本文摘要：摘要：隨著我國航空事業(yè)的發(fā)展，航空疲勞與結構完整性成為影響飛機結構壽命、安全性、可靠性的關鍵問題之一。經(jīng)過多年來的努力，飛機結構從最初的靜強度、安全壽命設計理念逐漸發(fā)展成以疲勞與結構完整性為指導的研制理念和方法，并在型號中取得了成功應用，
摘要：隨著我國航空事業(yè)的發(fā)展，航空疲勞與結構完整性成為影響飛機結構壽命、安全性、可靠性的關鍵問題之一。經(jīng)過多年來的努力，飛機結構從最初的靜強度、安全壽命設計理念逐漸發(fā)展成以疲勞與結構完整性為指導的研制理念和方法，并在型號中取得了成功應用，使得新一代飛機結構的使用壽命、可靠性和經(jīng)濟性得到很大的提升。隨著技術的發(fā)展和新型號的研制需求，這一領域又出現(xiàn)了許多亟待解決的新問題。本文從航空工業(yè)角度梳理了自2000年以來我國航空結構疲勞研究的進展和主要成果，重點介紹了在航空材料/結構/工藝、分析評估理論研究、疲勞試驗技術以及飛機壽命管理等方面的研究進展和應用概況，在此基礎上從型號研制及工程發(fā)展角度提出了對國內(nèi)航空疲勞需要重點關注的研究方向的建議，以期為我國航空結構技術發(fā)展提供借鑒。
關鍵詞：航空疲勞;疲勞特性;損傷容限;耐久性;結構試驗技術;服役壽命管理
近幾十年的使用經(jīng)驗表明，除去人為因素(誤操作)和超常環(huán)境因素(如風暴、雷擊等)外，在重復載荷作用下的結構疲勞斷裂仍然是影響飛機結構安全性和可靠性的主要因素，是結構發(fā)生災難性破壞的主要模式。航空結構疲勞主要研究材料、制造工藝、結構布局、細節(jié)設計、使用環(huán)境等因素對飛行器(主要指飛機)結構耐久性/損傷容限性能的影響，以及無損檢測、健康監(jiān)測、腐蝕防護、結構維修等手段對飛行器服役/使用壽命的影響�，F(xiàn)有飛機結構完整性大綱要求的強度設計準則中規(guī)定，必須建立貫穿飛機結構設計、分析、制造、試驗驗證、維修等整個壽命周期的航空疲勞技術體系，以確保飛機結構系統(tǒng)運行良好及其服役的安全性。
航空論文范例：民航空中交通安全管理發(fā)展戰(zhàn)略分析
航空結構疲勞的設計理念與研究內(nèi)容伴隨著航空技術的提高、飛機性能的提升而發(fā)展。飛機的飛行速度從最開始的低速發(fā)展到亞音速，然后再到超音速，飛機結構的性能要求也從最初的安全性陸續(xù)提出了機動性、可靠性、舒適性、適應性等要求，設計理念也經(jīng)歷了從靜強度設計、安全壽命設計、破損安全-損傷容限設計、耐久性/損傷容限設計直到完整性可靠性設計的發(fā)展過程[1]-[4]。在安全壽命設計思想指導下，航空疲勞的主要研究內(nèi)容為基于S-N曲線的名義應力法開展結構的裂紋萌生壽命分析，考慮幾何形狀、應力集中等因素對結構疲勞壽命的影響。到了破損安全-損傷容限設計階段，航空疲勞的主要研究內(nèi)容為基于斷裂力學的應力強度因子和Paris公式及其修正模型計算結構的裂紋擴展壽命，考慮載荷次序、應力比等因素的影響[5]。
當航空結構設計理念發(fā)展至耐久性/損傷容限設計階段時，航空疲勞的研究內(nèi)容同時包含了結構的裂紋萌生壽命和裂紋擴展壽命，其研究對象也擴展至疲勞、腐蝕、表面完整性、無損檢測、健康監(jiān)測等，研究手段也更為豐富，如連續(xù)損傷力學、概率斷裂力學、疲勞可靠性等[6]-[8]。經(jīng)過多年的發(fā)展，從仿制到自主研制，我國建立了涵蓋全壽命周期的結構疲勞技術體系，基本實現(xiàn)了新型飛機結構的長壽命抗疲勞設計，研制的戰(zhàn)斗機設計目標壽命提高至6000-8000飛行小時，教練機提高至8000-10000飛行小時，民用飛機提高至60000-90000飛行小時，日歷壽命目標為25-30年。
但是，由于我國航空工業(yè)起步相對較晚，試驗和服役積累數(shù)據(jù)相對較少，且受工業(yè)制造水平限制，在抗疲勞結構設計先進性、分析評估準確性、試驗驗證系統(tǒng)性、制造工藝穩(wěn)定性、維修保障可靠性等方面，與航空強國還存在一定的差距。本文從航空工業(yè)工程研究和應用的角度出發(fā)，對國內(nèi)航空工業(yè)結構疲勞研究的發(fā)展歷程進行回顧，并對新世紀以來我國航空產(chǎn)品貫徹飛機結構完整性大綱，在材料/結構/工藝、分析評估、試驗技術以及服役管理等方面的航空疲勞研究進展進行簡要綜述，以期為我國航空工業(yè)結構疲勞研究的進一步發(fā)展提供借鑒和支持。
1國內(nèi)航空疲勞研究歷程
1.1國內(nèi)航空結構設計思想發(fā)展
我國早期的航空疲勞研究主要采用模仿跟進、消化吸收國外相關研究的策略，飛機結構的設計思想經(jīng)歷了從安全壽命設計、損傷容限設計、耐久性/損傷容限設計再到可靠性設計的發(fā)展過程。在六、七十年代，國內(nèi)主要采用“安全壽命”疲勞設計方法研制飛機。研究人員假設交付使用的飛機結構不存在初始缺陷或損傷，依據(jù)疲勞分析和全尺寸結構疲勞試驗獲得結構的疲勞裂紋萌生壽命，除以分散系數(shù)來給出使用壽命，分散系數(shù)考慮了環(huán)境的影響、材料和制造的偏差。
即主要通過強調(diào)足夠的靜強度(控制低的設計應力水平)和選取高的分散系數(shù)來保障給定使用壽命期內(nèi)的飛行安全，而沒有要求采用有效措施防止飛機結構由于新機交付或者在服役過程中所產(chǎn)生的缺陷或損傷所導致的破壞。因此，飛機結構是不允許帶缺陷或損傷交付使用的，一旦發(fā)現(xiàn)必須立即排除。然而受當時無損檢測能力制約，初始缺陷始終難以避免，即使采用了高的分散系數(shù)值也不足以完全保證結構的使用安全，因此國內(nèi)研究人員逐漸關注考慮初始損傷或缺陷的損傷容限設計方法。
在八十年代左右，國內(nèi)飛機結構疲勞研究引入了損傷容限設計思想，結合安全壽命設計思想，形成了安全壽命設計定壽、損傷容限設計保障飛行安全的設計方法。損傷容限表征了結構在規(guī)定的未修使用周期內(nèi)，抵抗由缺陷、裂紋或其它損傷而導致破壞的能力，它以斷裂力學為基礎，以保證結構安全為目標，以損傷檢查為手段，涉及結構設計、載荷、強度、材料、工藝、試驗質(zhì)量控制、使用維修和組織管理各環(huán)節(jié)。
在損傷容限設計思想中，疲勞設計與損傷容限設計相輔相成，以疲勞分析和試驗結果確定結構的使用壽命，以裂紋緩慢擴展壽命確定結構的檢修周期。對于經(jīng)分析和試驗證實具有優(yōu)良損傷容限特性的結構，可以選取較低的分散系數(shù);對于損傷容限特性不好，或者無法實現(xiàn)損傷容限設計的結構，必須選取高的分散系數(shù)。
可以看出，損傷容限設計的目的在于通過對結構的緩慢裂紋擴展壽命和剩余強度的分析與驗證，為檢修周期或允許的最大初始損傷提供依據(jù)。損傷容限設計的關鍵在于通過對材料的選擇、結構細節(jié)設計、使用應力水平等方面進行研究，使得所研制的結構(包括單傳力路徑和多傳力路徑)具有裂紋緩慢擴展特性。如此一來，對于帶有未被發(fā)現(xiàn)的初始缺陷或損傷的已交付結構，由于缺陷或損傷的擴展得到控制，就能有效地防止結構在給定的使用壽命期內(nèi)發(fā)生災難性破壞。
2國內(nèi)航空工業(yè)結構疲勞研究現(xiàn)狀和進展
飛機結構的疲勞受多種因素的影響，對材料特性、制造工藝、結構形式、載荷歷程及環(huán)境條件等因素均極為敏感，導致飛機結構疲勞和斷裂特性的研究至今仍然是航空工程中最為復雜的問題之一[10]。正因如此，我國科研人員對于航空疲勞問題的研究也一直保持高度關注和深入研究，尤其是進入二十一世紀以來，國家對航空工業(yè)給予高度重視，在科研經(jīng)費方面提供大力支持，使得很多航空疲勞科研項目得以持續(xù)、深入開展，并取得了豐碩的成果。本節(jié)從材料/結構/工藝、分析評估、試驗技術及服役管理等方面，對進入新世紀以來我國在航空疲勞領域的研究進展進行簡要介紹。
3展望
經(jīng)過多年發(fā)展，國內(nèi)航空疲勞研究已建立了一套比較完整的抗疲勞設計、疲勞分析評估、抗疲勞制造、疲勞試驗驗證以及服役壽命管理的體系，包含了損傷演化及累積規(guī)律、裂紋萌生及擴展分析、服役環(huán)境及制造工藝影響、無損檢測及健康監(jiān)測、維修計劃及方案制定和飛機結構定/延壽等研究內(nèi)容，實現(xiàn)了從飛機的設計、制造、試驗以及服役等全過程的耐久性/損傷容限設計思想的實踐，為我國的航空工業(yè)的快速發(fā)展提供了強有力的支持。然而，隨著新材料、新工藝、新結構的逐步應用、新型數(shù)字化分析工具的快速發(fā)展、服役環(huán)境的嚴苛化和復雜化等問題，使得航空疲勞的研究目前面臨著諸多挑戰(zhàn)。
本文從研究尺度的多維化、設計要求的綜合化、服役管理的數(shù)字化和分析工具的國產(chǎn)化等幾個方面對國產(chǎn)航空疲勞研究的發(fā)展進行展望。 高精度的結構應力應變響應分析是開展航空疲勞研究的基礎。國內(nèi)目前應用的有限元分析軟件如ANSYS、ABAQUS和NASTRAN等，以及疲勞和損傷容限分析軟件如MSC.Fatigue、FRANC2D/3D以及NASGRO等，均為國外軟件公司所開發(fā)。自從2018年中美“貿(mào)易戰(zhàn)”揭幕以來，美國等西方國家對于核心關鍵高端工業(yè)軟件的控制成為了遏制我國發(fā)展的重要戰(zhàn)略手段之一。
雖然截止目前上述結構分析和疲勞/損傷容限分析軟件的應用未受到明顯的影響，但未雨綢繆、曲突徙薪，開展大型工業(yè)級結構分析軟件和疲勞/損傷容限分析軟件已刻不容緩。如何在國產(chǎn)自主軟件HAJIF等基礎上進一步擴展分析功能、提升分析效率、提高計算精度等是建立我國航空疲勞研究分析軟件所必須攻克的難題。
參考文獻
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[2]MANNINGSD,YANGJN,SHINOZUKAM,etal.Durabilitymethodsdevelopment,VolumeI-PhaseIsummaryairforceflightdynamicsLab.,AFFDL-TR-79-3118,1979.9.
[3]MANNINGSD,YANGJN,SHINOZUKAM,etal.Durabilitymethodsdevelopment,VolumeII-Durabilityanalysis:State-of-the-artassessmentAirForceFlightDynamicsLab.,AFFDL-TR-79-3118,September1979.
[4]MANNINGSD,YANGJN.美國空軍耐久性設計手冊(第一版)[M].航空航天工業(yè)部《AFFD》系統(tǒng)工程譯,1991
作者：王彬文1，陳先民1,*，蘇運來1，孫漢斌1，楊宇1，樊俊鈴1
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