飞机损伤容限设计：延长寿命的重要手段

飞机设计多采用损伤容限设计，其基本思想是：一方面，尽量减小制造缺陷或损伤；另一方面，对可能漏检或使用中生成的疲劳裂纹进行定量评价，在达到临界尺寸之前进行监测和修理。传统的抗疲劳设计是努力控制疲劳的发生，而损伤容限设计则是预测和控制疲劳的发展。如图5-4所示，对检出的裂纹进行断裂力学分析，就可以在设计阶段或不同的检修阶段预测剩余寿命。

图5-4　疲劳裂纹扩展

疲劳寿命预测需要三个方面的信息：

●初始缺陷；

●裂纹扩展特性；

●检测方法和周期。

初始缺陷由无损检测、保全试验或疲劳试验等方法确定。在无法确定时，假定所有孔边都存在角裂纹，深度方向的尺寸大于1.27 mm；假定其他关键部件存在表面裂纹，深度方向的尺寸大于3.175 mm，如图5-5所示。(www.xing528.com)

图5-5　初始缺陷假定（单位：mm）

飞机承受的载荷一般是不规则的，这时首先分析各个应力水平下的裂纹扩展情况，然后进行累加，最后对疲劳寿命进行估算。

定期检修对保证飞行安全是必不可少的环节。此外，对服役期超过设计寿命的飞机，定期检修也是延长其寿命的重要手段。

例5-2　某飞机发生坠落事故的原因为：若干铆钉孔边出现疲劳裂纹且裂纹快速长大，导致后部压力舱壁破坏。求临界裂纹尺寸大小，并分析疲劳破坏过程。事故发生时的飞机高度为7 200 m，客舱压差为0.060 MPa。飞机正常飞行高度为12000 m，压差为0.061 MPa。舱壁视为半球形，曲率半径ρ=2.56 m，由上、下辐板，紧固夹板和放射状加强板组成，各部分用铆钉连接。辐板用2024-T42包覆铝合金制成，厚度为0.82 mm，材料断裂韧度KⅠc=935 N·mm-3/2。稳态破坏抵抗的最大值（上升R曲线的饱和值，参见图5-9）设为2KⅠc。铆钉孔径为3.9 mm，孔中心间隔为18 mm。

解　高度12000 m处的应力为

由此推断：在事故发生之前，在若干个铆钉孔边（约三个孔），疲劳裂纹形核、长大并连为一体，达到临界尺寸61 mm时开始稳态扩展，数个稳态扩展的裂纹合并，达到临界尺寸254 mm之后发生瞬时断裂。