飞机结构疲劳与结构完整性发展综述

崔德刚,鲍蕊,张睿,刘斌超,欧阳天

1.中国航空工业集团公司 科学技术委员会,北京 100010

2.北京航空航天大学 航空科学与工程学院,北京 100083

3.中国航空研究院 技术研究一部,北京 100012

飞机结构安全是保证飞机性能实现的前提,因而,保证结构安全的设计理念随着人们对结构破坏认识的逐步深入而逐步完善。

20世纪40年代以前,飞机主要用于军事方面,使用寿命较短,且结构设计方法很保守、安全裕度大,疲劳问题因此被一定程度掩盖,结构安全保障策略依赖于静强度设计。第二次世界大战后,飞机的使用目的、使用方法、结构材料、服役条件等均发生较大变化,结构的疲劳问题开始凸显,以主要应对疲劳破坏发展起来的安全寿命设计、破损安全设计、损伤容限设计构建了保障结构安全的理念；在此阶段,强度工程师始终试图通过设计评定以及对设计产品的检测来保证结构安全,这一过程是随着人们对结构破坏形式认识的不断深入和学术领域对疲劳断裂基础理论的逐步建立而不断发展完善的。然而,近40年来,使用中发生的结构失效形式日趋复杂,使用者对结构抵抗不同类型破坏的要求也日益提升；特别是新结构的应用引发的新问题使人们日趋认识到,结构安全保障理念和策略不应只停留在设计阶段,结构的长寿命、高可靠性、高安全性更多是“用”出来的,应对策略应贯穿于全生命周期,结构的安全使用期限应是设计者和使用者考虑了多种损伤形式、并同时考虑维护经济性的综合平衡的结果。即,保障飞机结构安全的措施从仅面向设计研制阶段的规范标准、向贯穿全生命周期的5个任务的结构完整性理念发展。可以说,“安全寿命-破损安全-损伤容限”这一保结构安全理念的形成,是一个理论不断进步、方法不断完善的抗疲劳保结构安全策略的量变的过程,特别是从传统的规范只提出要求和方法,没有给出如何在飞机研制工程实践中的实施途径；而结构完整性大纲提出的5个任务更应该视为一个质变的过程,这个质变不仅包含了工程领域对结构安全策略认识上的转变,也使得强度评定从保障飞机性能实现的从属位置,向着实现飞机性能综合提升的方向转变。

比较遗憾的是,虽然结构完整性的理念提出已有40余年,但即使是在以美国为代表的航空发达国家,仍仅在少部分型号中全部或部分贯彻了全生命周期的5个任务；在中国的主要型号设计领域,相关主要工作仍主要涉及设计研制阶段。本文的主要目的是通过综述结构强度规范到结构完整性大纲的发展历程以及2个典型应用实例,说明在全生命周期内贯彻结构完整性大纲五大任务的基本途径,为飞机型号工程人员提供参考和指导。由于保结构安全理念及相应设计评价方法的形成是伴随理论基础的发展而完善的,故本文相应给出了疲劳断裂相关理论发展的脉络。最后,本文简单阐述了一些本领域的新趋势,但重点在于说明理念发展转变的趋势,对于新技术本身不在本文详述。

1 飞机结构强度标准的发展历程

1.1 从保结构安全理念到结构完整性理念形成

20世纪40年代～80年代,随着一系列航空事故带来的惨痛经验教训和对疲劳问题学术认识的不断进步,飞机设计思想经历了安全寿命设计、破损安全设计、损伤容限设计3个阶段。安全寿命思想认为飞机结构是完好的,且在安全寿命内使用时是安全的,而一旦其服役时间达到安全寿命则应立即退役,所以该思想也被称之为靠“退役”保安全(Safety by Retirement, SBR)。破损安全思想认为,在使用过程中允许一部分结构失效,但在这些失效结构被检出并得到修理之前,剩余的结构必须能够保证整体结构的安全,实现途径的核心在于通过设计实现多通道传力和裂纹缓慢扩展,因此被称为靠“设计”保安全(Safety by Design, SBD)。损伤容限思想的基本出发点是承认结构中存在一定程度未被发现的初始缺陷,然后通过损伤容限分析与试验对不可检结构给出最大允许初始损伤、对可检结构给出检修周期；同时要求结构在服役期间出现疲劳、腐蚀或意外损伤时,剩余的结构能够在损伤被检出前承受规定的载荷而不产生破坏或过大变形,其前提是明确知道结构可能出现损伤的部位,并保证其可检性以及检查维护手段的有效性,因而是靠“检查”保安全(Safety by Inspection, SBI)。

“安全寿命-破损安全-损伤容限”的保结构安全理念在大型运输类飞机的发展和应用中最为完整,无论军机还是民机在评价体系上基本一致。在设计理念更新的推动下,飞机的设计寿命大幅提升,如战斗机的寿命从早期的1 000余小时,逐步提升至3 000小时以上；美国F-16飞机预期延长寿命达到10 000小时；民用飞机的寿命达60 000～90 000小时；由结构疲劳问题引发的航空事故与此前几十年相比大大减少。

此后,结构抗疲劳设计思想进一步发展,从保安全向着进一步提升飞机的经济性和使用性能方面逐步转变,民机和军机所关注的重点略有不同但总的发展方向是一致的。民用领域主要是设计方、使用方和适航当局针对广布疲劳损伤(WFD)问题的重视,引起了相关适航条例的修改,将使用寿命指标从设计服役目标(DSG)的概念转向使用维护大纲的有效性限制(LOV)的概念；而军用领域则考虑了除疲劳损伤之外更多的失效模式,从而发展出了结构耐久性的概念,结构寿命从安全寿命发展到经济寿命,只要维修得当且经济,结构的可使用年限都可以无限制地延长,美国相关专家甚至提出B-52飞机期望使用100年的说法。目前,飞机结构完整性已经发展为飞机结构设计的重要设计思想和技术途径,并成为飞机设计过程中的规范。各种设计理念的变化,在军用飞机方面主要体现在强度规范的更改,在民用飞机方面主要体现在适航条例的修订,特别是大型运输类飞机适航条例的变化,分别在1.2、1.3节详述。

1.2 国内外军用飞机结构完整性与强度规范

美国飞机设计思想从20世纪30年代陆续产生了近10个版本的强度规范。图1给出了规范演变的历程,同时展示出,在20世纪60年代之前,规范更新的速度较慢,这一期间主要是从静强度到动强度再到疲劳强度概念提出；20世纪60年代后,美国的强度规范更新更加频繁,不仅是安全寿命理念、损伤容限理念、耐久性理念的演变,更重要的是逐步形成了结构完整性的构架。1998年美国国防部颁布的联合使用规范指南JSSG-2006《飞机结构》[1]规范中规定了新的设计方法、新的结构布局、新材料、新工艺、新使用方法等,体系完整、结构严密、空海军通用,充分体现用户第一的理念等；2002年7月美国国防部颁布了MIL-HDBK-1530B(USAF)《军用飞机结构完整性大纲》[2],取代了2002年1月的MIL-HDBK-1530A,该版规范中包含了美国空军关于结构完整性实现过程的成功经验,并且将持有成本最小化。此后,美国在2005和2016年分别颁布了MIL-STD-1530C和MIL-STD-1530D。

图1 美国和中国军用飞机强度规范的演变

中国的飞机结构完整性设计思想也经历了类似的演变过程,并在20世纪80年代左右陆续颁布了一系列疲劳设计、损伤容限和耐久性设计标准。1985年由国防科工委发布实施的GJB 67.1～13—85《军用飞机强度和刚度规范》[3]是以美国空军MIL-A-008860A系列规范为主要参考并结合中国当时飞机设计的实际情况而编制的,该规范对于中国轰x、教x、运x、歼x等型号飞机的设计以及现役机种的定寿、延寿和强度验证等起到了非常大的促进作用；1989年,中国颁布了首部飞机结构完整性大纲标准——GJB 775.1—1989《军用飞机结构完整性大纲 飞机要求》,该标准主要参考MIL-STD-1530A,规定了实现军用飞机结构完整性的全部要求和为达到这些要求所应依从的方法[4]；1997年颁布的GJB 2876—97为飞机结构通用规范；2012年颁布了GJB 775A—2012代替 GJB 775.1—1989,是中国当前飞机结构完整性军用规范的最新版本[5]。

《军用飞机结构完整性大纲》综合了数十年强度规范的成果和型号发展经验,全面总结了过去飞机型号发展的经验教训,综合了强度规范的成果,并基于多年的强度规范在飞机研发的应用经验,提出了结构完整性的实施方案即“5个任务”,详见3.1节内容。ASIP提供了满足飞机设计流程的解决方案和路线图,这是有别于其他规范的特点,也是其对飞机结构研制的独特贡献。

目前国内飞机研制通常分为若干个研制阶段,每个阶段都有突出研制任务。在每一阶段任务完成后需要阶段评审。按照中国国家军用标准规定,军用飞机型号研制分为立项论证、方案设计(含初步设计和详细设计)、工程研制、设计定型(即鉴定飞行试验)和生产定型(也称部队使用试验)5个大的阶段,图2给出了结构完整性大纲五大任务与阶段的对应情况。

中国飞机研制比较重视贯彻《军用飞机结构完整性大纲》的各项要求,但是总的来说还处于在应用中摸索的阶段,对如何正确应用5个任务详细要求的思路和方案的认识还不够清晰,而成功应用的案例也不多,需要进一步加强实践。中国飞机研制应进一步加强贯彻实施结构完整性大纲的工作,重视该大纲的实用性和对型号发展的指导性。

1.3 民用飞机结构完整性与适航条例

民用飞机保结构安全设计理念的变化体现在伴随着一次次航空事故推进的适航条例的修订。如图3所示。

图3 飞机结构强度设计思想的发展

1945年,安全寿命设计思想被写入民航条例CAR4b.316,成为静强度思想之后飞机结构抗疲劳保安全的主要对策。然而,“彗星号”飞机事故表明安全寿命思想不足以保证飞机结构安全[6-7],因此当时急需一个新的设计思想来处理飞机结构疲劳问题。1956年,民航条例CAR4b.270中提出了破损安全设计思想,并与安全寿命设计思想二者共存并行,对安全寿命思想形成有利补充[8]。然而,以Lusaka空难为代表的后续一系列航空事故也暴露了破损安全思想的不足。1960—1970年,随着断裂力学在这个时期的蓬勃发展,研究人员对疲劳问题的认识达到了新的高度,并由此催生了新的飞机结构设计思想,即损伤容限思想,飞机除起落架结构外的主结构必须采用损伤容限理念进行设计。随着认识的加深,破损安全思想逐渐分别融入到了安全寿命思想和损伤容限思想中,3种设计思想共同形成了保结构安全理念,大大提高了飞机结构的安全性。

1988年4月, 以Aloha航空事故为代表的一系列事件使人们认识到WFD这种新的疲劳失效形式,并开始关注老龄飞机的结构安全问题。Aloha事故和一系列普查的结果使得飞机的设计方、使用方、适航当局共同对老龄飞机的疲劳问题和广布疲劳损伤问题展开调查研究,并最终对适航条例进行了几次大调整[9-16],具体的内容可参考相关综述文献[17-18]。值得注意的是：

1)虽然WFD仍然主要是疲劳损伤,但WFD还涉及到了老龄飞机普遍存在的腐蚀损伤,即除疲劳损伤之外还考虑了其他损伤形式,这与军机耐久性设计和日历寿命等相关内容具有共通之处。

2)虽然WFD仍然主要是疲劳损伤,但已经无法按照损伤容限的方案来处理。广布疲劳损伤起始对受影响的结构而言,标志着使用寿命的结束[5]。损伤容限理念的基础是能够预计到损伤出现位置,并对损伤能有效检查；而WFD无法按照传统针对疲劳裂纹的检查方法检出,所以损伤容限无法保证结构安全,而需要建立针对WFD的专门的检查方式,并且到期需要更换结构。这实际上就是重新引入了安全寿命设计的思想,采用安全寿命设计+损伤容限设计的思想来共同保证结构安全。

3)虽然WFD仍属于主要由疲劳引起的飞机结构安全性问题,但对其的处理已经不再是设计方单方的任务,而是需要设计方、使用方、适航当局三方共同处理,且处理方法需要对飞机的性能、安全性和经济性作出综合考虑。针对WFD问题所做的适航条例的修订,更重要的变化在于使用LOV来限制飞机的使用期限,取代了传统的DSG概念,飞机达到设计确定的LOV后,可通过维修的经济性与安全性的衡量,确定延长的LOV,这与耐久性概念中将经济修理纳入确定经济寿命的标准有异曲同工之处,同样将结构寿命的确定从设计阶段向全生命周期扩展。

1.4 复合材料飞机结构完整性

先进复合材料已经大量应用于军民用飞机结构中,正成为代替铝合金的主要结构材料。与金属结构中设计与制造之间的线性且相对独立的关系有所不同的是,复合材料结构的制造过程需要材料、设计和制造之间紧密和持续地迭代。此外,复合材料结构完整性的重要因素是“过程控制”而不是依靠检验,因此若在整个设计生产过程上的一个环节出现问题,就会导致带有缺陷的结构。复合材料结构本身的材料属性、结构特征、损伤类型与金属结构的差异,使得在安全性保障方法和理念上与传统金属结构存在显著差别,因而复合材料结构的强度标准是现代飞机结构完整性体系的重要组成部分。复合材料结构完整性的基本要求见图4。

图4 复合材料飞机结构完整性基本要求

飞机上往往采用树脂基复合材料和多层碳纤维单向无纬布铺层。其中,有机材料对环境影响比金属敏感,特别是湿热环境、温度变化的环境影响,因此在基于安全寿命思想设计中通常安全系数需增加附加环境因子,一般为1.15～1.18；碳纤维的特性是具有很高的强度和刚度,但该材料应力-应变关系中没有塑性变形阶段,因此破坏模式呈脆性断裂。不同于金属结构通过“塑性松弛”降低了应力集中系数,复合材料的脆性断裂特性,造成应力集中较金属结构更为严重。

与金属结构主要考虑拉-拉疲劳不同,复合材料结构设计认为静力覆盖拉-拉疲劳；试验表明,复合材料结构在最大疲劳载荷等于80%剩余强度的情况下,经历106循环次数后的剩余强度仍不低于未进行疲劳试验的静强度,因此通常可以不考虑复合材料结构拉-拉疲劳下的寿命问题。然而,复合材料结构在拉-压或压-压疲劳载荷下其剩余强度会有所降低,因而复合材料在拉-压或压-压疲劳载荷下的疲劳行为一直是学术研究和工程实践中的重点。此外,当复合材料层板结构受到低速冲击时,内部会出现大面积的不可视损伤,在循环载荷作用下,层板的承载能力和疲劳性能都明显降低,甚至会突然破坏,造成安全隐患；国内外许多学者对冲击后的复合材料层板疲劳行为进行了试验研究,其重点在于讨论冲击后损伤扩展规律和疲劳应变门槛值[19]。

与金属材料结构的另一个不同在于,复合材料整体结构的应用能够避免传统结构设计理念中的大量相似细节,因此理论上能够避免WFD问题；然而由于损伤容限理念的要求,复合材料结构仍需要具备止裂特性,因而整体结构的止裂研究广泛开展,但目前尚未形成统一的标准。除复合材料结构本身的损伤和寿命评定外,连接结构(包括复合材料接头以及复合材料结构与金属结构的连接接头)的安全性问题也是是复合材料结构完整性评价中被广泛关注的问题。

复合材料于1970年首次在飞机结构上得到应用时,损伤容限的概念已出现在飞机结构设计思想中。在1974年7月颁布的美国空军规范MIL-A-83444《飞机损伤容限要求》中,明确规定了复合材料结构设计须满足损伤容限设计要求。2011年波音首次交付用户以复合材料为主要结构的B787,其复合材料用量达结构重量的50%,并应用到了涉及飞机总体安全的机翼、机身等主结构上,对飞机结构完整性提出了新的问题和需求。为保证复合材料机身结构的安全性,美国适航当局通过咨询通报AC20-107B[20]提出了复合材料飞机结构的结构完整性的补充要求,该要求同样适用于军用飞机复合材料结构的研制；在确定损伤容限和疲劳评定的详细要求时,应注意所考虑结构的损伤危害性全面评定、几何形状、可检性、良好的设计实践和损伤/退化形式。

1.5 小结

结合军用、民用飞机中金属结构和复合材料结构完整性的定义以及发展,飞机结构完整性体系的形成主要在以下方面完成了质的转变:

1)在关注飞机使用的安全可靠的基础上,增加了对经济长寿的关注。

2)将传统的静强度、刚度、耐久性、损伤容限与先进结构以及特殊损伤类型的考虑以及经济维修统筹在一个体系之下,既规定了相关要求,又一一对应地规定了对这些要求的验证要求等。

3)考虑的结构类型更加全面,不仅强调飞机机体主要结构,而且全面考虑影响经济性和安全性的所有次要结构。

4)考虑引起结构损伤的外界条件更加丰富,既考虑了飞机载荷、振动、噪声、气动弹性、气动加热等载荷使用环境,又全面考虑了外界自然环境,包括：化学、核辐射、气候、雷击、外物等。

5)将保障结构安全的策略从设计阶段推向全生命周期,既规定了设计研制阶段和设计定型阶段的要求,又规定了飞机使用阶段的机队管理要求。

2 疲劳和结构完整性的学术认识和分析方法发展

2.1 设计理念转变与学术认识的发展

飞机设计思想的发展既离不开疲劳研究领域学术认识的发展,也离不开工程实践经验教训的积累。学术研究的深入为工程实践提供了理论支持,工程实践为学术研究提供了发展方向。

1900年以前,人们从火车车轴断裂事故开始认识到疲劳问题,工程师对金属零构件的试验研究和分析拉开了采用唯像方法研究疲劳问题的序幕。这一阶段的研究人员主要以工程界人士为主,仍处于初步认识疲劳问题的阶段。

1900—1950年,学术界和工程界沿着采用唯像方法研究金属疲劳问题的道路继续深入,探索并表征了疲劳中诸多因素的影响,为安全寿命设计思想和以名义应力法为代表的相关工程分析方法奠定了理论基础。这一阶段的研究人员既有工程界人士也有学术界人士,且主要是由工程实际向学术研究提出需求,而学术研究则为工程实际而服务。

1950—1980年,随着试验手段的进步,研究人员能够借助显微镜对材料微观行为作出更加精细的观察；另一方面,断裂力学的发展及其在疲劳问题中的应用,使得疲劳问题迎来了发展的分水岭。这一理论基础方面质的飞跃,直接催生了损伤容限设计思想,并指导工程上确定检查间隔；这一阶段主要是由学术研究反哺工程实际,而工程实际则主要应用学术研究的成果。

1980年后,“安全寿命-破损安全-损伤容限”的保结构安全理念建立完善,飞机结构安全性基本得到保障,工程需求基本得到了满足；而学术研究则继续向着更精细更全面的方向发展,学术界与工程界的合作重点从飞机设计思想转向了更为细节的问题。这一阶段中,飞机设计思想的更新中融入了更多损伤形式,也融入了更多经济性方面的考虑；飞机设计思想和结构安全不再是单纯的学术问题或技术问题,而是需要设计方、使用方和适航当局共同来推进。

本部分内容将按照上述发展脉络,分别介绍疲劳研究领域学术认识发展的代表性成果和金属结构工程分析方法；随后将简要介绍目前结构完整性对复合材料结构损伤容限方面的相关考虑。

2.2 疲劳研究领域学术认识发展的代表性成果

目前认为最早开展金属疲劳研究的是德国矿采工程师Albert,他在1829年采用铁链进行了重复载荷试验[21]；系统性的研究工作是由德国工程师Wöhler于1852—1869年在柏林完成的[22]。通过对火车车轴的弯曲、扭转、单轴拉伸试验,Wöhler认识到远低于结构静强度水平载荷重复多次则会导致结构的完全破坏。Wöhler的工作所引出的“采用S-N曲线(又称Wöhler曲线)来表征疲劳寿命”和“疲劳极限”的概念一直沿用至今。1910年,Basquin发现在大部分范围内疲劳寿命循环数与应力水平在双对数坐标系下呈线性关系,并由此提出了描述金属S-N曲线的经验公式[23],奠定了疲劳唯象理论的基础。

S-N曲线理论揭示了控制疲劳寿命的主要因素是结构承受的交变应力的幅值,而对于表征交变应力的另一个特征参量平均应力的影响,始于德国工程师Gerber在1874年提出的不同平均应力水平下疲劳寿命的计算方法,而Goodman也在同时期对平均应力的影响进行了研究[24]。后续研究人员还提出了各种各样的平均应力修正模型,如SWT模型[25]和Walker模型[26]等,有兴趣或有需要的读者可参考相关文献[27-28]。

而针对结构实际使用过程中往往承受变幅或随机载荷的情况,1924年,研究人员开始对疲劳累积损伤理论进行研究；1945年,Palmgren-Miner线性疲劳累积损伤理论(简称Miner理论)问世。Miner线性疲劳累积损伤理论[29]是最早提出、也是最简单直观的累积损伤理论,该理论认为在循环载荷作用下,疲劳损伤是可以线性累加的,各个应力循环之间相互独立、互不相关；而当累加的损伤达到某一数值时,试件或构件就发生疲劳破坏[30]。Miner理论的优点在于简单方便,同时也具备一定的精度,因此仍是目前使用最广泛的疲劳累积损伤理论；然而,Miner理论的缺点在于无法考虑载荷次序的影响。其他的累积损伤理论包括Shanley理论模型[31]、Grover理论模型[32-33]等,但这些理论大多需要大量试验测定的材料参数,或在计算上比较复杂,因此并不适合在工程上的广泛采用[34]。

1920—1950年间,对于疲劳的研究趋于精细化,研究人员开始探究各种因素对疲劳的影响并以此提出各种模型,其中具有深远影响的研究包括金属的腐蚀疲劳[35-36]、Neuber所提出的缺口应力梯度效应[37]、变幅载荷疲劳问题[38]以及材料疲劳强度的Weibull统计学理论[39]等。同时,一系列关于疲劳研究的经典著作在此期间面世[40-48]。

在研究者对疲劳机理不断认识的同时,断裂力学理论快速兴起,以基于断裂力学理论的损伤容限工程评价方法也得到快速发展和应用。1957年,Irwin提出应力强度因子K的概念来描述裂尖的受力状态[49],并由此发展出线弹性断裂力学。1963年,Paris和Erdogan提出了疲劳裂纹扩展速率与应力强度因子变程的幂次律关系式[50],也就是现在所说的Paris公式,成为损伤容限工程方法建立的基础。

作为改进和发展,1970年,Elber[51-52]提出采用有效应力强度因子变程ΔKeff来表征疲劳裂纹扩展速率；1976年提出的Kitagawa图[53]首次确定了线弹性断裂力学的适用范围。同时期的弹塑性断裂力学更加注重塑性在疲劳裂纹扩展过程中的作用,经典成果包括Irwin塑性区尺寸估计[54]、Dugdale塑性区尺寸估计[55]、HRR裂尖场[56-57]、裂尖张开位移CTOD[58]、J积分[59]等；直到今天,仍不乏一些领域内的名家试图采用能够一定程度上考虑塑性作用的参量来表征[60]或采用更贴近疲劳物理机制的模型来预测[61]裂纹扩展速率,有助于做更精细的寿命分析。

随着试验技术的突破和提升,研究者提出了疲劳裂纹扩展过程的若干概念模型,如Forsyth-Ryder[62]裂纹间断性向前扩展模型等。从这个时期开始,疲劳研究产生了许多重要的学科分支,例如疲劳研究中的材料微观疲劳、多轴疲劳、高温疲劳、腐蚀疲劳、微动疲劳、统计疲劳,以及断裂力学研究中的弹塑性断裂力学、概率断裂力学和计算断裂力学等。

从20世纪70年代中期开始,随着复合材料的应用与发展,研究人员也对复合材料的疲劳行为开展了试验研究,尝试定量化地探索载荷参数、试样尺寸、材料体系以及环境条件等因素对复合材料疲劳性能的影响[63-66]。由基体性能退化主导的疲劳损伤扩展机理逐渐被学界所认同[67],并开始尝试建立理论模型去预测复合材料的疲劳寿命,这些模型大致可以分为2类[68]：① 基于宏观失效准则预测寿命[69]；② 基于在疲劳循环过程中测量实际损伤预测寿命,具体又可以分为剩余强度模型[70]和剩余刚度模型[71]。

2.3 金属结构工程分析方法

随着学术认识的加深和工程经验的积累,针对飞机金属结构发展出了安全寿命分析、损伤容限分析、耐久性分析、WFD分析、日历寿命分析以及复合材料结构疲劳分析等多种工程方法。对于安全寿命分析和耐久性分析,工程上有多种广泛接受的方法,在此仅简单对比常用方法的优缺点,方法的具体细节可参考相关文献[30,69,72]；对于损伤容限分析、WFD分析,目前工程界广泛接受的技术体系较为统一,在此简单评述；对中国来说,飞机的日历寿命也是定寿延寿和结构安全的重要一环,在此简要介绍其基本思想；复合材料疲劳分析的工程方法与传统金属结构存在较大差别,并且研究成果众多,在此仅对工程关注的方面给出简单阐述。

2.3.1 安全寿命分析方法

高周疲劳范畴的工程分析方法包括名义应力法、细节疲劳额定值法、应力场强法[73]、临界距离法[74]等；对于低循环疲劳范畴,工程上普遍采用的是局部应力应变法。本节主要给出名义应力法、局部应力应变法和民机细节疲劳额定值法(DFR法)的基本思想和优缺点,如表1所示。特别对于DFR法,考虑军机的适用寿命范围、载荷特点等因素,还发展了军机疲劳分析的DFR方法,其具体考虑和步骤可查阅文献[75]。

表1 工程常用安全寿命分析方法的基本思想与优缺点

2.3.2 损伤容限分析方法

损伤容限理念包括损伤容限设计和损伤容限评定2个部分。

1)损伤容限设计

损伤容限设计的重点是根据设计概念和可检查度来确定结构类型。损伤容限设计包括缓慢裂纹扩展和破损安全2种设计概念。多传力通道和有止裂特性的结构一般规定为缓慢裂纹扩展结构,或在指定的可检查度下规定为破损安全结构。可检查度则与检查技术、方法及可达性有关。

按照损伤容限设计的结构应具备损伤容限特性的3个因素,即临界裂纹值或剩余强度、裂纹扩展、损伤检查,3种要素可以单独、亦可以组合使用,使结构的安全性达到一个规定的水平。图5表示了损伤容限要求中的剩余强度、裂纹扩展和损伤检查的相关性。

图5 损伤容限要求中的剩余强度、裂纹扩展和损伤检查的相关性

2)损伤容限评定

目前工程上主要采用基于断裂力学的确定性损伤容限方法,分散性用分散系数考虑；另外也可以采用概率损伤容限分析(PDT)方法,一种PDT方法是使所有参量或曲线随机化,另一种PDT方法是以检测觉察概率及置信度要求为指标确定的初始裂纹尺寸,以断裂特性可靠性分析所确定的安全断裂韧度和p-da/dN-ΔK曲线进行安全剩余强度(临界裂纹尺寸)评定及安全裂纹扩展寿命计算。

损伤容限评定主要可分为三大工作,即初始损伤假设、剩余强度分析和裂纹扩展分析。

2.3.3 WFD分析方法

广布疲劳损伤分为多部位损伤(MSD)和多元件损伤(MED)2种情况,是指在多个结构位置或多个元件同时存在具有足够尺寸和密度的多条裂纹,从而使得结构出现断裂。从本质上讲,WFD评定并不应该与安全寿命评定、损伤容限评定相并列,其本质上属于疲劳分析,应纳入耐久性分析的框架；WFD裂纹扩展的问题是损伤容限分析的范畴,但考虑WFD问题中将DSG的概念修订为LOV的概念。

WFD分析工程方法的目标是给出用累积飞行次数或/和飞行小时数表示的LOV,同时需要根据试验依据和分析、使用经验或使用经验加上长期使用飞机的拆检结果,给出延长的LOV,并给出对应延长LOV的维护大纲。制定LOV的过程包括以下4步：① 明确LOV候选值；② 筛选出WFD敏感结构；③ 对所有敏感结构进行WFD评定；④ 敲定LOV并拟定必要的维修措施。

设计方法可以根据设计服役目标(DSG)确定LOV候选值,最终的LOV取决于该服役目标满足的程度及防止WFD所要求的维修成本。

2.3.4 耐久性分析方法

耐久性是在规定的使用和维修条件下对结构寿命的一种度量,它是结构可靠性的另一种表现形式。结构耐久性表征了结构抵抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、磨蚀以及外来物损伤作用的能力,良好的结构耐久性要保证结构实现长寿命、高可靠性和经济性的综合要求；对于关键结构而言,疲劳与腐蚀是决定其寿命的主要因素。

结构耐久性中的一个重要概念是经济寿命,其定义为维护及修理飞机比更换飞机有更好的成本效益的寿命周期,其直接形式是修理/更换费用比准则。结构经济寿命是修理前与各次修理后经济寿命的总和。然而,修理费用除取决于修理部位的多少和修理方法的难易外,还涉及到修理体制、经济管理等多方面因素,因而这不是一个纯技术问题。

耐久性分析是在损伤容限设计的分析上发展出来的,它通过估算结构细节由微小的初始缺陷扩展至一个相对较小的宏观裂纹尺寸所经历的寿命,来确定经济维修极限。不同的修理方案对应不同的经济寿命,耐久性分析给出的经济寿命必须对应于指定的修理大纲(修理次数、修理范围、修理量和修理工艺等)。从耐久性分析角度而言,经济寿命准则主要采用“裂纹超越数准则”,也就是用需要进行修理的部位(细节)数量作为维修寿命是否终止的控制指标。

国内外建立和发展并可付诸工程应用的耐久性分析方法主要有概率断裂力学方法(PFMA)、裂纹萌生方法(CIA)、确定性裂纹增长方法(DCGA)等,除此之外还有功能失效概率控制方法、耐久性细节疲劳额定值方法等。各方法的具体实施步骤可参阅文献[76]。

2.3.5 日历寿命分析方法

飞机寿命将飞行小时数、飞行起落数或日历寿命3项指标先达到者作为飞机结构到寿的判据[77]。日历寿命综合考虑了飞机使用强度、飞行载荷谱及服役环境等诸多因素[78]。环境腐蚀会导致结构疲劳寿命降低,日历寿命与疲劳寿命二者并非独立的关系[79]。

技术上来说,日历寿命主要取决于腐蚀环境对飞机机体的腐蚀。结构耐久性试验应在使用环境下施加结构所承受的载荷谱。环境腐蚀对使用寿命的影响则通过专门的试验与分析对疲劳寿命评定结果进行必要的修正,主要包括三方面的关键问题：环境谱与载荷/环境谱的编制、加速腐蚀试验技术、腐蚀环境下结构疲劳寿命评定方法。

对于环境谱的编制来说,工作主要包括地面停放环境谱的编制、结构关键部位地面局部环境谱编制和使用中的环境谱编制及工程简化等。一般通过试验确定若干种实验室典型环境对结构关键部位的疲劳寿命的影响,再通过试验和分析将各种典型环境简化成空中当量环境谱[80]。

加速腐蚀试验技术包括加速腐蚀试验,加速环境谱的编制,以及当量加速关系确定方法等[81-82]；其重点在于确定加速腐蚀当量关系,具体方法包括当量折算法、腐蚀程度对比法以及疲劳强度对比法等[83]。

腐蚀环境下结构疲劳寿命评定方法是引入腐蚀影响系数,以其达到一般环境下疲劳寿命作为评定腐蚀条件下疲劳寿命的准则。

2.4 复合材料结构损伤容限分析方法

在影响复合材料结构安全的诸多损伤类型中,冲击损伤对结构承载能力削弱最严重(特别是对结构压缩强度),是复合材料结构损伤容限重点考虑的损伤类型。对冲击损伤这种最主要的损伤类型而言,可分为如下所述的5类：① 类别1：勉强可见的冲击损伤(BVID)；② 类别2：目视可见冲击损伤(VID)；③ 类别3：可由无复合材料检测专业技能的机组或外场维护人员在其出现后几次飞行期间能可靠检出的损伤；④ 类别4：由已知偶发事件引起限制飞机机动性的离散源损伤；⑤ 类别5：设计准则或结构证实程序未包括,由异常的地面或飞行事件引起的严重损伤。

这5类损伤中类别2、3、4和5损伤均与修理有关。一旦检出损伤,要么对部件进行修理使其恢复到极限载荷能力,要么将其更换,如图6[20]所示。

图6 设计载荷水平与损伤严重程度关系[20]

复合材料的损伤容限设计理念与金属材料相比存在一些差异。复合材料结构的损伤容限设计概念可以按损伤扩展特性的不同分为3类,即：损伤无扩展、损伤缓慢扩展、损伤阻止扩展。

“损伤无扩展”设计理念是为了使飞机服役过程中摆脱冲击损伤对飞行安全的威胁,将冲击威胁包容在设计许用值之中。具体可以表述为：用冲击压缩破坏曲线的门槛值为基础确定设计许用应变值,并以此控制所设计的复合材料结构的工作应变低于这个许用值。

“损伤缓慢扩展”设计理念是指,某些损伤类型在疲劳载荷下其扩展速率是缓慢、稳定和可预测的,则可以考虑采用传统的损伤缓慢扩展方法,要保证有足够可靠且可行的损伤检测方法。

“损伤阻止扩展”设计理念是指,对于某些设计特征处的某些损伤类型,如果有充足可靠的数据证明损伤扩展是可预测的,并且在达到临界值以前能够被机械止裂或终止,则可以考虑采用“损伤阻止扩展”方法。

“损伤无扩展”设计理念的优点是在复合材料面临潜在冲击损伤的威胁情形下,仍然能够将其成功地应用于飞机结构中；但将所有传力工作应变均控制在考虑冲击损伤而确定的许用应变下显得过于保守。相比之下,“损伤缓慢扩展”设计理念能够有效提高复合材料的设计许用应变值,不过“缓慢扩展”的设计理念必须建立在损伤扩展是可预测的基础之上。然而,截至目前,有2个重要问题还未能解决：① 复合材料在使用过程中产生的各种损伤在疲劳载荷下的扩展规律仍然难以预测；② 由试样在单轴或多轴载荷下得到的试验数据能否应用于真实结构在复杂载荷下的损伤扩展预测还有待确定。

在损伤无扩展这一主要的设计理念下,复合材料的强度预测成为初始结构设计的关键。英国学者自20世纪90年代起开始组织World Wide Failure Exercise(WWFE),对诸多失效理论进行对比,并推荐了整体预测精度最高的单层板的5个失效准则[84]。由于各种失效准则均存在一些自身限制,因此,单一地采用某种失效准则进行复合材料多向载荷下的强度预测很难与试验数据都完美地吻合。由于上述的准则基本是单层板的失效准则,对于飞机结构层合板失效需要进一步进行刚度和强度折算,因此难以在工程上得到应用。

波音公司用于审定复合材料主结构损伤容限的方法分为2种[85]。第1种是确定性方法,这种方法基于2组试验与分析：第1组试验与分析设计用于表明含勉强可见的冲击损伤(BVID)结构在设计极限载荷(DUL)下具有正的安全裕度,试验主要包括含BVID的试样与组合件；第2组试验用来表明含大损伤结构在DUL下具有正的安全裕度。第2种方法为半概率方法,这种方法涉及给定冲击能量冲击损伤、某一载荷水平的出现概率,以及检出概率的统计评估；在检查间隔与方法明确的前提下,每个飞行小时破坏风险累积概率应低于10-9。空客公司的损伤容限符合性方法以概率性和半概率性方法为主[86],在损伤容限评定方面对4种不同类型的损伤明确了门槛值。

3 飞机结构完整性指导型号研制实践

3.1 飞机结构完整性大纲的实施途径

飞机结构完整性大纲ASIP是规定飞机结构完整性要求的总纲,其目的是保证经济性条件下、在飞机的整个设计使用寿命期内,结构安全性、耐久性和可保障性处于期望的水平之上。ASIP应满足以下要求：

1)规定与满足使用安全性、适用性和战斗力要求有关的结构完整性要求。

2)确定、评估、验证和审定分析飞机的结构完整性。

3)搜集、评估并应用维护与使用数据,以保证服役飞机结构完整性的连续评价。

4)为制订部队结构维护计划、风险管理、预计寿命周期成本等提供定量资料。

5)为改进未来飞机的结构设计准则以及设计、评估与验证方法提供依据。

中国现有飞机型号的结构设计和验证主要使用GJB 775.1—1989《军用飞机结构完整性大纲 飞机要求》和GJB 2876—97《飞机结构通用规范》,图7[5]是在GJB 775A—2012《军用飞机结构完整性大纲》中描述的5个任务相互关系及实施途径。

图7 军用飞机结构完整性大纲5个任务相互关系及实施路径[5]

3.2 飞机结构完整性大纲的应用案例

飞机结构完整性大纲是总结了多年的飞机结构研制、使用维护的经验总结形成的,其中既包括结构完整性研制的要求和关键概念,也包括了实施途径。“飞机结构完整性大纲”的研制规范,已成为国内外飞机成功研制的基本途径,并基于此取得了一系列的结构研制成功案例,本文选择2个典型案例进行说明。

案例1为B-2飞机的结构完整性应用。B-2隐形轰炸机综合了传统设计和隐身技术,代表了隐身设计的革命性概念；其结构设计的使命是研制满足非传统的飞翼布局和大量采用复合材料主承力部件结构；结构研制全生命期都遵守飞机结构完整性大纲MIL-STD-1530A和强度规范MIL-008860,确保了该机在应用全新技术的情况下成功完成研制。美国空军确信B-2机体直到21世纪都将能够满足美国空军的需求。本节内容按照结构完整性设计的5个主要任务,将B-2设计过程中基于结构完整性要求的前3个任务的相关工作进行总结介绍。

案例2为F-35飞机的结构完整性应用[87]。F-35飞机结构的全生命周期管理项目在国际上是独一无二的,其基于MIL-STD-1530A规范给出的机体结构完整性方法为完成第5代多用途战斗机系统的设计、验证和部队管理提供了必要的框架。凭借其广泛的地面和飞行测试以及最先进的数据收集系统和分析系统,F-35项目能够为全球客户在几十年内提供安全有效的第5代高性能战斗机平台。从另一个角度来说,F-35项目的多国多服务需求驱动了对不同结构完整性哲学的独特考虑,F-35项目自始至终都拥有更广泛更独特的视角,即从验证阶段对各种不同方法的比较中获得对结构各项能力的透彻了解,这使得F-35不仅能够满足其预期的服务需求,还能够应对飞机可能遇到的任何服务需求变化。本节内容按照结构完整性设计的5个主要任务,将F-35设计过程中基于结构完整性要求的5个任务的相关工作进行总结介绍。

3.2.1 案例1：B-2轰炸机结构完整性设计

1)任务Ⅰ：设计输入信息

整体结构开发规范是根据MIL-STD-1530A和MIL-008860规范剪裁的,规范对静强度、耐久性和损伤容限、颤振和发散载荷环境、灰尘、鸟撞、雨蚀、振动噪声、热、核等综合环境下的结构设计提出了要求。特别地,在静强度方面,明确了复合材料设计准则,包含材料特性、许用值、基本铺层强度以及接头许用值要求；在耐久性方面,在寿命和外部物体损伤方面做了规定；在损伤容限方面,从初始缺陷、外部物品冲击损伤深度等提出要求。

2)任务Ⅱ：设计分析与研制试验

B-2研发中应力分析基于NASTAN有限元分析软件,采用一个主模型(全机数模)与洛斯罗普/波音和沃特公司所建立和维护的其他模型建立联系。对于耐久性,损伤容限分析采用基于疲劳模型的应变和裂纹增长模型,模型和数据均由洛斯罗普研发；此外,还完成了动响应、振动噪声、颤振、发散、核武器影响等分析内容。

试样试验方面,作为研发的部分试件试验达到168 700次,其中非金属试验测试160 000次,金属试验测试1 450次,金属/非金属混杂材料试验测试7 250次。值得一提的是,在子装配件试验中,外翼部件测试时包含了一个30 ft(1 ft=30.48 cm)的燃油箱,在15种载荷状态下完成了静力测试；机翼外翼在设计极限载荷的122%时失效,比预期高10%；中央盒段强度达到设计极限荷载的114%。

3)任务Ⅲ：全尺寸试验

B-2机体结构全尺寸试验项目包含了地面试验和飞行试验,其中地面试验包括控制面认证、载荷校准、全尺寸耐久性、全尺寸静力试验等,载荷测试通过飞行试验完成,而颤振试验则在地面和飞行2种状态下完成。

B-2的全尺寸静力试验和耐久性试验是美国空军历史上最成功的试验之一,在很大程度上是由于研制时严格遵守了飞机结构完整性计划的原则。试验结果直接指导了该型号26项结构的设计修改。静力试验完成于1992年,提出了不符合设计要求的12项修改意见,其中5项修改意见贯彻到型号生产中；耐久性试验完成于1993年,报告了93处与设计要求不同的试验结果,通过进一步的分解检查，仅21项更改需要被编入到B-2的后续设计中。

3.2.2 案例2：F-35歼击机的结构完整性设计

F-35结构设计、开发和验证贯彻了基于美军标MIL-STD-1530A的飞机结构完整性大纲,从而成功研制出面向多种需求、多种型别的飞行器平台,并满足全球客户的不同性能和适航要求。F-35 飞机结构研制全生命期中使用的基于性能的规范是前所未有的,将继续作为飞机结构认证的标杆。

1)任务Ⅰ：设计资料

任务Ⅰ的主要目的是为F-35提供适用的设计准则和规定的使用方法,以满足特定的操作和使用需求；其具体内容包括将现有的理论、试验、应用研究成果和操作经验等资料,应用到材料选择和结构设计等工作的具体准则之中。该阶段输入的设计信息和数据用于开发F-35飞机的结构设计,其中大多数结构要求是提供一个安全、耐用和耐损坏的飞行器,比如要求这种飞行器可以服役30年或8 000飞行小时；其他要求则主要包括战斗半径、有效载荷在内的功能性要求。

任务Ⅰ的主要内容包括ASIP主计划,结构设计准则,耐久性和损伤容限控制计划,腐蚀防护控制计划,无损检测控制计划,以及材料、工艺和连接方法的选择等。

为了保证F-35能在新型采购模式下取得成功,研制高鲁棒性的ASIP主计划是不可或缺的。ASIP主计划列出了材料选择、结构设计分析以及认证试验的准则,为鉴别、计划及控制用于认证/验证工作的证明资料提供了实施框架；更低一级的子文档中则提供了具体的实施途径,包括结构分析方法和设计准则、耐久性和损伤容限指南和控制计划、制图要求手册等。

结构设计准则(SDC)是任务Ⅰ中所形成的最基础、最重要的结构要求文件之一。F-35完整的SDC文件包含了飞机设计重量、武器装载使用、速度、载荷、气动弹性稳定性、着陆/舰速度、舰船兼容性等一系列性能参数,以此来确定结构设计载荷并保证每个机型都能满足规范中的性能要求。此外,F-35的SDC文件还详细拆解了8 000飞行小时的服役寿命和JSSG-2006中规定的设计任务使用方法(包括预期任务剖面、多种任务组合、舰基/陆基情况等),以确定每种机型的基准使用载荷谱。最后,SDC还规定了联合项目条例JCS中相关性能要求的验证方法,即通过检查、分析、说明、试验或是上述几种方法的组合,来验证是否满足了所需要的性能要求。

F-35的耐久性和损伤容限(DADT)控制计划的目的是确保断裂关键件符合DADT设计要求和持续的结构完整性。项目专门设立了断裂控制委员会,以确保所有研发部门都遵循一致的DADT控制计划,同时也为产品制造部门提供耐久性与损伤容限方面的指南。类似地,F-35项目通过设立腐蚀防护咨询委员会,监督所有研发部门是否遵循了一致的腐蚀防护控制计划(CPCP)；通过设立无损检测需求评审委员会,指导F-35团队及分包商能够满足一致的无损检测(NDI)要求,并保证飞机在使用中具备便捷可靠的NDI能力。

飞机结构的所有材料、工艺和连接方法都需要经过评审批准。为了提供能够证明结构设计满足要求的工程数据,F-35建立了积木式试验,包括试件级、元件级、子部件级、部件级4个层次；这种积木式试验计划是构成F-35系统测试总体计划的重要部分。其中,试件级和元件级试验的目的即是提供材料许用性能、认证材料和工艺质量、表征连接方法优劣,并校核评估F-35飞机特征结构的强度、耐久性和损伤容限性能。

2)任务Ⅱ：设计分析和研制试验

结构设计方面采用了成熟结构配置。设计初期过分强调了承载能力和结构的通用性,这造成飞机的设计过重,机翼缺乏有效的承载能力；设计后期重点考虑了温度和振动等环境条件。此外,结构设计提出了研究内外部载荷、结构动力学和颤振、以及进行全机级有限元分析(FEA)的要求。

整个设计分析流程可主要分为2个阶段,其中第1阶段的主要目标是保证稳定性和适航性,但ASIP五大任务还需要重点考虑飞机的使用寿命；因此在第2阶段,团队开发了初步的使用载荷谱,用以保证结构设计满足所有寿命方面的要求。

在第1阶段,设计团队在细化结构排布时重点考虑了部件在3个机型之间的通用性(即尽可能使3个机型的特有部件数量降到最少)以缩短设计周期,同时考虑主要结构的选材；而系统设计团队则接收来自飞机任务系统团队所规定的系统部件要求,并预留主要系统的结构空间。第1阶段结束的标准在于,所设计的机体架构中建立完成了主要的传力路径,并确定了主要子系统的位置和附件的构型。

在第2阶段,外载荷依然是重点之一。为了给结构分析小组提供用以进一步细化主结构传力路径所需要的内载荷水平,项目团队开发了初步的全机有限元模型；该有限元模型采用第1阶段的构型并输入更新后的外载荷,计算得到的内载荷则作为结构分析小组进一步优化结构部件尺寸的基础。在这个过程中,为了确定并留出足够的空间和间隙,包括电力、液压、燃油、冷却等在内的所有子系统空间几何都必须确定下来,包括线缆、油路、液压管、冷却管在内的系统附件也是如此。第2阶段结束时,就能得到一个设计成熟的飞机架构了。

最终,温度和振动等环境条件也将包含在载荷信息中进行考虑,且更新的第2阶段结构部件尺寸的有限元模型也将更具代表性；再结合更新后的外载荷,便可对机体部件结构和装配进行最终的设计优化,并生成加工制造的图纸。这些图纸的发布代表了结构细化过程的结束,也代表了用于飞行试验的基本构型已经建立完成。

3)任务Ⅲ：全尺寸试验

F-35项目全尺寸试验阶段建立了全面的地面和飞行测试,其目标是验证设计中的强度、耐久性、振动、颤振、气动伺服弹性和为其他结构分析内容提供数据支持,进一步生成F-35战斗机的安全使用包线以及机队寿命管理所需要的相关数据。

F-35静力试验计划包括3个型号全尺寸的测试项目和3个独立测试的水平尾翼,每个试验件都要经过一套严酷条件的试验,以评估结构在极限状态下的强度和极限载荷。对于多个任务战斗机平台,一般其首次飞行许可是基于一个80%飞行包线内证实的结构分析结果。F-35项目只允许在验证或静力试验确认之前进行40%飞行包线的测试。为了扩大飞行测试范围并支持飞行测试进度,所有3种改型的静力试验必须在较短时间内完成。

F-35A(传统起飞和着陆型别)所有3项全尺寸静力试验都提前完成,没有发现重大问题或任何危及飞行安全的问题。F-35B(短距起飞和垂直着陆的型别)静力试验发现了一个内部武器舱门在负载状态下的干扰问题,需要重新设计；另一个发现是辅助进气门下锁机构的故障,其承载能力小于150%限制载荷,在设计更改后重新独立测试。F-35C(舰载型)静力试验有一个值得注意的发现,即机身结构503段在略低于150%限制载荷情况下破裂,导致测试件进行修复并重新设计了用于生产和飞行测试的部件。以上3种构型的飞机尾翼在多种情况下超出了150%的限制载荷,最高的可达200%；这被证明是一个非常明智的设计,因为后来飞机在扩大飞行包线时,飞行测试发现尾翼需要更强的承载能力。

F-35耐久性结构测试项目包括3个型号全机身测试项目、3个全尺寸水平尾翼和3个垂直尾翼组件测试。载荷谱方面,采用了能够代表1 000个飞行小时后载荷源所致损伤的块谱；特别地,舰载型F-35C每个块谱包括1 000小时的拦阻和1 500小时的弹射。耐久性测试最重要的发现是F-35B在第二倍寿命测试时,主承载的增压舱壁因铝阳极氧化过程于表面腐蚀坑萌生裂纹,并贯穿很大一部分舱壁,直接对F-35设计的铝合金寿命造成严重影响；该发现随后被用于对所有铝部件的审查,以确定潜在的寿命不足。

4)任务Ⅳ：合格审定与部队管理对策

F-35项目合格审定的核心是对仿真结果与测试结果进行相关分析。在全尺寸的地面测试中发现有许多设计情况不符合实际,例如在静力试验中由于机翼结构的负载重新分配导致未能通过极限载荷等等；这些试验发现问题随后被用于对3种型号类别所有相同或相似部件的审查,以确定潜在的寿命隐患,并在早期生产阶段中进行设计更改。

同时,在任务Ⅳ期间,须将任务Ⅲ测试结果用于修正任务Ⅱ的设计分析。首先,通过与飞行试验测量值的相关性来更新初始设计的外部载荷；在全尺寸静态试验中,通过有限元模型预测与应变测量的相关性来验证内部载荷。其次,更新强度分析,以反映飞行试验相关的外部载荷和全尺寸静态试验的结果。最后,将飞行测试相关载荷和更新的强度分析用于更新强度和总结操作限制(SSOR)报告。

类似地,也须将任务Ⅱ中的耐久性分析进行更新,以反映在全尺寸耐久性测试期间飞行测试相关的外部负载和结果。作为这项工作的一部分,工程师对F-35的B型和C型中铝结构的腐蚀坑裂纹萌生寿命进行了重新评估,考虑了蚀刻和阳极氧化的影响,解决了使用寿命不足的问题。

5)任务Ⅴ：机队管理实施

由此前所有努力汇集而成的部队管理是ASIP的最后一个任务。在该任务中,部队需要收集和分析机队使用的实时数据,以此来作出更准确的寿命预测；随着飞行员对飞机性能越来越熟悉,他们能够发现飞机在飞行包线的何处表现最好、以及如何将设计任务执行得最好。

此外,部队有可能会采用新的战略战术,飞机因此会执行与设计情况不同的新任务,而与原有设计载荷谱之间的差异将对实际使用寿命造成影响。当收集到足够多的数据之后,就可以对基准使用载荷谱、设计使用寿命、检查间隔、维护时间点等进行更新。这样,部队就能够通过这些信息,有效地管理机队以保证机队完整率,并降低维护和维修的成本。

4 飞机结构完整性的数字化发展趋势

目前的疲劳与损伤容限评估是一种基于试验的体系方法,其理念是在服役条件和实验室试验条件相似的情况下,将实验室试验得到的数据直接应用到服役结构中；而服役条件和试验条件之间细微的不匹配及其他一系列因素导致的不确定性则采用安全系数来控制[88]。可以说上述相似性思想支撑着现阶段飞机结构完整性评估框架中的许多具体方法,也取得了相当的成功；然而,这种方法也有其不足之处。首先,服役条件是多变的,故而需要执行大量耗时耗力的试验,导致成本极高；其次,一些服役条件由于技术或成本的原因难以在实验室中再现,使得需要采用较大的安全系数；最后,较大的安全系数要求结构具有更大的冗余量,不利于提高性能或降低成本。

未来新一代的航空航天器将用更轻的结构质量承受更大的服役载荷,并在更极端的服役条件下工作更长的时间；因此,结构的冗余量将被要求大大减小,对于结构材料的要求将会更加严苛。这对疲劳与损伤容限评估方法和体系提出了巨大挑战,仅靠现有的评估方法,即通过假设实验室条件下和实操条件下的相似性、并通过较大安全系数来控制不确定性的做法,也许很难满足未来新一代飞行器的要求[89-90]。

随着科学技术的发展,数字孪生(Digital Twin)的概念在21世纪初开始进入航空航天领域。数字孪生体是一个对真实飞行器的综合考虑多物理场、多尺度、概率论等方面的基于物理机制的仿真模型,并通过输入飞行器服役历史和实时更新的传感器数据来做到二者之间的实时匹配[91-92]。可以认为,数字孪生体是一个真实飞行器在虚拟仿真平台上的“双胞胎”,具有与真实飞行器相同的结构、经历相同的服役条件,从而使得相关研究人员可以通过仿真平台上对数字胞机的虚拟试验结果来对真实飞行器的服役状态进行评估；而虚拟仿真平台结果与实际服役情况的细微不匹配则通过真实飞行器上的传感器实时数据对虚拟试验的结果进行校验[93]。可以看出,数字孪生是一个非常宏大的、真实与虚拟相交互的框架,其中需要考虑相当丰富的技术；这些技术不仅要求虚拟试验能够高保真地模拟出飞行器的真实状态,还要求各个部分的模型之间能够相互合作形成一个综合的系统。

有研究认为整个飞行器数字孪生框架可以分为4个部分,即高保真的建模和模拟方法、设计和认证方法、真机健康状态实时监控和寿命预测及延寿技术[94]；即疲劳寿命评估技术在整个飞行器数字孪生框架中占有重要地位。根据数字孪生的内核思想,数字孪生的理念能够全方位克服现有基于试验体系的疲劳与损伤容限评估方法中的诸多不足,具体而言：一部分难以在实验室再现的极端服役条件下的试验可以在虚拟仿真平台上完成,能够大大减少物理试验的成本；使用高性能计算机或超级计算机则能够在较短周期内完成大量虚拟试验内容,缩短整个设计校核工作的周期；基于物理机制建立的模型具有深厚的理论性,其预测出来的结果可靠性相对较高、不确定性较小,能够充分发挥材料和结构的潜力从而减轻结构重量。由此可见,基于数字孪生理念的疲劳与损伤容限评估将同时对经济性和安全性作出巨大推进,并进一步充分挖掘飞机的性能潜力。单从结构完整性的角度来说,从仅依赖于试验的体系向着试验与仿真结合的数字化虚实结合方向发展,是根本理念上的革新性进步；而在更广泛的意义上,甚至可以认为数字孪生理念不仅仅是结构完整性发展的一个方向,而是对整个现有飞机设计体系乃至航空工业体系的革新。

然而,目前水平与数字孪生理念所构筑的美好愿景还相距甚远。

首先,现有基于试验体系的疲劳与损伤容限评估方法和基于数字孪生理念的疲劳与损伤容限评估方法的根本出发点不同,基于二者将势必分别建立出2个不同的体系框架。目前基于试验体系的疲劳与损伤容限评估方法体系已经比较成熟,但基于数字孪生理念的疲劳与损伤容限评估方法体系还是一片空白。不论是从学科发展的规律的角度考虑、还是从未来国家在该领域抢占先机的角度考虑,对于基于数字孪生理念的疲劳与损伤容限评估方法体系的探索研究势在必行。

其次,数字孪生理念所要求的建立高保真的基于物理机制的模型是对现有处理疲劳问题方法的最大挑战；现有的基于试验体系的疲劳与损伤容限评估方法本质上是唯像方法,其物理机制基础不够深厚,无法达到数字孪生中对“基于物理机制的模型”的要求。基于数字孪生理念的疲劳与损伤容限评估方法体系势必要求对材料疲劳宏微观行为具有深厚的理论认识和精确的定量描述方法。美国研究人员已经开始重视这个问题并首先从材料领域入手,由科学院、工程院、医学院、国家研究委员会共同牵头推动“综合计算材料工程”(Integrated Computational Materials Engineering, ICME),旨在通过模拟仿真的手段重构现有的材料科学体系,并为制造设计一体化进程奠定基础[95]；该项目的重要性甚至被提升到国家战略安全的高度[96]。

再次,数字孪生理念和体系中需要处理庞大数量的数据信息,因此对于数据流信息流的处理方法及其在疲劳与损伤容限评估方法中的应用方法也亟待研究。一方面,目前对疲劳物理机制的认识不足、且在短期内可能难以对疲劳物理机制的认识迅速做出重大突破；另一方面,未来数字孪生理念不可能完全舍弃物理试验,而是二者相互补充相辅相成：如何充分利用现有和未来的大量试验数据并充分挖掘这些试验数据的潜力也是必须考虑的问题之一。而从目前来看,基于大数据、人工智能、机器学习等的数据处理和数据分析方法将发挥重要作用。

最后,数字孪生理念和体系中需要处理庞大数量的数据信息并使设计人员快速得到反馈,因此必将对计算精度和计算效率提出软硬件上的要求。软件上来说,现阶段对于疲劳裂纹萌生和扩展的数值模拟方法仍有所欠缺,时常在计算中遇到奇异性和收敛性问题、同时相关问题的计算也存在耗时长效率低的问题；硬件上来说,海量数据信息的传递和处理需要以超算为代表的高性能计算机的支持,从而才能大幅减少设计迭代所需要的时间。

综上所述,数字孪生理念是对整个现有飞机设计体系乃至航空工业体系的革新,而疲劳与损伤容限评估方法是其中的一个重要部分。基于数字孪生理念的疲劳与损伤容限评估方法将在大幅节约时间和经济成本的同时提升安全性,并进一步解放飞机的性能潜力。从目前来看,实现数字孪生理念的美好愿景至少需要对3个方面的研究进行布局：① 对材料疲劳宏微观行为理论及其定量描述方法的研究；② 对基于数字孪生理念的疲劳与损伤容限评估方法体系的研究；③ 对以机器学习为代表的数据处理分析方法及其应用方法的研究。

5 总 结

伴随着飞机使用中出现的一系列事故,飞机结构强度设计思想不断演化。现在,飞机结构完整性已经成为飞机结构设计的重要设计思想,并通过相关标准的颁布,成为飞机结构研制和使用的全生命期中必须遵循的规范和技术手段。为实现满足结构完整性的飞机设计,需要遵守飞机结构完整性大纲的规范中提出的五大任务,并予以正确的贯彻实施。最初的安全寿命设计理念的提出,为飞机抵抗疲劳破坏提供了“第1道安全保障”,随着试验与仿真手段的进步和认识的发展,环境和使用中造成的损伤形式被进一步考虑,结构可检可修等更多先进的结构设计理念被采纳,断裂力学等更多的方法被应用,对裂纹扩展的控制与检测为结构安全提供了第2道、第3道保障。在多道保障下,结构安全性试验验证方法也不断发展,如全尺寸疲劳试验从需做4倍设计寿命,到目前采用做2倍寿命疲劳和1倍寿命损伤容限；结构寿命指标从安全寿命到经济寿命；结构完整性评价从保障最基本的结构安全到影响全生命周期的经济性；而新材料、新结构的完整性评价,也可以促进整机其他性能的提升,特别是复合材料机身的应用可以提高民机舒适性和维护性。未来,随着信息技术与飞机结构技术的发展和融合,基于数字孪生理念的飞机结构完整性将成为重要发展方向。

在科学技术的发展以及工程应用需求两方面的要求下,飞机结构完整性不会停留在目前研究规范的水平和内容,必将继续发展提高,使得飞机结构设计从“必然王国走向自由王国”。