn)的極端服役條件下的試驗(yàn)可以在虛擬仿真平臺(tái)上完成,能夠大大減少物理試驗(yàn)的成本；使用高性能計(jì)算機(jī)或超級(jí)計(jì)算機(jī)則能夠在較短周期內(nèi)完成大量虛擬試驗(yàn)內(nèi)容,縮短整個(gè)設(shè)計(jì)校核工作的周期；基于物理機(jī)制建立的模型具有深厚的理論性,其預(yù)測(cè)出來(lái)的結(jié)果可靠性相對(duì)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(jiàn),基于數(shù)字孿生理念的疲勞與損傷容限評(píng)估將同時(shí)對(duì)經(jīng)濟(jì)性和安全性作出巨大推進(jìn),并進(jìn)一步充分挖掘飛機(jī)的性能潛力。單從結(jié)構(gòu)完整性的角度來(lái)說(shuō),從僅依賴于試驗(yàn)的體系向著試驗(yàn)與仿真結(jié)合的數(shù)字化虛實(shí)結(jié)合方向發(fā)展,是根本理念上的革新性進(jìn)步；而在更廣泛的意義上,甚至可以認(rèn)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(gè)方向,而是對(duì)整個(gè)現(xiàn)有飛機(jī)設(shè)計(jì)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(yuǎn)。

首先,現(xiàn)有基于試驗(yàn)體系的疲勞與損傷容限評(píng)估方法和基于數(shù)字孿生理念的疲勞與損傷容限評(píng)估方法的根本出發(fā)點(diǎn)不同,基于二者將勢(shì)必分別建立出2個(gè)不同的體系框架。目前基于試驗(yàn)體系的疲勞與損傷容限評(píng)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(píng)估方法體系還是一片空白。不論是從學(xué)科發(fā)展的規(guī)律的角度考慮、還是從未來(lái)國(guó)家在該領(lǐng)域搶占先機(jī)的角度考慮,對(duì)于基于數(shù)字孿生理念的疲勞與損傷容限評(píng)估方法體系的探索研究勢(shì)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(jī)制的模型是對(duì)現(xiàn)有處理疲勞問(wèn)題方法的最大挑戰(zhàn)；現(xiàn)有的基于試驗(yàn)體系的疲勞與損傷容限評(píng)估方法本質(zhì)上是唯像方法,其物理機(jī)制基礎(chǔ)不夠深厚,無(wú)法達(dá)到數(shù)字孿生中對(duì)“基于物理機(jī)制的模型”的要求?；跀?shù)字孿生理念的疲勞與損傷容限評(píng)估方法體系勢(shì)必要求對(duì)材料疲勞宏微觀行為具有深厚的理論認(rèn)識(shí)和精確的定量描述方法。美國(guó)研究人員已經(jīng)開(kāi)始重視這個(gè)問(wèn)題并首先從材料領(lǐng)域入手,由科學(xué)院、工程院、醫(yī)學(xué)院、國(guó)家研究委員會(huì)共同牽頭推動(dòng)“綜合計(jì)算材料工程”(Integrated Computational Materials Engineering, ICME),旨在通過(guò)模擬仿真的手段重構(gòu)現(xiàn)有的材料科學(xué)體系,并為制造設(shè)計(jì)一體化進(jìn)程奠定基礎(chǔ)[95]；該項(xiàng)目的重要性甚至被提升到國(guó)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(duì)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(píng)估方法中的應(yīng)用方法也亟待研究。一方面,目前對(duì)疲勞物理機(jī)制的認(rèn)識(shí)不足、且在短期內(nèi)可能難以對(duì)疲勞物理機(jī)制的認(rèn)識(shí)迅速做出重大突破；另一方面,未來(lái)數(shù)字孿生理念不可能完全舍棄物理試驗(yàn),而是二者相互補(bǔ)充相輔相成：如何充分利用現(xiàn)有和未來(lái)的大量試驗(yàn)數(shù)據(jù)并充分挖掘這些試驗(yàn)數(shù)據(jù)的潛力也是必須考慮的問(wèn)題之一。而從目前來(lái)看,基于大數(shù)據(jù)、人工智能、機(jī)器學(xué)習(xí)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(jì)人員快速得到反饋,因此必將對(duì)計(jì)算精度和計(jì)算效率提出軟硬件上的要求。軟件上來(lái)說(shuō),現(xiàn)階段對(duì)于疲勞裂紋萌生和擴(kuò)展的數(shù)值模擬方法仍有所欠缺,時(shí)常在計(jì)算中遇到奇異性和收斂性問(wèn)題、同時(shí)相關(guān)問(wèn)題的計(jì)算也存在耗時(shí)長(zhǎng)效率低的問(wèn)題；硬件上來(lái)說(shuō),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(jì)算機(jī)的支持,從而才能大幅減少設(shè)計(jì)迭代所需要的時(shí)間。

綜上所述,數(shù)字孿生理念是對(duì)整個(gè)現(xiàn)有飛機(jī)設(shè)計(jì)體系乃至航空工業(yè)體系的革新,而疲勞與損傷容限評(píng)估方法是其中的一個(gè)重要部分?；跀?shù)字孿生理念的疲勞與損傷容限評(píng)估方法將在大幅節(jié)約時(shí)間和經(jīng)濟(jì)成本的同時(shí)提升安全性,并進(jìn)一步解放飛機(jī)的性能潛力。從目前來(lái)看,實(shí)現(xiàn)數(shù)字孿生理念的美好愿景至少需要對(duì)3個(gè)方面的研究進(jìn)行布局：① 對(duì)材料疲勞宏微觀行為理論及其定量描述方法的研究；② 對(duì)基于數(shù)字孿生理念的疲勞與損傷容限評(píng)估方法體系的研究；③ 對(duì)以機(jī)器學(xué)習(xí)為代表的數(shù)據(jù)處理分析方法及其應(yīng)用方法的研究。

5 總 結(jié)

伴隨著飛機(jī)使用中出現(xiàn)的一系列事故,飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)思想不斷演化?，F(xiàn)在,飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性已經(jīng)成為飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的重要設(shè)計(jì)思想,并通過(guò)相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)的頒布,成為飛機(jī)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(shí)現(xiàn)滿足結(jié)構(gòu)完整性的飛機(jī)設(shè)計(jì),需要遵守飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱的規(guī)范中提出的五大任務(wù),并予以正確的貫徹實(shí)施。最初的安全壽命設(shè)計(jì)理念的提出,為飛機(jī)抵抗疲勞破壞提供了“第1道安全保障”,隨著試驗(yàn)與仿真手段的進(jìn)步和認(rèn)識(shí)的發(fā)展,環(huán)境和使用中造成的損傷形式被進(jìn)一步考慮,結(jié)構(gòu)可檢可修等更多先進(jìn)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)理念被采納,斷裂力學(xué)等更多的方法被應(yīng)用,對(duì)裂紋擴(kuò)展的控制與檢測(cè)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(yàn)驗(yàn)證方法也不斷發(fā)展,如全尺寸疲勞試驗(yàn)從需做4倍設(shè)計(jì)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(biāo)從安全壽命到經(jīng)濟(jì)壽命；結(jié)構(gòu)完整性評(píng)價(jià)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(jì)性；而新材料、新結(jié)構(gòu)的完整性評(píng)價(jià),也可以促進(jìn)整機(jī)其他性能的提升,特別是復(fù)合材料機(jī)身的應(yīng)用可以提高民機(jī)舒適性和維護(hù)性。未來(lái),隨著信息技術(shù)與飛機(jī)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(jī)結(jié)構(gòu)完整性將成為重要發(fā)展方向。

在科學(xué)技術(shù)的發(fā)展以及工程應(yīng)用需求兩方面的要求下,飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性不會(huì)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(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)從“必然王國(guó)走向自由王國(guó)”。