朱文兰+夏明+陈付奎+谭小辉+张惠兵

摘要随着现代科学技术的发展，单纯的结构疲劳强度设计已经被损伤容限耐久性设计代替。损伤容限耐久性设计成为当前飞机结构设计的准则。

关键词损伤容限；耐久性；疲劳；腐蚀；剩余强度

中图分类号：V215 文献标识码：A 文章编号：1671-7597（2014）11-0139-01

1概述

损伤容限主要包括：在规定的寿命增量内，结构能成功地遏制损伤而无损于飞行安全的能力；在遭受疲劳、腐蚀、意外或离散源引起的定量损伤后，在一定的使用期内，结构保持其剩余强度的能力。

2机翼的功用及结构受力分析

机翼安装在飞机机身上，主要功用产生升力的一个重要部件，是飞机能够飞行的根本保障。从机翼的翼形上看，它成的上反角为飞机提供一定的横向稳定性。从机翼的结构上看，在它的后缘一般还布置有横向操纵用的副翼及扰流片等附翼装置。同时为了改善机翼的空气动力效用，在前和后缘还装有形式各样的襟翼及缝翼等增升装置，以提高飞机的起飞着陆或机动性能。为保证安全，很多飞机都把燃油储存在机翼内。防置燃油的油箱有整体油箱和软油箱两种，为减轻重量，近代飞机机翼油箱很多为整体油箱。

机翼通常分为中央翼、中外翼击外翼三个盒段。翼盒是机翼盒段的主要承力部件，承受机翼上产生的所有载荷。翼盒由上下壁板、前后梁及翼肋组成。上、下壁板起承受气动载荷和维持机翼外形的作用。翼肋分为普通肋和加强肋两种。普通肋不参与总体受力，它的主要功用是承受局部气动载荷和维持剖面形状。加强肋则有两个作用，一是用来承受其他部件传递而来的集中载荷，将它扩散成分布剪流传递到与之相连的壁板和梁所组成的翼盒上；二是将某种形式的分散剪流转换成另一种形式的分散剪流。前后梁的主要外载是由每个肋传来的剪力。

3损伤容限设计的定义及由来

作为一种新的结构设计方法，损伤容限设计已经被广泛运用到飞机结构设计当中。

损伤容限（damage tolerance）是一种较新的结构设计理论。该理论假设，任何结构材料内部都有来自加工及使用过程的缺陷，而如何利用各种损伤理论（如断裂力学）以及给定的外载荷，确定这些缺陷的扩展速度以及结构的剩余强度从而更好地完成结构设计，则是设计者的主要任务。

由于新工艺、新材料及其在新环境中的大量使用，在第二次世界大战期间，世界上接连发生了许多起低应力脆断的灾难性事故。这当中最为著名的有：美国1942~1948年，近五千艘焊接油船——“自由轮”和“T—2”在使用中发生了一千多次低应力脆断事故，当中有238艘完全报废，有21艘折段；1950年，美国导弹——“北极星”的260英寸固体火箭发动机壳体（用高强度材料σb＝1400 MPa制造），在实验发射时脆断、爆炸，当时其破坏应力不足屈服极限的一半；1954年，美国“慧星号”飞机在空中发生脆断性事故，同年在北大西洋“世界协和号”巨轮折成两半；1954~1956年美国有多起大型电站转子断裂；60年代美英日等国均发生多起压力容器爆炸性事故。

通过上述这些断裂性事故，设计人员逐渐意识到仅仅依靠疲劳设计并不能保证安全，建立在断裂学基础上的损伤容限设计逐步发展起来。

4损伤容限设计的作用及分类

飞机结构的损伤容限设计方法是在总结以往飞机设计、使用经验并在断裂力学理论的发展基础上，以设计规范形式确定下来的一种设计准则。这一设计方法是对安全寿命、破损安全等设计方法的补充和发展，既能较好地保证飞机结构的安全性和可靠性，又是较经济、合理的设计方法。承认在结构中存在一定程度的末被发现的初始缺陷、裂纹和其他损伤是损伤容限设计的基本出发点，通过损伤容限特性分析与试验，给出可检的结构检修周期及不可检结构最大允许初始损伤。从而保证不至于因为未被发现的初始缺陷、裂纹或其他损伤扩展，结构在给定的使用寿命期限内出现灾难性的事故。

以下三个同等重要的因素是组成损伤容限结构的特性所具有的。

1）临界裂纹尺寸（剩余强度）。它表明在剩余强度要求的载荷作用下，诙结构允许存在的最大损伤；或在某一规定的损伤情况，结构剩余强度能力应大于对该结构的剩余强度要求值（即损伤容限载荷）。

2）裂纹扩展。在该结构部位的载荷谱和环境谱作用下，裂纹长度从可检裂纹尺寸（初始裂纹尺寸）至临界裂纹尺寸值之间的裂纹扩展期。

3）损伤检查。各种检查方法及检查周期的选择．

5机翼损伤容限设计方法

损伤容限设计方法是在应用断裂力学的基本原理基础上，从设计、制造、分析评估、试验及维护诸方面全方位地实施结构控制，最终完成损伤容限设计的要求和目标。就机翼来说，损伤容限设计包括以下几个方面。

1）根据各个部位应力水平使用适当的材料（剩余强度≥设计载荷），并对结构材料纤维方向及材料本身进行控制。

2）选择结构设计类型并进行相应的结构布局（如多路传力结构、多重元件或止裂构件的布置），以及高度开敞并可检的损伤容限结构的设计与使用，即机翼上壁板合理设计布置维护口盖（包括口盖的大小、位置等），用以检查油箱内部主要受力部件。

3）合理地使用应力水平控制。

4）制造和工艺的控制。紧固件的配合形式及开孔区域的强化同样对结构损伤容限起了至关重要的作用。在机翼盒段设计中对主要受力构件间的连接形式，如梁缘条、梁腹板与梁立柱的连接、壁板与梁的连接、壁板与壁板的搭接等无需拆卸部位采取过盈配合的连接螺栓或者铆钉。而在可卸的主要受力构件，或者是主要受力位置的开孔区域，如中央翼与中外翼的对接孔，则可以采用表面喷丸强化的方式，提高其损伤容限。

5）采用精细的检验程序（向生产部门发出设计文件，根据结构不同的类型和不同的可检度，分类提出损伤检查的详细要求和检查间隔、检查手段和灵敏度要求等）。对机翼来说检验部位则是壁板、梁和翼肋的主要承力部件，如梁上的主要受力部件：上下梁缘条、梁与机身连接接头等；壁板上主要受力部件：壁板与壁板对接位置等；以及主要的受力端肋上的接头等。

6结束语

从设计技术上看，相对于单纯的疲劳设计，损伤容限耐久性设计更具有科学性、理论性和实用性。至今，各国先进飞机的主要设计思想仍是耐久性损伤容限设计。在JSSG2206（1998112）——美国空海军联合规范（当今世界上最新的飞机设计规范）对飞机结构完整性要求中，飞机结构设计思想的主线依然是耐久性损伤容限设计。

飞机结构完整性技术经过世界各国20多年的工程实践和航空工业的发展。其核心技术耐久性损伤容限设计要求，代表了新的设计规范的发展方向，也是设计先进飞机应遵循的准则。

参考文献

[1]航空航天工业部科学技术研究院美国空军损伤容限设计手册[M].西安：西北工业大学出版社，1989.

[2]飞机结构耐久性及损失容限手册[M].第三册航空航天工业部科学技术研究所，1989.

endprint