陈水根 张志林 叶彬（洪都航空工业集团 江西 南昌 330024）

飞机长寿命设计与评定技术研究

陈水根 张志林 叶彬（洪都航空工业集团 江西 南昌 330024）

简述了某型教练机长寿命设计与评定技术。在设计各阶段对飞机结构进行抗疲劳耐久性细节设计与研究，严格控制结构设计细节；在寿命评定阶段通过载荷谱飞行实测而编制出真实可靠的载荷谱，进行疲劳/损伤容限分析、全尺寸疲劳/损伤容限试验，验证了某型教练机达到了8000飞行小时的寿命指标。所取得的技术成果，为今后的长寿命飞机研制提供了技术支持。

长寿命；载荷谱；耐久性；疲劳；损伤容限

1 引言

我国二代机结构按照静强度方法设计，其寿命普遍偏短，八十年代后逐步引入耐久性、损伤容限设计思想，二代机的改型中也有针对性地开展了一些耐久性补充设计，但依然没有从根本上解决飞机寿命偏低的局面。

国外从第三代飞机开始，普遍采用耐久性、损伤容限设计技术，其机体结构使用寿命相对较长，美国飞机设计技术基础好、技术先进，一些新的设计思想、新的设计理念往往首先被采用，因此飞机的结构寿命要求较高且技术上能够达到，最高达到了8000飞行小时，如F16、F22，而俄罗斯、法国等则比较保守，如俄罗斯的苏27飞机只有2000飞行小时寿0命、法国的幻影2000飞机只给出了5000飞行小时寿命[3]。

飞机机体结构寿命是衡量飞机平台设计技术水平和使用经济性的重要技术指标[3]，结构寿命长的飞机不仅服役时间长、出勤率高，而且具有更好的技术性能和使用经济性能，这些对提高国内外市场的占有率，具有及其重要的意义。对于教练机来说，出勤率高可以提高训练效率和培训质量，长寿命形成的良好经济性可以降低飞行员队伍的培训费用。

某型教练机设计之初就定位为面向国内外市场，提出了8000飞行小时的长寿命设计目标，实现设计目标的根本出路在于结构的耐久性细节设计，故在设计各阶段对飞机结构进行了抗疲劳耐久性细节设计与研究，严格控制结构设计细节，在寿命评定阶段采用疲劳/损伤容限技术以确定飞机使用寿命和检查间隔。

2 结构耐久性细节设计

为了达到某型教练机机体结构总寿命为8000飞行小时的寿命指标，在飞机设计各阶段对机体结构进行了结构耐久性抗疲劳设计。

在飞机方案设计阶段就制定了“结构抗疲劳设计原则”，对主要承力构件的布局进行了论证选择，对结构传力路线进行了重点设计，确保主传力路线流畅，尤其是机翼结构方案中采用整体机翼贯穿机身，使得机翼受力连续；对选材、应力水平控制、耐久性细节设计等提出了相应的要求，在满足重量要求的情况下控制结构总体应力水平，对于结构关键件、重要件选用抗疲劳性能好的材料。

在详细设计阶段按结构耐久性要求开展了结构耐久性细节设计，特别是对关键部件连接螺栓孔、关键连接接头引入干涉配合等强化技术，对干涉量进行了模拟件对比试验，选取寿命增益高、工艺易实现的干涉量确定干涉配合公差。

在设计发图完成以后，总师系统制定“复查大纲”等技术文件，组织设计员对飞机结构设计细节进行多轮疲劳耐久性设计普查，对关键受力构件和重要受力构件进行了重点普查与分析，主要涉及局部应力水平控制、应力集中控制、结构连接形式、紧固件类型、紧固件排列及钉距、材料纤维取向、热处理、表面处理等，进行逐个问题的落实，更改设计图样，并在生产中实施。

飞机设计定型前，总师系统又组织设计员对主要疲劳部位开展34项模拟件耐久性试验研究。模拟件耐久性试验研究达到了如下目的：

1) 获取重要部位的疲劳寿命，初步验证了某型教练机机体结构能够实现8000飞行小时寿命指标，同时为确定首翻期初始值提供了依据；

2) 进一步暴露了疲劳薄弱部位，经细节设计改进，并经改进前后模拟件试验，寿命提高显著，能满足或超过机体结构8000飞行小时的使用寿命指标。

3 寿命评定

在寿命评定阶段，首先进行载荷谱飞行实测，通过飞行实测数据编制疲劳/损伤容限载荷谱，经全尺寸结构件疲劳/损伤容限试验，结合疲劳/损伤容限分析、构件或部件试验，综合评定后给出飞机的使用寿命、首翻期和检修周期。

3.1 载荷谱实测与编制

(1)载荷谱实测

对飞机重心过载谱、后机身过载谱、机翼截面载荷谱、尾翼截面载荷谱、前主起落架、操纵系统和活动舱盖载荷谱进行飞行实测。活动舱盖载荷谱实测采用压力测量法，过载谱采用三轴加速度计测量，其他载荷谱实测采用应变测量法。

为保证载荷谱实测精度，首先通过分析确定应变片粘贴部位和组桥方式、传感器的安装位置，并在飞机结构初装生产阶段就开始了应变片粘贴、布线、传感器的安装工作；其次，在机翼、平尾、垂尾、起落架载荷标定试验后，对机翼、平尾、垂尾、起落架施加非标定检验载荷，然后根据标定数据进行载荷回归检验，要求得出的载荷、压心误差均不能超过5%，证明贴片和组桥方案可信。

典型飞行剖面（科目）是在对“训练大纲”中所有飞行科目仔细分析的基础上，把所有飞行科目按一定的原则划分成若干个飞行科目小组，然后在每个飞行科目小组内选取一个或二个代表飞行科目以组成飞行实测的典型飞行科目（任务剖面），最后确定某型教练机用于载荷谱飞行实测的11个典型飞行剖面。

为真实反映某型教练机的飞行实际情况，有几十位教员和学员参加飞行实测，得到了144个飞行架次的有效数据。

(2)载荷谱编制

依据实测数据编制了机翼-前机身组合体载荷谱、尾翼-后机身组合体载荷谱、复合材料垂尾载荷谱、起落架载荷谱、操纵系统磨损疲劳载荷谱和活动舱盖加温加载谱。

a.机翼-前机身组合体载荷谱编制

首先采用中值损伤法编制重心过载谱，通过对每个有效起落重心过载谱实测数据进行峰谷值检测、滤波可得到每个起落的过载谱，然后对每个起落的过载谱进行雨流计数和损伤估算得到每个起落的损伤，对每个典型飞行剖面中的有效起落的损伤进行排列，损伤值在中位的起落为该典型飞行剖面代表起落。

其次在重心过载谱的基础上，按飞续飞谱形式编制出机翼-前机身组合体载荷谱，一个完整的循环周期对应于飞机的一个飞行训练周期，各个飞行任务剖面谱的顺序是按混合乘同余法随机确定并按可能的实际使用情况调整。

对于载荷状态的确定，根据各个典型飞行剖面的各个代表起落的瞬间测量参数数据，从初选的270组状态参数，经气力分析筛选、机翼/机身总载荷、总压心、分布载荷的比较和分析计算，尤其是与实测机翼根部的剪力和弯矩分析比较，最后选取了6种载荷状态，包括对称载荷状态2种，非对称载荷状态4种。

b.尾翼-后机身组合体载荷谱编制

通过对每个有效起落尾面谱实测数据经伪码去除、滤波，分别以平尾、垂尾弯矩为主导参数经雨流计数，对弯矩、压心、后机身过载等参数进行统计，编制出垂尾弯矩谱、平尾弯矩谱，采用混合乘同余法编排出试验的随机载荷谱。

c.复合材料垂尾载荷谱编制

复合材料垂尾载荷谱是在实测垂尾载荷谱基础上，为考虑复合材料疲劳分散性和环境影响，采用寿命放大因子和环境补偿因子组合法修正得到。

d.起落架载荷谱编制

对前、主起落架实测数据进行伪码去除、有效起落判断，针对每个有效起落进行典型任务段划分、峰谷值检测及滤波、雨流计数及单、双参数统计，依据前、主起落架有效起落各典型任务段的单、双参数统计结果，编制前、主起落架发动机试车谱、起飞滑行谱、起飞曲线滑行谱、着陆撞击谱、着陆滑跑谱、着陆刹车谱、着陆转弯谱、着陆曲线滑行谱和前起落架牵引谱。

在起落架载荷谱编排时，考虑教练机的特性（起落航线训练科目偏多），严格按“飞行训练大纲”中科目比安排触地复飞谱与全停着陆谱的比例关系，同时考虑各参数实测比例关系编排各典型任务段谱。

e.活动舱盖加温加载谱编制

依据“训练大纲”给出的飞行科目进行分类，并统计其飞行小时数和起落次数,利用飞机外场使用中获取的飞参数据等确定代表科目的飞行剖面,采用相应科目下活动舱盖的压力谱实测结果确定循环载荷峰值,然后考虑大气环境温度影响，编制飞机活动舱盖加温加载疲劳载荷谱。

f.操纵系统磨损疲劳载荷谱编制

操纵系统典型段磨损疲劳载荷谱是在实测数据基础上，采用中值损伤法编制。在磨损疲劳载荷谱编制过程中，根据磨损损伤正比于运动环节的作功量，提出了采用作功量作为磨损损伤度量的标准，解决了磨损疲劳载荷谱编制的难题。

3.2 疲劳/损伤容限试验

(1)机翼-前机身组合体疲劳/损伤容限试验

本试验主要是考核机翼、机翼与机身连接、机身16框以前结构，试验过程中除了施加空谱外，还施加了完整的前、主起落架地谱。

在试验过程中，按一定的试验周期对试件进行目视检查（采用5～10倍放大镜）和无损探伤检查（涡流、X光等）。

完成了32000飞行小时疲劳/损伤容限试验（除于分散系数4，为8000飞行小时使用寿命），随后机翼-前机身组合体分别通过了飞行载荷情况和着陆载荷情况的剩余强度试验。

剩余强度试验完成以后，对试验件进行拆毁检查，并对结构关键部位12框右上大梁托板螺钉孔处裂纹部位进行了断口分析。

(2)尾翼－后机身组合体疲劳/损伤容限试验

本试验主要是考核尾翼和机身16框以后结构。

无损检查要求同机翼-前机身组合体疲劳/损伤容限试验相同。

完成了32000飞行小时疲劳/损伤容限试验（除于分散系数4，为8000飞行小时使用寿命），随后尾翼-后机身组合体通过了纵向机动非对称和偏航机动两工况的剩余强度试验。

剩余强度试验完成以后，对试验件进行拆毁检查，并对结构关键部位19框处机身右侧上大梁对接型材裂纹和水平安定面第2长桁处裂纹等2部位进行了断口分析。

让每一位学生都能在学习中获得知识并且得到发展是新课改倡导的教学理念，然而由于学生在情感、认知以及知识方面的发展不平衡，这就使得总有一些学生的需求得不到满足.由于一些学生的语言表达能力和思维能力比较强，因此在教与学的过程中占有一定的主动地位，这就使得其他学生相对的被动.教师要设计一些教学活动，让学生进行小组合作参与，充分发挥学生各自的特长和优势.

(3)复合材料垂尾疲劳/损伤容限试验

本试验主要考核飞机的复合材料垂尾。

由于复合材料结构加工分散性大，在生产过程中容易产生初始缺陷（损伤），因此，在试验前对垂尾进行了超声波检测，发现了6处初始缺陷（损伤），并在试验中对初始缺陷（损伤）的扩展进行监控。试验过程中，按一定的周期，用超声波检测仪、目视和放大镜等方式对垂尾试验件进行了全面的无损检查；在完成10000、14000、16000飞行小时的疲劳试验后，暂停试验，拆除加载系统，用超声波检测仪对垂尾试验件进行原位检查，尤其是对已发现缺陷的部位进行重点检查。

为了验证复合材料垂尾在受到低能量冲击载荷作用后，在疲劳载荷作用下，其结构在一个检修周期内的承载能力是否会大大降低或破坏，在垂尾完成16000飞行小时疲劳/损伤容限试验后，采用冲击损伤预制专用设备，用14.8J的冲击能量，在垂直安定面上预制了两处冲击损伤，并用超声波检测仪对冲击损伤部位进行了无损检查。

在完成垂尾冲击损伤预制后，进行了4000飞行小时的损伤扩展试验。随后进行了偏航机动工况1.2倍限制载荷的剩余强度试验。

在完成剩余强度试验后，采用超声波检测仪对垂尾试验件进行详细的无损检查，垂尾试验件的缺陷（损伤）基本上没有扩展，也没有产生新的损伤。

(4)起落架全尺寸疲劳/裂纹扩展试验

前、主起落架全尺寸疲劳/裂纹扩展试验采用变行程协调加载。前起落架完成42000起落疲劳试验（除于分散系数6，超过6000飞行起落使用寿命），在42000起落疲劳试验过程中，整个前起落架未发现裂纹，疲劳试验完成后，对前起落架进行了剩余强度试验，通过了3种载荷情况的剩余强度试验；主起落架共进行了40000起落疲劳试验（除于分散系数6，超过6000飞行起落使用寿命），裂纹扩展试验进行了4000起落，最后通过了两种情况载荷的剩余强度试验。

为真实模拟外界环境条件对软连接活动舱盖的影响以及确定其使用日历年限提供依据，在进行全尺寸疲劳试验前，先将该软连接活动舱盖投放到海南热带环境研究所进行为期一年的大气曝露老化试验，软连接活动舱盖加温加载疲劳试验共完成了54个循环的加温加载疲劳试验，累计7560飞行小时试验（除于分散系数6，超过1250飞行小时使用寿命），并进行了两次转场飞行任务剖面的加温加载。然后通过了剩余强度试验。

(6)操纵系统典型段磨损疲劳试验

试验件为右机翼副翼操纵系统。本试验为磨损疲劳试验，有三个加载点，均施加载荷－位移时间历程；磨损量测量是个很重要的工作，试验前及每试验4000飞行小时时测量各活动处的磨损量：孔和轴测量直径和椭圆度，轴承测量间隙。试验测量结果表明轴和孔未发生明显的椭圆变形，各支座环节平均间隙最大为0.44mm，完成32000飞行小时磨损疲劳试验和剩余强度试验后，机构运行工作仍正常，无紧涩或卡塞现象；试验中，按一定的周期进行无损探伤，每次无损探伤均未发现裂纹。

磨损疲劳试验共进行了32000飞行小时，最后通过了6种情况下的剩余强度试验。

3.3 寿命估算与损伤容限分析

首先制定了疲劳危险部位选择原则和方法，确定了机体结构29个部位、起落架10个部位、活动舱盖2个部位为疲劳危险部位，采用应力严重系数法（SSF法）或名义应力法进行寿命估算，寿命估算结果表明：结构的疲劳寿命大于设计使用寿命，可以满足某型教练机结构设计使用寿命8000飞行小时的指标要求。

在确定的疲劳危险部位的基础上，根据结构的重要性、寿命估算结果和疲劳试验结果及其它经验，确定出机体结构16个部位、起落架4个部位为裂纹扩展分析关键部位，裂纹扩展关键部位评定结果表明：依据机翼、尾翼、机身结构关键部位的裂纹扩展寿命确定的检修周期高于首翻期2000飞行小时的指标要求。

4 综合评定与结论

4.1 机体结构寿命综合评定与结论

(1) 总寿命确定

在机翼－前机身组合体疲劳试验和后机身－尾翼组合体疲劳试验中，经过多次原位检查和四次大分解检查，能够及时地发现机体结构疲劳裂纹，通过对裂纹结构进行修理，最终顺利完成四个阶段共32000飞行小时疲劳试验，并通过了剩余强度试验考核；复合材料垂尾疲劳/损伤容限试验完成了16000飞行小时疲劳试验，在预制冲击损伤后完成了4000飞行小时损伤扩展试验，并顺利通过了剩余强度试验；操纵系统完成了典型段32000飞行小时的磨损疲劳试验，整个试验中，经无损探伤检查，均未发现试件出现裂纹，试验后检查，机构运行工作仍正常，无紧涩或卡塞现象。

通过对机体结构疲劳薄弱部位进行筛选，确定了29个部位为疲劳危险部位，并对29个部位进行了细节应力分析和疲劳寿命估算。寿命估算结果表明机体结构疲劳危险部位寿命大于8000飞行小时。

依据上述试验结果与理论分析，某型教练机机体结构总使用寿命最终确定为8000飞行小时。

(2) 检修周期确定

检查间隔是由外场可检结构中最短检查周期来定，根据试验结果、裂纹扩展分析结果并考虑与飞机定检周期的匹配，确定某型教练机机体结构的检查间隔为300飞行小时。

飞机首翻期根据大修厂可检结构的最短检查周期确定，根据试验结果与裂纹扩展分析结果，确定某型教练机机体结构首翻期为2000飞行小时。

4.2 起落架寿命综合评定与结论

根据前、主起落架疲劳/裂纹扩展试验结果除以分散系数（疲劳6，裂纹扩展2），并结合寿命估算与裂纹扩展分析结果，确定前、主起落架寿命评定结论如下：

总寿命：6000起落（着陆）；首翻期：4000起落（着陆）；检查间隔：600飞行小时。

4.3 活动舱盖寿命综合评定与结论

基于边缘连接模拟件拉伸疲劳对比试验、疲劳寿命估算、全尺寸活动舱盖加温加载疲劳试验结果，并结合对日历年限和飞行小时的分析，给出软连接活动舱盖玻璃的使用寿命为：1250飞行小时/6年。

1 高镇同等. 疲劳可靠性. 北京航空航天大学出版社，2000年

2 吴富民. 结构疲劳强度. 西北工业大学出版社，1985年

3 李航航等. 飞机结构疲劳寿命指标分析.航空科学技术，2006年第4期：28～31

4 田丁栓等. 飞机疲劳载荷谱代表起落选取方法研究. 航空学报，2007年第28卷第4期：864～868

5 陈志伟等. 军用飞机结构疲劳寿命研究. 机械强度，2005年27（3）：381～387

6 MIL-A-8866. Airplane strength and rigidity reliability requires repeated loads fatigue and damate tolerance

7 MIL-STD-1530.Aircraft strcture integrity programe

8 飞机设计手册总编委会. 飞机设计手册第9册. 航空工业出版社，2001年

Research on the Aircraft Long-Life Design and Evaluation Technology

Chen Shuigen, Zhang Zhilin, Ye Bin
(Hongdu Aviation Indust ry Group, Nanchang, Jiangxi, 330024)

The paper int roduces the long-l i fe design and evaluation technology of one t raining aircraf t, and includes detai led analysis and designs for anti-fatigue and durabil ity throughout the process to cont rol the st ructure detail design; and also fatigue load spect rum based on the real measurements at the l i fe evaluation stage, for fatigue/damage tolerance analysis and test, which val idates the 8000fh service l ife of the training aircraf t. Al l those technological achievements give technical support for the future designs of long-l i fe aircraf t.

Long-li fe；Load spectrum；Durabi lity；Fatigue；Damage tolerance

2010-09-21）

陈水根，男，1968年6月出生，研究员级高级工程师，长期从事结构强度研究工作。

张志林，男，1964年8月出生，飞机总设计师，研究员级高级工程师，长期从事飞机总体设计、结构强度研究工作。

叶彬，男，1963年11月出生，飞机副总设计师，研究员级高级工程师，长期从事结构强度研究工作。