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。     

关于现代飞机机体结构耐久性试验要求与方法的探讨

飞机机体结构耐久性很大程度上取决于制造过程中所形成的结构细节原始疲劳质量，可以用经济寿命来表征。要求经济寿命超过一倍设计使用寿命，在一倍设计使用寿命期内结构不允许出现功能性损伤。经济寿命必须取得全尺寸飞机机体结构耐久性试验的验证。探讨了全尺寸飞机机体经结构耐久性试验要求和方法，以及保证飞机试验质量的技术措施。耐久性试验和试验结束后拆毁检查与断口金相分析所得的试验数据和试验结论，可作为最终给定飞机机     

某系列飞机结构可靠性验证和寿命评估研究

本文简要介绍了某系列飞机结构可靠性验证和寿命评估的方法和结果。包括疲劳载荷谱、疲劳／耐久性和损伤容限分析、全尺寸结构疲劳试验、结构细胞调节改进及使用寿命的可靠性保障体系。实践表明，该项研究不但大大的提高了飞机机队的安全性，是具有显著的经济效益。     

利用做过高载试验的飞机结构进行疲劳寿命研究

某型飞机的某框下半框腹板发生严重的腐蚀损伤.为保证飞机安全,对该部位采取了补强修复.根据规范要求,需要进行全尺寸疲劳试验.但受条件限制,疲劳试验只能在做过高载试验的飞机结构上进行,为此,进行了高载对疲劳寿命的影响研究和全尺寸疲劳寿命试验等研究工作.研究结果表明,使用做过高载静力试验的飞机结构进行疲劳寿命试验是可行的.     

已飞飞机原寿命的疲劳分散系数

 为了准确利用已飞飞机的使用寿命,探讨了两种情况下已飞飞机原寿命的疲劳分散系数:①探讨已飞飞机的原寿命等于机群飞机给定使用寿命时的疲劳分散系数;②探讨已飞飞机作为机群飞机定寿试验机时的疲劳分散系数。通过研究,第1种情况的已飞飞机原寿命的疲劳分散系数可取1,第2种情况的已飞飞机原寿命的疲劳分散系数按规范规定的试验寿命的疲劳分散系数取值。这种取值方法可提高飞机定寿的可靠性。     

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。     

飞机结构关键件设计改进后的疲劳寿命评定技术

 结合某型飞机重要疲劳关键件起落架梁设计改进后的寿命评定，建立了在不进行全尺寸试验的情况下，对设计改进结构进行寿命评定的方法。即在结构改进前后关键疲劳薄弱部位细节应力分析的基础上，通过该疲劳关键部位的模拟试件在改进前后应力谱下的寿命分析和疲劳对比试验，综合评定结构改进后的寿命增加系数，参照改进前该结构的全尺寸疲劳试验结果，确定设计改进后该关键件的疲劳寿命。用上述方法完成了对某型飞机重要疲劳关键件起落架梁改进后的寿命评定，其结果也应用到了该型飞机结构的定延寿。     

现代全尺寸军机机体结构耐久性试验要求和方法

对于金属飞机机体结构,开展全尺寸结构耐久性试验主要目的是：验证紧固孔原始疲劳质量控制效果;验证经验寿命是否超过使用寿命,在使用寿命期内是否会出现功能性损伤;为最终给出满足可靠性符合性判据要求的使用寿命（包括飞行小时与飞行次数）提供依据。在探讨全尺寸飞机机体结构耐久性试验原理基础上,形成便于工程实施的耐久性要求和方法。同时涉及在完成耐久性试验的全尺寸机体结构上开展验证民飞机服役日历使用寿命的试验要求和方法。     

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。     

飞机结构细节疲劳寿命的应力场强法探析

研究应力场强法在飞机结构抗疲劳设计中的应用;论述飞机结构的典型细节模型;提出了对应于细节模型的应力场强法的疲劳寿命分析方法和相应的疲劳模拟试验件的设计方法.据此对一个飞机结构危险部位作了疲劳寿命分析和试验验证.分析和试验结果表明:提出的方法是合理的.     

基于DFR的战斗机疲劳关键部位日历寿命设计方法

战斗机疲劳关键部位日历寿命难题的核心在于缺少具有普适性的日历寿命设计方法。为此，首先基于战斗机飞行载荷特征，分情况讨论了地面停放、低空飞行、高空飞行时环境对战斗机结构疲劳性能的影响。其次基于腐蚀条件下战斗机结构耐久性设计DFR法及疲劳损伤累积理论，建立了战斗机结构日历寿命分析模型，并从服役环境、飞机类型、材料及结构的角度分析了日历寿命影响因素。然后基于此模型建立了战斗机疲劳关键部位日历寿命设计方法，并且通过与传统日历寿命评定技术的对比及某型战斗机外翼2墙日历寿命设计示例，阐明此法的可行性、适用性及优越性。     

起落架轮叉疲劳试验系统设计与应用

<正>起落架作为单传力部件,其受载形式复杂,在起飞着陆过程中要承受很大的载荷和强烈的冲击,飞机起落架的使用条件比其他结构部件更为恶劣。据统计,起落架结构引起的和与起落架相关的事故大约占飞机结构破坏事故的2/3以上,其主要表现是结构疲劳破坏。飞机起落架的疲劳强度试验是一项复杂的系统工程。起落架的工作环境恶劣,载荷历程多变,起落架的疲劳寿命预测分析与破     

飞机长寿命设计与评定技术研究

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。     

航空发动机涡轮叶片疲劳—蠕变寿命试验技术研究

涡轮叶片是航空发动机工作环境最恶劣,结构最复杂的零件之一,也是发动机断裂故障多发件之一。由于发动机工作时涡轮叶片始终在高温下承受复合载荷的作用,因此在涡轮叶片定寿中,不能将叶片的蠕变和疲劳寿命割裂开,而必须充分考虑疲劳—蠕变交互作用的影响。目前理论上对结构疲劳—蠕变寿命的预测方法还很不完善,故对涡轮叶片开展疲劳—蠕变寿命试验研究是叶片设计和定寿工作中的重要环节。本文对涡轮叶片疲劳—蠕变试验技术进行了综合论述。文中特别强调了试验载荷谱确定和叶片模拟试验件设计的关键技术环节,同时还介绍了一种专门适用于叶片疲劳—蠕变试验的基于机电伺服加载系统的疲劳蠕变综合试验器。      

飞机消耗寿命计算方法研究

对飞机单机疲劳寿命监控使用的飞机消耗寿命计算的各主要技术问题做了相应的论述、推导和证明;提出了３种飞机消耗寿命计算方法;建立了飞机消耗寿命与设计使用寿命之间的换算关系,为飞机单机疲劳寿命监控课题的消耗寿命计算和剩余寿命计算提供了一个既简单又适用的方法。     

关于高教机寿命指标要求与实现寿命指标技术途径的探讨

根据高教机立项论证的需要，对高教机寿命指标要求与如何实现寿命指标的技术途径做了探讨，指出谈寿命不能回避可靠性要求，飞机结构寿命与可靠性问题的技术关键 ，在于后，保证了后才会有前，具有可靠性要求的寿命才是有效，因此，寿命指标必然要受可靠性指标要求所制约，可靠性涉及飞行安全是不能讨论还价的，更不允许没有要求。而满足可靠性要求的寿命指标主要涉及飞机研制费用和出厂飞机造价，取决于投入的经费额度，它必须以有效的控制灾难性疲劳破坏，以及投入的研制经费和今后出厂飞机造价又是财力可以接受的为依据，给出 飞机结构灾难性疲劳破坏控制技术的基本原理，明确了实现寿命指标的 的主要技术途径。     

基于局部应力-应变法的飞机起落架车架寿命分析

起落架是飞机结构中的重要组成部分,是飞机的主要承力构件,其工作性能直接影响飞机的起飞性能、着陆性能和安全。首次翻修寿命是一个非常重要的安全参数,而飞机起落架车架是决定起落架翻修寿命的关键构件。本文应用局部应力-应变法的原理,研究在循环载荷条件下某起落架的疲劳(裂纹形成)寿命,并对其裂纹形成寿命和出现裂纹后的剩余强度进行了估算,进而从疲劳断裂方面提出了延长该主起落架首次翻修寿命的理论依据。     

现代高寿命飞机的连接技术

研究和改善飞机结构件的连接,对提高飞机寿命显得尤为重要。本文简要介绍了飞机结构的主要连接方法,影响连接结构疲劳寿命的主要工艺因素,提高结构连接疲劳寿命的主要途径及措施。     

一种高效的正常类飞机全机疲劳试验方法

目前国内飞机结构疲劳耐久性评定通常采用规范谱和飞机典型设计任务剖面相结合来编制疲劳试验载荷谱,对全机完整结构进行考核,这将耗费巨大的成本和周期,也因此全机疲劳试验成为型号机体结构设计验证最后以及最复杂的一环。对于以经济性为主要研制要求的正常类飞机,为了推进型号研制工作和取证进度,需要缩减全机疲劳试验的成本和周期。在CA42型飞机适航取证的全机疲劳试验工作中,依据FAA认可的规范谱编制了疲劳试验谱,将疲劳考核目标由整机结构调整为机体主要承力结构,并相应简化了全机疲劳试验载荷加载方式,形成了一种高效的全机疲劳试验方法。通过该方法,CA42飞机全机疲劳试验仅耗时两月,试验成本主要为工时,有效的推进了适航取证工作,并缩减了研制成本。     

民用飞机结构的全尺寸疲劳试验

进行全尺寸疲劳试验是新型民用飞机取得型号合格证的必要前提,也是对疲劳和损伤容限设计准则和评定技术的考核验证。从适航条例的最新要求出发,对民机结构的全尺寸疲劳试验作综述,并以波音777飞机的全尺寸疲劳试验为例,对试验相关的各项技术要点,特别是试验载荷谱予以阐述。