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1、第23卷 第3期飞 行 力 学Vol.23No.32005年9月FLIGHTDYNAMICSSep.2005飞机结构完整性研究现状及发展方向1,222屈玉池,晁祥林,陈 琪(1.西北工业大学航空学院,陕西西安710072;2.中国飞行试验研究院情报档案中心,陕西西安710089) 摘 要:飞机结构完整性是确保飞机安全寿命的重要条件之一。简要介绍了结构完整性在飞机设计中的发展进程及其作用;以F24CöD和F216飞机为例,叙述了结构完整性在飞机结构设计和验证中的应用情况;最后指出当前我国结构完整性技术的研究现状,以及下一步的研究重点。关 键 词:飞机结构完整性;军用规范;载荷谱
2、;损伤容限中图分类号:V215文献标识码:A文章编号:100220853(2005)0320009204引言机寿命的四分之一。然而,正是在关键结构部位存在没有检测出的较大的初始裂纹引发了F2111飞机事 飞机结构完整性大纲是从1957年B247飞机出故。该事故说明,所采用的安全寿命疲劳设计分析方现疲劳问题后提出的,由此对飞机结构完整性的研法存在缺陷,所做的全部疲劳试验并不能预测出这究逐步形成并得到发展,在飞机结构分析中的应用类飞机结构破坏,因此,所应用的MIL2A28860系列于1970年前后发生飞跃。1969年,一架F2111飞机飞机强度和刚度规范不能满足飞机结构完整性要由
3、于机翼关键接头存在漏检裂纹,仅100飞行小时求,迫切需要一种新的满足结构完整性要求的评估就发生事故;在此期间,C25A疲劳试验样机也过早飞机安全寿命的分析方法,由此推动了飞机强度和地产生开裂现象。所以,1975年12月发布的《MIL2刚度规范的改进和飞机结构完整性技术的发展。STD21530A美国空军结构完整性大纲(ASIP)》增加在1970～1980年执行的飞机结构完整性大纲了结构损伤容限和耐久性分析以及地面试验要求,中,结构安全寿命要求通过损伤容限和耐久性分析提高了对飞机结构完整性要求[1]。在以后的十几年体现,并以规范的形式得以贯彻,使飞机结构能承受中,结构完整性技术有了
4、进一步的发展,并形成了在制造、维修或服役期间所形成的裂纹而正常服役。《MIL2A287221(USAF)飞机结构通用规范》和美国军用规范MIL2A283444规定了飞机结构《MIL2A28860B(AS)飞机强度和刚度系列规范》。这的损伤容限要求;MIL2A2008666B规定了耐久性要些规范在近十几年来广泛用于飞机结构设计和验求;MIL2A28867A规定了地面试验要求。这三部规证。随着断裂力学、概率断裂力学的发展,在结构完范反映了当时有关耐久性、损伤容限和地面试验的整性要求的损伤容限、耐久性等分析中又融入了概技术现状,并与其它结构规范共同构成了MIL2率统计方法,使解决随机
5、因素下结构发生破坏问题STD21530飞机结构完整性大纲框架。成为可能,进一步完善了结构完整性理论和方法。MIL2STD21530A把损伤容限和耐久性要求分开,损伤容限用破损2安全概念或缓慢裂纹扩展概念1 飞机结构完整性研究进展设计实现。为了满足耐久性要求,规定试验中所验证飞机的经济寿命必须大于设计服役寿命。在飞机结在1970年以前的结构完整性大纲中,结构分析构评价中,损伤容限和耐久性要求还用来决定部队的重点是静强度和“安全寿命”疲劳设计方法。该方对飞机结构的维修计划,并提供检查、修理的方法和法利用了一种假设,即用疲劳样机代表所有的生产预期的时间。型飞机,假定部队所用飞机的“安
6、全寿命”为疲劳样近十几年来,结构完整性技术有了更进一步的收稿日期:2005202201;修订日期:2005207205作者简介:屈玉池(19612),男,陕西长安人,研究员,主要从事航空发动机结构强度与科技情报信息管理研究。10飞 行 力 学第23卷发展。1985年发布的《MIL2A287221(USAF)飞机结21120世纪80年代的应用状况构通用规范》和1987年发布的《MIL2A28860B(AS)系列飞机强度和刚度规范》是近十几年来用于飞机2.1.1 在旧型号飞机上的应用结构设计和验证的美国军用规范。MIL2A287221规一些旧型号飞机,如C25,F24CöD,A27
7、,C2141,范是一部以结构完整性为纲,处处体现结构完整性T238和T239等,在研制阶段没有进行损伤容限和[2]耐久性分析。结构完整性理论针对这些服役飞机的要求的飞机结构设计和验证规范。该规范的详细结构准则和一般参数明确规定:飞机机体结构应具应用主要体现在对结构件的损伤容限和耐久性分析有足够的结构完整性来满足本规范各个单项要求及方面;结构设计和验证主要体现在对飞机使用极限其可能的组合。该规范的设计和构造参数中,围绕结(经济极限、检查间隔和安全极限)的评定。反映此类构完整性要求规定了飞机各种
