飛機(jī)長壽命設(shè)計與評定技術(shù)研究

陳水根 張志林 葉彬（洪都航空工業(yè)集團(tuán) 江西 南昌 330024）

飛機(jī)長壽命設(shè)計與評定技術(shù)研究

陳水根 張志林 葉彬（洪都航空工業(yè)集團(tuán) 江西 南昌 330024）

簡述了某型教練機(jī)長壽命設(shè)計與評定技術(shù)。在設(shè)計各階段對飛機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行抗疲勞耐久性細(xì)節(jié)設(shè)計與研究，嚴(yán)格控制結(jié)構(gòu)設(shè)計細(xì)節(jié)；在壽命評定階段通過載荷譜飛行實測而編制出真實可靠的載荷譜，進(jìn)行疲勞/損傷容限分析、全尺寸疲勞/損傷容限試驗，驗證了某型教練機(jī)達(dá)到了8000飛行小時的壽命指標(biāo)。所取得的技術(shù)成果，為今后的長壽命飛機(jī)研制提供了技術(shù)支持。

長壽命；載荷譜；耐久性；疲勞；損傷容限

1 引言

我國二代機(jī)結(jié)構(gòu)按照靜強(qiáng)度方法設(shè)計，其壽命普遍偏短，八十年代后逐步引入耐久性、損傷容限設(shè)計思想，二代機(jī)的改型中也有針對性地開展了一些耐久性補(bǔ)充設(shè)計，但依然沒有從根本上解決飛機(jī)壽命偏低的局面。

國外從第三代飛機(jī)開始，普遍采用耐久性、損傷容限設(shè)計技術(shù)，其機(jī)體結(jié)構(gòu)使用壽命相對較長，美國飛機(jī)設(shè)計技術(shù)基礎(chǔ)好、技術(shù)先進(jìn)，一些新的設(shè)計思想、新的設(shè)計理念往往首先被采用，因此飛機(jī)的結(jié)構(gòu)壽命要求較高且技術(shù)上能夠達(dá)到，最高達(dá)到了8000飛行小時，如F16、F22，而俄羅斯、法國等則比較保守，如俄羅斯的蘇27飛機(jī)只有2000飛行小時壽0命、法國的幻影2000飛機(jī)只給出了5000飛行小時壽命[3]。

飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)壽命是衡量飛機(jī)平臺設(shè)計技術(shù)水平和使用經(jīng)濟(jì)性的重要技術(shù)指標(biāo)[3]，結(jié)構(gòu)壽命長的飛機(jī)不僅服役時間長、出勤率高，而且具有更好的技術(shù)性能和使用經(jīng)濟(jì)性能，這些對提高國內(nèi)外市場的占有率，具有及其重要的意義。對于教練機(jī)來說，出勤率高可以提高訓(xùn)練效率和培訓(xùn)質(zhì)量，長壽命形成的良好經(jīng)濟(jì)性可以降低飛行員隊伍的培訓(xùn)費用。

某型教練機(jī)設(shè)計之初就定位為面向國內(nèi)外市場，提出了8000飛行小時的長壽命設(shè)計目標(biāo)，實現(xiàn)設(shè)計目標(biāo)的根本出路在于結(jié)構(gòu)的耐久性細(xì)節(jié)設(shè)計，故在設(shè)計各階段對飛機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了抗疲勞耐久性細(xì)節(jié)設(shè)計與研究，嚴(yán)格控制結(jié)構(gòu)設(shè)計細(xì)節(jié)，在壽命評定階段采用疲勞/損傷容限技術(shù)以確定飛機(jī)使用壽命和檢查間隔。

2 結(jié)構(gòu)耐久性細(xì)節(jié)設(shè)計

為了達(dá)到某型教練機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)總壽命為8000飛行小時的壽命指標(biāo)，在飛機(jī)設(shè)計各階段對機(jī)體結(jié)構(gòu)進(jìn)行了結(jié)構(gòu)耐久性抗疲勞設(shè)計。

在飛機(jī)方案設(shè)計階段就制定了“結(jié)構(gòu)抗疲勞設(shè)計原則”，對主要承力構(gòu)件的布局進(jìn)行了論證選擇，對結(jié)構(gòu)傳力路線進(jìn)行了重點設(shè)計，確保主傳力路線流暢，尤其是機(jī)翼結(jié)構(gòu)方案中采用整體機(jī)翼貫穿機(jī)身，使得機(jī)翼受力連續(xù)；對選材、應(yīng)力水平控制、耐久性細(xì)節(jié)設(shè)計等提出了相應(yīng)的要求，在滿足重量要求的情況下控制結(jié)構(gòu)總體應(yīng)力水平，對于結(jié)構(gòu)關(guān)鍵件、重要件選用抗疲勞性能好的材料。

在詳細(xì)設(shè)計階段按結(jié)構(gòu)耐久性要求開展了結(jié)構(gòu)耐久性細(xì)節(jié)設(shè)計，特別是對關(guān)鍵部件連接螺栓孔、關(guān)鍵連接接頭引入干涉配合等強(qiáng)化技術(shù)，對干涉量進(jìn)行了模擬件對比試驗，選取壽命增益高、工藝易實現(xiàn)的干涉量確定干涉配合公差。

在設(shè)計發(fā)圖完成以后，總師系統(tǒng)制定“復(fù)查大綱”等技術(shù)文件，組織設(shè)計員對飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計細(xì)節(jié)進(jìn)行多輪疲勞耐久性設(shè)計普查，對關(guān)鍵受力構(gòu)件和重要受力構(gòu)件進(jìn)行了重點普查與分析，主要涉及局部應(yīng)力水平控制、應(yīng)力集中控制、結(jié)構(gòu)連接形式、緊固件類型、緊固件排列及釘距、材料纖維取向、熱處理、表面處理等，進(jìn)行逐個問題的落實，更改設(shè)計圖樣，并在生產(chǎn)中實施。

飛機(jī)設(shè)計定型前，總師系統(tǒng)又組織設(shè)計員對主要疲勞部位開展34項模擬件耐久性試驗研究。模擬件耐久性試驗研究達(dá)到了如下目的：

1) 獲取重要部位的疲勞壽命，初步驗證了某型教練機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)能夠?qū)崿F(xiàn)8000飛行小時壽命指標(biāo)，同時為確定首翻期初始值提供了依據(jù)；

2) 進(jìn)一步暴露了疲勞薄弱部位，經(jīng)細(xì)節(jié)設(shè)計改進(jìn)，并經(jīng)改進(jìn)前后模擬件試驗，壽命提高顯著，能滿足或超過機(jī)體結(jié)構(gòu)8000飛行小時的使用壽命指標(biāo)。

3 壽命評定

在壽命評定階段，首先進(jìn)行載荷譜飛行實測，通過飛行實測數(shù)據(jù)編制疲勞/損傷容限載荷譜，經(jīng)全尺寸結(jié)構(gòu)件疲勞/損傷容限試驗，結(jié)合疲勞/損傷容限分析、構(gòu)件或部件試驗，綜合評定后給出飛機(jī)的使用壽命、首翻期和檢修周期。

3.1 載荷譜實測與編制

(1)載荷譜實測

對飛機(jī)重心過載譜、后機(jī)身過載譜、機(jī)翼截面載荷譜、尾翼截面載荷譜、前主起落架、操縱系統(tǒng)和活動艙蓋載荷譜進(jìn)行飛行實測?；顒优撋w載荷譜實測采用壓力測量法，過載譜采用三軸加速度計測量，其他載荷譜實測采用應(yīng)變測量法。

為保證載荷譜實測精度，首先通過分析確定應(yīng)變片粘貼部位和組橋方式、傳感器的安裝位置，并在飛機(jī)結(jié)構(gòu)初裝生產(chǎn)階段就開始了應(yīng)變片粘貼、布線、傳感器的安裝工作；其次，在機(jī)翼、平尾、垂尾、起落架載荷標(biāo)定試驗后，對機(jī)翼、平尾、垂尾、起落架施加非標(biāo)定檢驗載荷，然后根據(jù)標(biāo)定數(shù)據(jù)進(jìn)行載荷回歸檢驗，要求得出的載荷、壓心誤差均不能超過5%，證明貼片和組橋方案可信。

典型飛行剖面（科目）是在對“訓(xùn)練大綱”中所有飛行科目仔細(xì)分析的基礎(chǔ)上，把所有飛行科目按一定的原則劃分成若干個飛行科目小組，然后在每個飛行科目小組內(nèi)選取一個或二個代表飛行科目以組成飛行實測的典型飛行科目（任務(wù)剖面），最后確定某型教練機(jī)用于載荷譜飛行實測的11個典型飛行剖面。

為真實反映某型教練機(jī)的飛行實際情況，有幾十位教員和學(xué)員參加飛行實測，得到了144個飛行架次的有效數(shù)據(jù)。

(2)載荷譜編制

依據(jù)實測數(shù)據(jù)編制了機(jī)翼-前機(jī)身組合體載荷譜、尾翼-后機(jī)身組合體載荷譜、復(fù)合材料垂尾載荷譜、起落架載荷譜、操縱系統(tǒng)磨損疲勞載荷譜和活動艙蓋加溫加載譜。

a.機(jī)翼-前機(jī)身組合體載荷譜編制

首先采用中值損傷法編制重心過載譜，通過對每個有效起落重心過載譜實測數(shù)據(jù)進(jìn)行峰谷值檢測、濾波可得到每個起落的過載譜，然后對每個起落的過載譜進(jìn)行雨流計數(shù)和損傷估算得到每個起落的損傷，對每個典型飛行剖面中的有效起落的損傷進(jìn)行排列，損傷值在中位的起落為該典型飛行剖面代表起落。

其次在重心過載譜的基礎(chǔ)上，按飛續(xù)飛譜形式編制出機(jī)翼-前機(jī)身組合體載荷譜，一個完整的循環(huán)周期對應(yīng)于飛機(jī)的一個飛行訓(xùn)練周期，各個飛行任務(wù)剖面譜的順序是按混合乘同余法隨機(jī)確定并按可能的實際使用情況調(diào)整。

對于載荷狀態(tài)的確定，根據(jù)各個典型飛行剖面的各個代表起落的瞬間測量參數(shù)數(shù)據(jù)，從初選的270組狀態(tài)參數(shù)，經(jīng)氣力分析篩選、機(jī)翼/機(jī)身總載荷、總壓心、分布載荷的比較和分析計算，尤其是與實測機(jī)翼根部的剪力和彎矩分析比較，最后選取了6種載荷狀態(tài)，包括對稱載荷狀態(tài)2種，非對稱載荷狀態(tài)4種。

b.尾翼-后機(jī)身組合體載荷譜編制

通過對每個有效起落尾面譜實測數(shù)據(jù)經(jīng)偽碼去除、濾波，分別以平尾、垂尾彎矩為主導(dǎo)參數(shù)經(jīng)雨流計數(shù)，對彎矩、壓心、后機(jī)身過載等參數(shù)進(jìn)行統(tǒng)計，編制出垂尾彎矩譜、平尾彎矩譜，采用混合乘同余法編排出試驗的隨機(jī)載荷譜。

c.復(fù)合材料垂尾載荷譜編制

復(fù)合材料垂尾載荷譜是在實測垂尾載荷譜基礎(chǔ)上，為考慮復(fù)合材料疲勞分散性和環(huán)境影響，采用壽命放大因子和環(huán)境補(bǔ)償因子組合法修正得到。

d.起落架載荷譜編制

對前、主起落架實測數(shù)據(jù)進(jìn)行偽碼去除、有效起落判斷，針對每個有效起落進(jìn)行典型任務(wù)段劃分、峰谷值檢測及濾波、雨流計數(shù)及單、雙參數(shù)統(tǒng)計，依據(jù)前、主起落架有效起落各典型任務(wù)段的單、雙參數(shù)統(tǒng)計結(jié)果，編制前、主起落架發(fā)動機(jī)試車譜、起飛滑行譜、起飛曲線滑行譜、著陸撞擊譜、著陸滑跑譜、著陸剎車譜、著陸轉(zhuǎn)彎譜、著陸曲線滑行譜和前起落架牽引譜。

在起落架載荷譜編排時，考慮教練機(jī)的特性（起落航線訓(xùn)練科目偏多），嚴(yán)格按“飛行訓(xùn)練大綱”中科目比安排觸地復(fù)飛譜與全停著陸譜的比例關(guān)系，同時考慮各參數(shù)實測比例關(guān)系編排各典型任務(wù)段譜。

e.活動艙蓋加溫加載譜編制

依據(jù)“訓(xùn)練大綱”給出的飛行科目進(jìn)行分類，并統(tǒng)計其飛行小時數(shù)和起落次數(shù),利用飛機(jī)外場使用中獲取的飛參數(shù)據(jù)等確定代表科目的飛行剖面,采用相應(yīng)科目下活動艙蓋的壓力譜實測結(jié)果確定循環(huán)載荷峰值,然后考慮大氣環(huán)境溫度影響，編制飛機(jī)活動艙蓋加溫加載疲勞載荷譜。

f.操縱系統(tǒng)磨損疲勞載荷譜編制

操縱系統(tǒng)典型段磨損疲勞載荷譜是在實測數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上，采用中值損傷法編制。在磨損疲勞載荷譜編制過程中，根據(jù)磨損損傷正比于運動環(huán)節(jié)的作功量，提出了采用作功量作為磨損損傷度量的標(biāo)準(zhǔn)，解決了磨損疲勞載荷譜編制的難題。

3.2 疲勞/損傷容限試驗

(1)機(jī)翼-前機(jī)身組合體疲勞/損傷容限試驗

本試驗主要是考核機(jī)翼、機(jī)翼與機(jī)身連接、機(jī)身16框以前結(jié)構(gòu)，試驗過程中除了施加空譜外，還施加了完整的前、主起落架地譜。

在試驗過程中，按一定的試驗周期對試件進(jìn)行目視檢查（采用5～10倍放大鏡）和無損探傷檢查（渦流、X光等）。

完成了32000飛行小時疲勞/損傷容限試驗（除于分散系數(shù)4，為8000飛行小時使用壽命），隨后機(jī)翼-前機(jī)身組合體分別通過了飛行載荷情況和著陸載荷情況的剩余強(qiáng)度試驗。

剩余強(qiáng)度試驗完成以后，對試驗件進(jìn)行拆毀檢查，并對結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位12框右上大梁托板螺釘孔處裂紋部位進(jìn)行了斷口分析。

(2)尾翼－后機(jī)身組合體疲勞/損傷容限試驗

本試驗主要是考核尾翼和機(jī)身16框以后結(jié)構(gòu)。

無損檢查要求同機(jī)翼-前機(jī)身組合體疲勞/損傷容限試驗相同。

完成了32000飛行小時疲勞/損傷容限試驗（除于分散系數(shù)4，為8000飛行小時使用壽命），隨后尾翼-后機(jī)身組合體通過了縱向機(jī)動非對稱和偏航機(jī)動兩工況的剩余強(qiáng)度試驗。

剩余強(qiáng)度試驗完成以后，對試驗件進(jìn)行拆毀檢查，并對結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位19框處機(jī)身右側(cè)上大梁對接型材裂紋和水平安定面第2長桁處裂紋等2部位進(jìn)行了斷口分析。

讓每一位學(xué)生都能在學(xué)習(xí)中獲得知識并且得到發(fā)展是新課改倡導(dǎo)的教學(xué)理念，然而由于學(xué)生在情感、認(rèn)知以及知識方面的發(fā)展不平衡，這就使得總有一些學(xué)生的需求得不到滿足.由于一些學(xué)生的語言表達(dá)能力和思維能力比較強(qiáng)，因此在教與學(xué)的過程中占有一定的主動地位，這就使得其他學(xué)生相對的被動.教師要設(shè)計一些教學(xué)活動，讓學(xué)生進(jìn)行小組合作參與，充分發(fā)揮學(xué)生各自的特長和優(yōu)勢.

(3)復(fù)合材料垂尾疲勞/損傷容限試驗

本試驗主要考核飛機(jī)的復(fù)合材料垂尾。

由于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)加工分散性大，在生產(chǎn)過程中容易產(chǎn)生初始缺陷（損傷），因此，在試驗前對垂尾進(jìn)行了超聲波檢測，發(fā)現(xiàn)了6處初始缺陷（損傷），并在試驗中對初始缺陷（損傷）的擴(kuò)展進(jìn)行監(jiān)控。試驗過程中，按一定的周期，用超聲波檢測儀、目視和放大鏡等方式對垂尾試驗件進(jìn)行了全面的無損檢查；在完成10000、14000、16000飛行小時的疲勞試驗后，暫停試驗，拆除加載系統(tǒng)，用超聲波檢測儀對垂尾試驗件進(jìn)行原位檢查，尤其是對已發(fā)現(xiàn)缺陷的部位進(jìn)行重點檢查。

為了驗證復(fù)合材料垂尾在受到低能量沖擊載荷作用后，在疲勞載荷作用下，其結(jié)構(gòu)在一個檢修周期內(nèi)的承載能力是否會大大降低或破壞，在垂尾完成16000飛行小時疲勞/損傷容限試驗后，采用沖擊損傷預(yù)制專用設(shè)備，用14.8J的沖擊能量，在垂直安定面上預(yù)制了兩處沖擊損傷，并用超聲波檢測儀對沖擊損傷部位進(jìn)行了無損檢查。

在完成垂尾沖擊損傷預(yù)制后，進(jìn)行了4000飛行小時的損傷擴(kuò)展試驗。隨后進(jìn)行了偏航機(jī)動工況1.2倍限制載荷的剩余強(qiáng)度試驗。

在完成剩余強(qiáng)度試驗后，采用超聲波檢測儀對垂尾試驗件進(jìn)行詳細(xì)的無損檢查，垂尾試驗件的缺陷（損傷）基本上沒有擴(kuò)展，也沒有產(chǎn)生新的損傷。

(4)起落架全尺寸疲勞/裂紋擴(kuò)展試驗

前、主起落架全尺寸疲勞/裂紋擴(kuò)展試驗采用變行程協(xié)調(diào)加載。前起落架完成42000起落疲勞試驗（除于分散系數(shù)6，超過6000飛行起落使用壽命），在42000起落疲勞試驗過程中，整個前起落架未發(fā)現(xiàn)裂紋，疲勞試驗完成后，對前起落架進(jìn)行了剩余強(qiáng)度試驗，通過了3種載荷情況的剩余強(qiáng)度試驗；主起落架共進(jìn)行了40000起落疲勞試驗（除于分散系數(shù)6，超過6000飛行起落使用壽命），裂紋擴(kuò)展試驗進(jìn)行了4000起落，最后通過了兩種情況載荷的剩余強(qiáng)度試驗。

為真實模擬外界環(huán)境條件對軟連接活動艙蓋的影響以及確定其使用日歷年限提供依據(jù)，在進(jìn)行全尺寸疲勞試驗前，先將該軟連接活動艙蓋投放到海南熱帶環(huán)境研究所進(jìn)行為期一年的大氣曝露老化試驗，軟連接活動艙蓋加溫加載疲勞試驗共完成了54個循環(huán)的加溫加載疲勞試驗，累計7560飛行小時試驗（除于分散系數(shù)6，超過1250飛行小時使用壽命），并進(jìn)行了兩次轉(zhuǎn)場飛行任務(wù)剖面的加溫加載。然后通過了剩余強(qiáng)度試驗。

(6)操縱系統(tǒng)典型段磨損疲勞試驗

試驗件為右機(jī)翼副翼操縱系統(tǒng)。本試驗為磨損疲勞試驗，有三個加載點，均施加載荷－位移時間歷程；磨損量測量是個很重要的工作，試驗前及每試驗4000飛行小時時測量各活動處的磨損量：孔和軸測量直徑和橢圓度，軸承測量間隙。試驗測量結(jié)果表明軸和孔未發(fā)生明顯的橢圓變形，各支座環(huán)節(jié)平均間隙最大為0.44mm，完成32000飛行小時磨損疲勞試驗和剩余強(qiáng)度試驗后，機(jī)構(gòu)運行工作仍正常，無緊澀或卡塞現(xiàn)象；試驗中，按一定的周期進(jìn)行無損探傷，每次無損探傷均未發(fā)現(xiàn)裂紋。

磨損疲勞試驗共進(jìn)行了32000飛行小時，最后通過了6種情況下的剩余強(qiáng)度試驗。

3.3 壽命估算與損傷容限分析

首先制定了疲勞危險部位選擇原則和方法，確定了機(jī)體結(jié)構(gòu)29個部位、起落架10個部位、活動艙蓋2個部位為疲勞危險部位，采用應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)法（SSF法）或名義應(yīng)力法進(jìn)行壽命估算，壽命估算結(jié)果表明：結(jié)構(gòu)的疲勞壽命大于設(shè)計使用壽命，可以滿足某型教練機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計使用壽命8000飛行小時的指標(biāo)要求。

在確定的疲勞危險部位的基礎(chǔ)上，根據(jù)結(jié)構(gòu)的重要性、壽命估算結(jié)果和疲勞試驗結(jié)果及其它經(jīng)驗，確定出機(jī)體結(jié)構(gòu)16個部位、起落架4個部位為裂紋擴(kuò)展分析關(guān)鍵部位，裂紋擴(kuò)展關(guān)鍵部位評定結(jié)果表明：依據(jù)機(jī)翼、尾翼、機(jī)身結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位的裂紋擴(kuò)展壽命確定的檢修周期高于首翻期2000飛行小時的指標(biāo)要求。

4 綜合評定與結(jié)論

4.1 機(jī)體結(jié)構(gòu)壽命綜合評定與結(jié)論

(1) 總壽命確定

在機(jī)翼－前機(jī)身組合體疲勞試驗和后機(jī)身－尾翼組合體疲勞試驗中，經(jīng)過多次原位檢查和四次大分解檢查，能夠及時地發(fā)現(xiàn)機(jī)體結(jié)構(gòu)疲勞裂紋，通過對裂紋結(jié)構(gòu)進(jìn)行修理，最終順利完成四個階段共32000飛行小時疲勞試驗，并通過了剩余強(qiáng)度試驗考核；復(fù)合材料垂尾疲勞/損傷容限試驗完成了16000飛行小時疲勞試驗，在預(yù)制沖擊損傷后完成了4000飛行小時損傷擴(kuò)展試驗，并順利通過了剩余強(qiáng)度試驗；操縱系統(tǒng)完成了典型段32000飛行小時的磨損疲勞試驗，整個試驗中，經(jīng)無損探傷檢查，均未發(fā)現(xiàn)試件出現(xiàn)裂紋，試驗后檢查，機(jī)構(gòu)運行工作仍正常，無緊澀或卡塞現(xiàn)象。

通過對機(jī)體結(jié)構(gòu)疲勞薄弱部位進(jìn)行篩選，確定了29個部位為疲勞危險部位，并對29個部位進(jìn)行了細(xì)節(jié)應(yīng)力分析和疲勞壽命估算。壽命估算結(jié)果表明機(jī)體結(jié)構(gòu)疲勞危險部位壽命大于8000飛行小時。

依據(jù)上述試驗結(jié)果與理論分析，某型教練機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)總使用壽命最終確定為8000飛行小時。

(2) 檢修周期確定

檢查間隔是由外場可檢結(jié)構(gòu)中最短檢查周期來定，根據(jù)試驗結(jié)果、裂紋擴(kuò)展分析結(jié)果并考慮與飛機(jī)定檢周期的匹配，確定某型教練機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的檢查間隔為300飛行小時。

飛機(jī)首翻期根據(jù)大修廠可檢結(jié)構(gòu)的最短檢查周期確定，根據(jù)試驗結(jié)果與裂紋擴(kuò)展分析結(jié)果，確定某型教練機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)首翻期為2000飛行小時。

4.2 起落架壽命綜合評定與結(jié)論

根據(jù)前、主起落架疲勞/裂紋擴(kuò)展試驗結(jié)果除以分散系數(shù)（疲勞6，裂紋擴(kuò)展2），并結(jié)合壽命估算與裂紋擴(kuò)展分析結(jié)果，確定前、主起落架壽命評定結(jié)論如下：

總壽命：6000起落（著陸）；首翻期：4000起落（著陸）；檢查間隔：600飛行小時。

4.3 活動艙蓋壽命綜合評定與結(jié)論

基于邊緣連接模擬件拉伸疲勞對比試驗、疲勞壽命估算、全尺寸活動艙蓋加溫加載疲勞試驗結(jié)果，并結(jié)合對日歷年限和飛行小時的分析，給出軟連接活動艙蓋玻璃的使用壽命為：1250飛行小時/6年。

1 高鎮(zhèn)同等. 疲勞可靠性. 北京航空航天大學(xué)出版社，2000年

2 吳富民. 結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度. 西北工業(yè)大學(xué)出版社，1985年

3 李航航等. 飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命指標(biāo)分析.航空科學(xué)技術(shù)，2006年第4期：28～31

4 田丁栓等. 飛機(jī)疲勞載荷譜代表起落選取方法研究. 航空學(xué)報，2007年第28卷第4期：864～868

5 陳志偉等. 軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命研究. 機(jī)械強(qiáng)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 飛機(jī)設(shè)計手冊總編委會. 飛機(jī)設(shè)計手冊第9冊. 航空工業(yè)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）

陳水根，男，1968年6月出生，研究員級高級工程師，長期從事結(jié)構(gòu)強(qiáng)度研究工作。

張志林，男，1964年8月出生，飛機(jī)總設(shè)計師，研究員級高級工程師，長期從事飛機(jī)總體設(shè)計、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度研究工作。

葉彬，男，1963年11月出生，飛機(jī)副總設(shè)計師，研究員級高級工程師，長期從事結(jié)構(gòu)強(qiáng)度研究工作。