先进战斗机寿命设计与延寿技术发展综述

轻质长寿命一直是飞机结构强度设计所追求的目标,也是一代又一代结构强度工作者所面临的永恒主题。随着国内外航空工业的发展、疲劳设计理论以及现役飞机延寿工程的开展,飞机寿命设计与延寿技术取得了快速发展。本文从20世纪60年代飞机设计中引入疲劳设计开始,以疲劳设计准则的发展为主线,对分散系数的确定、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。有成功的经验,也有失败的教训,从实践中发展出疲劳设计的理论体系、分析方法与规范标准,带来了飞机设计寿命指标的不断提升,保障服役飞机的飞行使用安全。提出耐久性/损伤容限设计思想是目前及未来飞机长寿命设计及延寿的主要设计思想,全尺寸耐久性/损伤容限试验是飞机定寿、延寿最主要的技术途径,结构细节设计、耐久性预防性修理以及单机寿命监控也是确保长寿命设计指标实现和现役飞机延寿成功不可或缺的技术手段。     

军用飞机结构日历寿命相关问题的思考

本文系统分析了军用飞机日历寿命早于飞行小时寿命先到的原因,指出了现役飞机结构延长日历寿命过程中应该加强结构综合损伤变量选取、服役结构疲劳品质变化规律、材料-环境-时间与损伤度数据库、老龄飞机腐蚀损伤演化规律、防腐体系有效性的加速腐蚀试验及失效分析方法、飞机结构腐蚀损伤检测技术、腐蚀对结构完整性的影响、对老龄飞机维护和检查时应考虑退化因素等关键问题的研究,并提出了相应的解决思路。     

构件打磨深度对疲劳寿命的影响

按照飞机结构修理手册的规定,腐蚀损伤的允许打磨深度不超过构件厚度的10%。疲劳寿命计算和试验结果表明,从疲劳强度角度考虑,如果损伤部位修理不能利用原紧固件孔安装紧固件,并且又只能采用非对称铆接修理,则打磨深度在总厚度的10%～20%时,较合理的修理仍是通过打磨清除腐蚀,然后恢复涂层。     

飞机主操纵系统疲劳定寿

本文对飞机主操纵系统疲劳定寿以及所涉及与机体疲劳同试的全机主操纵系统疲劳试验方案制定、基于操纵载荷及操纵位移实测数据的动态及静态疲劳试验载荷谱编制、疲劳试验验证、零组件拆检、系统寿命计算、外场故障统计、问题分析处理以及疲劳寿命评定等内容进行了阐述。同时,对系统疲劳定寿的相关问题进行了分析和讨论,说明实施飞机主操纵系统疲劳试验验证、系统疲劳定寿,以及其寿命评定,应涉及系统疲劳和静态性能2个方面,这样,不仅可以真实考核或验证飞机主操纵系统零组件及其支持件的疲劳性能、带有寿命指标要求的系统静态性能,而且实际有效地暴露操纵系统疲劳设计的薄弱部位及薄弱环节。由此,有针对性地进行系统设计改进、补充和完善现有飞机维护规程及相关条款,能够进一步保障外场飞机的正常使用和飞行操纵安全。     

加筋板多处损伤裂纹预制及检测方法、维修寿命分析

老龄飞机结构（机身、机翼）大多数破坏为多处损伤所致。因此，及时发现多处损伤成为保证飞机飞行安全的关键问题之一。为了弄清飞机主要结构多处损伤发生过程及如何检测、维修及维修后寿命，我们做了加筋板多处损伤疲劳裂纹预制试验，并对试验结果做了一定分析，为飞机结构检修周期的制定提供一定参考依据。     

老龄飞机广布疲劳问题的研究进展

广布疲劳损伤(WFD)是老龄飞机结构中存在的一种损伤,直接影响到飞机的安全性和可靠性。它的特征是飞机的多个部位存在疲劳裂纹损伤或构件上同时存在多个疲劳裂纹损伤。这些裂纹一旦发生聚合和连通,结构剩余强度就会急剧降低,从而发生灾难性的事故。由于WFD的复杂性,很难采用传统的单裂纹线弹性断裂力学理论进行分析和研究。在WFD的建模、应力强度因子的求解、疲劳寿命的评估等方面,介绍了老龄飞机广布疲劳损伤的研究现状和基本方法,并提出了一些当前需要解决的问题。     

基于单机寿命管理的飞机维修方案调整

单机寿命管理可以对单架飞机疲劳损伤进行定期的计算分析,确定飞机的当量飞行小时数和剩余寿命.按照单机实际损伤,对飞机检查、大修、退役时间及修理方案的适当调整,可有效的保证飞机使用安全,减少维修成本,最大限度的发挥飞机的使用潜力.     

战斗机单机寿命监控中起飞重量的影响

飞机不同的装挂重量使飞机每次起飞时实际载荷变化。主要通过飞行参数记录仪(FPR)记录的数据研究战斗机起飞外挂重量对飞机结构疲劳寿命的影响。对某型飞机的一次完整飞行,按不同起飞外挂情况计算其损伤比值,结果表明分散度达到设计基准的27%。通过调查飞机挂弹架次比例,发现情况变化随意性很强,基本无统计规律可循,因而按每架次实际起飞外挂重量计算疲劳损伤显得尤为必要。对3架飞机近3 000架次记录数据的分析表明,按实际起飞重量计算的结构疲劳损伤比按设计情况要轻约20%。这一研究结果为基于实际载荷监控进行单机延寿挖潜提供了技术支持。     

飞机结构腐蚀管理全寿命模型研究

针对当前飞机的腐蚀损伤评估模式,构建了一种较为合理的腐蚀管理全寿命分析模型。该模型可将全寿命阶段飞机结构可能遭受的各种腐蚀形态、MSD和结构材料性能随时间的退化作为变量纳入到一个框架中,提高了分析精度和可靠性,为新机定寿和老龄飞机延寿提供技术支持;方法具有一般性,可推广到其他装备结构寿命评定中。     

表面粗糙度对压气机盘疲劳寿命的影响

通过对压气机盘进行多尺度建模和仿真分析,研究表面粗糙度对压气机盘的疲劳寿命影响,采用半解析方法进一步推导了粗糙表面导致的应力集中影响深度,从而得到了粗糙度影响深度与疲劳寿命的关系,为该类盘件的修理和延寿提供了理论指导。     

引进先进战斗机延寿取得重大突破的主要技术途径——耐久性修理是重新赋予飞机生命的修理

对引进先进战斗机延寿工作背景和复杂性进行了论述,通过对外方定寿各个环节的分析研究,针对性地采取了一系列创新的技术措施,及时地发现主承力结构的疲劳薄弱环节,并通过耐久性修理提高了飞机结构的抗疲劳品质,使飞机延寿工作取得重大进展。     

民用飞机机身密封技术的浅析

机身密封技术是影响飞机疲劳寿命、使用寿命、经济修理和安全性的一个关键因素,减少密封失效面引起机身腐蚀,提高飞机的密封能力是民用飞机制造发展的必然趋势.介绍民用飞机机身密封的类型,分析密封剂的性能要求;结合机身密封工艺要求和结构特点,给出密封操作方法的建议;分析密封失效的原因,给出典型结构密封的失效修理方法,保证飞机使用安全性和寿命.     

国外航空疲劳研究现状及展望

航空疲劳问题是影响在研/在役飞机性能的关键因素之一。以航空疲劳事故为线索,本文论述了航空结构强度设计理念的变革历程以及相应各时期的航空疲劳发展现状,并围绕21世纪以来国际航空疲劳界的关注热点,从结构长寿命设计、疲劳分析方法及工具、全尺寸结构疲劳试验技术、结构健康监测技术、老龄飞机延寿技术等五个方面阐述了航空疲劳工程领域的重大研究进展及方向。考虑目前航空疲劳工程中的问题及未来航空器的发展方向,从航空疲劳评定基础问题、长寿命设计应用问题、试验评估及数字化新技术等方面指出航空疲劳研究所面临的挑战,以满足现代飞机长寿命、轻质和高可靠性设计要求,为航空疲劳未来发展提供技术参考。     

飞机战伤抢修评估与设计方法综述

飞机战伤抢修（ABDR）是提高飞机生存力与作战能力的重要手段之一，开展战伤抢修技术研究覆盖飞机全寿命阶段。回顾了战伤抢修研究的历史和现状，分别从战伤评估、战伤抢修设计、战场维修与保障等3方面总结了战伤抢修体系要点，重点综述了战伤抢修预评估技术、战伤现场评估技术、战伤抢修设计准则与原则、战伤抢修设计与评价方法、战场快速维修技术、战场保障方法等方面的理论与研究进展。在此基础上，针对未来体系对抗与智能化作战环境，结合目前战伤抢修需求，提出了包括先进材料结构飞机战伤抢修技术、直升机战伤抢修技术、飞机战伤评估智能技术等战伤抢修技术研究需要关注和解决的问题。     

压-压疲劳载荷下CFRP层合板表面红外辐射特征

为探究含冲击损伤CFRP层合板在循环交变载荷下的损伤演化规律,基于热力耦合效应研究了含损伤CFRP层合板疲劳过程中的表面红外辐射特征。以压-压疲劳试验模拟交变载荷,采用红外热成像方法分析了疲劳过程中含损伤CFRP层合板的热图序列和温度数据,结果表明：随着疲劳次数的增加,损伤沿垂直疲劳载荷方向演化,热斑颜色逐渐加深,初始冲击损伤形状逐渐演化为椭圆状,最后热斑横向端部出现"尖点";试件最大表面温差演化整体呈"快速上升-缓慢上升-快速上升"规律,最后出现跳升,其中热斑尖点、最大表面温差跳升可被视为结构疲劳破坏的前兆;含损伤CFRP层合板疲劳破坏时,其最大表面温差主要与纤维和基体种类有关,而试件铺层方式相较于纤维基体类别对最大表面温差无明显影响。研究揭示了冲击后CFRP层合板在疲劳载荷作用下的损伤演化规律,为飞行器复合材料结构的剩余疲劳寿命评估与损伤容限设计奠定了基础。     

腐蚀条件下飞机结构疲劳寿命评定技术研究

评定飞机结构的疲劳寿命，应该在疲劳定寿的全部试验中施加载荷谱和对应的腐蚀环境，由于腐蚀环境的复杂性，工程上无法实施。为解决这一问题，本文以一般环境下疲劳定寿结论为基础，针对歼击机腐蚀环境特点及主要疲劳关键件和关键部位，建立了一整套综合考虑地面停放腐蚀和空中腐蚀疲劳影响的寿命修正方法及对应的试验与分析技术，对飞机结构疲劳寿命和外场飞机的单机寿命监控有重要的工程应用价值。     

战斗机全机疲劳试验技术发展概述

在战斗机的设计与研制过程中，结构强度始终是一个重点关注的问题。疲劳强度决定了飞机的安全性、耐久性和可靠性等重要指标。全机疲劳试验是验证飞机结构疲劳强度是否满足设计要求的重要手段。本文介绍了国内外全机疲劳试验技术的发展现状，综合分析了我国的全机疲劳试验技术；总结了新型战斗机全机疲劳试验技术成果，包含试验载荷谱、载荷边界模拟、动力系统、数据处理、损伤检测和监测等多个方面，并给出了全机疲劳试验技术的发展规划和建议。该研究可为其他飞机疲劳试验提供重要的技术支撑。     

飞机腐蚀疲劳典型部位地面停放局部环境谱及当量折算

为确定环境对某型飞机寿命的影响,在分析了该飞机腐蚀疲劳典型部位的结构特点和腐蚀环境的基础上,编制了典型部位的局部环境谱,并根据当量加速原理,通过线性拟合与计算,确定了局部停放环境谱与试验室加速环境之间的折算关系,并应用于该型飞机定延寿工作中,对确定该型飞机寿命起到了重要作用,也为该飞机的使用维护提供了参考。     

2.1装配应力产生过程2.2装配应力对强度影响分析

飞机装配本质上是按照设计和技术要求,将大量飞机零件和紧固件进行组合、连接,逐步装配为组合件、部件及整机的过程。由于零件数量巨大、构型多样,装配关系复杂,而且,由于零件加工过程尺寸公差、装配过程中的形位公差,零件加工过程中残余应力释放,在飞机主机装配过程中,各类误差累积,导致结构间存在装配间隙。在紧固件作用下,产生装配应力。装配应力作为预应力一直存在于飞机结构中,改变结构应力状态,使其偏离设计点,进而影响飞机结构完整性,甚至危及飞行安全。本文基于飞机结构应力状态,分析了装配应力对结构强度的影响,主要在于降低疲劳寿命和导致应力腐蚀开裂两方面,并进行了试验验证。试验表明,随着装配间隙增加,结构产生应力腐蚀裂纹概率及裂纹数量急剧增加,实际工程中,应考虑工艺水平及成本等因素,严格控制装配间隙以降低由此产生装配应力影响飞机结构强度品质。