某型飛機機翼損傷容限設計分析

張皓

摘 要：損傷容限是一種較新的結構設計理論。該理論假設，任何結構材料內(nèi)部都有來自加工及使用過程的缺陷，而設計者的任務是利用各種損傷理論（如斷裂力學）以及給定的外載荷，確定這些缺陷的擴展速度以及結構的剩余強度。隨著現(xiàn)代科學技術的發(fā)展，單純的結構疲勞強度設計己經(jīng)被損傷容限耐久性設計代替。損傷容限耐久性設計成為當前飛機結構設計的準則。

關鍵詞：損傷容限，耐久性，疲勞，缺陷

1 引言

常規(guī)疲勞設計方法和局部應力應變法都是以材料的完整性為前提的。但是，實際零構件在加工制造過程中，由于種種原因，往往存在這樣那樣的缺陷或裂紋。為了考慮初始缺陷或裂紋對疲勞壽命的影響，便在斷裂力學和破損-安全設計原理的基礎上，提出了一種新的疲勞設計方法———損傷容限設計[1]。

2 機翼的結構受力分析

機翼通常分為中央翼、中外翼擊外翼三個盒段。翼盒是機翼盒段的主要承力部件，承受機翼上產(chǎn)生的所有載荷。翼盒由上下壁板前后梁及翼肋組成。上、下壁板起承受氣動載荷和維持機翼外形的作用。翼肋分為普通肋和加強肋兩種。普通肋不參與總體受力，它的主要功用是承受局部氣動載荷和維持剖面形狀。加強肋則有兩個作用，一是用來承受其他部件傳遞而來的集中載荷，將它擴散成分布剪流傳遞到與之相連的壁板和梁所組成的翼盒上，二是將某種形式的分散剪流轉(zhuǎn)換成另一種形式的分散剪流。前后梁的主要外載是由每個肋傳來的剪力[2]。

3損傷容限設計

準確地確定各種飛機典型結構的應力強度因子，是飛機結構損傷容限分析的基礎。在損傷容限工程中，應力強度因子K可以定義為[3]：

（1）

式中： α 表示參考工作應力

α 對于中心裂紋，指半裂紋長度；對于邊裂紋，指裂紋長度

β 表示綜合修正因子，與裂紋體幾何形狀、裂紋兒何形少伏和長度、加載方式以及相鄰結溝的裂紋引起的載荷再分配等因素相關。

按照損傷容限要求設計的結構可分為兩大類：緩慢裂紋擴展結構和破損安全結構。而后者又包括破損安全多途徑傳力結構和破損安全止裂結構[4]。

1）緩慢裂紋擴展不可檢結構損傷容限

有些結構設計要保證它在整個使用期內(nèi)不需要修理就能滿足壽命要求。另一個用途是緩慢裂紋擴展不可檢結構分析簡單而且偏于安全，而判斷結構是否具備破損安全條件是個復雜的問題。所以，工程上不管結構是什么類型都作為緩慢裂紋擴展不可檢結構設計。

2）緩慢裂紋擴展可檢結構損傷容限

結構在使用中能夠被檢查、拆卸和更換，還可以利用結構的可檢性提高它的剩余強度。如果主受力構件在尚未達到設計要求壽命時，其剩余強度就已經(jīng)下降到規(guī)定值以下，對結構進行維修更換，從而使整個結構的壽命得以延長。

緩慢裂紋擴展結構的設計特點：

①這種方法使用起來簡單可靠，分析工作量小，安全儲備較大。這種結構要求結構材料的裂紋擴展速率較低，而且應設計成其初始缺陷擴展到臨界裂紋尺寸的壽命大于規(guī)定的飛機檢修期。

②從設計概念來看，這種結構多屬于單傳力途徑結構或靜定結構以及整體結構。

③從可檢度方面而言，只有場站或基地級可檢與使用中不可檢的結構使用與緩慢裂紋擴展結構。

3）破損安全多途徑傳力結構損傷容限

破損安全多途徑傳力結構要求當主傳力途徑失效后殘存結構仍能承擔最小未修使用期內(nèi)可能遭遇到的最大載荷。因此，只有當結構滿足如下條件時，才真正符合破壞安全多途徑傳力結構要求：

①在主傳力途徑失效前，要求結構能夠承擔在最小未修使用期內(nèi)可能遭遇的最大載荷；

②在主傳力途徑失效時，殘存結構必須有能力承受引起傳力途徑失效的載荷，再加上有斷裂元件轉(zhuǎn)嫁過來的載荷并考慮動載效應增量；

③必須有足夠強的緊固件以保證將失效結構上的載荷傳遞到殘存結構上。

比如機翼：機翼的設計中采用的多梁、多腹板或多桁條結構，都可以看成是一種分散傳力結構布局的多路傳力結構。

由三塊整體壁板通過鋼鉚釘鏈接組成的下翼面

特點：多路傳力結構保證破損安全比較可靠，許多重要結構和構建，如機翼大梁緣條、加強框等往往采用它。但由于工藝復雜、成本高和重量增加等確定，這種方法的使用受到了一定的限制，不是所有的受力構件都適合采用。

4）破損安全止裂結構損傷容限

破損安全止裂結構是在安全破壞前使裂紋不穩(wěn)定快速擴展停止在結構的某一連接區(qū)域內(nèi)而設計和制造的結構[5]。該結構通過殘存結構在的緩慢裂紋擴展和在后續(xù)檢查中覺察損傷來保證安全。一般結構采用多個元件組成，適當安置止裂帶。這種設計概念對于較長較大的構件?？紤]采用。加筋板是這種結構的典型代表。

4 問題研究

損傷容限設計方法是在應用斷裂力學的基本原理基礎上，從設計、制造、分析評估、試驗及維護諸方面全方位地實施結構控制，最終完成損傷容限設計的要求和目標。就機翼來說，損傷容限設計包括以下幾個方面。

1）根據(jù)各個部位應力水平使用適當?shù)牟牧希ㄊＳ鄰姸龋┰O計載荷，并對結構材料纖維方向及材料本身進行控制。

2）選擇結構設計類型并進行相應的結構布局（如多路傳力結構、多重元件或止裂構件的布置），以及高度開敞并可檢的損傷容限結構的設計與使用，即機翼上壁板合理設計布置維護口蓋（包括口蓋的大小、位置等），用以檢查油箱內(nèi)部主要受力部件。

3）合理地使用應力水平控制。

4）制造和工藝的控制。緊固件的配合形式及開孔區(qū)域的強化同樣對結構損傷容限起了至關重要的作用。在機翼盒段設計中對主要受力構件間的連接形式，如梁緣條、梁腹板與梁立柱的連接、壁板與梁的連接、壁板與壁板的搭接等無需拆卸部位采取過盈配合的連接螺栓或者鉚釘。而在可卸的主要受力構件，或者是主要受力位置的開孔區(qū)域，如中央翼與中外翼的對接孔，則可以采用表面噴丸強化的方式，提高其損傷容限。

5）采用精細的檢驗程序（向生產(chǎn)部門發(fā)出設計文件，根據(jù)結構不同的類型和不同的可檢度，分類提出損傷檢查的詳細要求和檢查間隔及檢查手段和靈敏度要求等）。對機翼來說檢驗部位則是壁板、梁和翼肋的主要承力部件，如梁上的主要受力部件：上下梁緣條、梁與機身連接接頭等；壁板上主要受力部件：壁板與壁板對接位置等；以及主要的受力端肋上的接頭等。

5 結論

從設計技術上看，相對于單純的疲勞設計，損傷容限耐久性設計更具有科學性、理論性和實用性。至今，各國先進飛機的主要設計思想仍是耐久性損傷容限設計。

參考文獻：

[l]飛機結構耐久性及損失容限手冊[M].第三冊航空航天工業(yè)部科學技術研究所，1989.

[2]田曉飛， 楊平平， 王梓蓉，等. 模型飛機機翼的受力分析與仿真[J]. 航天制造技術， 2016（3）.

[3] 劉亞龍. 新支線飛機機翼下壁板損傷容限方法研究[D]. 西北工業(yè)大學， 2006.

[4] 航空航天工業(yè)部科學技術研究院美國空軍損傷容限設計手冊[M].西安：西北工業(yè)大學出版社，1989.

[5] 翟新康，黃其青，殷之平等.飛機整體翼梁結構裂紋擴展試驗與分析[J].機械強度， 2008， 29（6）： 987-991.