某型飞机机翼损伤容限设计分析

张皓

摘 要：损伤容限是一种较新的结构设计理论。该理论假设，任何结构材料内部都有来自加工及使用过程的缺陷，而设计者的任务是利用各种损伤理论（如断裂力学）以及给定的外载荷，确定这些缺陷的扩展速度以及结构的剩余强度。随着现代科学技术的发展，单纯的结构疲劳强度设计己经被损伤容限耐久性设计代替。损伤容限耐久性设计成为当前飞机结构设计的准则。

关键词：损伤容限，耐久性，疲劳，缺陷

1 引言

常规疲劳设计方法和局部应力应变法都是以材料的完整性为前提的。但是，实际零构件在加工制造过程中，由于种种原因，往往存在这样那样的缺陷或裂纹。为了考虑初始缺陷或裂纹对疲劳寿命的影响，便在断裂力学和破损-安全设计原理的基础上，提出了一种新的疲劳设计方法———损伤容限设计[1]。

2 机翼的结构受力分析

机翼通常分为中央翼、中外翼击外翼三个盒段。翼盒是机翼盒段的主要承力部件，承受机翼上产生的所有载荷。翼盒由上下壁板前后梁及翼肋组成。上、下壁板起承受气动载荷和维持机翼外形的作用。翼肋分为普通肋和加强肋两种。普通肋不参与总体受力，它的主要功用是承受局部气动载荷和维持剖面形状。加强肋则有两个作用，一是用来承受其他部件传递而来的集中载荷，将它扩散成分布剪流传递到与之相连的壁板和梁所组成的翼盒上，二是将某种形式的分散剪流转换成另一种形式的分散剪流。前后梁的主要外载是由每个肋传来的剪力[2]。

3损伤容限设计

准确地确定各种飞机典型结构的应力强度因子，是飞机结构损伤容限分析的基础。在损伤容限工程中，应力强度因子K可以定义为[3]：

（1）

式中： α 表示参考工作应力

α 对于中心裂纹，指半裂纹长度；对于边裂纹，指裂纹长度

β 表示综合修正因子，与裂纹体几何形状、裂纹儿何形少伏和长度、加载方式以及相邻结沟的裂纹引起的载荷再分配等因素相关。

按照损伤容限要求设计的结构可分为两大类：缓慢裂纹扩展结构和破损安全结构。而后者又包括破损安全多途径传力结构和破损安全止裂结构[4]。

1）缓慢裂纹扩展不可检结构损伤容限

有些结构设计要保证它在整个使用期内不需要修理就能满足寿命要求。另一个用途是缓慢裂纹扩展不可检结构分析简单而且偏于安全，而判断结构是否具备破损安全条件是个复杂的问题。所以，工程上不管结构是什么类型都作为缓慢裂纹扩展不可检结构设计。

2）缓慢裂纹扩展可检结构损伤容限

结构在使用中能够被检查、拆卸和更换，还可以利用结构的可检性提高它的剩余强度。如果主受力构件在尚未达到设计要求寿命时，其剩余强度就已经下降到规定值以下，对结构进行维修更换，从而使整个结构的寿命得以延长。

缓慢裂纹扩展结构的设计特点：

①这种方法使用起来简单可靠，分析工作量小，安全储备较大。这种结构要求结构材料的裂纹扩展速率较低，而且应设计成其初始缺陷扩展到临界裂纹尺寸的寿命大于规定的飞机检修期。

②从设计概念来看，这种结构多属于单传力途径结构或静定结构以及整体结构。

③从可检度方面而言，只有场站或基地级可检与使用中不可检的结构使用与缓慢裂纹扩展结构。

3）破损安全多途径传力结构损伤容限

破损安全多途径传力结构要求当主传力途径失效后残存结构仍能承担最小未修使用期内可能遭遇到的最大载荷。因此，只有当结构满足如下条件时，才真正符合破坏安全多途径传力结构要求：

①在主传力途径失效前，要求结构能够承担在最小未修使用期内可能遭遇的最大载荷；

②在主传力途径失效时，残存结构必须有能力承受引起传力途径失效的载荷，再加上有断裂元件转嫁过来的载荷并考虑动载效应增量；

③必须有足够强的紧固件以保证将失效结构上的载荷传递到残存结构上。

比如机翼：机翼的设计中采用的多梁、多腹板或多桁条结构，都可以看成是一种分散传力结构布局的多路传力结构。

由三块整体壁板通过钢铆钉链接组成的下翼面

特点：多路传力结构保证破损安全比较可靠，许多重要结构和构建，如机翼大梁缘条、加强框等往往采用它。但由于工艺复杂、成本高和重量增加等确定，这种方法的使用受到了一定的限制，不是所有的受力构件都适合采用。

4）破损安全止裂结构损伤容限

破损安全止裂结构是在安全破坏前使裂纹不稳定快速扩展停止在结构的某一连接区域内而设计和制造的结构[5]。该结构通过残存结构在的缓慢裂纹扩展和在后续检查中觉察损伤来保证安全。一般结构采用多个元件组成，适当安置止裂带。这种设计概念对于较长较大的构件常考虑采用。加筋板是这种结构的典型代表。

4 问题研究

损伤容限设计方法是在应用断裂力学的基本原理基础上，从设计、制造、分析评估、试验及维护诸方面全方位地实施结构控制，最终完成损伤容限设计的要求和目标。就机翼来说，损伤容限设计包括以下几个方面。

1）根据各个部位应力水平使用适当的材料（剩余强度）设计载荷，并对结构材料纤维方向及材料本身进行控制。

2）选择结构设计类型并进行相应的结构布局（如多路传力结构、多重元件或止裂构件的布置），以及高度开敞并可检的损伤容限结构的设计与使用，即机翼上壁板合理设计布置维护口盖（包括口盖的大小、位置等），用以检查油箱内部主要受力部件。

3）合理地使用应力水平控制。

4）制造和工艺的控制。紧固件的配合形式及开孔区域的强化同样对结构损伤容限起了至关重要的作用。在机翼盒段设计中对主要受力构件间的连接形式，如梁缘条、梁腹板与梁立柱的连接、壁板与梁的连接、壁板与壁板的搭接等无需拆卸部位采取过盈配合的连接螺栓或者铆钉。而在可卸的主要受力构件，或者是主要受力位置的开孔区域，如中央翼与中外翼的对接孔，则可以采用表面喷丸强化的方式，提高其损伤容限。

5）采用精细的检验程序（向生產部门发出设计文件，根据结构不同的类型和不同的可检度，分类提出损伤检查的详细要求和检查间隔及检查手段和灵敏度要求等）。对机翼来说检验部位则是壁板、梁和翼肋的主要承力部件，如梁上的主要受力部件：上下梁缘条、梁与机身连接接头等；壁板上主要受力部件：壁板与壁板对接位置等；以及主要的受力端肋上的接头等。

5 结论

从设计技术上看，相对于单纯的疲劳设计，损伤容限耐久性设计更具有科学性、理论性和实用性。至今，各国先进飞机的主要设计思想仍是耐久性损伤容限设计。

参考文献：

[l]飞机结构耐久性及损失容限手册[M].第三册航空航天工业部科学技术研究所，1989.

[2]田晓飞， 杨平平， 王梓蓉，等. 模型飞机机翼的受力分析与仿真[J]. 航天制造技术， 2016（3）.

[3] 刘亚龙. 新支线飞机机翼下壁板损伤容限方法研究[D]. 西北工业大学， 2006.

[4] 航空航天工业部科学技术研究院美国空军损伤容限设计手册[M].西安：西北工业大学出版社，1989.

[5] 翟新康，黄其青，殷之平等.飞机整体翼梁结构裂纹扩展试验与分析[J].机械强度， 2008， 29（6）： 987-991.