李玉海，王成波，陈亮,,*，董宏达，管宇，邸洪亮，顾宇轩

1. 大连理工大学 运载工程与力学学部，大连 116024

2. 航空工业沈阳飞机设计研究所 综合强度部，沈阳 110035

随着航空武器装备平台的军事需求发展和航空科学技术的进步，作为航空平台的基础、先进气动布局可实现性的飞机结构强度技术更是在不断进步和发展中：一方面，飞机结构不断向大型化、复杂化、轻质化及功能一体化发展，其工作载荷越来越大，工作环境越来越严酷；另一方面，飞机结构因疲劳破坏所造成的损失也越来越大，且由于经济性，要求飞机结构设计必须能够最大限度发挥其结构潜力，对寿命指标的要求不断提高。以美军为例，其先进战斗机的寿命指标均在8 000飞行小时以上，甚至通过延寿达到12 000飞行小时。

正是基于上述的迫切需求，国内外学者和飞机设计师不断探索飞机结构长寿命设计的科学理论和工程实践，在一次一次的事故或故障中完善自身的技术体系，提升分析与验证方法的准确性、可靠性与规范性。从20世纪60年代飞机设计中开始引入疲劳准则，经过60多年的发展，飞机结构疲劳设计取得了飞跃发展，形成了完备的设计验证体系和规范标准。本文以疲劳设计准则的发展为主线，对国内外飞机疲劳工作者研究的热点问题以及影响结构寿命的重要因素，包括分散系数的确定、载荷谱编制技术、飞机寿命设计与延寿技术、日历寿命评定、单机寿命监控等技术的形成与发展进行综合论述。力求厘清各寿命影响要素之间的逻辑关系，促进中国航空装备疲劳设计技术的进步和长寿命指标的实现。

1 疲劳设计准则的发展

飞机强度设计准则是指为保证飞机结构完整性而对设计、制造、试验和维护等方面提出的必须满足的条件和要求。

从20世纪40年代起，随航空工业的快速发展，结构强度技术也在逐步发展，并体现在相应的标准或规范中。最初的飞机强度设计准则是按静强度要求提出的，随着英国2架彗星号喷气客机由于疲劳问题相继出现空中解体，开始重视飞机疲劳问题，提出了疲劳强度设计准则，并经过不断发展完善，成为飞机结构的主要设计准则。

在强度规范制定与修订过程中，美国空军的设计与使用数据最为丰富，实践与经验教训也更具代表性，因此，也一直引领着飞机结构强度设计准则的不断升级与完善。

第1次修改——1960年增加疲劳强度要求，称为安全寿命规范。1954年英国2架彗星号喷气客机相继空中解体，最终确认是由金属疲劳引起。该事件引起航空界极大震动。美空军于1960年在静强度要求基础上增加了疲劳强度要求，定名为军用规范MIL-A-8866(飞机强度和刚度、可靠性要求，重复载荷和疲劳)和军用规范MIL-A-8867(飞机强度和刚度，地面试验)。

第2次修改——1971年增加断裂强度要求。1969年美空军F-111A战斗轰炸机因机翼枢轴断裂坠毁，经事故调查确定是由于断裂强度不足引起的。因此，美空军于1971年增加了断裂强度相关要求，改名为军用规范MIL-A-008866A、008867A。

第3次修改——1974—1975年，废除疲劳强度要求和安全寿命要求，代之以断裂强度要求，称为耐久性和损伤容限规范[1]。

经过几年实践，证明断裂强度要求的合理性。美空军于1974年颁发了军用规范MIL-A-83444(飞机损伤容限要求)，这是一个断裂强度规范。它规定美空军新飞机的主要受力结构要按这个规范设计，但明确规定该规范不适用于起落架。这主要是由于起落架主要承受动载荷。另一方面，1975年美空军再次进行修订，废除了疲劳强度要求，即废除了安全寿命要求，完善了断裂强度要求，改名为军用规范MIL-A-008866B、008867B。同年12月修改了军用标准MIL-STD-1530(飞机结构完整性大纲)，改名为MIL-STD-1530A，它是一个对飞机结构完整性的总要求。

1985年，美空军推出新军用规范——飞机结构通用规范——MIL-A-87221(USAF)，取代原来的飞机强度和刚度规范——MIL-008860(USAF)系列规范。这套新规范与1975年规范相比的最大特点是改指令性文件为指导性文件，但在内容上没有很大差别，寿命概念仍采用经济寿命加损伤容限的概念[2]。

在这段时间，美海军虽未修订规范，但他们作了不少分析、研究和积累工作。继美空军1985年新规范颁发之后，美海军航空系统司令部推出了新的军用规范——飞机强度和刚度MIL-A-8860B(AS)，共9分册，分别于1986年和1987年颁发，取代1960年颁发的空、海军共用的MIL-A-8860(ASG)系列规范。这部海军新规范与空军新规范相比，有下列2点不同：① 前者采用安全寿命加损伤容限的寿命概念，后者采用经济寿命加损伤容限概念；② 前者仍为指令性文件，后者为指导性文件。从此美空、海军飞机强度规范就各自成系统了[2]。

1990年，MIL-A-87221作废，以AFGS-87221A代之，该规范于1999年颁发，进一步弱化了其指令性功能，而强化其指导性作用。

2005年美国空军在MIL-STA-1530C中增加了结构破坏风险分析的相关要求。这实际上是一种基于结构可靠性的分析技术，并给出了每次飞行10-7和10-5的失效概率阈值。

2016年，美国空军对结构完整性大纲进行了最新修订，发布了MIL-STA-1530D，细化了单机寿命监控和结构健康监控要求[3]。

中国飞机结构强度设计主要依据苏联和美国的规范。在航空工业建立和发展之初，主要借鉴苏联的规范，采用静强度设计准则。歼-8及以前的飞机主要都是按照静强度准则开展设计与验证工作的。

1985年，GJB67—85系列规范发布，规定把安全寿命设计作为飞机满足设计使用寿命和可靠性要求的基本方法。具体包括安全寿命和损伤容限设计内容，相当于美国空军1971年颁发的MIL-A-008866A系列规范[4]。

1989年，GJB775.1—89规范发布，提出了耐久性和损伤容限设计准则，但也允许某些飞机采用安全寿命设计准则，实际上是从安全寿命到耐久性/损伤容限设计准则的过渡规范[5]。

2008年，GJB67系列规范更新，发布了GJB67A—2008系列规范，规定了飞机寿命设计应遵循耐久性和损伤容限设计准则，不再包含安全寿命设计准则[6]。

2012年，借鉴美军MIL-STD-1530C，对GJB775.1—89规范进行升版，发布了GJB775A—2012军用飞机结构完整性大纲，除了进一步明确耐久性和损伤容限设计准则外，增加了结构破坏风险分析的相关要求，并给出了与MIL-STD-1530C要求一致的每次飞行10-7和10-5的失效概率阈值[7]。

2 寿命设计与验证分散系数

分散系数是用于描述疲劳分析和试验结果的寿命可靠性系数。它与寿命的分布函数、标准差、可靠性要求和载荷谱密切相关，是决定飞机寿命可靠性的指标。定义为中值寿命N50与安全寿命Np的比值：

(1)

式中：N50为服从某种分布形式随机变量的寿命均值；Np为安全寿命可靠度指标P对应的寿命值。

GJB67.6—85中规定，由于疲劳试验固有的分散性及飞机服役中所经受的使用载荷谱有可能比设计使用载荷谱更严重等原因，在确定飞机使用寿命时，应考虑疲劳分散系数。设计疲劳分散系数应根据所设计飞机的具体情况适当选取。试验用的分散系数与多种因素有关，随试验件数的增加而减少，一般取6.0～4.0[4]。

对于战斗机，一般认为疲劳寿命服从对数正态分布，对应的疲劳寿命分散系数已取得明显成果[8-10]，并在飞机的寿命评定方面得到了广泛的应用。而民机结构的疲劳寿命一般认为服从双参数威布尔分布，在疲劳设计中采用疲劳强度额定值(Detail Fatigue Rating，DFR)法评定结构疲劳强度，其中引入了基于双参数威布尔分布的可靠性系数，用于保证疲劳强度可靠性。

对于服从对数正态分布的战斗机分散系数，不同国家标准按如下3种公式计算。

1) 美国采用数理统计推导方法，推导出只考虑可靠度的分散系数计算公式

Lf=10-upσ0

(2)

式中：σ0为已知标准差；up为与可靠度有关的标准正态偏量系数。

2) 澳大利亚、英国等采用既考虑可靠度又考虑试验件个数影响的计算公式

(3)

式中：n为试验件数量。

3) 中国一般采用同时考虑可靠度、置信度和试验件个数对分散系数影响的计算公式

(4)

式中：uγ为由显著性水平γ确定的标准正太分布上γ分位点。

文献[9]分析认为：疲劳分散系数应分为疲劳试验用和理论计算用2大类，而每一大类又分为裂纹形成寿命分散系数和裂纹扩展寿命分散系数，在此基础上分析了上述3种分散系数计算方法，认为美国的公式存在3方面不足：① 没有考虑试验件数对分散系数的影响，因此不适宜处理疲劳试验结果；② 没有考虑置信度的问题；③ 没有区分开疲劳试验用和理论计算用的分散系数的差别。澳大利亚和英国的公式虽然考虑了试验件数量，但仍然存在未考虑置信度和没有区分开试验、理论计算用分散系数差别两方面的不足。式(4) 是目前处理疲劳试验结果比较完善的分散系数公式。

文献[9]通过分散系数的变化规律，提出使用2个实际构件进行疲劳试验较为合理的观点。这一观点对于飞机结构有重要意义。文中以一架飞机的左右两机翼作为2个试验件为例，如果其中之一发生破坏而另一个未出现破坏，试验停止。据此推导出分散系数计算公式为

(5)

文献[11]给出了对数正态分布和威布尔分布2种分散系数的对比：寿命服从对数正态概率分布，对于相同的可靠度和置信度指标，分散系数与材料无关；而寿命服从威布尔分布，分散系数不仅取决于可靠度和置信度指标，也与材料密切相关。表1、表2分别给出了对数正态分布和双参数威布尔分布的分散系数取值。

表1 对数正态分布分散系数取值

表2 双参数威布尔分布分散系数取值

在同样的可靠度和置信度指标下，铝合金的分散系数明显小于钛合金和高强钢。

随着单机寿命监控和结构健康监控技术的实施，国内外对监控飞机的寿命分散系数开展了研究。如英国军用飞机使用规范明确规定[12-13]：对于不采用单机寿命监控的飞机，分散系数为5；而采用单机寿命监控的飞机，分散系数可取3.33。

文献[14]认为，服役飞机结构的分散系数由2部分构成：包括考虑载荷情况的分散性和考虑结构材料与制造质量的分散性，并认为总的分散系数取值可以表示为两者的乘积，即：

Lf=(Lf)L×(Lf)d

(6)

式中：(Lf)L为考虑载荷情况的分散系数，通常对应90%的可靠度；(Lf)d为结构状态(材料与制造质量)的分散系数，通常对应99.9%的可靠度。

文献[14]在进一步分析了国内外飞机规范和分散系数取值的基础上，认为载荷分散系数取值1.5是较为合理的，则对应基准谱下机群定寿分散系数为4.0或5.0的结构状态分散系数取值为2.67～3.33。

文献[14]通过对3个机型所有飞机6年当量损伤数据的统计分析，表明由不同单机载荷历程造成当量损伤的对数标准差为0.069～0.162 3，相应的载荷分散系数为1.226～1.614，证明了1.5 的载荷分散系数的合理性。

文献[15]分析认为，影响疲劳寿命分散的诸多因素可以分为2类：固有分散特性和外在分散特性。其中固有分散特性指的是由于材料、加工、装配等导致的仅与结构特性有关的分散性，简称为结构分散性；而外在分散性指的是使用条件(载荷条件和环境条件)的分散性，通常指的是载荷条件的分散。这2种分散特性均可用连续型随机变量描述，并且相互独立。这段描述与文献[14]的描述基本相同。但与文献[14]不同的是，文献[15]和[16]针对分散系数定义中的对数标准差的构成进行分析，认为当载荷谱和结构分散均可用对数正态分布描述时，综合结构和载荷谱分散性的疲劳寿命也服从对数正态分布，满足

(7)

式中：σL和σS分别为反映载荷和结构分散性的对数标准差；N为循环数；μ0为母体标准差。

对于分散系数Lf=10upσ0，σ0=0.150，0.176， 0.200和可靠度P=99.9%下分散系数取值见表3。当P=99.9%时，Lf=4～6综合考虑了结构和载荷谱的分散性，记为Lf0，代表平均使用情况下的载荷谱，可用于机群定寿。当载荷谱指定时，寿命分散仅由结构分散性引起，取典型的σS=0.08，0.10，0.11，0.12和P=99.9%，此时，单机结构疲劳分散系数记为Lf,S=10upσS，在表3中一并列出。

表3 疲劳分散系数

由表3可见，单机疲劳分散系数明显小于机群，美国海军推荐取单机疲劳分散系数为2，对应的结构标准差为σS=0.10。

在此基础上，文献[15]进一步得到结论：载荷谱确定时的寿命分散系数远小于综合结构和载荷谱分散性时的分散系数，在进行单机寿命管理时，应降低分散系数取值。按全寿命可靠度要求，在载荷谱分散性确定的情况下，可以通过提高载荷谱严重水平，取仅反映结构分散的分散系数确定安全寿命。

美军飞机寿命设计实践，经历了分散系数由高到低的变化过程。文献[17]回顾了F-15飞机的寿命设计与试验，在1974—1976年最初的疲劳试验中，采用安全寿命定寿思想，分散系数取4，给出4 000 飞行小时寿命。1981年，引入损伤容限设计，将分散系数由4降到2，由此仍依据1974—1976年的试验结果，给出了寿命指标为8 000 飞行小时。1988—1994年进行了新编载荷谱下的机翼-中机身组合疲劳试验，完成18 133飞行小时试验，分散系数取2，给出了寿命指标为9 000 飞行小时。具体见表4。

表4 F-15服役寿命的评估

在F-35系列飞机寿命设计中，美针对空、海军不同类型飞机采用的不同的分散系数[18]，见表5。

表5 F-35系列飞机耐久性/损伤容限设计分散系数

老龄飞机延寿问题一直是国内外关注的热点，老龄飞机材料和新材料的分散系数是否存在差异，是老龄飞机延寿面临的突出问题。为支撑了服役老龄飞机材料和新材料分散系数确定试验与分析工作。通过7组试验件的耐久性对比试验，得出结论：中等应力水平下老龄飞机材料平均分散系数为2.48，新材料平均分散系数为2.19，分散性相当，也与表3中单机的分散系数相吻合。

3 载荷谱编制技术发展

编制恰当的载荷谱是飞机结构疲劳、损伤容限和耐久性设计或现有机种寿命评定的首要工作，它对后续的分析和试验工作的成败、经费、工作量和时间都有重大的影响。因此，国内外对编制飞机的载荷谱都做了大量的研究工作，提出了许多编谱方法。本文从载荷谱的分类、设计使用谱编制方法、国内外载荷谱编制发展历程和严重谱编制发展历程4个方面对载荷谱编制技术发展进行了阐述。

3.1 载荷谱的分类

飞机载荷谱就是描述飞机结构在服役使用的整个过程中所经历的载荷-时间历程，它有如下几层含义：

1) 载荷谱从谱的原始形态上来说，表现为载荷大小随着时间的变化情况，即载荷-时间历程。原始形态的载荷-时间历程因为种种原因难以直接用于结构的分析和试验，因此载荷谱是对客观的载荷-时间历程进行主观加工的反映。

2) 从工程实际上来说，在新型号设计阶段，还不存在这种原始的载荷-时间历程，必须依据研制技术要求、参照相关规范或以往类似机型的相关数据及经验来编制设计使用载荷谱。

3) 从编制载荷谱的角度来看，载荷谱实质上是工程结构使用中各级载荷大小出现频次的排列，因此，载荷谱有3个基本要素：载荷大小、出现频次和先后顺序，它们都对结构使用寿命直接影响，这3个要素缺一不可。从某种程度上来说，载荷谱编制的过程实质上就是把疲劳载荷的时域转换为频域的过程，也是按可靠性设计要求对疲劳载荷进行统计分析的过程。

编制载荷谱的目标是给出某种机型机群在整个寿命期间中所经历的载荷-时间历程的代表。疲劳载荷谱可以从不同角度进行分类。下面以飞机结构为例进行具体的分类[19]：

1) 按疲劳载荷来源可分为机动载荷谱、阵风载荷谱、地面载荷谱、座舱增压谱、振动谱、声载荷谱、热载荷谱等。

2) 按编谱目的可分为：重心过载谱——根据飞机三向重心过载(主要是法向过载)的时间历程而编制的谱，该谱主要作用于评价载荷谱的严重程度，且作为编制飞机部件载荷谱或应力谱的基本输入；试验谱——主要用于飞机全机或机体部件的全尺寸疲劳试验；分析谱——主要用于结构的疲劳(耐久性)和损伤容限分析。

3) 按结构所处的阶段分为：设计使用载荷谱——在飞机设计阶段为进行疲劳分析和疲劳试验所编制的载荷谱；服役使用载荷谱——在飞机服役期间(有时也包括设计定型后期或领先飞行期间)通过专门的飞行试验或疲劳载荷监控所编制的载荷谱。

4) 按疲劳监控的飞机范围和数量分为：单机使用载荷谱——飞机机队中每架飞机在整个使用寿命期内的载荷经历，一般通过单机监控获得；机队基准使用载荷谱——代表飞机机队平均使用情况的载荷谱，一般通过抽样监控获得。有时把它称为机队平均使用载荷谱；飞机基准使用载荷谱——代表某一型号飞机所有机队平均使用情况的载荷谱。换句话说，它是该型飞机所有机队基准使用载荷谱的加权平均载荷谱。

5) 按谱型和载荷顺序分：无顺序载荷谱——指各级载荷大小的实有频数或累积频数。在这种谱中，没有载荷顺序的信息；程序块谱——以一定飞行时间为加载周期(如100小时或一个飞行训练周期)、且载荷顺序为固定程序的载荷谱。这固定程序的载荷顺序一般为低—高—低、低—高或高—低等；飞—续—飞谱——按一次飞行接着一次飞行所构成的载荷谱。在一次飞行或一次飞行的一个任务段中，载荷顺序可以是随机的，也可以是程序化的。各次飞行之间的排列可以是随机的，也可以是程序化的。

6) 按任务剖面形式分：任务段谱——按任务段编制的载荷谱；任务谱——按任务种类编制的载荷谱。一般来说，它由任务段谱导出，也可直接从实测结果给出；总谱——按飞机所有使用剖面编制的载荷谱，可由任务段谱或任务谱导出。

3.2 飞机设计使用谱编制方法

按照编谱的数据来源可以分为3种基本编谱方法：统计比较分析法、飞行模拟法和飞行实测数据统计分析法。在实际载荷谱编制过程中，可能每种方法的数据来源不完整，需要使用其他方法来进行补充，因此会形成以其中一种编谱方法为主，其余编谱方法作为数据补充或者数据验证的情况。

统计比较分析法是以类似飞机的典型飞行任务(或任务段)空测的载荷谱数据为基础，考虑新设计飞机的性能变化、设计使用用途和寿命要求作适当的修正处理，然后利用统计分析的方法得到新设计飞机的总谱。如果新设计的飞机性能与规范推荐载荷谱统计数据的飞机类似，可以直接使用该数据得到新设计飞机的合成法向过载超越数曲线这种方法比较简单，适用于改型机或性能相差不大的新机设计。

飞行模拟法是对于有独特性能或使用要求的新飞机研制，一般应当采用飞行模拟与统计分析相结合的方法获得飞机的法向过载超越数曲线。其方法是：由驾驶员操纵飞机飞行模拟器，模拟各种典型飞行任务，同时测量相应的各种飞行参数的时间历程，然后对法向过载作统计分析，得到飞机重心法向过载超越数曲线。分析其他飞行参数，可以得到飞机的典型载荷状态。

飞行实测数据统计分析法是指在部分或全部服役飞机上安装各种飞行参数记录仪器，连续记录该型飞机使用的真实载荷时间历程。当记录数据积累到一定量后，利用统计分析的方法对它们进行处理，得到该型飞机服役使用的载荷谱。这种方法的真实性好，但只有在飞机批量生产并投入服役使用后一段时间才能得到。

3.3 国内外载荷谱编制发展历程

国内外对编制载荷谱方法的研究有很长的历史，载荷谱编制的方法与认识疲劳问题的能力、飞机设计准则的发展密切相关。随着技术的不断进步、社会科学技术水平的不断提高，载荷谱编制经历了由浅入深、从低级到高级的阶段。在20世纪40至50年代，飞机按静强度设计时，主要是常幅载荷谱，由于结构的刚度和强度往往具有较大的裕度，常幅载荷谱基本满足当时的需求。直到1954年，英国2架彗星1号飞机相继失事，机体疲劳问题引起全世界航空界的重视，安全寿命设计思想也随之产生。50年代至60年代开始采用程序块谱。随着航空工业的不断发展，现代飞机结构承受的载荷更加复杂，结构疲劳问题日益严重，按照安全寿命思想设计的飞机往往不能保证安全。1969年美国F-111飞机的飞行事故导致飞机设计思想的新一次变革，从70年代开始，设计飞机时需要同时考虑安全寿命设计、耐久性设计和损伤容限，这就意味着要求编制飞-续-飞设计使用载荷谱。损伤容限和耐久性设计准则是以断裂力学为理论基础的，同时断裂力学的研究也促进了飞-续-飞载荷谱的研究。例如，应力相互作用和高载迟滞效应对裂纹形成寿命和裂纹扩展寿命有很大的影响，载荷顺序和块的大小对寿命的影响有数倍之多。这些研究说明编制载荷谱不仅需要考虑载荷的大小、频率的要素，还需要考虑载荷出现的顺序，传统的程序块谱已经不能很好地反映实际的载荷-时间历程，而飞-续-飞载荷谱正好可以在这些方面很好地反映实际受载过程，因此，飞-续-飞载荷谱迅速发展是必然的结果。进入21世纪后，又需要分别编制耐久性设计使用载荷谱和损伤容限设计使用载荷谱，用于验证设计使用寿命。

国内对载荷谱的研究相对较晚，从20世纪60年代才开始进行载荷谱的实测工作。空一所从1965年开始完成了米格-15飞机32个起落的单参数载荷谱实测，飞行试验研究院对歼-6飞机进行了参数法载荷谱实测，两者是中国对于载荷谱实测最早的尝试之举。从70年代开始，中国学者参考国外载荷谱编制方法，提出了编制飞机设计使用载荷谱的任务分析法，编入了《军用飞机强度和刚度规范》中，80年代后研制的各型号的设计使用载荷谱基本上都是按照这一方法进行编制的。

由于传统均值编谱方法忽略了载荷顺序和载荷状态的相应信息，20世纪90年代初期，张福泽[20]针对平均载荷谱不能真实反映实际飞行载荷作用顺序和载荷状态对结构寿命的影响，通过计算找出符合数理统计概念的每个实测科目的中值寿命的起落，以这些实测的中值或者平均寿命的起落进行编谱。采用中值或者平均寿命对应的飞行起落编制完整载荷谱的方法，即代表起落编制平均谱的代表起落法，该方法可以保持实际飞行科目各动作间的真实先后顺序和各动作的真实载荷状态，反映载荷作用顺序和真实载荷状态对寿命的影响。田丁栓等[21]提出在用实测飞行准确测量结构飞行载荷的基础上，用累积损伤子样平均值作为选取代表起落的指标，用机队飞机外场实际使用飞行数据大子样作为代表起落选取的基准，以该方法选取代表起落编制的飞机载荷谱能真实反映机队飞机的平均使用情况。王智等[22]通过对飞行使用情况的统计分析，在“用中值寿命(损伤)代表起落编制飞机载荷谱方法”的基础上，提出用代表中值损伤的飞机实用“飞行大纲”来编排各代表起落的编谱方法，可真实地反映整个机群的平均使用情况。阎楚良和高镇同[23]运用当量寿命概率分布技术，在满足高置信度(90%以上)条件下，提出了中值随机疲劳载荷谱的编制原理。通过对中值随机疲劳载荷谱与确定飞机使用寿命的分散系数法一致性进行研究，真实地展现结构在实际工作中的自然形态载荷-时间历程，保持了载荷-时间和各个状态参数的一一对应关系。隋福成和刘文珽[24]在分析飞机全尺寸结构疲劳试验中采用等幅试验载荷谱的意义与适用性基础上，建立由飞-续-飞随机疲劳载荷谱编制出与其损伤等效的等幅载荷谱的方法。刘小冬等[25]分析了飞行模拟仿真法编制新机设计载荷谱的特点，利用全机设计谱编制中已有的数据和同类飞机的实测统计资料，阐述了整体油箱压力/应力谱和垂尾阵风侧滑机动谱等歼击机特殊部件设计载荷谱的编制方法。陈亮等[26]在有人机载荷谱编制经验的基础上，通过研究无人作战飞机的使用特点，确定了无人作战飞机的典型使用任务剖面，结合典型试验件的疲劳试验结果，探索了无人作战飞机载荷谱的编谱原则，以及高载截取和低载截除的方法，在某型无人作战飞机的结构疲劳分析和寿命评定中得到了应用。

3.4 严重谱编制发展历程

《美国国防部联合使用规范指南》(JSSG-2006)中规定，耐久性载荷谱应代表比机队飞机平均使用更严重的情况，对于90%机队飞机满足使用寿命的要求是合理和可接受的。同时，该指南中也指出统计分散性及超越数调整是产生90%机队飞机在使用寿命内预计要经历的超越数的基础。

国外关于载荷谱加重的研究有很多，其中应用最成功的是空客A380的全机静力试验和全尺寸疲劳试验，两者仅耗时23个月和26个月[27]。德国IABG公司专家透露，为了节省时间，A380疲劳试验采取了载荷加重1.1倍的做法。国内对载荷谱加重方面近年来也有不少研究。贺小帆等[28]对GJB67.6A—2008提出的“采用90%谱(严重谱)进行飞机结构耐久性分析和试验”中的载荷谱严重程度选取准则进行深入研究，以机群载荷损伤分散性描述机群载荷分散性，探索了载荷谱严重程度的选取方法。分析表明严重谱的严重程度与载荷损伤分散性和结构分散性均有关，基于损伤的90%严重谱可以保证机群内超过99%飞机的使用安全。董登科等[29]介绍了疲劳载荷谱的加重方法，导出应力水平的变化与寿命之间的关系，对于等幅谱、程序块谱和随机谱，均可采用载荷加重的方法，但其中随机谱加重时，必须最大载荷和最小载荷同时放大。张侃等[30]等通过经典的疲劳裂纹扩展公式推导出载荷加重系数与寿命之间的关系。张文东等[31]对随机疲劳载荷谱下单裂纹的扩展寿命进行研究，提出基于循环次数的次估算法和基于谱块数的块估算法。张佳佳等[32]将任务分析法与统计思想相结合，建立基于飞行科目统计分析的严重谱编制方法。王创奇和孟新意[33]针对基准谱和严重谱之间的差异性，提出基准谱和严重谱的折算思路和方法。

4 寿命设计与延寿技术发展

4.1 寿命设计技术发展

如本文第1部分所述，20世纪60年代以前，飞机都是按静强度设计的，最初飞机设计的应力水平并不高，结构强度储备较大，所采用的材料韧性较好，飞机的寿命也较短，因此结构疲劳寿命问题并不突出。但随着航空工业的发展，对飞机的使用寿命要求越来越高，同时为了减重往往采用高强度材料或相应的热处理工艺，忽略了材料韧性的降低对疲劳性能的影响，当使用应力水平提高后，疲劳破坏的灾难性事故频发，人们才逐渐意识到，必须在飞机结构设计中考虑抗疲劳设计，从而引入了寿命设计概念。

最早飞机寿命设计采用的是安全寿命设计思想，该思想是建立在结构无初始缺陷的基础上，即认为飞机在生产制造、装配过程中通过严格的质量控制已确保零部件没有损伤，同时要求结构在使用寿命期内不出现宏观可检裂纹，一旦结构出现宏观可检裂纹，就认为结构已经破坏。该思想采用的设计方法主要通过合理的抗疲劳设计及适当的工艺使结构的初始缺陷减至最小，通过计算分析和疲劳试验确定飞机结构的疲劳危险部位和疲劳寿命，再通过考虑适当的疲劳分散系数给出飞机的安全寿命。

国内外飞机结构安全寿命设计和分析方法较为成熟，常用主要有名义应力法、应力严重系数法和局部应力应变法。

最初疲劳分析普遍采用的是名义应力法，其假定对于相同材料制成的任意构件，只要其应力集中系数Kt相同，载荷谱相同，则它们的寿命相同[34]。该方法主要通过结构疲劳危险部位的名义应力谱、理论应力集中系数Kt和所使用材料的S-N曲线得到等寿命曲线，通过查找等寿命曲线来进行疲劳寿命分析，适用于构件应力水平较低部位的疲劳寿命分析，它主要适用于构件的中、长寿命区(105～107)。

随着有限元仿真分析技术的发展，在名义应力法的基础上进一步形成了应力严重系数法，该方法主要是在有限元细节建模和应力分析的基础上，计算出钉传载荷和旁路载荷，综合考虑分析部位紧固件的受载形式、装配形式和表面处理等因素确定出结构连接部位钉孔的应力严重系数，通过查找材料等寿命曲线来进行疲劳寿命分析，主要用于飞机结构连接部位细节的疲劳寿命分析。

随着战斗机结构应力水平的提高，局部应力集中的部位已进入塑性，这些部位显然已不适用名义应力法及应力严重系数法进行疲劳设计分析。L.F.Coffin和S.S.Manson提出了塑性应变幅和疲劳寿命之间的经验关系，即Coffin-Manson公式为

(8)

式中：εa为塑性应变幅；σ′f为疲劳强度系数；ε′f为疲劳延续系数；Nf为疲劳寿命；E为弹性模量；b为疲劳强度指数；c为疲劳延续指数。

随后形成了基于应变的疲劳寿命分析方法，称为局部应力应变法。该方法将结构细节处的名义应力谱，通过弹塑性分析并利用材料的循环σ-ε响应特性，得出计算分析部位的σ-ε谱，然后根据相同ε下损伤相等的原则，用光滑试件的ε-T(应变-寿命)曲线估算分析危险部位的损伤并确定寿命。

以上3种方法主要关注最大应力或应变，均没有考虑结构的应力场对疲劳寿命的影响，局部应力应变法更是只关注了最大应变，相对比较保守。Tanaka[35]和Taylor[36]先后提出了临界距离法(Critical Distance Method，CDM)。该方法认为疲劳损伤与缺口附近应力场有关，并将缺口附近最大主应力场内某一临界尺度(包括材料内某一点或线等)内的平均应力作为控制疲劳损伤的特征应力。但经研究发现同一材料不同Kt下材料临界距离参数是变化的，因此该方法的稳定性还需进一步研究。

姚卫星等[37-38]根据疲劳损伤的微观和宏观机理研究，给出了考虑局部损伤区应力场影响的应力场强法(Stress Field Intensity Approach，SFIA)，该方法通过定义结构应力集中部位附近的应力场强度来反映应力集中部位受载的严重程度。

SFIA法认为若缺口根部应力场强度的历程与光滑件应力场强度历程相同，则两者具有相同的疲劳寿命。其较好地解释了缺口效应，但是实际应用中其缺口损伤区的大小需要试验确定，且应力场强度的计算也相对比较繁琐。

20世纪80年代，美国波音公司提出了一种简单实用的民机疲劳分析方法DFR方法。该方法是通过利用表征材料、结构某特定细节等结构固有疲劳品质的细节疲劳额定值(DFR)来描述结构细节疲劳品质的方法。其与以上疲劳寿命分析方法相比，最大的差别在于不是依据结构承受的应力谱来评定其疲劳寿命是否满足设计寿命要求，而是类似于用强度裕度表示的静强度校核方法，采用以疲劳裕度表征的疲劳检查法，对结构疲劳强度进行校核分析，在民机疲劳寿命分析中被广泛地应用，其相应的DFR值取应力比R=0.06时，结构细节寿命置信度为95%和可靠度为95%下，寿命能够达到105次循环的最大应力。选取R=0.06、N=105是因为民机结构的损伤主要以地-空-地循环损伤为主，其设计服役的寿命目标一般为20 000～60 000次飞行，考虑到疲劳可靠性系数和地-空-地损伤比，对应的当量地-空-地循环数在104～106之间。

随着现代军用飞机长寿命的设计要求，DFR疲劳分析方法也逐渐的应用到军机的疲劳寿命分析。但应用DFR法对军机进行疲劳寿命分析需要考虑与民用飞机的区别[39]。

为满足军用飞机研制初步设计阶段对结构快速设计与寿命评估的迫切需求，刘文珽等[39]在全面分析军用飞机与民用飞机主要区别的前提下，针对军用飞机结构与使用载荷特点，以民用飞机DFR方法的基本思想和技术途径为基础，提出适用于军用飞机的DFR定义，从寿命服从对数正态分布的假设出发，对随机载荷谱的当量等幅化方法、结构DFR许用值的确定技术以及标准S-N曲线的建立等关键问题进行深入研究，建立了适用于军用飞机的DFR方法及相应的工程实施技术。经初步应用表明方法虽偏保守，但能明显缩短研制周期、降低研制成本，具有重要的工程意义和应用价值。

随着航空工业的发展和实践证明，采用安全寿命设计思想仍存在很多不安全因素，并不能保证飞机安全。特别是1969年，美国空军F-111飞机事故时只飞行了100 多飞行小时，远远未达到其设计安全寿命。经过深入的研究分析后发现，结构材料的初始缺陷或生产制造装配以及使用过程中造成的损伤是不可避免的，于是产生了损伤容限设计思想，其主要针对的研究对象是影响飞机飞行安全的关键结构件或部位。其与安全寿命设计思想配套后就形成了安全寿命/损伤容限设计思想，也是国外如美国等先进发达国家海军舰载机所常用的设计思想。

损伤容限设计思想的基本概念是承认结构在使用前就带有初始缺限，在使用中不可避免受到外来损伤，但必须把这些缺陷和损伤在规定的未修使用期内的增长控制在一定的范围内，使得裂纹不发生不稳定(快速)扩展，并在此期间，结构应满足规定的剩余强度要求，以满足飞机结构的安全性和可靠性[40]。

用公式表示为

Lmax

(9)

Pmax≤Psyu

(10)

式中：Lmax为可能出现的最大裂纹尺寸；Llin为对应的临界裂纹尺寸；Pmax为可能承受的最大载荷；Psyu为满足剩余强度要求的许用载荷。

损伤容限设计主要是通过基于断裂力学的理论分析和试验验证，对可检结构给出检修周期，对不可检结构提出严格的剩余强度要求和裂纹增长限制，以保证结构在给定使用寿命期内，不至因未被发现的初始缺陷的扩展造成飞机的灾难性事故。损伤容限设计包括缓慢裂纹扩展和破损安全2种设计概念，相应的结构定义为缓慢裂纹扩展结构和破损安全结构。其中破损安全结构又分为破损安全多途径传力独立结构和破损安全止裂结构。

损伤容限设计分析主要包括裂纹扩展分析和剩余强度分析，均建立在断裂力学的理论基础上。其中剩余强度分析是损伤容限分析的核心，一般采用“步进法”进行分析。损伤容限设计分析及寿命评定贯穿飞机的全寿命周期(见图1)。

图1 损伤容限设计与寿命评定Fig.1 Damage tolerance design and life evaluation

随着对飞机性能、寿命、完整性以及可靠性等要求的提高，飞机的研制成本和生产成本以及使用维护费用也急剧增加，各个国家在研制新一代飞机时，经济性已经作为最重要的设计要求之一。如何降低生产成本，提高飞机的出勤率，特别是降低使用维护费用就显得更为突出，于是从经济性的角度提出了耐久性设计思想。其要求飞机结构经济寿命应Njj大于设计使用寿命Nsj，即

Njj>Nsj

(11)

其设计目标是使疲劳开裂或其他结构和材料的退化减少到最小，以便尽可能防止过度的或昂贵的维修以及诸如渗漏、降低操纵效率、座舱降压等功能问题[41]。

美国从1976年开始，对多种服役飞机结构的耐久性进行了评估。当时在方法上以确定性裂纹扩展分析方法(Deterministic Crack Growth Approach，DCGA) 为主，也研究了裂纹萌生方法(Crack Initiation Approach，CIA)。20世纪80年代初，在此基础上，美国空军组织了有关耐久性设计方法和数据的系统性研究工作，对紧固件孔的耐久性进行了广泛深入的试验研究，为量化某一使用时刻结构的耐久性，提出了"损伤度"的新概念，同时形成了一种新的耐久性分析方法，即概率断裂力学方法(Probabilistic Fracture Mechanics Approach，PFMA)，也是目前国内外常用的耐久性设计分析方法。其计算分析流程如图2所示。与损伤容限一样，耐久性设计分析及寿命评定也贯穿了飞机的全寿命周期(见图3)。

图2 耐久性分析概率断裂力学方法计算流程图Fig.2 Calculating flow chart of probability fracture mechanics method for durability analysis

图3 耐久性设计分析及寿命评定Fig.3 Durability design analysis and life evaluation

损伤容限设计思想与耐久性设计思想配套就形成了现在国内外飞机寿命设计最常用的耐久性/损伤容限设计思想，是飞机结构寿命设计的一个阶跃发展。自20世纪70年代美国提出耐久性/损伤容限设计思想以来，其用各种量化指标控制、指导和监督飞机结构设计技术、分析、试验、生产和使用，并仍在不断的完善和发展之中。

4.2 延寿技术发展

飞机延寿是当飞机寿命接近总寿命时，用户对该飞机有进一步的延寿使用需求，且经疲劳关键部位耐久性/损伤容限分析、已完成的全尺寸疲劳试验结果和外场实际使用情况的评估，认为飞机有进一步延寿的潜力，通过开展全尺寸延寿疲劳试验验证，进一步暴露延寿后飞机结构可能出现的疲劳薄弱部位，针对这些疲劳薄弱部位增加外场飞机的耐久性修理深度或次数，同时结合单机寿命监控技术的实施，最终实现飞机的延寿。

随着先进战机的复杂程度越来越高，其研制周期越来越长，制造成本也越来越高。因此，为了保持部队飞机规模和节省经费，国内外许多国家在飞机到达初始设计寿命目标后都进行了延寿使用。

美国F-15战斗机原设计指标为4 000飞行小时，美军为保持其重型战机的装备优势，通过引入耐久性/损伤容限思想以及必要的结构设计改进，在20世纪90年代将其成功延寿至9 000飞行小时。为保持2025年的装备优势，根据飞机使用情况和规模计划(见图4[42])，2009年针对F-15C/D飞机提出了延寿至18 000飞行小时的增寿目标。

图4 F-15C/D飞机服役数量规划[42]Fig.4 F-15C/D air service quantity planning[42]

为了实现F-15C/D飞机延寿目标，主要开展下列工作：① 更新结构完整性大纲; ② F-15C/D服役飞机拆毁检查(见图5[43]);③ F-15C全尺寸疲劳试验;④ 6个F-15C/D飞机机翼拆毁检查;⑤ 更新/完善全机有限元模型;⑥ 更 新损伤容限评定;⑦ 开展载荷/环境实测;⑧ 外场使用数据收集;⑨ 补充维护大纲。

图5 F-15C/D飞机拆毁检查[43]Fig.5 F-15C/D aircraft demolitions inspection[43]

F-16飞机是美国通用动力公司20世纪70年代 研制的轻型战斗机，是世界上数量最多的第3代战斗机。最初型F-16A飞机的设计采用的是安全寿命设计思想，寿命指标仅为4 000飞行小时，并于1978年完成了全尺寸疲劳试验验证；后续通过采用耐久性/损伤容限设计思想，成功将F-16C飞机的寿命提升到8 000飞行小时；在1993—2014年之间，又先后开展“Falcon Up”和“Falcon STAR”的2次结构寿命提升改进项目，结构寿命成功由8 000飞行小时延长到12 000飞行小时，并于2015年完成了延寿全尺寸疲劳试验验证[42]。其延寿主要的技术途径为全尺寸疲劳试验和结构设计改进，以及针对试验过程中暴露的疲劳薄弱部位和拆毁检查发现的损伤部位进行设计的改进和检查维护大纲的更新，其中拆毁检查(见图6[44])是暴露所有结构包括不可检部位损伤最有效的手段，是延寿的重要技术途径之一，几乎所有的全尺寸疲劳试验机最终完成试验任务后都进行了拆毁检查，所有的结构改进和检查维护大纲的更新也是建立在此基础上。

图6 F-16全尺寸疲劳试验机拆毁检查[44]Fig.6 F-16 full size fatigue testing machine demolition inspection[44]

美军F-15和F-16飞机寿命提升的成功经验表明，在军费预算没有大规模增长的背景下，延寿是保持部队装备规模和持续战斗力水平的重要技术途径，而全尺寸疲劳试验是延寿最主要的技术途径，结构设计改进、耐久性预防性修理以及单机寿命监控也是确保延寿成功及可靠性不可或缺的技术手段。

美军F-35飞机的设计思想是在一种通用飞机平台基础上衍生出3种不同型号飞机：一种是空军常规起落型(Conventional Take-Off and Landing， CTOL)，另一种是美国海军的舰载型(“Catapult Assisted Take-Off But Arrested Recovery”or “Catapult Assisted Take Off Barrier Arrested Recovery”，CV/CATOBAR)，第3种是美国海军陆战队和英国皇家海军的短距起飞/垂直着陆型(Short Take-Off and Vertical Landing，STOVL)。虽然三型飞机通用性很高，但美军在寿命评定时仍开展了三型飞机全尺寸疲劳试验，根据不同的设计要求采用了不同的试验载荷谱，制定了相应的试验目标，并于2019年10月底前完成了三型飞机全尺寸疲劳试验机的拆毁检查[45]。通过系列飞机的全尺寸疲劳试验和拆毁检查，暴露了结构的疲劳薄弱部位，为飞机结构改进和后续批次飞机的延寿奠定了坚实的基础。

中国自1992年引进了国外某系列Ⅰ型飞机后，由于部队反映飞行训练强度大、飞机寿命指标少，飞机机体寿命消耗很快，为保持部队战斗力，必须独立自主地解决该系列Ⅰ型飞机的延寿问题，根据我军实际训练情况和损伤的客观情况，重新定寿和科学系统的延寿。

主要采取的技术途径有：

1) 全尺寸疲劳试验

某系列Ⅰ型飞机定延寿全尺寸疲劳试验除了考核机体结构的疲劳强度外，还包括了活动部件的疲劳寿命考核，其中带电传操纵系统和起落架带载荷收放试验是国内全尺寸疲劳试验领域中首次实施；所有部件的试验都在机体上进行，同时要求试验中按飞机日常维护要求，对活动部位进行检查维护。

通过对该系列Ⅰ型飞机疲劳试验大纲等相关引进的技术资料进行了反复细致的摸透消化，我方通过反复的理解、质疑，逐渐掌握了外方三代战机的全尺寸疲劳试验设计思想、编谱方法、载荷来源、飞机平衡计算、关键疲劳薄弱部位检查方法、地面控制台工作原理等关键技术，确保了全尺寸疲劳试验的顺利成功，并将其试验设计思想应用到后续新研飞机的全尺寸耐久性疲劳试验设计中。

2) 多种裂纹综合检测

在该型飞机全尺寸疲劳试验中创造性地提出以声发射为中心的多种裂纹综合检测方法，保证了试验的成功。

该系列Ⅰ型飞机外方曾进行的6架飞机疲劳试验的经验表明，由于没有及时捕捉到关键部位的裂纹，导致主要关键部位出现不可修复的裂纹而终止试验。因此全尺寸疲劳试验中采用什么方法能够及时扑捉到关键部位特别是不可见部位的裂纹，继而采用主动的耐久性修理措施成为全尺寸疲劳试验成败的关键。

3) 大修的时机和方法的合理安排

延寿的最后关键步骤是在大修时进行耐久性修理，贯彻设计、工艺改进要求，并增加大修深度或次数。如何安排大修的时间特别是何时、如何进行大修是延寿成败的关键。通过全尺寸疲劳试验及时发现主承力构件出现多处疲劳裂纹时间，合理制定了大修周期和方法，保证了延寿成果的最终实现。

4) 外场飞机的寿命监控

通过飞机结构累计损伤数学计算模型的建立以及专检大纲的实施，逐步完成了外场服役飞机的寿命监控，合理地调配了飞机的使用，指导了大修时间，国内首次实现机群寿命管理向单机寿命管理的转变。

该系列Ⅰ型飞机定延寿是国内首次进行的全面系统的三代机机体结构的定延寿工作，从测谱、试验、裂纹检测、耐久性分析、修理、完善设计、工艺、提高抗疲劳品质，全机及部件疲劳试验等一系列工作的实施创立并形成了一套完整的定延寿研究技术体系。

在该系列Ⅰ型飞机定延寿项目研制基础上，2007年开展了该系列Ⅱ型飞机定延寿项目，其最大技术难点是该型飞机引进时没有任何设计图纸和试验相关技术资料。同时，用于全尺寸疲劳试验的飞机已在部队服役一段时间，增加了疲劳试验的技术风险。但由于在之前完成的该系列Ⅰ型飞机定延寿项目中，对该系列飞机的疲劳薄弱部位已掌握，因此在疲劳试验时，通过采用阶段性的耐久性预修理，降低了全机疲劳试验风险。

国内外历次疲劳试验成功的经验和失败的教训表明：试验过程中引入适时的耐久性修理是确保试验成功的基础。为确保该系列Ⅱ型飞机全尺寸疲劳试验以及整个定延寿项目的成功，在对结构关键部位进行耐久性评定以及疲劳试验机耐久性修理的基础上，提出了基于耐久性评定为核心的引进飞机自主延寿技术体系。该技术体系突破了无设计资料飞机的载荷谱编制、疲劳关键部位确定技术以及耐久性分析、疲劳试验结构损伤智能监测技术、自主大修技术、机载设备延寿等关键技术，成功应用于该系列Ⅱ型飞机定延寿项目，保证了延寿指标的实现。

在全机实测载荷谱编制时，由于缺少Ⅱ型飞机设计资料及风洞试验数据，因此分布载荷的确定是最大的技术难点。利用数理统计理论将各测试切面的实测载荷(弯、扭、剪)按载荷状态进行回归分析，并拟合出载荷沿航向和展向的分布，确定压心位置，以相近型号的压力分布形式作为基础分布；对所假设基础分布进行调整，通过反复优化，直到分布载荷满足压心和实测弯矩、扭矩的全部要求，形成基于剖面测力的分布的载荷计算方法，解决了疲劳试验分布载荷对风洞试验的依赖，通过载荷谱实测剖面内力分析，建立了重心过载与分布载荷的数学函数关系，解决了引进装备分布载荷确定的技术难题。该技术方法的成功应用，拓展了分布载荷的计算手段，有效保证了用于全机疲劳试验的分布载荷的准确性，从试验过程中所暴露的破坏部位与外场飞机的一致性，验证了应用这种方法所编制的载荷谱能够反映飞机的真实使用情况。

随着该系列Ⅰ型飞机和Ⅱ型飞机的陆续到寿，为保持我军先进作战飞机装备规模和持续作战水平，充分挖掘该系列机群剩余寿命潜力，2017年开展了该系列飞机的再延寿项目。作为一型已服役20余年的老龄飞机，如何科学确定寿命评定的“基点”是老龄飞机延寿面临的突出问题。该延寿项目以寿命增量考核为工作主线，围绕“定基点”、“再更新”、“获增量”展开，进而突破关键部位新型修复、隐蔽区域高精度损伤确定等关键技术。

该项目采取的主要技术途径有：① 以增量考核为核心进行延寿；② 通过采取基于冷喷涂增材修复技术实现关键承力结构的延寿;③ 创建隐蔽区域复杂结构裂纹高效检测技术。

中国通过系列飞机的寿命设计和延寿专项工作的开展，已形成了系统的飞机寿命设计和延寿技术体系，为未来先进战斗机的寿命设计和现役国产飞机后续的延寿打下坚实的基础。

5 日历寿命评定技术发展

飞机结构使用寿命包含2类主要指标：一是飞行小时数或起落次数，二是用使用年限表示的日历寿命，以先达到者作为飞机结构到寿的判据。飞行小时数和起落次数主要用疲劳定寿法确定，目前中国已形成了一套较为完整、可靠的分析方法[46]。日历寿命的确定则需要考虑地面停放环境、空中飞行环境和载荷的综合作用，属于结构力学、金属学、材料学、腐蚀学等多学科交叉的研究领域[47]。

技术发达国家十分注重防腐研究及飞机结构的防腐设计。美军标准中明确要求，设计制造商在飞机设计过程中要考虑热、化学和气候环境对飞机结构耐久性、损伤容限分析及试验验证的影响，并先后制定了与腐蚀相关的一系列标准和规范，包含军方使用规范，如MIL-A-008866B、MIL-A-87721、MIL-A-8860B(AS)、MIL-F-7179、MIL-STD-1568、MIL-HDBK-5、MIL-HDBK-729、MIL-HDBK-1530B(USAF)、MIL-STD-810E(对飞机环境试验增加了可靠性要求)和JSSG-2006。20世纪70年代后，北大西洋公约组织对飞机的腐蚀及腐蚀疲劳问题开展了较大规模的试验研究[48]。

20世纪中国航空设计尤其是制造工艺水平仍比较落后。从未系统开展过日历寿命评定工作，给不出保证日历寿命的检查、维护和有效的大修方法，为飞机后期的使用造成了重要隐患。

2001年3月，一架歼-8飞机42框下半框腹板发生腐蚀断裂。随后，陆续发现了多架歼-8系列飞机同部位有不同程度的腐蚀和裂纹，造成了大量飞机停飞，严重削弱了部队的战斗力[49]。

又如，2006年6月某型飞机全机疲劳试验中平尾大轴发生断裂(见图7)，检查发现内腔表面防腐处理存在明显缺陷，整个内腔严重腐蚀。疲劳裂纹起始于定位焊点处的腐蚀坑，疲劳裂纹扩展区有大量腐蚀产物[50]。腐蚀是导致该结构断裂的主要原因。随后对外场数十架飞机的普查发现，大多数平尾大轴内腔存在不同程度的腐蚀，其中5根平尾大轴已经因腐蚀出现裂纹，严重影响飞行安全，外场飞机只能全部停飞更换。

图7 因腐蚀导致的结构失效Fig.7 Structural failure due to corrosion

重大故障的出现固然有早期设计条件和设计水平的因素，但是，未能及早进行日历寿命评定、全面调查和发现腐蚀关键部位、及时进行防腐体系改进、制定腐蚀维修大纲等工作，也是一个重要原因。腐蚀损伤发展到这样严重的程度，不得不采取事后补救措施，不仅在经济上造成重大损失；而且更为严重的是，将在一段时间内使部队的战斗力受到严重削弱，这个教训是极其深刻的。

上述这些现象都说明，腐蚀导致结构失效和影响飞行安全的苗头不断出现，必须引起高度重视，并通过日历寿命评定加以解决，不能再让它继续发展下去。

因此，为了消除隐患，确保部队的战斗力，在疲劳定寿结论基础上，歼-8系列飞机首次对机体结构开展了腐蚀条件下的疲劳寿命和日历寿命的全面研究和评定工作。

机体结构日历寿命评定主要技术途径：依据一般环境下飞机疲劳定寿结论和飞机外场腐蚀情况的综合分析，确定影响飞机日历寿命的主要关键件(部位)；针对各疲劳关键件(部位)和腐蚀关键件(部位)，建立加速试验环境谱，并确定加速谱与外场环境间的当量加速关系；对各疲劳关键件，测定地面停放腐蚀修正系数曲线(C-T曲线)和空中环境腐蚀疲劳影响系数，对指定的若干不同年飞行强度，修正一般环境下疲劳定寿结论，完成腐蚀条件下的疲劳寿命评定；分析确定首翻、第2次大修和总寿命分别取决于日历年限与飞行小时数的各种典型组合情况；给出疲劳关键件的日历寿命体系评定结论；对各腐蚀失效关键部位，进行日历首翻期、首翻及第二次大修后修理间隔的加速腐蚀试验，给出腐蚀失效关键件(部位)能否满足歼-8系列飞机预期的首翻期、第2次修理间隔及总日历寿命目标要求；并提供相应的腐蚀修理方法；综合疲劳关键件的日历寿命体系和各腐蚀关键件(部位)的日历寿命的评定结果，给出歼-8系列飞机结构的日历寿命体系评定结论，提供对应的技术通报和结构修理大纲。

1) 腐蚀关键部位确定的正确与否是日历寿命评定成败的关键

重要性：考虑结构的重要程度及腐蚀的严重程度。由于腐蚀或腐蚀疲劳损伤，结构一旦失效，可能导致整架飞机产生危险后果或不能完成规定的飞行任务；腐蚀较为严重，对机体结构日历寿命起关键作用的部位。例如：材料对腐蚀比较敏感，在局部环境条件下，是否容易产生腐蚀、腐蚀疲劳损伤；局部环境严重，处于易积水或长期暴露在严重的腐蚀环境中以及不可检、不易检的部位。

典型性：从腐蚀类型上来看，选取的腐蚀关键件的腐蚀类型应能包含飞机外场腐蚀检查中发现的各种类型的腐蚀。

代表性：关键部位的日历寿命评定结论、腐蚀检查、修理方法可以应用于机体结构其他类似的易腐蚀部位。

2) 建立加速环境，再现外场飞机的腐蚀损伤，是实现日历寿命评定的关键

关键部位和腐蚀类型多，因此如何再现不同类型关键部位的外场腐蚀损伤是准确建立加速环境谱的难点。首先，要能包含地面停放时产生腐蚀的主要环境因素及作用情况、再现使用过程中出现的腐蚀损伤形式、特征以及腐蚀产物的组成成分；其次能大大缩短实际环境的作用时间，使加速腐蚀试验周期和费用减少到工程可接受的范围；最终要能通过合理的准则和方法建立加速环境谱与地面停放环境之间的当量加速关系。首先借鉴国外行之有效的加速环境，并结合国内环境条件、关键部位的具体局部环境、腐蚀因素、损伤形式与腐蚀类型的分析，确定出适于国内的加速谱各组成部分的具体环境参数；对于不能直接参考国外成熟的加速谱的情况，如歼-8飞机42框下半框腹板、机翼前梁腹板部位，在分析关键部位局部环境腐蚀因素与损伤形式的基础上，通过试验摸索来确定。然后检验加速环境谱的有效性：采用关键部位模拟试件在加速环境谱下进行不同时间的腐蚀试验，将试件的腐蚀损伤形式与实际结构的腐蚀损伤形式进行比较，按3个原则检验所确定的加速环境谱是否有效：① 试件的腐蚀类型、腐蚀程度与外场飞机该部位的腐蚀类型、腐蚀程度相当；② 试件的腐蚀产物与外场飞机该部位的腐蚀产物成分相当；③ 试件的破坏形式与外场飞机该部位的腐蚀破坏形式相当。

为检验加速环境谱的有效性，在外场的现役飞机不同腐蚀关键部位处收集了腐蚀产物，对其进行能谱分析。最终，建立了加速试验环境谱：① 疲 劳关键部位的加速试验环境谱;② 机身、机翼、下表面的加速试验环境谱;③ 42框下半框腹板加速环境谱;④ 机翼前梁腹板加速环境谱。

3) 合 理确定试验与外场飞机腐蚀损伤之间的当量关系，是给出正确日历寿命的关键

针对疲劳关键部位当时提出2种方法，一种是利用已有的通过不同环境下金属试件的腐蚀及腐蚀电流测定，而得到各种环境之间的当量折算系数，采用当量折算法进行初步评估。一种是针对疲劳关键部位用5～6组模拟试件在加速谱下进行了不同时间的腐蚀试验，对比、分析试件腐蚀程度与使用不同年限的飞机关键部位腐蚀程度，建立当量加速关系。考虑到真实编制局部环境谱比较困难、试验测定的折算系数数据欠完善以及将加速谱作用的浸泡及烘干过程视为同一种环境的前提也带有一定近似性。因此，第2种方法即利用腐蚀程度对比法更接近实际。在综合两者结果时，为提高当量加速关系的可靠度，尽量取腐蚀程度对比法的结果，或取腐蚀程度对比法与当量折算法所得结果中偏保守的一个。

针对腐蚀关键部位，主要是用模拟试件，进行加速腐蚀试验，逐个周期测量腐蚀损伤，试验结束后进行数据处理，得到涂层失效时间，与外场涂层失效时间相比较，进而确定当量关系。

歼-8系列飞机日历寿命评定工作历时近3年，分3个阶段完成了日历寿命的全部工作：

第1阶段：通过腐蚀情况调研、关键部位的应力分析、局部环境谱的编制、当量关系的折算及预试验的探索突破了关键部位的确定、加速环境的建立及当量关系的确定3个技术关键。

第2阶段：试验与评定阶段。通过疲劳危险部位的C-T曲线测试、腐蚀疲劳试验、停飞停试验完成了疲劳关键部位的寿命评定及腐蚀关键部位的加速腐蚀试验。

第3阶段：日历寿命评定、总结、验收阶段。给出歼-8系列飞机机体结构的日历寿命评定结论及对应的技术通报和结构修理大纲。

歼-8系列飞机日历寿命评定是国内首次进行的全面、系统的飞机机体结构的日历寿命评定，试验、分析工作量大、技术难度高，有较大的突破和创新。不仅完善和全面确定了歼-8系列飞机的使用寿命，同时还创立并形成了一套完整的日历寿命评定技术体系。

后续机型，特别是舰载机的日历寿命评定工作均以此为基础。歼-8系列飞机的日历寿命评定对积累经验、推进和发展中国使用寿命评定技术有重要意义。

6 单机寿命监控技术发展

单机寿命监控就是飞机设计人员通过疲劳试验结合理论分析得出飞机的寿命指标，同时对正在服役的飞机的飞行参数和关键部位局部应变进行监控，根据获得的数据，计算出每架飞机关键部位的累积损伤，并与试验获得的寿命指标进行对比，监控飞机寿命消耗，合理安排飞机的飞行任务，以达到延长飞机的服役寿命，并减少不必要的维修的目的。

6.1 国外发展现状

根据监控手段划分，单机寿命监控技术发展历程大致可划分为4代[51]：

第1代是简单的机械式设备，记录重心过载系数等少量参数的变化情况。

第2代是电子式多参数记录系统(简称飞参记录系统)，记录反映飞机各系统工作情况和各种飞行状态的信息参数。

第3代是在飞参记录系统的基础上，增加了对疲劳关键部位应变数据的记录。

第4代在第3代单机寿命监控的基础上，采用光纤光栅、智能涂层等传感器[52-53]，对疲劳关键部位损伤情况的监测和诊断。

前3代监控设备监控的对象实际上是载荷，基于载荷对结构所造成的损伤计算分析实施对飞机结构寿命管理。第4代是在第3代载荷监控的基础上，引入了结构损伤实时监测和诊断技术，并将监测结果和由实际使用中发现的裂纹损伤值与计算损伤值融合一起作为飞机使用寿命管理的依据。

图8[51]给出了美国空军部队飞机管理路径图，从图中可以看出，美国目前采取的是基于预计损伤数据库寿命管理体系，同时正在开发观察损伤数据库(包含裂纹、腐蚀等实际物理损伤)，未来的发展方向是将结构损伤监测数据与结构疲劳损伤分析数据相结合，通过“虚实结合”的方式，建立以大数据为基础的飞机结构寿命管理系统。

图8 美国空军部队飞机管理示意图[51]Fig.8 Sketch map of American air force aircraft management[51]

目前，美国、欧洲的军机尤其是战斗机均采用了单机监控系统或结构监控系统，并在飞机的使用保障过程中发挥了重要作用。

1) F-18飞机单机寿命管理系统

F-18飞机利用人工神经网络技术建立载荷参数方程，利用实测的飞参和应变数据作为原始数据建立基于人工神经网络的控制点载荷方程，对后机身壁板等控制点的载荷进行预测。图9给出了F-18飞机疲劳单机疲劳寿命监控工作流程。

图9 F-18飞机疲劳寿命监控工作流程图Fig.9 Fatigue life monitoring flow chart of F-18

2) F-22飞机单机寿命监控

美国的F-22飞机采用的是载荷监控技术，利用实测飞参数据和应变数据结合多元回归分析建立载荷方程，由载荷方程和应力转换函数建立各控制点的局部应力方程，计算飞机的损伤，实现对飞机寿命的监控。

3) F-35飞机结构健康监控(Structural Prognostics and Health Management，SPHM)系统

F-35飞机是美国研制的多用途先进战斗机，在装备研制过程中开发了配套的PHM(Prognostics and Health Management)系统，用于飞机使用与寿命管理。F-35飞机结构健康监控系统采用载荷方程计算和应变传感器测量2种方法来获取外载荷，其中以载荷计算方法为主，应变测量主要用于载荷方程的建立、校验和优化。F-35飞机SPHM系统应变传感器在全机上的具体分布情况见图10[54]。每个控制点的局部应力是通过已建立的外载荷函数方程计算得到。

图10 F-35飞机应变传感器安装位置示意图[54]Fig.10 Sketch map of mounting position of F-35’s strain sensor[54]

图11[55]给出了F-35飞机损伤监控工作流程图和结构损伤监控结果。

图11 F-35飞机结构损伤监控流程及结果[55]Fig.11 Structure damage monitoring process and results of F-35[55]

4) 欧洲EF-2000台风战斗机

欧洲EF-2000台风战斗机上都安装了结构健康监控(SPHM)系统。为了实现对机身结构疲劳寿命的计算和预估，台风战斗机综合处理了包括载荷监控数据、特殊事件监控数据等多种来源的数据，最后结合疲劳寿命分析和预测程序，计算累积使用寿命并预估结构剩余寿命。图12[51]给出了台风战斗机结构损伤监控流程图。

图12 台风战斗机损伤监控流程图[51]Fig.12 Damage monitoring flow chart of typhoon fighter[51]

6.2 国内研究现状

中国自20世纪70年代中期开展飞机定寿工作以来，研究人员就提出了要开展单机寿命监控相关研究，并曾在多个机型部分飞机上进行过尝试，取得了阶段性成果。但是由于缺少可靠有效的监控设备，没能在整个机群中全面推广，寿命管理仍采用“机群管理”方法，即以飞机的飞行时间数控制飞机的使用，当飞机的飞行时间达到给定的大修和总寿命时间，无论其状态如何，一律“一刀切”，安排进厂大修或退役。

而随着新一代飞机陆续装备部队，飞机寿命管理模式逐步开始转变。“十一五”期间，沈阳飞机设计研究所结合某系列飞机定延寿项目，建立了基于当量损伤的单机寿命监控技术方法。目前基于当量损伤的单机寿命监控技术已经广泛地应用于第3代战机。

在人工智能算法的日趋成熟以及各类先进传感器的大量工程化应用的支撑下，中国航空研究所及各大高校对人工智能算法和各类先进传感器在单机寿命监控领域的应用开展了大量研究。

成都飞机设计研究所基于现役战斗机大量起落的载荷实测数据，综合机动识别技术、参数优化技术和BP(Back Propagation)神经网络，建立一种以飞行参数为核心输入的飞行参数-载荷分析模型，适用于同型整个机群飞机，为单机结构关键部位损伤及寿命监测奠定了基础[56]。何宇廷等[57]研究了智能涂层传感器在腐蚀环境下的工作特性及裂纹监测能力，虽然该薄膜传感器的研究仍处于试验阶段，但研究已为其工程化应用提供了可能。以空天飞机作为研究对象，刘金英[58]将光纤光栅传感器引入到其箱体的传感体系内，对外力作用下箱体变形引起的有效折射率变化进行仿真，通过分析光纤光栅传感器中心波长的变化，获得了该类被测对象较为完整的温度和应变信息。不同的传感器有不同的使用用途和使用环境，往往要根据单机监测位置的不同或者外界条件的差异选择最合适的传感器，从而达到最佳的监测结果。

6.3 单机寿命监控应用实例

6.3.1 某系列飞机单机寿命监控

某系列飞机的延寿目标是在外方给定的寿命基础上提升了50%，单机监控技术的实施，对保证延寿飞机的使用安全，特别是在全机疲劳试验完成前，确保先期达到外方给定的寿命指标的飞机不停飞，发挥了至关重要的作用。

某系列飞机单机监控工作从2004年初开始，主要分3个阶段进行：

第1阶段：建立某系列飞机飞参数据库，对即将达到外方给定寿命指标的各架飞机损伤进行计算分析确定每架飞机每次飞行的等效飞行小时及消耗寿命。

第2阶段：完成起落架、起落架梁及座舱盖等关键部位的损伤计算，综合航空所的剩余寿命计算，逐架给出某系列飞机的剩余寿命、二次大修时间。

第3阶段：使用按等效飞行小时计算法和按疲劳危险部位寿命计算法，对每架飞机直到退役前的全寿命实施监控管理。通过损伤计算和检查，确定各单架飞机的退役时间。

6.3.2 基于神经网络的疲劳载荷预测技术

在神经网络疲劳载荷预测技术方面，航空工业沈阳飞机设计研究所初步研究了BP神经网络与ELM(Extreme Learning Machine)神经网络，确定了基于ELM神经网络的飞参-载荷识别方法，并获得了神经网络权值矩阵形式的外翼载荷-参数方程。

在广泛研究了多种前处理技术的基础上，最终确定了飞参筛选、过载峰谷值提取等技术为主的飞参前处理技术，对某型飞机的飞参-翼根载荷数据，采用神经网络智能训练的飞参筛选方法，从原始的45个飞行参数中最终筛选出高度、速度、马赫数等11个飞行参数，用这11个飞行参数进行预测后发现，相比于采用45个飞行参数进行预测，前者的预测精度有明显提高，详见图13。

图13 输入数据筛选前后对比Fig.13 Comparison of the result of input data before and after screening

基于神经网络技术，建立了飞参数据筛选办法及载荷识别模型，编写了飞参-载荷识别方法的应用软件。图14给出了基于神经网络计算预测的结构载荷历程，其中红色曲线为预测结果，蓝色曲线为实测结果，结果显示载荷识别模型的预测精度能够满足工程应用的要求。

图14 基于神经网络的疲劳载荷预测结果Fig.14 Fatigue load forecast based on neural network

6.3.3 基于智能传感器的结构健康技术

在某飞机定延寿疲劳试验和领先使用中，已成功应用智能涂层、光栅光纤等智能传感器进行疲劳裂纹的监控和应变数据的采集。

智能涂层结构损伤识别系统(Intelligent Coating crack Monitoring System，ICMS)是一种新型的结构裂纹监控技术，它能够对飞机整体结构和关键部位进行实时、在线的诊断性监控，及时发现飞机结构(特别是内部封闭结构)的裂纹损伤，并对裂纹部位进行探测和定位，为结构的安全、经济使用和及时维护提供重要依据。图15给出了智能涂层传感器在某型飞机全机疲劳试验过程中的应用情况。

图15 智能涂层传感器在全机疲劳试验中应用情况Fig.15 Application of ICMS in fatigue test of a certain aircraft

光纤光栅传感因具有精度高、波分复用、抗电磁干扰能力强、寿命长、可靠性高、耐腐蚀、体积小、重量轻，易埋于复合材料结构等优点，已成为满足结构关键部位结构健康监测需要的测量技术[59-60]。

为解决某型飞机集中到寿影响部队飞行训练的问题，根据前期全机疲劳深化试验积累的起落架裂纹扩展数据，通过延寿专检、起落架梁裂纹探伤检查、起落架梁裂纹特性试验，以裂纹监控措施作为辅助手段，实现某系列飞机延寿领先使用。通过加装不带电的FBG(Fiber Bragg Grating)光纤光栅传感器(见图16)，对某型飞机疲劳关键部位的裂纹扩展开展监测方法研究，验证裂纹附近关键部位进行应变监测的可行性，希望通过传感器预估裂纹扩展，以减轻外场无损检测负担。

图16 光纤传感监控技术在某型飞机裂纹监测的应用Fig.16 Application of FBG sensor in crack detection of a certain aircraft

目前，某两型全机疲劳试验正在开展，该两型飞机均已采用了疲劳关键部位粘贴应变片及智能涂层监控裂纹的方法，其中一型飞机还采用了压电传感器监控裂纹的方法，监控的部位基本覆盖了设计分析中所筛选的疲劳关键部位。

6.3.4 飞机结构健康监控技术发展

飞机结构健康监测技术是一项通过传感器等硬件获取结构或系统数据信息为核心的创新性技术，该项技术能够在飞机的设计、制造、运营和维护等各个过程中发挥重要作用，同时也是未来智能航空的关键组成部分[61-62]。在某型飞机科研项目中，航空工业沈阳飞机设计研究所开展了包括传感器在典型部件结构上的布局研究、以智能涂层为核心的裂纹监控系统研究、监控数据挖掘与当量寿命计算方法研究、结构寿命数据库建立与维修决策方法研究和结构寿命监控综合验证等5项关键技术研究。

首先进行了调研及基础理论分析工作，确定了本项目中使用的传感器—智能涂层传感器和应变传感器，对采集获得的飞参数据的处理方法和消耗寿命的计算方法进行了研究，并以软件的方式实现；对以智能涂层为核心的裂纹监控系统(见图17)的有效性进行了验证，结果显示智能涂层传感器的检测精度、检测概率和可持续测量能力等多项指标满足项目要求；建立了飞机结构寿命数据库，实现了对于运维历史数据的存储和分类管理，同时与维修决策系统实现了对接，满足了维修决策系统的数据调取需求；建立了基于结构健康状态的维修决策系统，该系统整合了多种飞参数据处理及疲劳损伤计算功能，通过调取飞机结构寿命数据库中的飞机损伤信息，制定合理的维修计划，实现维修成本和机群保有率的最优化；最后进行了典型部件疲劳试验，组建了维修决策演示验证系统(见图18)，并模拟飞机实际飞行过程中的受载情况，通过传感器采集相关飞参数据，并将飞参数据输入维修决策系统，对飞机的损伤和寿命消耗进行计算，并以此为依据制定出最佳的维修计划。

图17 智能涂层监控系统软件平台界面Fig.17 Interface of ICMS software platform

图18 结构健康监控综合验证系统Fig.18 Comprehensive verification system for structural health monitoring

通过该科研项目，研究了飞机典型部位应变监控及裂纹扩展智能涂层监控技术建立了评估飞机结构健康状态、高精度预测结构剩余寿命的方法，突破了基于多目标优化的飞机结构维修专家决策技术，形成了结构寿命数据库和结构维修专家决策系统2套软件成果，并通过典型盒段试验进行了验证，为结构健康技术研究奠定了坚实的基础。

6.4 小结

随着传感器技术、无线数据传输技术、数据分析与融合技术、嵌入式软硬件技术、结构损伤识别与寿命预测技术、结构健康监测技术、智能材料与结构等先进技术的发展，现代先进战机正由单机寿命监控管理理念向结构健康预测管理方向转变，并逐步实现从“定时维修”到“视情维修”的跨越，因此更加智能化和自动化的单机寿命监控将是未来飞机寿命健康信息管理中亟待开发的关键技术。航空工业沈阳飞机设计研究所在已有单机寿命监控研究成果的基础上，结合型号研制，针对各类人工智能算法和先进传感器开展工程应用研究，旨在进一步提升本所新一代战机的自主保障能力、降低新型战机的使用与维护成本、保证飞机安全。

7 结束语

本文以疲劳设计准则的发展为主线，对国内外飞机疲劳工作者研究的热点问题以及影响结构寿命的重要因素，包括分散系数的确定、载荷谱编制技术、飞机寿命设计与延寿技术、日历寿命评定、单机寿命监控等技术的形成与发展进行综合论述。

疲劳设计准则决定着疲劳设计所采用的设计思想与理念、具体的分析方法与验证体系，是从工程实践中总结凝练的规范标准，有进一步指导实际工程中的设计与验证活动。目前及未来较长一段时间，耐久性/损伤容限设计准则仍将是飞机长寿命设计及延寿的主要基础。

从美军战斗机延寿实践可以看出，分散系数的选取与设计准则息息相关，耐久性/损伤容限设计思想的提出，带来了分散系数的降低。国内外学者也根据分散系数的不同影响因素，对于是否考虑单机寿命监控提出了不同的分散系数选取建议。

载荷谱是疲劳设计与试验的前提和基础，是对机群飞行使用强度的真实反映。随着长寿命设计需求的不断提升，参考国外的实践经验，基于新国军标的要求，国内也探索了一些严重谱的编制方法。

寿命设计与延寿是实现飞机寿命指标的核心工作。耐久性/损伤容限设计方法是国内外普遍采用的分析方法与技术体系。中国航空工业经过21世纪以来20年的飞跃发展，基本实现了从安全寿命到耐久性/损伤容限设计思想的跨越。

日历寿命也是飞机的重要寿命指标，是中国特有的指标体系要求，与西方国家的“腐蚀防护与控制”具有相当的作用和意义。这一指标与环境因素息息相关，日历寿命设计与评定技术在中国舰载机腐蚀防护与控制工作中发挥重要作用。

在飞机更轻的结构重量、更严酷的服役使用环境、更长的寿命指标的严峻挑战下，单机寿命监控是保证长寿命飞机服役使用安全的重要技术手段。现阶段，先进传感器与先进算法相结合的结构健康监控技术的发展，为中国飞机寿命管理注入了生机和活力，也是中国先进战斗机长寿命设计的关键技术。

寿命设计与延寿技术在国内外先进战斗机长寿命指标实现方面均发挥着不可替代的重要作用。在中国航空疲劳技术领域，通过一代又一代学者和工程人员的自力更生、艰苦奋斗，发展完善了疲劳设计方法与技术体系，为祖国航空装备的长期服役使用安全保驾护航。