用于飞机结构选材的系列材料性能指标及其应用

张腾， 何宇廷， 谭申刚， 王新波， 张胜

1.空军工程大学 航空航天工程学院， 西安 710038 2. 94484部队， 高密 2615003.中航工业第一飞机设计研究院， 西安 710089

用于飞机结构选材的系列材料性能指标及其应用

张腾1，2， 何宇廷1, *， 谭申刚3， 王新波3， 张胜1

1.空军工程大学 航空航天工程学院， 西安 710038 2. 94484部队， 高密 2615003.中航工业第一飞机设计研究院， 西安 710089

为提高飞机机体结构选材的合理性，从材料性能指标的角度出发，在材料比强度、比刚度的常用基本指标之外，结合飞机结构设计思想，提出了材料比疲劳强度、比静韧度、比动韧度、疲劳强度比、静韧强比、疲劳韧强比共6个材料性能指标的概念与计算方法。建立了基于系列材料性能指标的飞机结构选材方法，考虑飞机结构的设计准则及结构在实际使用过程中的功能需求，通过条件筛选缩小备选材料范围，依据系列材料性能指标进行材料对比排序，并通过结构验证确定最终选材。以某型飞机机翼大梁的选材过程给出了应用实例。

飞机结构； 结构选材； 比疲劳强度； 比静韧度； 比动韧度； 疲劳强度比； 静韧强比； 疲劳韧强比

结构选材是结构设计时的基础工作，其目的是在保证结构功能需求的基础上降低制造、使用成本[1]。结构选材的合理性对保证结构安全、提高运行性能、降低使用成本具有决定性意义。为此，国内外针对结构的选材方法开展了大量研究。

文献[2-6]从多准则决策问题的角度出发，对结构选材的加权因子法、数字逻辑法、线性分配法、优先排序法等方法进行了研究，这些研究主要是针对决策方法的研究，是建立在不同材料已完成了多个性能指标对比排序的基础之上。对于每种材料来说，它们都具有与之对应的很多材料性能指标，如何针对具体结构的实际使用条件和使用需求，选取特定的材料性能指标进行不同材料的对比是结构选材的基础工作[7]。在不同工业领域，如汽车工业[8]、石化工业[9-10]、压力容器[11]、核工业[12]、薄膜工业[13]、发动机[14]等，很多研究者专门针对结构的具体使用条件和使用需求，对用于不同材料对比的材料性能指标进行了确定，并进行了结构选材研究。

在飞机结构设计领域，由于飞机具有结构破损后事故率高、运行成本高的特点，飞机机体结构对材料的选取具有明确的基本要求：既要保证飞机结构的服役安全，又要尽可能地减轻结构重量，使飞行成本最低。因此，在飞机结构选材时除了要考虑材料的基本性能指标外，通常还要考虑材料的比强度和比刚度[15-16]，其分别反映了单位质量材料的抗拉断能力和抗变形能力。

然而，现阶段飞机结构选材时不仅要考虑结构的强度和刚度性能，通常还要考虑损伤容限和耐久性水平。为此，本文专门针对飞机结构的选材，在材料比强度、比刚度的基础上，提出了材料比疲劳强度、比静韧度、比动韧度、疲劳强度比、静韧强比、疲劳韧强比共6个材料性能指标，并建立了系列材料性能指标在飞机结构选材过程中的应用方法,可为飞机结构的选材过程提供支持。

1 系列材料性能指标的概念与计算方法

现阶段，中国飞机结构设计使用的是包括了结构强度、刚度、安全寿命、耐久性和损伤容限的结构完整性综合设计思想[17]。其中，结构静强度和刚度设计思想分别要求结构的静强度和变形满足规定的要求；结构安全寿命设计思想假设结构无初始缺陷，要求结构的疲劳寿命满足规定的要求；结构耐久性设计思想要求结构的经济寿命满足规定的要求；结构损伤容限设计思想要求存在初始缺陷的条件下结构裂纹扩展寿命满足规定的要求。

飞机所有的承力结构首先要满足静强度和刚度设计要求；同时，不同结构根据其任务特点所采取的其他设计思想也会有所不同。例如，关键承力结构为了保证安全一般要按照损伤容限思想进行设计；应力敏感性高(损伤容限水平差)或不易检查维修的结构一般按照安全寿命思想进行设计，但需要在加工后进行严格的损伤检查；从使用经济性的角度出发，大部分承力结构一般要满足可以进行经济修理的耐久性要求等。

上述的结构设计思想均有对应的材料性能参数。结构静强度设计和刚度设计分别对应了材料的抗拉强度σb和弹性模量E，其分别表征了材料抵抗静拉伸载荷和抵抗变形的能力；结构的损伤容限设计对应了材料的断裂韧性KIC和疲劳裂纹扩展门槛值ΔKth，其表征了材料抵抗疲劳裂纹扩展的能力；结构的耐久性设计和安全寿命设计对应了材料的疲劳极限S-1，其表征了材料抵抗疲劳开裂的能力。

然而，现阶段在飞机结构选材工作中能够反映单位质量下材料力学性能水平的材料性能指标只有比强度和比刚度：比强度γσ/ρ又可以称为比静强度，是材料的抗拉强度σb与材料密度ρ的比值；比刚度γe/ρ又称为比模量，是材料的弹性模量E与材料密度ρ的比值。这两个指标分别反映了单位质量材料的抗拉断能力和抗变形能力，仅对应于静强度设计和刚度设计。

对按照安全寿命、损伤容限或耐久性思想设计的飞机结构的选材，同样需要类似的材料性能指标来进行不同材料的对比评估。为此，提出材料比疲劳强度γs/ρ、比静韧度γk/ρ和比动韧度γkth/ρ的概念和计算方法。

由于疲劳极限S-1反映了材料疲劳性能的水平，材料比疲劳强度γs/ρ即为疲劳极限S-1与密度ρ的比值，材料的比疲劳强度越大表明结构在达到相应的疲劳强度时所用的材料质量越轻。

损伤容限设计思想主要解决结构的破损安全问题，其一是希望结构在破损后有足够长的裂纹扩展寿命且临界裂纹更长，以保证在结构大修时足以发现裂纹；其二是希望结构破损后裂纹尽可能不扩展。前者主要与断裂韧性KIC有关，在断裂力学中定义为静断裂强度；而后者主要与裂纹扩展门槛值ΔKth有关，定义为动断裂强度。

比静强度、比刚度、比疲劳强度、比静韧度和比动韧度反映了材料在单位质量下的某一项力学性能水平的高低。但对飞机结构来说，其往往是按照多种结构设计思想综合考虑，为了反映出某种材料力学特性的偏重水平，在此提出了材料疲劳强度比γs/σ、静韧强比γk/σ和疲劳韧强比γk/s的概念与计算方法。

疲劳强度比γs/σ是材料的疲劳极限S-1与抗拉强度σb的比值，反映了材料疲劳强度与静强度的比例关系，疲劳强度比越大，说明由材料制成的结构在达到相应的静强度要求时，结构抵抗疲劳开裂的能力越强，疲劳性能越好。

静韧强比γk/σ是材料的断裂韧性KIC与抗拉强度σb的比值，反映了材料的断裂韧性与静强度的比例关系，静韧强比越大，说明由材料制成的结构在达到相应的静强度要求时，结构开裂后抵抗疲劳裂纹破坏的能力越强。

疲劳韧强比γk/s是材料的断裂韧性KIC与疲劳极限S-1的比值，反映了材料的断裂韧性与疲劳强度的比例关系，疲劳韧强比越大，说明由材料制成的结构在达到相应的疲劳强度要求时，结构抵抗由疲劳裂纹引起的突然破坏的能力越强，结构的破损安全性越好。

对于上述3种反映材料力学特性偏重水平的性能指标，若材料的疲劳强度比和静韧强比越大，说明由此材料制成的结构强度余量越大，飞机在进行大机动飞行或遇到强突风时结构越安全。若不同材料的比疲劳强度水平相差不大，则疲劳韧强比越大的材料其裂纹扩展寿命在总寿命中所占比例越大，由其确定的飞机结构的使用寿命限制越长，更适合制造损伤容限结构；疲劳韧强比越小的材料其裂纹萌生寿命在总寿命中所占比例越大，由其确定的经济修理周期越长，更适合制造耐久性/安全结构。

综上所述，用于飞机结构选材的系列材料性能指标的计算方法与单位如表1所示。

表1 系列材料性能指标的计算方法与单位Table 1 Calculation methods and units of series of material property indices

2 系列材料性能指标在飞机结构选材中的应用

基于系列材料性能指标的飞机结构选材方法如图1所示，具体流程如下。

图1 系列材料性能指标在飞机结构选材中的应用Fig. 1 Application of series of material property indices in aircraft structural material selection

1) 明确选材的结构对象

根据飞机结构的设计需求，确定要进行材料选取的飞机结构。

2) 确定结构功能与设计要求

对结构所处位置、结构受力情况、结构功能需求、结构失效后对飞行安全的影响程度(结构重要度)、结构的维修成本等因素进行明确。

3) 确定结构的设计准则

根据结构的重要度、维修成本和材料特征等因素选取相应的一种或多种设计准则。

4) 确定备选材料范围

根据结构的功能需求和受力情况等因素确定备选材料范围。例如，有透光度要求的座舱盖结构，可以将备选材料划定在有机玻璃和钢化玻璃等透光性材料的范围；有工作温度要求的发动机叶片结构，可以将备选材料划定在钢、钛合金、陶瓷材料等耐热性材料的范围；有电磁要求的雷达罩结构，可以将备选材料划定在碳纤维复合材料和玻璃纤维复合材料等无电磁遮蔽性材料的范围。若选取的结构没有特殊要求，则初步确定的备选材料范围一般是现阶段的主要承力材料，如钢、铝合金、钛合金、复合材料等。

在初步确定了备选材料范围后，可以根据结构的一般性要求进一步缩小备选材料范围。例如，可以根据材料的空间限制和承载水平确定材料比静强度的范围，将不符合的材料剔除；可以根据材料的防腐蚀性要求将抗腐蚀性能不达标的材料剔除；可以根据结构的设计加工制造成本将成本过高的材料剔除等。

5) 进行材料对比并排序

在确定的备选材料范围内，根据结构设计准则，通过对不同材料的系列性能指标的对比，可以对材料的适合程度进行排序。根据结构的承力特性和设计准则，可以分为以下几种情况。

① 对于不承力结构，在材料满足结构功能需求的前提下，仅需根据材料的密度进行对比排序，密度最小的材料最优。

② 仅按静强度准则设计的结构，其一般是只受静载的结构或在全寿命周期内只受少次数小载荷的结构，且结构的刚度一般能自动满足设计要求，仅需根据备选材料的比静强度进行对比排序，比静强度最大的材料最优。

③ 主要按照刚度准则设计的结构主要是结构变形过大引起的失效模式，在所选材料满足静强度要求的前提下，仅需根据备选材料的比刚度进行对比排序，比刚度最大的材料最优。

④ 主要按照安全寿命准则设计的结构，在结构达到安全寿命设计指标时，如果所用材料能够满足结构的静强度和刚度要求，仅需根据备选材料的比疲劳强度进行对比排序，比疲劳强度最大的材料最优。

⑤ 主要按照耐久性准则设计的结构，在结构达到耐久性设计指标时，如果所用材料能够满足静强度和刚度要求，可以根据备选材料的比疲劳强度和疲劳韧强比综合考虑进行对比排序，比疲劳强度越大且疲劳韧强比越小的材料力学性能最优；由于结构耐久性是结构抵抗开裂、腐蚀、热疲劳、剥离、磨损和外来物损伤的能力，对于特殊部位的结构选材，需要在材料力学性能的基础上，结合材料的抗腐蚀老化、热疲劳、硬度等指标进行综合考虑。

⑥ 主要按照损伤容限准则设计的结构，在结构达到损伤容限设计指标时，如果材料能够满足结构在含裂纹状态下的静强度和刚度要求，需根据备选材料的比静韧度、比动韧度和疲劳韧强比综合考虑进行对比排序，比静韧度越大的材料其抗破损安全性更高，比动韧度越大的材料其裂纹相对扩展更慢；在比静韧度值相差不大的情况下，疲劳韧强比越大的材料安全寿命越长，越小的材料经济修理间隔期越长，需根据结构的具体需求具体判断。

⑦ 对于同时按照多种准则设计的结构，选择材料应本着材料性能与各设计指标协调一致的原则，否则，可能会造成材料的某些指标刚达到设计要求，而另一些指标已大幅超出了设计所需，这样不仅会造成材料某些性能指标的浪费，而且会由于材料的“短板”指标的限制使结构的质量增大。因此，首先要根据各设计准则的偏重程度，即各设计准则对应的设计指标之比，根据疲劳强度比、静韧强比或疲劳韧强比进一步缩小备选材料的范围。在缩小后的备选材料范围内，根据最偏重(最优先保证)的结构设计准则，以其对应的材料性能参数为准进行材料排序，性能指标越大的材料越优。

当仍存在材料性能指标冲突的情况(即有些指标较好，而另一些指标较差的情况)，可以参考文献[2-6]方法，从多准则决策的问题出发建立定量评判模型，优选出最优者或较优者。

6) 结构验证与材料终选

根据材料排序，将性能指标最靠前的材料作为初选材料，并验证由此材料加工而成的结构是否满足设计、制造与使用需求。考察内容包括力学性能指标，如静强度、刚度、疲劳寿命、耐久性、损伤容限水平等；经济性指标，如结构材料成本、结构加工成本、结构维护成本、材料供货量等；加工难易程度指标，如硬度、焊接要求、切削性能、熔炼工艺、热处理工艺、表面工艺等；其他指标，如抗腐蚀性要求、体积要求、结构功能性要求等。

若经过验证的材料满足结构设计、制造和使用要求，则此材料即为最终选材；否则，需要选择材料序列中的下一材料继续进行验证，直至满足结构需求；若出现没有合适的材料满足结构要求的情况，则需要考虑将结构的设计、制造或使用要求放宽，或者更改结构设计。

3 应用实例

以某小型民用飞机机翼大梁的选材过程为例对系列材料性能指标的应用方法进行说明。

1) 明确选材的结构对象

选材的结构对象为某小型民用飞机的机翼大梁，机翼大梁是飞机的主承力结构之一，其发生断裂失效或变形失效会直接影响飞机的飞行安全。

2) 确定结构功能与设计要求

机翼大梁的作用一是承力作用，其承受机翼各部件传来的气动载荷以及机翼油箱的自重；二是传力作用，将所受载荷传递给机身，在飞机起飞时给机身提供向上的升力(拉力)，在飞机停放时给机身传递向下的压力以及相应的弯(扭)矩；三是保持机翼的气动外形，使机翼的变形维持在一定的范围内，以保证不发生气动失效。

此机翼大梁经整体铣切制成，对材料的供应尺寸有具体要求，要求原材料截面至少不小于200 mm×60 mm，长度不小于4 m。

机翼大梁的工作温度区间为-55 ～ 80 ℃。在飞机投入使用后，由飞机的制造商根据飞机的飞行小时数定期进行检查修理。

3) 确定结构的设计准则

由于直接影响飞行安全，机翼大梁设计为破损安全结构，即采用损伤容限设计准则；从经济修理的角度出发，由于拆解更换成本过高，机翼大梁同时采用耐久性设计准则；此外，机翼大梁的设计同时要满足静强度和刚度要求。

4) 确定备选材料范围

作为飞机的主承力结构，从材料的力学性能方面考虑，备选材料分为4类，分别是钢、铝合金、钛合金和复合材料。

从使用经济性与保证材料性能的角度出发，根据设计草图，通过受力分析与质量评估，要求材料的比静强度大于0.16 N·m·kg-1，比刚度大于23 N·m·kg-1，比疲劳强度大于0.05 N·m·kg-1，比静韧度大于0.012 N·m3/2·kg-1，比动韧度大于0.000 7 N·m3/2·kg-1。

由于满足结构静强度要求的钢材为高强度钢，而高强度钢对应力集中敏感，破损安全性差，比静韧度均小于0.012 N·m3/2·kg-1，不能满足结构设计需求，将钢材剔除；钛合金与复合材料的性能指标均能满足设计要求，但其材料成本过高，大大超过预算，将其剔除。因此，此飞机机翼大梁结构的材料初选范围是铝合金。

在所有的航空用铝合金范围内，由于铸造铝合金、变形铝合金中的非热处理型合金、以及变形铝合金中热处理型合金的6000系铝-镁-硅合金和8000系铝合金的某些力学性能相对一般，不适合作为飞机的主承力结构，因此将其剔除。在第2轮筛选后，此飞机机翼大梁结构的材料备选范围进一步缩小至2000系铝-铜硬铝合金和7000系铝-锌-镁-铜超硬铝合金。

在2000系铝-铜硬铝合金、7000系铝-锌-镁-铜超硬铝合金中，由于2A01、2A10、2B16等材料抗剪强度较大；2A02、2A16、2A70、2014、2618A等材料在高温下力学性能较好；2A14等材料在低温下力学性能较好；2A50、2B50等材料热加工性能较好；2A11等材料焊接性能较好；7A33等材料耐腐蚀性能较好，这些材料的设计主要是为了满足结构的特殊需求的，而其综合力学性能指标相对一般，也不适合作为飞机的主承力结构，因此将其剔除。此外，又由于2014、2124、2524、7050等材料的供货量不足或供货尺寸不能满足机翼大梁的加工要求，也将其剔除。

在经过3轮筛选后，最后确定的结构选材范围是：2A12、2024、7A04、7A09、7075和7475，其对应尺寸下的供货状态分别是T4、T3510、T6、T73、T73510和T7351。

5) 进行材料对比并排序

几种备选材料的性能指标如表2所示。

由于机翼大梁是根据损伤容限准则和耐久性准则设计的，并且需要满足静强度与刚度要求。因此，应主要根据比静韧度、比动韧度和比疲劳强度这3个指标为依据进行材料的排序，并验证是否满足比静强度和比刚度要求。

可以看出，表2列出的几种材料除2A12-T4铝合金在比疲劳强度上不能满足设计指标要求外，其他材料均满足设计要求。7475-T7351在比静韧度、比动韧度、比疲劳强度、疲劳强度比、静韧强比和疲劳韧强比这6个指标上均为最优。次之的7A04-T6、7A09-T73和7075-T73510这3种材料相比，7075-T73510的比疲劳强度值最高，而7A09-T73的比静韧度和比动韧度值最高，由于机翼大梁关乎飞行安全，更偏重于损伤容限设计准则，因此，疲劳韧强比更高的7A09-T73排序第2；虽然7A04-T6的比动韧度值比7075-T73510更高，但高出不多，且7A04-T6在比疲劳强度值上比7075-T73510相差太远，若制成飞机结构其耐久性寿命会取得较短，影响使用经济性，因此，7075-T73510材料排序第3。剩余排序为7A04-T6和2024-T3510。

表2 几种备选材料的性能指标值Table 2 Property index values of alternative materials

6) 结构验证与材料终选

7475铝合金是铝-锌-镁-铜系热处理强化铝合金，其抗腐蚀性能与7075铝合金相当，且T7351状态与其他状态相比，耐剥蚀与应力腐蚀的性能更高，其应力腐蚀断裂韧度为25.7 MPa·m1/2，在耐腐蚀性能上满足设计要求。该材料具有良好的工艺塑性和超塑性，具有较好的成型性能，满足加工工艺和结构维修的要求。该材料在低温下(-55 ℃)的各项材料性能指标下降不大；且可以保证在最大工作温度(80 ℃)下的长时间服役，满足不同环境温度下的结构考核指标。因此，可以选取7475-T7351作为此机翼大梁的选材。

若从材料经济成本和供货量的角度出发，材料排序第2的7A09-T73铝合金更具优势，且7A09-T73的各项材料性能均较大幅度的超过了设计要求；加之7A09-T73的比疲劳强度与7475-T7351相差不大，静韧强比和疲劳韧强比的排序也很靠前，因此，如果要降低飞机的制造成本，也可以考虑选取7A09-T73作为此机翼大梁的选材。

在确定最终选材前，仍需根据具体材料开展有限元分析和关键部位强度试验，当结构的各项指标通过验证后即可作出材料的终选决定。

4 结 论

1) 在材料比强度、比刚度的基础上，结合飞机机体结构的设计思想，提出了材料比疲劳强度、比静韧度、比动韧度、疲劳强度比、静韧强比、疲劳韧强比共6个材料性能指标的概念与计算方法，并阐述了各材料性能指标的实际含义。

2) 给出了一种具体的飞机结构选材方法，即考虑飞机结构的设计准则与结构设计、制造、使用要求，通过条件筛选缩小备选材料范围，依据系列材料性能指标进行材料对比排序，并通过结构验证确定最终选材。

3) 以某小型民用飞机机翼大梁的选材过程给出了系列材料性能指标的应用实例，对比分析结果表明，7475-T7351铝合金或7A09-T73铝合金材料是较为合适的结构选材。

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张腾男， 博士， 工程师。主要研究方向： 飞机结构强度与使用寿命。

E-mail: zt_gm@126.com

何宇廷男， 博士， 教授， 博士生导师。主要研究方向： 飞机结构强度与使用寿命。

Tel.: 029-84787082

E-mail: heyut666@126.com

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151102.1432.006.html

Seriesofmaterialpropertyindicesandtheirapplicationtomaterialsselectionforaircraftstructure

ZHANGTeng1, 2，HEYuting1,*，TANShen’gang3，WANGXinbo3，ZHANGSheng1

1.AeronauticsandAstronauticsEngineeringCollege,AirForceEngineeringUniversity,Xi’an710038,China2. 94484Troops,Gaomi261500,China3.TheFirstAircraftInstitute,AviationIndustryCorporationofChina,Xi’an710089,China

Inordertoimprovetherationalityofmaterialsselectionforaircraftstructure,consideringfromtheviewpointofmaterialpropertyindices,conceptsandcalculationmethodsofspecificfatiguestrength,specificstatictoughness,specificdynamictoughness,fatiguestaticstrengthratio,toughnessstaticstrengthratioandtoughnessfatiguestrengthratioareputforwardapartfromthecommonparametersofthespecificstaticstrengthandthespecificstiffness.Amaterialsselectionmethodbasedontheseriesofmaterialpropertyindicesisestablished.Thismethodfirstlynarrowsthepossiblematerialsusableindesignbyconsideringthedesigncriteriaandactualin-servicerequirements,thenranksthecandidatesaccordingtotheseriesofmaterialpropertyindicesandchoosesthefinalmaterialthroughstructuralvalidation.Finally,amaterialselectionprocessforanaircraftwingsparisgivenasanexample.

aircraftstructure;materialselectionforanstructure;specificfatiguestrength;specificstatictoughness;specificdynamictoughness;fatiguestaticstrengthratio;toughnessstaticstrengthratio;toughnessfatiguestrengthratio

2015-10-12;Revised2015-10-23;Accepted2015-10-29;Publishedonline2015-11-021432

s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(51475470,51201182)

.Tel.:029-84787082E-mailheyut666@126.com

2015-10-12;退修日期2015-10-23;录用日期2015-10-29；< class="emphasis_bold">网络出版时间

时间：2015-11-021432

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151102.1432.006.html

国家自然科学基金 (51475470,51201182)

.Tel.:029-84787082E-mailheyut666@126.com

张腾, 何宇廷, 谭申刚, 等. 用于飞机结构选材的系列材料性能指标及其应用J. 航空学报,2016,37(10):3170-3177.ZHANGT,HEYT,TANSG,etal.SeriesofmaterialpropertyindicesandtheirapplicationtomaterialsselectionforaircraftstructureJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(10):3170-3177.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2015.0291

V222; V250.3

A

1000-6893(2016)10-3170-08