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飞机结构设计思想变迁（五） 文/ 图 王辰 胡丹在使用了“疲劳- 安全寿命设计”之后，结构的安全性得到了增强，但是这并不代表航空结构工程师们就可以高枕无忧了，只要人类还在向更快、更高、更强的目标发起挑战，就必须用发展的眼光看待问题。传统的“安全寿命设计”要求结构在一定的使用期间内不产生疲劳裂纹。这种设计忽视了裂纹扩展阶段，特别是大型多通道传力结构，这一阶段有时是相当长的；此外“安全寿命设计”还未考虑在使用期间内如何实施检修制度，以排除可能出现的意外损伤和初始缺陷，因此安全寿命设计并不能保证安全。损伤容限设计的基础学科之一就是断裂力学，这是一门研究材料及结构断裂强度的力学。它的发展也和人类不断致力于发展高强度材料有关。在工程实际特别是飞机设计中，为了以较轻的重量承受较大的载荷，需要高强度的材料。高强度材料的广泛使用带来了新的问题，在实际使用中不断出现了一些低应力下断裂的严重事故，也就是在应力远小于强度极限的时候结构就发生了断裂。例如，1950 年美国“北极星”导弹的固体燃料发动机在试射时由于壳体断裂发生爆炸事故，而其应力比材料的强度极限要小得多。1967 年12 月美国俄亥俄河上一座桥梁发生异常振动，并伴有响亮的破裂声，最后倒塌碎裂成24 块坠入河中，而这时的载荷只达到设计载荷的10% 左右。在飞机结构方面，1969 年12 月，美国一架F-111 战斗轰炸机在执行训练任务中做投弹- 改出动作时，左侧机翼脱落导致飞机坠毁。事后分析当时飞机的速度、重量和过载等指标均远低于最大设计指标，在正常情况下绝不应该出现这种事故。其主要原因是机翼框轴在进行热处理工艺的时候由于处理不当使得结构内部出现了缺陷从而引起了低应力下的断裂。这些事故的发生使人们认识到高强度材料不一定在任何情况下都“强”，不一定在任何情况下抵抗裂纹的能力都高。究其原因在于结构内部可能存在着微小但是不可忽视的裂纹等缺陷，它们的破坏过程不是应力达到强度极限而破坏，而是在低于强度极限的应力下的微小裂纹扩展而造成的断裂。这种低应力下的断裂现象是由于实际结构中存在着微小裂纹而产生的，而在实际结构中微小裂纹的产生却是无法避免和无法预测的。因为造成微小裂纹的原因很多，它可能是来自材料的冶炼过程中夹杂的气泡，也可能是由于在工艺过程中经过焊接、电镀以及冷加工等产生，甚至是在飞机装配过程中工人手中的工具掉落在结构上造成。这些微小裂纹是我们在设计之初所没有考虑到的，在设计人员进行结构设计的时候，往往是认为结构是完整的、不存在初始缺陷的，这样只要能够满足静强度、刚度和疲劳性能的要求，结构就是安全的，而初始缺陷的存在使得“安全寿命设计”这种设计思想已经无法完全保证结构的安全性。所以从二十世纪六十年代末期起的几年中，原来按照疲劳安全寿命设计的多种美国空军飞机都出现了断裂事故。损伤容限设计可以看作是在安全寿命设计的基础上引入破损安全机制，这种设计原则认为，某些重要承力构件出现不大的损伤（裂纹）后，在所规定的检修期内仍能安全地工作，允许飞机构件在使用期间出现疲劳裂纹，但是要保证裂纹的扩展速率很慢，能够使构件有足够的剩余强度持续工作，直到下次检修时予以发现、修复或更换。这样，保证飞机结构安全的问题就变成了如何正确地、适当地选择构件材料，采取止裂措施和确定飞机检修时间。安全寿命设计认为结构使用前完好无损，不存在初始缺陷（裂纹），而且希望飞机结构在使用寿命内不出现裂纹，据此确定一个零部件或整机在飞-续- 飞谱作用下的安全使用寿命而损伤容限设计则承认结构在使用前存在初始缺陷（一条或几条主裂纹），通过估算初始裂纹至临界裂纹的扩展寿命，能够确定一个零部件在飞- 续- 飞谱作用下的检修周期。损伤容限设计的基本准则是要求结构在规定的未经检修的服役周期内或结束时都应有规定的剩余强度水平。对于破损安全结构，通过使用多路传力或止裂措施, 局部地控制不稳定裂纹扩展。对于裂纹缓慢扩展结构, 其疵瑕或缺陷不允许达到不稳定快速扩展所需要的尺寸。“经济寿命设计”的思想就是在损伤容限设计的基础上产生的，也称为耐久性设计概念。20 世纪70 年代末80 年代初，经济维修性要求促进了耐久性设计的发展，并最先在美国F-16 飞机设计中得到应用。耐久性设计通过估算结构细节由微小的初始缺陷扩展至一个相对较小的宏观裂纹尺寸所经历的寿命确定经济维修极限，并制定检修周期。经济寿命就是指结构实际使用的寿命，结构在经历了一次时间的使用和数次维修之后，破损情况已经比较严重。如果不进行再一次的大修则无法保证安全使用，但如果进行维修又将花费数目不小的金钱（飞机一次大修的花销一般会达到新机价格的四分之一，投入巨大）。这种“不修不能用，再修不经济”的寿命即为经济寿命，此时所对应的裂纹尺寸即为经济修理极限。耐久性/ 损伤容限定寿设计思想是上世纪70 年代迅速发展起来的, 并最具生命力的一种新的设计思想。无论是美国、欧洲还是国内, 都先后制定并颁布了有关的设计标准和设计规范。它是用耐久性设计定寿, 用损伤容限设计保证安全。而疲劳/ 损伤容限定寿是在上世纪60 年代至70 年代这10 年中, 继疲劳定寿发展起来的一种设计思想。它是用疲劳设计定寿, 用损伤容限设计保证安全。二者都是用损伤容限设计概念保证安全, 不同的是, 前者是建立在断裂设计概念的耐久性定寿, 后者是建立在疲劳设计概念的疲劳定寿。可以说前者耐久性定寿是后者疲劳定寿的发展和完善, 后者疲劳定寿是前者耐久性定寿的基础和原始阶段。1975 年, 美国空军提出用耐久性( 经济寿命) 设计概念来取代原来的疲劳( 安全寿命) 设计概念, 并在这一基础上提出了包括以静强度、刚度、耐久性和损伤容限为主要内容的飞机结构完整性大纲。在此期间,美国空、海军相继颁布了一系列军用飞机强度规范。从1986 年起, 我国开始对飞机结构耐久性设计技术进行了大规模的研究工作, 结合我国新机研制需要和我国飞机生产的具体情况, 对耐久性设计的技术进行了较深入的分析和大量的试验研究工作。时至今日, 我国新研制的几种飞机逐步开始采用耐久性设计原则, 另外在一些现服役的飞机定寿工作中, 也增加了耐久性评定工作。耐久性设计可以取代安全寿命设计, 并与损伤容限设计相容互补, 是确定飞机使用寿命的基础设计, 为飞机结构在使用寿命中不致出现功能性损伤提供了保证。耐久性损伤容限设计是在总结吸取疲劳设计经验和教训的基础上产生和发展起来的。从时间上来看, 有关疲劳的设计规范是在上世纪60 年代末、70 年代初制订的, 而损伤容限耐久性设计是在70 年代中后期制订的。从设计技术上看, 损伤容限耐久性设计优越于疲劳设计, 更具有科学性、理论性和实用性。直到如今, 耐久性损伤容限设计思想仍是各国先进飞机的主要设计思想。由于作用在结构上的外载荷随机波动和结构材质、工艺的内在随机性，使得同一类结构在同一工况下体现出不同的效能，其寿命可能相差数倍之多，出现了极大的分散性。可靠性设计的结构设计思想就是基于这种分散性、不确定性提出的。随机性是自然界各种事物所固有的特性，可靠性分析与这些不确定性紧密相关。由于采用概率的分析方法可以考虑各种随机因素在均值附近变化的影响和它们之间的相关性，所以在传统的可靠性分析方法中，常用概率论来处理其不确定性。但概率可靠性模型需要较多的数据，用以统计出参数以便确定变量的概率分布，通常计算量较大且繁琐。虽然近年来国内外的研究者都在努力寻求改进传统的概率可靠性分析方法的途径，但是这种可靠性设计的思想还仅仅出于理论研究的阶段， 没有大规模用于飞机结构的实际设计工作中，需要更长时间和更多精力的投入才有可能实现。 -全文完-