飞机结构完整性研究现状及发展方向

航空论坛

游客，如果您要查看本帖隐藏内容请回复

航空论坛

第 23卷　第 3期飞　行　力　学 Vol. 23　No. 3 　2005年 9月FL IGHT　DYNAM ICS Sep. 2005　
飞机结构完整性研究现状及发展方向
屈玉池 1, 2 ,晁祥林 2,陈　琪 2
(1.西北工业大学航空学院 ,陕西西安 710072;
2.中国飞行试验研究院情报档案中心 ,陕西西安 710089)
　　摘　要 :飞机结构完整性是确保飞机安全寿命的重要条件之一。简要介绍了结构完整性在飞机设计中的发展进程及其作用 ;以 F24C;叙述了结构完整性在飞机结构设计和验证中的应用情况 ;
D和 F216飞机为例 ,最后指出当前我国结构完整性技术的研究现状 ,以及下一步的研究重点。　　关　键　词 :飞机结构完整性 ;军用规范 ;载荷谱 ;损伤容限　　中图分类号 : V 215　　　　文献标识码 :A　　　　文章编号 : 100220853 (2005) 0320009204
引言机寿命的四分之一。然而 ,正是在关键结构部位存在

没有检测出的较大的初始裂纹引发了
F2111飞机事　　飞机结构完整性大纲是从 1957年B 247飞机出故。该事故说明 ,所采用的安全寿命疲劳设计分析方现疲劳问题后提出的 ,由此对飞机结构完整性的研法存在缺陷 ,所做的全部疲劳试验并不能预测出这
究逐步形成并得到发展 ,在飞机结构分析中的应用类飞机结构破坏 ,因此 ,所应用的 M IL 2A 28860系列飞机强度和刚度规范不能满足飞机结构完整性要
就发生事故 ;在此期间 ,C25A疲劳试验样机也过早地产生开裂现象。所以 , 1975年 12月发布的《M IL 2 STD 21530A美国空军结构完整性大纲 (A SIP)》增加了结构损伤容限和耐久性分析以及地面试验要求 ,提高了对飞机结构完整性要求 [1]。在以后的十几年中,结构完整性技术有了进一步的发展 ,并形成了《M IL 2A 287221 (USAF )飞机结构通用规范》和《M IL 2A 28860B (A S)飞机强度和刚度系列规范》。这些规范在近十几年来广泛用于飞机结构设计和验证。随着断裂力学、概率断裂力学的发展 ,在结构完整性要求的损伤容限、耐久性等分析中又融入了概率统计方法 ,使解决随机因素下结构发生破坏问题成为可能 ,进一步完善了结构完整性理论和方法。

1　飞机结构完整性研究进展
在 1970年以前的结构完整性大纲中 ,结构分析的重点是静强度和“安全寿命”疲劳设计方法。该方法利用了一种假设 ,即用疲劳样机代表所有的生产型飞机 ,假定部队所用飞机的“安全寿命”为疲劳样求,迫切需要一种新的满足结构完整性要求的评估飞机安全寿命的分析方法 ,由此推动了飞机强度和刚度规范的改进和飞机结构完整性技术的发展。
在 1970～ 1980年执行的飞机结构完整性大纲中,结构安全寿命要求通过损伤容限和耐久性分析体现 ,并以规范的形式得以贯彻 ,使飞机结构能承受在制造、维修或服役期间所形成的裂纹而正常服役。
美国军用规范 M IL 2A 283444规定了飞机结构的损伤容限要求 ;M IL 2A 2008666B规定了耐久性要求;M IL 2A 28867A规定了地面试验要求。这三部规范反映了当时有关耐久性、损伤容限和地面试验的技术现状 ,并与其它结构规范共同构成了 M IL 2 STD 21530飞机结构完整性大纲框架。
M IL 2STD 21530A把损伤容限和耐久性要求分开,损伤容限用破损 2安全概念或缓慢裂纹扩展概念设计实现。为了满足耐久性要求 ,规定试验中所验证飞机的经济寿命必须大于设计服役寿命。在飞机结构评价中 ,损伤容限和耐久性要求还用来决定部队对飞机结构的维修计划 ,并提供检查、修理的方法和预期的时间。
近十几年来 ,结构完整性技术有了更进一步的
收稿日期 : 2005202201;修订日期 : 2005207205
作者简介 :
屈玉池 (19612)
,男,陕西长安人
,研究员
,主要从事航空发动机结构强度与科技情报信息管理研究。

















飞　行　力　学第 23卷
发展。 1985年发布的《M IL 2A 287221 (U SAF)飞机结构通用规范》和 1987年发布的《M IL 2A 28860B (A S)系列飞机强度和刚度规范》是近十几年来用于飞机结构设计和验证的美国军用规范。 M IL 2A 287221规范是一部以结构完整性为纲 ,处处体现结构完整性要求的飞机结构设计和验证规范 [2]。该规范的详细结构准则和一般参数明确规定 :飞机机体结构应具有足够的结构完整性来满足本规范各个单项要求及其可能的组合。该规范的设计和构造参数中 ,围绕结构完整性要求规定了飞机各种结构件的设计和制造要求。对这些结构件设计、制造的规定都涉及到飞机结构完整性的主要要求 ,如载荷、破损安全、剩余强度和功能等 ,并特别强调损伤容限要求。因为 ,这些结构件大部分是飞机机体 (机身、机翼、尾翼等 )总要求未涉及到的 ,但又是影响飞机安全性和经济性的构件。按照飞机结构完整性的定义 ,这些结构件应该作为飞机结构完整性对象加以考虑 [2]。
总之 ,M IL 2A 287221作为飞机结构完整性规范 ,包括了飞机结构强度的内容 ,但把飞机结构强度作为结构完整性要求的一部分 ,强调损伤容限和耐久性要求 ,并将其纳入了飞机结构完整性体系
,使结构完整性理论成为飞机结构设计和验证的指南。随着概率断裂力学的发展 ,在结构完整性要求的损伤容限、耐久性等分析方法中引入了概率统计方法 ,不但可以解决在确定性因素下发生结构破坏的问题 ,而且还能解决随机因素下发生结构破坏的概率 ,进一步完善了结构完整性理论。
目前美国的 F222和 JSF战斗机及俄罗斯的苏 2 45战斗机与第三代战斗机作战性能相比有了质的飞跃 ,其关键技术主要体现在隐身技术、航电技术、推力矢量技术、火 飞 推综合控制等方面 ,而对飞机
;;结构的要求并不明显。也就是说 ,随着飞机结构的日益完善 ,结构完整性要求已经较为成熟。当然 ,结构完整性要求还在不断提高 ,有关的新技术和新方法还会不断涌现 ,如:结构裂纹扩展迟滞研究 ;新型飞机结构材料 (复合材料、隐身材料 )的结构完整性 ;飞机结构的工作环境、热效应问题等。 2　飞机结构完整性的应用 20世纪 70年代以前 ,结构完整性理论在飞机结构设计和验证中的应用仅仅体现在静强度和“安全寿命”疲劳设计方面 ,并没有考虑结构的初始裂纹及其扩展 ,也没有其它更多的应用 ,因而不能满足现代飞机结构完整性要求。
211　20世纪 80年代的应用状况
2. 1. 1　在旧型号飞机上的应用
D,A 27, C2141, T 238和 T 239等,在研制阶段没有进行损伤容限和耐久性分析。结构完整性理论针对这些服役飞机的应用主要体现在对结构件的损伤容限和耐久性分析方面 ;结构设计和验证主要体现在对飞机使用极限 (经济极限、检查间隔和安全极限 )的评定。反映此类飞机该时期的损伤容限分析和结构耐久性分析的典
D飞机的损伤容限和耐久性评定。该分析评定分为 7个子项 ,其相互关系如图 1所示。

图 1　F
24C;
D飞机损伤容限和寿命评定　　在 7项任务中 ,关键结构部位鉴别是基础 ,应力谱制定、飞机使用极限是核心。根据结构类型、危险程度和损坏后果鉴别关键结构部位。如果一个部位破坏可能是灾难性的 ,或者结构属于裂纹缓慢扩展型或单块式结构或临界裂纹尺寸小 ,并且不可检 ,那么这个部位可能是最关键的。
制定关键部位应力谱时 ,用 V GH数据、飞行载荷测量数据和全尺寸疲劳试验的应力 应变测量数

;
据把载荷数据转化成应力超越数曲线 ,再编制应力谱。飞机的使用极限是指以基准飞机为基础的经济极限、检查间隔和安全极限 [3]。研究发现 :当把安全、经济极限计算结果无量纲化后 ,所有关键部位的分散度很小 ;同样对试验谱的范围 ,分散也很小。由此可得出结论 :裂纹扩展能够从一个部位换算到另一个部位 ,而且谱也可进行这种换算。
2. 1. 2　在新型号飞机上的应用
此后的新型号飞机 ,如 B 21, A 210和 F216等,是以损伤容限作为选择材料和应力水平的设计依据 ,在研制阶段就执行了损伤容限和耐久性分析。下面以 F216为例 ,说明结构完整性要求的损伤容限和耐久性分析方法在飞机结构设计和分析中的应用。
F216结构完整性设计是根据 M IL 2STD 21530进行的 ,其主要工作体现在材料选择、关键部件的试




图 2　S ID检查项目评价流程

飞　行　力　学第 23卷

3　国内的研究现状和发展方向
311　研究现状
我国军用飞机强度和刚度规范 GJB 6711～ 132 85是国防科工委于 1985年发布实施的。 20世纪 90年代以后执行的飞机结构设计规范有 1989年发布的《GJB 77511289军用飞机结构完整性大纲— —飞机要求》和《GJB 776289军用飞机损伤容限要求》等。 GJB 775. 1289规定了飞机结构完整性的要求 ,而 GJB 776289规定了飞行安全结构和其它选定结构的损伤容限要求 ,是保证飞机结构完整性的一个重要环节。这两部规范与美国的 M IL 2A 287221 (U SA F)和M IL 2A 28860B (A S)规范类似 ,反映了结构完整性要求在我国飞机结构设计中的应用水平。
十几年来 ,概率断裂力学、概率损伤容限 耐久性分析技术在我国也有了很大的发展 ,并形成一些研究方法和试验技术 ,如飞机结构发生灾难性疲劳

;;
Lognom al模型 ;之后 ,王志智等提出新的耐久性和损伤容限分析的两段确定性 ——随机性裂纹扩展模型 ;刘文王廷等提出了概率损伤容限分析模型 ; 1995年,费斌军等提出了含多裂纹结构的概率损伤容限评定方法 ; 1997年,熊峻江等人的飞机结构疲劳加速谱编制及损伤概率分布 ,以及利用轰 6飞机的中值原始实测载荷谱编制的加速试验载荷谱等。

312　面临的任务
针对我国军用飞机结构完整性研究和规范编制与实施现状 ,我国在飞机结构设计和验证中结构完整性技术的研究重点大致可归纳为以下几点 :
( 1)以军机 5 000～ 6 000飞行小时寿命 ,民机 50 000～ 60 000飞行小时寿命的安全性、经济性、维修性和可靠性为目标 ,重点进行典型结构细节疲劳破坏概率控制技术和可靠性增长技术研究与应用。
( 2)在已有的“飞机结构抗疲劳断裂设计数据库”的基础上 ,完善飞机结构强度可靠性设计数据库。在标准谱统计分布特性研究的基础上 ,编制合理的当量简化谱。应用概率断裂力学和概率损伤容限分析方法对无损检测、断口分析、裂纹检出概率试验和分析方法进行研究 ,建立我国特有的无损检测方法的裂纹检测概率曲线。

用也有了很大的发展 ,并取得了一些成果。随着我国飞机结构设计不断发展的要求 ,应加强其理论研究与应用 ,提高军机使用寿命 ,确保飞行安全。参考文献 : [1]　航空航天工业部飞机强度规范编写办公室 .飞机强度规范参考资料 (八) [M ]. 1990. 1231. [2]　航空航天工业部飞机强度规范编写办公室 .飞机结构通用规范 (M IL 2A 287221) [M ]. 1987. [3]　JamesM M Jr, James J A. LSR FAA MSR ;F ligh t Inspection Fleet A ircraft Structural Integrity Program [R ]. ADA 2353945, 1997.
[4]　Gibson D H. Evolution of F216 Loads and Requirements [R]. AGARD 2R 2815, 1997.
[5]　Chapman R. Dynam icLoading Considerations in Design ofModernCombatAircraft[R]. AGARD 2R 2815, 1997.
[6]　TakejiS,TetsuoU ,Kangya K.关于 YS211双发涡轮螺浆运输机延续高龄飞机结构完整性的 S ID的编制 [A ].飞机结构可靠性及其管理译文集 (二) [C ].中国人民解放军空军第一研究所 , 1990.

(下转第 20页)

飞　行　力　学第 23卷

Research on the Reaction Control System for
Spacecraf t Re-Entry Flight
N IN G Guo2dong, ZHAN G Shu2guang, FAN G Zhen2p ing
(School of A eronautical Science and Technology , BUAA , B eij ing 100083, Ch ina)
　　 Abstract:The operating principle oftheReactionControlSystem (RCS)foraspacecraftwasdiscussed, andthecontrolmodelofRCSjetswaspresented. Accordingto theexampleofAmericanSpaceShuttle, the modes of RCS in closed loop, the system redundancy and compound mode of m ulti2jets w ere analyzed. A nd basedonthesystemoperationofRCS, someproblemsofRCScontrolandavailabilityofactuatorsforspacecraft re2entry flightwereperformed.　　 Key words: reaction control system ; flight control; system redundancy; re2entry flight
(编辑 :崔立峰 )
(上接第 12页)



, CHEN Q i2 A eronautics
, N orthwestern PolytechnicalUniversity , Xi’an 710072, Ch ina; Inf orm ation and A rchives Center, ChineseFlight TestEstablishment,

Xi’an 710089, Ch ina)　　 Abstract:Aircraftstructuralintegrityplaysanimportantpartinensuringsafelifeforaircraft. Thispaper sets forth the progress and effect of aircraft structural integrity in their design, and takes F24C;
D with F216 examples for depicting the application of aircraft structural integrity in design and certification abroad. A t last, thecurrentstatusand trendsofaircraftstructuralintegrityinChinaaresetforth.　　 Key words:aircraft structuralintegrity; military standard; load spectrum ; damage tolerance
(编辑 :王育林 )

magicalover

学习一下~~

kevinbrieven

飞机结构完整性研究现状及发展方向