2.2.4 飞机结构设计原理

飞机结构设计思想是为满足飞机结构设计要求并实现飞机设计目标的结构设计指导思想，飞机结构设计原理是飞机结构设计思想的具体体现，而飞机结构设计准则是飞机结构设计原理的核心。

1.飞机结构设计思想的演变

飞机结构设计思想来源于飞机的结构设计实践和使用经验，同时受当时科技水平和生产力水平的制约。随着对军用飞机战术技术要求和民用飞机使用技术要求的不断提高，随着科技水平和生产力水平的不断发展，飞机结构设计思想经历了一个由简单到复杂、由低级到高级、由传统到现代的发展过程。自100多年前世界第一架飞机问世以来，飞机结构设计思想的演变经历了以下6个发展阶段。

1）静强度设计

从世界第一架飞机问世至今，飞机结构一直按照静强度设计。

2）强度和刚度设计

第一次世界大战以后，随着飞机飞行速度和战术技术/使用技术要求的提高，飞机机翼采用薄翼型和后掠翼，使气动弹性问题变得突出起来。因此，要求飞机结构不仅要有足够的静强度，而且还应有足够的刚度，不仅要避免结构处于共振点附近，而且要保证结构不出现过大的变形而影响飞机的性能。当然，结构变形不仅仅由气动弹性引起，由于飞机是一个弹性机体，在其他严重受载情况下，也会引起飞机结构变形，甚至是有害变形。自20世纪30年代以来，飞机结构设计除用静强度设计外，还采用刚度设计准则。与此同时，振动、航空声也纳入到设计准则中，自那以后的强度设计不仅包括静强度设计，还包括动强度设计。

3）强度、刚度、疲劳（安全寿命）设计

在第二次世界大战后的十多年中，世界各国的军用和民用飞机相继出现了因疲劳破坏而造成的灾难性事故，尤其是1954年，英国的“彗星”号客机连续两次坠入大海中举世瞩目。事后的大量分析和研究表明，只按强度和刚度设计并不能保障飞机结构的安全。由于飞机飞行速度的增加、高强度材料的使用、结构强度分析水平的提高，使得疲劳问题日益突出，为此20世纪50年代提出了基于疲劳的安全寿命设计思想。

4）强度、刚度、安全寿命/损伤容限设计

在20世纪60年代末和70年代的几年中，按照疲劳安全寿命设计的多种美国空军的飞机出现了某些疲劳/断裂事故，如表2-2所示。

事实表明，按照安全寿命设计准则设计的飞机结构并不能保证其在安全使用期内的安全，因为这一准则没有考虑到结构在使用之前实际上已经存在的缺陷。这些缺陷是在材料本身、生产制造、运输和装配过程中不可避免地存在或产生的，尽管这些缺陷十分微小，但大大降低了高强度或超高强度合金的断裂韧性。在重复载荷作用下，这些缺陷不断扩展，直至失稳扩展而造成结构断裂。因此，美国空军于1971年的军用规范中提出了安全寿命/破损安全的结构设计思想作为过渡性措施，并于1974年颁布了世界第一部损伤容限设计规范MIL-A-83444。

损伤容限设计思想承认结构在未使用之前就存在一定程度的未被发现的初始缺陷、裂纹或其他损伤，通过损伤容限特性分析与试验，对于不可检结构给出最大允许的初始缺陷，对于可检结构给出检查周期。

因此，从20世纪70年代初开始，美国军用飞机在强度、刚度、安全寿命设计要求基础上，增加了损伤容限（破损安全和安全裂纹扩展）设计和验证要求，用安全寿命设计确定飞机使用寿命，用损伤容限设计保证飞机使用安全。我国1985年颁布的GJB67系列规范《军用飞机强度和刚度规范》就是采用了安全寿命和损伤容限相结合的设计思想，该国军标一直用到2008年颁布新国军标《军用飞机结构强度规范》为止。

5）强度、刚度、耐久性/损伤容限设计

近30年来，先进的军用和民用飞机的性能不断提高，相应地，飞机的复杂性和成本也迅速增加。因而对飞机的使用寿命要求也越来越高。军用飞机（主要指作战类飞机）的使用寿命从20世纪60年代的1500飞行小时提高到5000～8000飞行小时。运输机从20000飞行小时提高到30000～60000飞行小时。同时，飞机结构在其使用寿命期内工作的可靠性和维修成本的低廉性也成为非常重要的问题。

1974年，美国空军对飞机结构的寿命、可靠性要求作了重大的更新，颁布了第一部规定耐久性设计要求的军用规范MIL-A-008866B。1998年，美国国防部颁布了空军海军通用的飞机结构设计和验证规范JSSG—2006《飞机结构》，规定所有军用飞机都要全面贯彻执行强度、刚度、耐久性和损伤容限设计思想。

尽管20世纪90年代，我国的相关国军标也规定了耐久性设计要求，但由于种种条件的限制并未贯彻执行。我国解放军总装备部于2008年颁布了GJB67A《军用飞机结构强度规范》，全面规定了飞机结构强度、刚度、耐久性和损伤容限设计和验证要求，从此，我国飞机设计走上了耐久性和损伤容限设计思想相结合的道路。

耐久性设计思想和损伤容限设计思想一样，两者都承认结构在未使用之前就存在未被发现的初始缺陷、裂纹或其他损伤。两者不同的是耐久性设计侧重确定飞机使用寿命并保证机体结构具有良好的战备状态和低的使用维修费用，而损伤容限设计则侧重于确保机体结构的使用安全。

这里还要说明的是，耐久性设计并不是完全取代基于疲劳的安全寿命设计，而是包含了安全寿命设计，对于可检可修或可检不可修结构，耐久性设计的指标是经济寿命；对于不可检结构，耐久性设计的寿命指标是安全寿命。这里的经济寿命和安全寿命可统称为耐久性使用寿命。

6）结构可靠性设计

飞机结构可靠性设计思想是将各种设计变量和各种设计准则转换成概率设计准则。美国国防部于1998年颁布的军用规范JSSG—2006《飞机结构》和2005年颁布的MIL-STD-1530C《飞机结构完整性大纲》都规定了飞机结构概率设计准则和结构可靠性设计要求。我国于2008年颁布的GJB67A—2008《军用飞机结构强度规范》也规定了飞机结构可靠性设计要求。

相对于以往的确定性设计准则来说，飞机结构概率设计准则和可靠性设计思想是一种全新的设计思想，尽管这一新的设计思想是最近30多年来在航空界才逐步形成和发展起来，但它有着巨大的生命力和广阔的发展前景。

2.飞机结构设计准则

既然飞机结构设计原理是飞机结构设计思想的具体体现，而飞机结构设计原理的核心是结构设计准则，下面就简单介绍各种飞机结构设计思想的相应设计准则。

1）静强度设计准则

静强度设计准则为结构的强度Pu大于此结构所受的载荷时，结构安全，反之此结构失效。此准则的表达式为

式中：

Pd——结构的极限载荷，极限载荷由限制载荷乘以合适的安全系数得出，即

式中：

Pe——结构的限制载荷；

f——安全系数。

对于飞机结构各部件、构件或零件，其安全系数可能是不同的，一般取f=1.5。在新的国军标GJ B67A—2008中，安全系数称为不确定系数。

限制载荷是飞机在允许的地面和飞行使用中可能产生的最大和最严重的载荷组合。GJB67A规定限制载荷出现概率大于或等于1×10-7/每次飞行。

2）刚度设计准则

结构刚度设计准则为

式中：

δ——结构在极限载荷下的变形量；

[δ]——结构容许的变形量。

对于气动弹性问题提出的刚度要求，其表达式为

式中：

Vma x——飞机的最大飞行速度；

Vcr——飞机结构的临界颤振速度。

3）安全寿命设计准则

基于疲劳强度的安全寿命设计准则：在设计使用载荷谱作用下，按安全寿命设计的机体结构，其安全寿命大于或等于设计使用寿命。其设计准则可表示为

式中：

Ns——飞机结构的安全寿命；

Nsg——飞机的设计使用寿命；

Nex——全尺寸结构的疲劳试验寿命；

nf——疲劳分散系数，一般取4。

4）耐久性设计准则

基于断裂强度的耐久性设计准则：在设计使用载荷/环境谱作用下，按耐久性设计的机体结构，其耐久性使用寿命大于或等于设计使用寿命；并且，在整个设计使用寿命期内，应保证机体结构具有良好的战备状态和低的使用维修费用。其设计准则可表示为

式中：

Njj——耐久性使用寿命（或经济寿命）；

Nsg——设计使用寿命；

Nsh——全尺寸结构耐久性试验寿命（或分析寿命）；

n——耐久性试验（或分析）分散系数，对耐久性试验，一般取n=2，对耐久性分析，一般取n=2～4。

一般来说，耐久性使用寿命主要是根据全尺寸结构耐久性试验并结合相关分析给出的。耐久性判据：当机体结构出现广布疲劳损伤，修理它们已不经济，如果不修理又会引起功能性问题而影响战备状态时，则认为机体结构达到了耐久性使用寿命。

5）损伤容限设计准则

基于断裂强度的损伤容限设计准则：在设计使用载荷/环境谱作用下，按损伤容限设计的机体结构，在给定的不修理使用期内，应使因未能查出的缺陷、裂纹和其他损伤的扩展而造成的飞机失事概率减至最小，以保证机体结构的安全。损伤容限设计把飞机结构设计成缓慢裂纹扩展结构或破损安全结构。

（1）缓慢裂纹扩展结构

缓慢裂纹扩展结构设计准则：裂纹或缺陷不允许达到引起裂纹失稳快速扩展所要求的临界尺寸。其安全性通过对缓慢裂纹扩展采用规定的检测级别在规定的使用期内进行检测来保证。带有亚临界损伤的缓慢裂纹扩展结构的强度应不低于不修理使用期内规定的限制。

（2）破损安全结构

破损安全结构设计准则：结构设计或使失稳快速扩展的裂纹在结构完全破坏之前的一个连续区域内被止裂。其安全性通过残留结构的缓慢裂纹扩展和随后的损伤检测来保证。残留的无损伤结构的强度在不修理使用期内不应低于规定的水平。

为便于更好地了解安全寿命设计、耐久性设计和损伤容限设计思想和相应的设计准则，表2-3给出了这三种设计准则的比较。

6）结构可靠性设计准则

结构可靠性设计的设计准则为

式中：

Rs——结构系统的可靠度；

R*s ——结构系统的可靠性指标。

结构系统的可靠度可表示为

式中：

p——结构系统的破坏概率（或失效概率）。

图2-3给出飞机结构可靠性设计程序框图，由图可以看出，飞机结构可靠性设计总体上分为输入数据、设计、分析、可靠度计算和输出5个阶段。输入数据包括输入载荷统计量、环境统计量和材料统计量。这里的载荷包括静载荷、动载荷、疲劳载荷（载荷谱）和热载荷；这里的环境，既包括环境极值，也包括环境谱。也就是说，载荷/环境和载荷/环境谱是结构可靠性设计的输入。