先進戰斗機壽命設計與延壽技術發展綜述

李玉海，王成波，陳亮,,*，董宏達，管宇，邸洪亮，顧宇軒

1. 大連理工大學 運載工程與力學學部，大連 116024

2. 航空工業沈陽飛機設計研究所 綜合強度部，沈陽 110035

隨著航空武器裝備平臺的軍事需求發展和航空科學技術的進步，作為航空平臺的基礎、先進氣動布局可實現性的飛機結構強度技術更是在不斷進步和發展中：一方面，飛機結構不斷向大型化、復雜化、輕質化及功能一體化發展，其工作載荷越來越大，工作環境越來越嚴酷；另一方面，飛機結構因疲勞破壞所造成的損失也越來越大，且由于經濟性，要求飛機結構設計必須能夠最大限度發揮其結構潛力，對壽命指標的要求不斷提高。以美軍為例，其先進戰斗機的壽命指標均在8 000飛行小時以上，甚至通過延壽達到12 000飛行小時。

正是基于上述的迫切需求，國內外學者和飛機設計師不斷探索飛機結構長壽命設計的科學理論和工程實踐，在一次一次的事故或故障中完善自身的技術體系，提升分析與驗證方法的準確性、可靠性與規范性。從20世紀60年代飛機設計中開始引入疲勞準則，經過60多年的發展，飛機結構疲勞設計取得了飛躍發展，形成了完備的設計驗證體系和規范標準。本文以疲勞設計準則的發展為主線，對國內外飛機疲勞工作者研究的熱點問題以及影響結構壽命的重要因素，包括分散系數的確定、載荷譜編制技術、飛機壽命設計與延壽技術、日歷壽命評定、單機壽命監控等技術的形成與發展進行綜合論述。力求厘清各壽命影響要素之間的邏輯關系，促進中國航空裝備疲勞設計技術的進步和長壽命指標的實現。

1 疲勞設計準則的發展

飛機強度設計準則是指為保證飛機結構完整性而對設計、制造、試驗和維護等方面提出的必須滿足的條件和要求。

從20世紀40年代起，隨航空工業的快速發展，結構強度技術也在逐步發展，并體現在相應的標準或規范中。最初的飛機強度設計準則是按靜強度要求提出的，隨著英國2架彗星號噴氣客機由于疲勞問題相繼出現空中解體，開始重視飛機疲勞問題，提出了疲勞強度設計準則，并經過不斷發展完善，成為飛機結構的主要設計準則。

在強度規范制定與修訂過程中，美國空軍的設計與使用數據最為豐富，實踐與經驗教訓也更具代表性，因此，也一直引領著飛機結構強度設計準則的不斷升級與完善。

第1次修改——1960年增加疲勞強度要求，稱為安全壽命規范。1954年英國2架彗星號噴氣客機相繼空中解體，最終確認是由金屬疲勞引起。該事件引起航空界極大震動。美空軍于1960年在靜強度要求基礎上增加了疲勞強度要求，定名為軍用規范MIL-A-8866(飛機強度和剛度、可靠性要求，重復載荷和疲勞)和軍用規范MIL-A-8867(飛機強度和剛度，地面試驗)。

第2次修改——1971年增加斷裂強度要求。1969年美空軍F-111A戰斗轟炸機因機翼樞軸斷裂墜毀，經事故調查確定是由于斷裂強度不足引起的。因此，美空軍于1971年增加了斷裂強度相關要求，改名為軍用規范MIL-A-008866A、008867A。

第3次修改——1974—1975年，廢除疲勞強度要求和安全壽命要求，代之以斷裂強度要求，稱為耐久性和損傷容限規范[1]。

經過幾年實踐，證明斷裂強度要求的合理性。美空軍于1974年頒發了軍用規范MIL-A-83444(飛機損傷容限要求)，這是一個斷裂強度規范。它規定美空軍新飛機的主要受力結構要按這個規范設計，但明確規定該規范不適用于起落架。這主要是由于起落架主要承受動載荷。另一方面，1975年美空軍再次進行修訂，廢除了疲勞強度要求，即廢除了安全壽命要求，完善了斷裂強度要求，改名為軍用規范MIL-A-008866B、008867B。同年12月修改了軍用標準MIL-STD-1530(飛機結構完整性大綱)，改名為MIL-STD-1530A，它是一個對飛機結構完整性的總要求。

1985年，美空軍推出新軍用規范——飛機結構通用規范——MIL-A-87221(USAF)，取代原來的飛機強度和剛度規范——MIL-008860(USAF)系列規范。這套新規范與1975年規范相比的最大特點是改指令性文件為指導性文件，但在內容上沒有很大差別，壽命概念仍采用經濟壽命加損傷容限的概念[2]。

在這段時間，美海軍雖未修訂規范，但他們作了不少分析、研究和積累工作。繼美空軍1985年新規范頒發之后，美海軍航空系統司令部推出了新的軍用規范——飛機強度和剛度MIL-A-8860B(AS)，共9分冊，分別于1986年和1987年頒發，取代1960年頒發的空、海軍共用的MIL-A-8860(ASG)系列規范。這部海軍新規范與空軍新規范相比，有下列2點不同：① 前者采用安全壽命加損傷容限的壽命概念，后者采用經濟壽命加損傷容限概念；② 前者仍為指令性文件，后者為指導性文件。從此美空、海軍飛機強度規范就各自成系統了[2]。

1990年，MIL-A-87221作廢，以AFGS-87221A代之，該規范于1999年頒發，進一步弱化了其指令性功能，而強化其指導性作用。

2005年美國空軍在MIL-STA-1530C中增加了結構破壞風險分析的相關要求。這實際上是一種基于結構可靠性的分析技術，并給出了每次飛行10-7和10-5的失效概率閾值。

2016年，美國空軍對結構完整性大綱進行了最新修訂，發布了MIL-STA-1530D，細化了單機壽命監控和結構健康監控要求[3]。

中國飛機結構強度設計主要依據蘇聯和美國的規范。在航空工業建立和發展之初，主要借鑒蘇聯的規范，采用靜強度設計準則。殲-8及以前的飛機主要都是按照靜強度準則開展設計與驗證工作的。

1985年，GJB67—85系列規范發布，規定把安全壽命設計作為飛機滿足設計使用壽命和可靠性要求的基本方法。具體包括安全壽命和損傷容限設計內容，相當于美國空軍1971年頒發的MIL-A-008866A系列規范[4]。

1989年，GJB775.1—89規范發布，提出了耐久性和損傷容限設計準則，但也允許某些飛機采用安全壽命設計準則，實際上是從安全壽命到耐久性/損傷容限設計準則的過渡規范[5]。

2008年，GJB67系列規范更新，發布了GJB67A—2008系列規范，規定了飛機壽命設計應遵循耐久性和損傷容限設計準則，不再包含安全壽命設計準則[6]。

2012年，借鑒美軍MIL-STD-1530C，對GJB775.1—89規范進行升版，發布了GJB775A—2012軍用飛機結構完整性大綱，除了進一步明確耐久性和損傷容限設計準則外，增加了結構破壞風險分析的相關要求，并給出了與MIL-STD-1530C要求一致的每次飛行10-7和10-5的失效概率閾值[7]。

2 壽命設計與驗證分散系數

分散系數是用于描述疲勞分析和試驗結果的壽命可靠性系數。它與壽命的分布函數、標準差、可靠性要求和載荷譜密切相關，是決定飛機壽命可靠性的指標。定義為中值壽命N50與安全壽命Np的比值：

(1)

式中：N50為服從某種分布形式隨機變量的壽命均值；Np為安全壽命可靠度指標P對應的壽命值。

GJB67.6—85中規定，由于疲勞試驗固有的分散性及飛機服役中所經受的使用載荷譜有可能比設計使用載荷譜更嚴重等原因，在確定飛機使用壽命時，應考慮疲勞分散系數。設計疲勞分散系數應根據所設計飛機的具體情況適當選取。試驗用的分散系數與多種因素有關，隨試驗件數的增加而減少，一般取6.0～4.0[4]。

對于戰斗機，一般認為疲勞壽命服從對數正態分布，對應的疲勞壽命分散系數已取得明顯成果[8-10]，并在飛機的壽命評定方面得到了廣泛的應用。而民機結構的疲勞壽命一般認為服從雙參數威布爾分布，在疲勞設計中采用疲勞強度額定值(Detail Fatigue Rating，DFR)法評定結構疲勞強度，其中引入了基于雙參數威布爾分布的可靠性系數，用于保證疲勞強度可靠性。

對于服從對數正態分布的戰斗機分散系數，不同國家標準按如下3種公式計算。

1) 美國采用數理統計推導方法，推導出只考慮可靠度的分散系數計算公式

Lf=10-upσ0

(2)

式中：σ0為已知標準差；up為與可靠度有關的標準正態偏量系數。

2) 澳大利亞、英國等采用既考慮可靠度又考慮試驗件個數影響的計算公式

(3)

式中：n為試驗件數量。

3) 中國一般采用同時考慮可靠度、置信度和試驗件個數對分散系數影響的計算公式

(4)

式中：uγ為由顯著性水平γ確定的標準正太分布上γ分位點。

文獻[9]分析認為：疲勞分散系數應分為疲勞試驗用和理論計算用2大類，而每一大類又分為裂紋形成壽命分散系數和裂紋擴展壽命分散系數，在此基礎上分析了上述3種分散系數計算方法，認為美國的公式存在3方面不足：① 沒有考慮試驗件數對分散系數的影響，因此不適宜處理疲勞試驗結果；② 沒有考慮置信度的問題；③ 沒有區分開疲勞試驗用和理論計算用的分散系數的差別。澳大利亞和英國的公式雖然考慮了試驗件數量，但仍然存在未考慮置信度和沒有區分開試驗、理論計算用分散系數差別兩方面的不足。式(4) 是目前處理疲勞試驗結果比較完善的分散系數公式。

文獻[9]通過分散系數的變化規律，提出使用2個實際構件進行疲勞試驗較為合理的觀點。這一觀點對于飛機結構有重要意義。文中以一架飛機的左右兩機翼作為2個試驗件為例，如果其中之一發生破壞而另一個未出現破壞，試驗停止。據此推導出分散系數計算公式為

(5)

文獻[11]給出了對數正態分布和威布爾分布2種分散系數的對比：壽命服從對數正態概率分布，對于相同的可靠度和置信度指標，分散系數與材料無關；而壽命服從威布爾分布，分散系數不僅取決于可靠度和置信度指標，也與材料密切相關。表1、表2分別給出了對數正態分布和雙參數威布爾分布的分散系數取值。

表1 對數正態分布分散系數取值

表2 雙參數威布爾分布分散系數取值

在同樣的可靠度和置信度指標下，鋁合金的分散系數明顯小于鈦合金和高強鋼。

隨著單機壽命監控和結構健康監控技術的實施，國內外對監控飛機的壽命分散系數開展了研究。如英國軍用飛機使用規范明確規定[12-13]：對于不采用單機壽命監控的飛機，分散系數為5；而采用單機壽命監控的飛機，分散系數可取3.33。

文獻[14]認為，服役飛機結構的分散系數由2部分構成：包括考慮載荷情況的分散性和考慮結構材料與制造質量的分散性，并認為總的分散系數取值可以表示為兩者的乘積，即：

Lf=(Lf)L×(Lf)d

(6)

式中：(Lf)L為考慮載荷情況的分散系數，通常對應90%的可靠度；(Lf)d為結構狀態(材料與制造質量)的分散系數，通常對應99.9%的可靠度。

文獻[14]在進一步分析了國內外飛機規范和分散系數取值的基礎上，認為載荷分散系數取值1.5是較為合理的，則對應基準譜下機群定壽分散系數為4.0或5.0的結構狀態分散系數取值為2.67～3.33。

文獻[14]通過對3個機型所有飛機6年當量損傷數據的統計分析，表明由不同單機載荷歷程造成當量損傷的對數標準差為0.069～0.162 3，相應的載荷分散系數為1.226～1.614，證明了1.5 的載荷分散系數的合理性。

文獻[15]分析認為，影響疲勞壽命分散的諸多因素可以分為2類：固有分散特性和外在分散特性。其中固有分散特性指的是由于材料、加工、裝配等導致的僅與結構特性有關的分散性，簡稱為結構分散性；而外在分散性指的是使用條件(載荷條件和環境條件)的分散性，通常指的是載荷條件的分散。這2種分散特性均可用連續型隨機變量描述，并且相互獨立。這段描述與文獻[14]的描述基本相同。但與文獻[14]不同的是，文獻[15]和[16]針對分散系數定義中的對數標準差的構成進行分析，認為當載荷譜和結構分散均可用對數正態分布描述時，綜合結構和載荷譜分散性的疲勞壽命也服從對數正態分布，滿足

(7)

式中：σL和σS分別為反映載荷和結構分散性的對數標準差；N為循環數；μ0為母體標準差。

對于分散系數Lf=10upσ0，σ0=0.150，0.176， 0.200和可靠度P=99.9%下分散系數取值見表3。當P=99.9%時，Lf=4～6綜合考慮了結構和載荷譜的分散性，記為Lf0，代表平均使用情況下的載荷譜，可用于機群定壽。當載荷譜指定時，壽命分散僅由結構分散性引起，取典型的σS=0.08，0.10，0.11，0.12和P=99.9%，此時，單機結構疲勞分散系數記為Lf,S=10upσS，在表3中一并列出。

表3 疲勞分散系數

由表3可見，單機疲勞分散系數明顯小于機群，美國海軍推薦取單機疲勞分散系數為2，對應的結構標準差為σS=0.10。

在此基礎上，文獻[15]進一步得到結論：載荷譜確定時的壽命分散系數遠小于綜合結構和載荷譜分散性時的分散系數，在進行單機壽命管理時，應降低分散系數取值。按全壽命可靠度要求，在載荷譜分散性確定的情況下，可以通過提高載荷譜嚴重水平，取僅反映結構分散的分散系數確定安全壽命。

美軍飛機壽命設計實踐，經歷了分散系數由高到低的變化過程。文獻[17]回顧了F-15飛機的壽命設計與試驗，在1974—1976年最初的疲勞試驗中，采用安全壽命定壽思想，分散系數取4，給出4 000 飛行小時壽命。1981年，引入損傷容限設計，將分散系數由4降到2，由此仍依據1974—1976年的試驗結果，給出了壽命指標為8 000 飛行小時。1988—1994年進行了新編載荷譜下的機翼-中機身組合疲勞試驗，完成18 133飛行小時試驗，分散系數取2，給出了壽命指標為9 000 飛行小時。具體見表4。

表4 F-15服役壽命的評估

在F-35系列飛機壽命設計中，美針對空、海軍不同類型飛機采用的不同的分散系數[18]，見表5。

表5 F-35系列飛機耐久性/損傷容限設計分散系數

老齡飛機延壽問題一直是國內外關注的熱點，老齡飛機材料和新材料的分散系數是否存在差異，是老齡飛機延壽面臨的突出問題。為支撐了服役老齡飛機材料和新材料分散系數確定試驗與分析工作。通過7組試驗件的耐久性對比試驗，得出結論：中等應力水平下老齡飛機材料平均分散系數為2.48，新材料平均分散系數為2.19，分散性相當，也與表3中單機的分散系數相吻合。

3 載荷譜編制技術發展

編制恰當的載荷譜是飛機結構疲勞、損傷容限和耐久性設計或現有機種壽命評定的首要工作，它對后續的分析和試驗工作的成敗、經費、工作量和時間都有重大的影響。因此，國內外對編制飛機的載荷譜都做了大量的研究工作，提出了許多編譜方法。本文從載荷譜的分類、設計使用譜編制方法、國內外載荷譜編制發展歷程和嚴重譜編制發展歷程4個方面對載荷譜編制技術發展進行了闡述。

3.1 載荷譜的分類

飛機載荷譜就是描述飛機結構在服役使用的整個過程中所經歷的載荷-時間歷程，它有如下幾層含義：

1) 載荷譜從譜的原始形態上來說，表現為載荷大小隨著時間的變化情況，即載荷-時間歷程。原始形態的載荷-時間歷程因為種種原因難以直接用于結構的分析和試驗，因此載荷譜是對客觀的載荷-時間歷程進行主觀加工的反映。

2) 從工程實際上來說，在新型號設計階段，還不存在這種原始的載荷-時間歷程，必須依據研制技術要求、參照相關規范或以往類似機型的相關數據及經驗來編制設計使用載荷譜。

3) 從編制載荷譜的角度來看，載荷譜實質上是工程結構使用中各級載荷大小出現頻次的排列，因此，載荷譜有3個基本要素：載荷大小、出現頻次和先后順序，它們都對結構使用壽命直接影響，這3個要素缺一不可。從某種程度上來說，載荷譜編制的過程實質上就是把疲勞載荷的時域轉換為頻域的過程，也是按可靠性設計要求對疲勞載荷進行統計分析的過程。

編制載荷譜的目標是給出某種機型機群在整個壽命期間中所經歷的載荷-時間歷程的代表。疲勞載荷譜可以從不同角度進行分類。下面以飛機結構為例進行具體的分類[19]：

1) 按疲勞載荷來源可分為機動載荷譜、陣風載荷譜、地面載荷譜、座艙增壓譜、振動譜、聲載荷譜、熱載荷譜等。

2) 按編譜目的可分為：重心過載譜——根據飛機三向重心過載(主要是法向過載)的時間歷程而編制的譜，該譜主要作用于評價載荷譜的嚴重程度，且作為編制飛機部件載荷譜或應力譜的基本輸入；試驗譜——主要用于飛機全機或機體部件的全尺寸疲勞試驗；分析譜——主要用于結構的疲勞(耐久性)和損傷容限分析。

3) 按結構所處的階段分為：設計使用載荷譜——在飛機設計階段為進行疲勞分析和疲勞試驗所編制的載荷譜；服役使用載荷譜——在飛機服役期間(有時也包括設計定型后期或領先飛行期間)通過專門的飛行試驗或疲勞載荷監控所編制的載荷譜。

4) 按疲勞監控的飛機范圍和數量分為：單機使用載荷譜——飛機機隊中每架飛機在整個使用壽命期內的載荷經歷，一般通過單機監控獲得；機隊基準使用載荷譜——代表飛機機隊平均使用情況的載荷譜，一般通過抽樣監控獲得。有時把它稱為機隊平均使用載荷譜；飛機基準使用載荷譜——代表某一型號飛機所有機隊平均使用情況的載荷譜。換句話說，它是該型飛機所有機隊基準使用載荷譜的加權平均載荷譜。

5) 按譜型和載荷順序分：無順序載荷譜——指各級載荷大小的實有頻數或累積頻數。在這種譜中，沒有載荷順序的信息；程序塊譜——以一定飛行時間為加載周期(如100小時或一個飛行訓練周期)、且載荷順序為固定程序的載荷譜。這固定程序的載荷順序一般為低—高—低、低—高或高—低等；飛—續—飛譜——按一次飛行接著一次飛行所構成的載荷譜。在一次飛行或一次飛行的一個任務段中，載荷順序可以是隨機的，也可以是程序化的。各次飛行之間的排列可以是隨機的，也可以是程序化的。

6) 按任務剖面形式分：任務段譜——按任務段編制的載荷譜；任務譜——按任務種類編制的載荷譜。一般來說，它由任務段譜導出，也可直接從實測結果給出；總譜——按飛機所有使用剖面編制的載荷譜，可由任務段譜或任務譜導出。

3.2 飛機設計使用譜編制方法

按照編譜的數據來源可以分為3種基本編譜方法：統計比較分析法、飛行模擬法和飛行實測數據統計分析法。在實際載荷譜編制過程中，可能每種方法的數據來源不完整，需要使用其他方法來進行補充，因此會形成以其中一種編譜方法為主，其余編譜方法作為數據補充或者數據驗證的情況。

統計比較分析法是以類似飛機的典型飛行任務(或任務段)空測的載荷譜數據為基礎，考慮新設計飛機的性能變化、設計使用用途和壽命要求作適當的修正處理，然后利用統計分析的方法得到新設計飛機的總譜。如果新設計的飛機性能與規范推薦載荷譜統計數據的飛機類似，可以直接使用該數據得到新設計飛機的合成法向過載超越數曲線這種方法比較簡單，適用于改型機或性能相差不大的新機設計。

飛行模擬法是對于有獨特性能或使用要求的新飛機研制，一般應當采用飛行模擬與統計分析相結合的方法獲得飛機的法向過載超越數曲線。其方法是：由駕駛員操縱飛機飛行模擬器，模擬各種典型飛行任務，同時測量相應的各種飛行參數的時間歷程，然后對法向過載作統計分析，得到飛機重心法向過載超越數曲線。分析其他飛行參數，可以得到飛機的典型載荷狀態。

飛行實測數據統計分析法是指在部分或全部服役飛機上安裝各種飛行參數記錄儀器，連續記錄該型飛機使用的真實載荷時間歷程。當記錄數據積累到一定量后，利用統計分析的方法對它們進行處理，得到該型飛機服役使用的載荷譜。這種方法的真實性好，但只有在飛機批量生產并投入服役使用后一段時間才能得到。

3.3 國內外載荷譜編制發展歷程

國內外對編制載荷譜方法的研究有很長的歷史，載荷譜編制的方法與認識疲勞問題的能力、飛機設計準則的發展密切相關。隨著技術的不斷進步、社會科學技術水平的不斷提高，載荷譜編制經歷了由淺入深、從低級到高級的階段。在20世紀40至50年代，飛機按靜強度設計時，主要是常幅載荷譜，由于結構的剛度和強度往往具有較大的裕度，常幅載荷譜基本滿足當時的需求。直到1954年，英國2架彗星1號飛機相繼失事，機體疲勞問題引起全世界航空界的重視，安全壽命設計思想也隨之產生。50年代至60年代開始采用程序塊譜。隨著航空工業的不斷發展，現代飛機結構承受的載荷更加復雜，結構疲勞問題日益嚴重，按照安全壽命思想設計的飛機往往不能保證安全。1969年美國F-111飛機的飛行事故導致飛機設計思想的新一次變革，從70年代開始，設計飛機時需要同時考慮安全壽命設計、耐久性設計和損傷容限，這就意味著要求編制飛-續-飛設計使用載荷譜。損傷容限和耐久性設計準則是以斷裂力學為理論基礎的，同時斷裂力學的研究也促進了飛-續-飛載荷譜的研究。例如，應力相互作用和高載遲滯效應對裂紋形成壽命和裂紋擴展壽命有很大的影響，載荷順序和塊的大小對壽命的影響有數倍之多。這些研究說明編制載荷譜不僅需要考慮載荷的大小、頻率的要素，還需要考慮載荷出現的順序，傳統的程序塊譜已經不能很好地反映實際的載荷-時間歷程，而飛-續-飛載荷譜正好可以在這些方面很好地反映實際受載過程，因此，飛-續-飛載荷譜迅速發展是必然的結果。進入21世紀后，又需要分別編制耐久性設計使用載荷譜和損傷容限設計使用載荷譜，用于驗證設計使用壽命。

國內對載荷譜的研究相對較晚，從20世紀60年代才開始進行載荷譜的實測工作。空一所從1965年開始完成了米格-15飛機32個起落的單參數載荷譜實測，飛行試驗研究院對殲-6飛機進行了參數法載荷譜實測，兩者是中國對于載荷譜實測最早的嘗試之舉。從70年代開始，中國學者參考國外載荷譜編制方法，提出了編制飛機設計使用載荷譜的任務分析法，編入了《軍用飛機強度和剛度規范》中，80年代后研制的各型號的設計使用載荷譜基本上都是按照這一方法進行編制的。

由于傳統均值編譜方法忽略了載荷順序和載荷狀態的相應信息，20世紀90年代初期，張福澤[20]針對平均載荷譜不能真實反映實際飛行載荷作用順序和載荷狀態對結構壽命的影響，通過計算找出符合數理統計概念的每個實測科目的中值壽命的起落，以這些實測的中值或者平均壽命的起落進行編譜。采用中值或者平均壽命對應的飛行起落編制完整載荷譜的方法，即代表起落編制平均譜的代表起落法，該方法可以保持實際飛行科目各動作間的真實先后順序和各動作的真實載荷狀態，反映載荷作用順序和真實載荷狀態對壽命的影響。田丁栓等[21]提出在用實測飛行準確測量結構飛行載荷的基礎上，用累積損傷子樣平均值作為選取代表起落的指標，用機隊飛機外場實際使用飛行數據大子樣作為代表起落選取的基準，以該方法選取代表起落編制的飛機載荷譜能真實反映機隊飛機的平均使用情況。王智等[22]通過對飛行使用情況的統計分析，在“用中值壽命(損傷)代表起落編制飛機載荷譜方法”的基礎上，提出用代表中值損傷的飛機實用“飛行大綱”來編排各代表起落的編譜方法，可真實地反映整個機群的平均使用情況。閻楚良和高鎮同[23]運用當量壽命概率分布技術，在滿足高置信度(90%以上)條件下，提出了中值隨機疲勞載荷譜的編制原理。通過對中值隨機疲勞載荷譜與確定飛機使用壽命的分散系數法一致性進行研究，真實地展現結構在實際工作中的自然形態載荷-時間歷程，保持了載荷-時間和各個狀態參數的一一對應關系。隋福成和劉文珽[24]在分析飛機全尺寸結構疲勞試驗中采用等幅試驗載荷譜的意義與適用性基礎上，建立由飛-續-飛隨機疲勞載荷譜編制出與其損傷等效的等幅載荷譜的方法。劉小冬等[25]分析了飛行模擬仿真法編制新機設計載荷譜的特點，利用全機設計譜編制中已有的數據和同類飛機的實測統計資料，闡述了整體油箱壓力/應力譜和垂尾陣風側滑機動譜等殲擊機特殊部件設計載荷譜的編制方法。陳亮等[26]在有人機載荷譜編制經驗的基礎上，通過研究無人作戰飛機的使用特點，確定了無人作戰飛機的典型使用任務剖面，結合典型試驗件的疲勞試驗結果，探索了無人作戰飛機載荷譜的編譜原則，以及高載截取和低載截除的方法，在某型無人作戰飛機的結構疲勞分析和壽命評定中得到了應用。

3.4 嚴重譜編制發展歷程

《美國國防部聯合使用規范指南》(JSSG-2006)中規定，耐久性載荷譜應代表比機隊飛機平均使用更嚴重的情況，對于90%機隊飛機滿足使用壽命的要求是合理和可接受的。同時，該指南中也指出統計分散性及超越數調整是產生90%機隊飛機在使用壽命內預計要經歷的超越數的基礎。

國外關于載荷譜加重的研究有很多，其中應用最成功的是空客A380的全機靜力試驗和全尺寸疲勞試驗，兩者僅耗時23個月和26個月[27]。德國IABG公司專家透露，為了節省時間，A380疲勞試驗采取了載荷加重1.1倍的做法。國內對載荷譜加重方面近年來也有不少研究。賀小帆等[28]對GJB67.6A—2008提出的“采用90%譜(嚴重譜)進行飛機結構耐久性分析和試驗”中的載荷譜嚴重程度選取準則進行深入研究，以機群載荷損傷分散性描述機群載荷分散性，探索了載荷譜嚴重程度的選取方法。分析表明嚴重譜的嚴重程度與載荷損傷分散性和結構分散性均有關，基于損傷的90%嚴重譜可以保證機群內超過99%飛機的使用安全。董登科等[29]介紹了疲勞載荷譜的加重方法，導出應力水平的變化與壽命之間的關系，對于等幅譜、程序塊譜和隨機譜，均可采用載荷加重的方法，但其中隨機譜加重時，必須最大載荷和最小載荷同時放大。張侃等[30]等通過經典的疲勞裂紋擴展公式推導出載荷加重系數與壽命之間的關系。張文東等[31]對隨機疲勞載荷譜下單裂紋的擴展壽命進行研究，提出基于循環次數的次估算法和基于譜塊數的塊估算法。張佳佳等[32]將任務分析法與統計思想相結合，建立基于飛行科目統計分析的嚴重譜編制方法。王創奇和孟新意[33]針對基準譜和嚴重譜之間的差異性，提出基準譜和嚴重譜的折算思路和方法。

4 壽命設計與延壽技術發展

4.1 壽命設計技術發展

如本文第1部分所述，20世紀60年代以前，飛機都是按靜強度設計的，最初飛機設計的應力水平并不高，結構強度儲備較大，所采用的材料韌性較好，飛機的壽命也較短，因此結構疲勞壽命問題并不突出。但隨著航空工業的發展，對飛機的使用壽命要求越來越高，同時為了減重往往采用高強度材料或相應的熱處理工藝，忽略了材料韌性的降低對疲勞性能的影響，當使用應力水平提高后，疲勞破壞的災難性事故頻發，人們才逐漸意識到，必須在飛機結構設計中考慮抗疲勞設計，從而引入了壽命設計概念。

最早飛機壽命設計采用的是安全壽命設計思想，該思想是建立在結構無初始缺陷的基礎上，即認為飛機在生產制造、裝配過程中通過嚴格的質量控制已確保零部件沒有損傷，同時要求結構在使用壽命期內不出現宏觀可檢裂紋，一旦結構出現宏觀可檢裂紋，就認為結構已經破壞。該思想采用的設計方法主要通過合理的抗疲勞設計及適當的工藝使結構的初始缺陷減至最小，通過計算分析和疲勞試驗確定飛機結構的疲勞危險部位和疲勞壽命，再通過考慮適當的疲勞分散系數給出飛機的安全壽命。

國內外飛機結構安全壽命設計和分析方法較為成熟，常用主要有名義應力法、應力嚴重系數法和局部應力應變法。

最初疲勞分析普遍采用的是名義應力法，其假定對于相同材料制成的任意構件，只要其應力集中系數Kt相同，載荷譜相同，則它們的壽命相同[34]。該方法主要通過結構疲勞危險部位的名義應力譜、理論應力集中系數Kt和所使用材料的S-N曲線得到等壽命曲線，通過查找等壽命曲線來進行疲勞壽命分析，適用于構件應力水平較低部位的疲勞壽命分析，它主要適用于構件的中、長壽命區(105～107)。

隨著有限元仿真分析技術的發展，在名義應力法的基礎上進一步形成了應力嚴重系數法，該方法主要是在有限元細節建模和應力分析的基礎上，計算出釘傳載荷和旁路載荷，綜合考慮分析部位緊固件的受載形式、裝配形式和表面處理等因素確定出結構連接部位釘孔的應力嚴重系數，通過查找材料等壽命曲線來進行疲勞壽命分析，主要用于飛機結構連接部位細節的疲勞壽命分析。

隨著戰斗機結構應力水平的提高，局部應力集中的部位已進入塑性，這些部位顯然已不適用名義應力法及應力嚴重系數法進行疲勞設計分析。L.F.Coffin和S.S.Manson提出了塑性應變幅和疲勞壽命之間的經驗關系，即Coffin-Manson公式為

(8)

式中：εa為塑性應變幅；σ′f為疲勞強度系數；ε′f為疲勞延續系數；Nf為疲勞壽命；E為彈性模量；b為疲勞強度指數；c為疲勞延續指數。

隨后形成了基于應變的疲勞壽命分析方法，稱為局部應力應變法。該方法將結構細節處的名義應力譜，通過彈塑性分析并利用材料的循環σ-ε響應特性，得出計算分析部位的σ-ε譜，然后根據相同ε下損傷相等的原則，用光滑試件的ε-T(應變-壽命)曲線估算分析危險部位的損傷并確定壽命。

以上3種方法主要關注最大應力或應變，均沒有考慮結構的應力場對疲勞壽命的影響，局部應力應變法更是只關注了最大應變，相對比較保守。Tanaka[35]和Taylor[36]先后提出了臨界距離法(Critical Distance Method，CDM)。該方法認為疲勞損傷與缺口附近應力場有關，并將缺口附近最大主應力場內某一臨界尺度(包括材料內某一點或線等)內的平均應力作為控制疲勞損傷的特征應力。但經研究發現同一材料不同Kt下材料臨界距離參數是變化的，因此該方法的穩定性還需進一步研究。

姚衛星等[37-38]根據疲勞損傷的微觀和宏觀機理研究，給出了考慮局部損傷區應力場影響的應力場強法(Stress Field Intensity Approach，SFIA)，該方法通過定義結構應力集中部位附近的應力場強度來反映應力集中部位受載的嚴重程度。

SFIA法認為若缺口根部應力場強度的歷程與光滑件應力場強度歷程相同，則兩者具有相同的疲勞壽命。其較好地解釋了缺口效應，但是實際應用中其缺口損傷區的大小需要試驗確定，且應力場強度的計算也相對比較繁瑣。

20世紀80年代，美國波音公司提出了一種簡單實用的民機疲勞分析方法DFR方法。該方法是通過利用表征材料、結構某特定細節等結構固有疲勞品質的細節疲勞額定值(DFR)來描述結構細節疲勞品質的方法。其與以上疲勞壽命分析方法相比，最大的差別在于不是依據結構承受的應力譜來評定其疲勞壽命是否滿足設計壽命要求，而是類似于用強度裕度表示的靜強度校核方法，采用以疲勞裕度表征的疲勞檢查法，對結構疲勞強度進行校核分析，在民機疲勞壽命分析中被廣泛地應用，其相應的DFR值取應力比R=0.06時，結構細節壽命置信度為95%和可靠度為95%下，壽命能夠達到105次循環的最大應力。選取R=0.06、N=105是因為民機結構的損傷主要以地-空-地循環損傷為主，其設計服役的壽命目標一般為20 000～60 000次飛行，考慮到疲勞可靠性系數和地-空-地損傷比，對應的當量地-空-地循環數在104～106之間。

隨著現代軍用飛機長壽命的設計要求，DFR疲勞分析方法也逐漸的應用到軍機的疲勞壽命分析。但應用DFR法對軍機進行疲勞壽命分析需要考慮與民用飛機的區別[39]。

為滿足軍用飛機研制初步設計階段對結構快速設計與壽命評估的迫切需求，劉文珽等[39]在全面分析軍用飛機與民用飛機主要區別的前提下，針對軍用飛機結構與使用載荷特點，以民用飛機DFR方法的基本思想和技術途徑為基礎，提出適用于軍用飛機的DFR定義，從壽命服從對數正態分布的假設出發，對隨機載荷譜的當量等幅化方法、結構DFR許用值的確定技術以及標準S-N曲線的建立等關鍵問題進行深入研究，建立了適用于軍用飛機的DFR方法及相應的工程實施技術。經初步應用表明方法雖偏保守，但能明顯縮短研制周期、降低研制成本，具有重要的工程意義和應用價值。

隨著航空工業的發展和實踐證明，采用安全壽命設計思想仍存在很多不安全因素，并不能保證飛機安全。特別是1969年，美國空軍F-111飛機事故時只飛行了100 多飛行小時，遠遠未達到其設計安全壽命。經過深入的研究分析后發現，結構材料的初始缺陷或生產制造裝配以及使用過程中造成的損傷是不可避免的，于是產生了損傷容限設計思想，其主要針對的研究對象是影響飛機飛行安全的關鍵結構件或部位。其與安全壽命設計思想配套后就形成了安全壽命/損傷容限設計思想，也是國外如美國等先進發達國家海軍艦載機所常用的設計思想。

損傷容限設計思想的基本概念是承認結構在使用前就帶有初始缺限，在使用中不可避免受到外來損傷，但必須把這些缺陷和損傷在規定的未修使用期內的增長控制在一定的范圍內，使得裂紋不發生不穩定(快速)擴展，并在此期間，結構應滿足規定的剩余強度要求，以滿足飛機結構的安全性和可靠性[40]。

用公式表示為

Lmax

(9)

Pmax≤Psyu

(10)

式中：Lmax為可能出現的最大裂紋尺寸；Llin為對應的臨界裂紋尺寸；Pmax為可能承受的最大載荷；Psyu為滿足剩余強度要求的許用載荷。

損傷容限設計主要是通過基于斷裂力學的理論分析和試驗驗證，對可檢結構給出檢修周期，對不可檢結構提出嚴格的剩余強度要求和裂紋增長限制，以保證結構在給定使用壽命期內，不至因未被發現的初始缺陷的擴展造成飛機的災難性事故。損傷容限設計包括緩慢裂紋擴展和破損安全2種設計概念，相應的結構定義為緩慢裂紋擴展結構和破損安全結構。其中破損安全結構又分為破損安全多途徑傳力獨立結構和破損安全止裂結構。

損傷容限設計分析主要包括裂紋擴展分析和剩余強度分析，均建立在斷裂力學的理論基礎上。其中剩余強度分析是損傷容限分析的核心，一般采用“步進法”進行分析。損傷容限設計分析及壽命評定貫穿飛機的全壽命周期(見圖1)。

圖1 損傷容限設計與壽命評定Fig.1 Damage tolerance design and life evaluation

隨著對飛機性能、壽命、完整性以及可靠性等要求的提高，飛機的研制成本和生產成本以及使用維護費用也急劇增加，各個國家在研制新一代飛機時，經濟性已經作為最重要的設計要求之一。如何降低生產成本，提高飛機的出勤率，特別是降低使用維護費用就顯得更為突出，于是從經濟性的角度提出了耐久性設計思想。其要求飛機結構經濟壽命應Njj大于設計使用壽命Nsj，即

Njj>Nsj

(11)

其設計目標是使疲勞開裂或其他結構和材料的退化減少到最小，以便盡可能防止過度的或昂貴的維修以及諸如滲漏、降低操縱效率、座艙降壓等功能問題[41]。

美國從1976年開始，對多種服役飛機結構的耐久性進行了評估。當時在方法上以確定性裂紋擴展分析方法(Deterministic Crack Growth Approach，DCGA) 為主，也研究了裂紋萌生方法(Crack Initiation Approach，CIA)。20世紀80年代初，在此基礎上，美國空軍組織了有關耐久性設計方法和數據的系統性研究工作，對緊固件孔的耐久性進行了廣泛深入的試驗研究，為量化某一使用時刻結構的耐久性，提出了"損傷度"的新概念，同時形成了一種新的耐久性分析方法，即概率斷裂力學方法(Probabilistic Fracture Mechanics Approach，PFMA)，也是目前國內外常用的耐久性設計分析方法。其計算分析流程如圖2所示。與損傷容限一樣，耐久性設計分析及壽命評定也貫穿了飛機的全壽命周期(見圖3)。

圖2 耐久性分析概率斷裂力學方法計算流程圖Fig.2 Calculating flow chart of probability fracture mechanics method for durability analysis

圖3 耐久性設計分析及壽命評定Fig.3 Durability design analysis and life evaluation

損傷容限設計思想與耐久性設計思想配套就形成了現在國內外飛機壽命設計最常用的耐久性/損傷容限設計思想，是飛機結構壽命設計的一個階躍發展。自20世紀70年代美國提出耐久性/損傷容限設計思想以來，其用各種量化指標控制、指導和監督飛機結構設計技術、分析、試驗、生產和使用，并仍在不斷的完善和發展之中。

4.2 延壽技術發展

飛機延壽是當飛機壽命接近總壽命時，用戶對該飛機有進一步的延壽使用需求，且經疲勞關鍵部位耐久性/損傷容限分析、已完成的全尺寸疲勞試驗結果和外場實際使用情況的評估，認為飛機有進一步延壽的潛力，通過開展全尺寸延壽疲勞試驗驗證，進一步暴露延壽后飛機結構可能出現的疲勞薄弱部位，針對這些疲勞薄弱部位增加外場飛機的耐久性修理深度或次數，同時結合單機壽命監控技術的實施，最終實現飛機的延壽。

隨著先進戰機的復雜程度越來越高，其研制周期越來越長，制造成本也越來越高。因此，為了保持部隊飛機規模和節省經費，國內外許多國家在飛機到達初始設計壽命目標后都進行了延壽使用。

美國F-15戰斗機原設計指標為4 000飛行小時，美軍為保持其重型戰機的裝備優勢，通過引入耐久性/損傷容限思想以及必要的結構設計改進，在20世紀90年代將其成功延壽至9 000飛行小時。為保持2025年的裝備優勢，根據飛機使用情況和規模計劃(見圖4[42])，2009年針對F-15C/D飛機提出了延壽至18 000飛行小時的增壽目標。

圖4 F-15C/D飛機服役數量規劃[42]Fig.4 F-15C/D air service quantity planning[42]

為了實現F-15C/D飛機延壽目標，主要開展下列工作：① 更新結構完整性大綱; ② F-15C/D服役飛機拆毀檢查(見圖5[43]);③ F-15C全尺寸疲勞試驗;④ 6個F-15C/D飛機機翼拆毀檢查;⑤ 更新/完善全機有限元模型;⑥ 更 新損傷容限評定;⑦ 開展載荷/環境實測;⑧ 外場使用數據收集;⑨ 補充維護大綱。

圖5 F-15C/D飛機拆毀檢查[43]Fig.5 F-15C/D aircraft demolitions inspection[43]

F-16飛機是美國通用動力公司20世紀70年代 研制的輕型戰斗機，是世界上數量最多的第3代戰斗機。最初型F-16A飛機的設計采用的是安全壽命設計思想，壽命指標僅為4 000飛行小時，并于1978年完成了全尺寸疲勞試驗驗證；后續通過采用耐久性/損傷容限設計思想，成功將F-16C飛機的壽命提升到8 000飛行小時；在1993—2014年之間，又先后開展“Falcon Up”和“Falcon STAR”的2次結構壽命提升改進項目，結構壽命成功由8 000飛行小時延長到12 000飛行小時，并于2015年完成了延壽全尺寸疲勞試驗驗證[42]。其延壽主要的技術途徑為全尺寸疲勞試驗和結構設計改進，以及針對試驗過程中暴露的疲勞薄弱部位和拆毀檢查發現的損傷部位進行設計的改進和檢查維護大綱的更新，其中拆毀檢查(見圖6[44])是暴露所有結構包括不可檢部位損傷最有效的手段，是延壽的重要技術途徑之一，幾乎所有的全尺寸疲勞試驗機最終完成試驗任務后都進行了拆毀檢查，所有的結構改進和檢查維護大綱的更新也是建立在此基礎上。

圖6 F-16全尺寸疲勞試驗機拆毀檢查[44]Fig.6 F-16 full size fatigue testing machine demolition inspection[44]

美軍F-15和F-16飛機壽命提升的成功經驗表明，在軍費預算沒有大規模增長的背景下，延壽是保持部隊裝備規模和持續戰斗力水平的重要技術途徑，而全尺寸疲勞試驗是延壽最主要的技術途徑，結構設計改進、耐久性預防性修理以及單機壽命監控也是確保延壽成功及可靠性不可或缺的技術手段。

美軍F-35飛機的設計思想是在一種通用飛機平臺基礎上衍生出3種不同型號飛機：一種是空軍常規起落型(Conventional Take-Off and Landing， CTOL)，另一種是美國海軍的艦載型(“Catapult Assisted Take-Off But Arrested Recovery”or “Catapult Assisted Take Off Barrier Arrested Recovery”，CV/CATOBAR)，第3種是美國海軍陸戰隊和英國皇家海軍的短距起飛/垂直著陸型(Short Take-Off and Vertical Landing，STOVL)。雖然三型飛機通用性很高，但美軍在壽命評定時仍開展了三型飛機全尺寸疲勞試驗，根據不同的設計要求采用了不同的試驗載荷譜，制定了相應的試驗目標，并于2019年10月底前完成了三型飛機全尺寸疲勞試驗機的拆毀檢查[45]。通過系列飛機的全尺寸疲勞試驗和拆毀檢查，暴露了結構的疲勞薄弱部位，為飛機結構改進和后續批次飛機的延壽奠定了堅實的基礎。

中國自1992年引進了國外某系列Ⅰ型飛機后，由于部隊反映飛行訓練強度大、飛機壽命指標少，飛機機體壽命消耗很快，為保持部隊戰斗力，必須獨立自主地解決該系列Ⅰ型飛機的延壽問題，根據我軍實際訓練情況和損傷的客觀情況，重新定壽和科學系統的延壽。

主要采取的技術途徑有：

1) 全尺寸疲勞試驗

某系列Ⅰ型飛機定延壽全尺寸疲勞試驗除了考核機體結構的疲勞強度外，還包括了活動部件的疲勞壽命考核，其中帶電傳操縱系統和起落架帶載荷收放試驗是國內全尺寸疲勞試驗領域中首次實施；所有部件的試驗都在機體上進行，同時要求試驗中按飛機日常維護要求，對活動部位進行檢查維護。

通過對該系列Ⅰ型飛機疲勞試驗大綱等相關引進的技術資料進行了反復細致的摸透消化，我方通過反復的理解、質疑，逐漸掌握了外方三代戰機的全尺寸疲勞試驗設計思想、編譜方法、載荷來源、飛機平衡計算、關鍵疲勞薄弱部位檢查方法、地面控制臺工作原理等關鍵技術，確保了全尺寸疲勞試驗的順利成功，并將其試驗設計思想應用到后續新研飛機的全尺寸耐久性疲勞試驗設計中。

2) 多種裂紋綜合檢測

在該型飛機全尺寸疲勞試驗中創造性地提出以聲發射為中心的多種裂紋綜合檢測方法，保證了試驗的成功。

該系列Ⅰ型飛機外方曾進行的6架飛機疲勞試驗的經驗表明，由于沒有及時捕捉到關鍵部位的裂紋，導致主要關鍵部位出現不可修復的裂紋而終止試驗。因此全尺寸疲勞試驗中采用什么方法能夠及時撲捉到關鍵部位特別是不可見部位的裂紋，繼而采用主動的耐久性修理措施成為全尺寸疲勞試驗成敗的關鍵。

3) 大修的時機和方法的合理安排

延壽的最后關鍵步驟是在大修時進行耐久性修理，貫徹設計、工藝改進要求，并增加大修深度或次數。如何安排大修的時間特別是何時、如何進行大修是延壽成敗的關鍵。通過全尺寸疲勞試驗及時發現主承力構件出現多處疲勞裂紋時間，合理制定了大修周期和方法，保證了延壽成果的最終實現。

4) 外場飛機的壽命監控

通過飛機結構累計損傷數學計算模型的建立以及專檢大綱的實施，逐步完成了外場服役飛機的壽命監控，合理地調配了飛機的使用，指導了大修時間，國內首次實現機群壽命管理向單機壽命管理的轉變。

該系列Ⅰ型飛機定延壽是國內首次進行的全面系統的三代機機體結構的定延壽工作，從測譜、試驗、裂紋檢測、耐久性分析、修理、完善設計、工藝、提高抗疲勞品質，全機及部件疲勞試驗等一系列工作的實施創立并形成了一套完整的定延壽研究技術體系。

在該系列Ⅰ型飛機定延壽項目研制基礎上，2007年開展了該系列Ⅱ型飛機定延壽項目，其最大技術難點是該型飛機引進時沒有任何設計圖紙和試驗相關技術資料。同時，用于全尺寸疲勞試驗的飛機已在部隊服役一段時間，增加了疲勞試驗的技術風險。但由于在之前完成的該系列Ⅰ型飛機定延壽項目中，對該系列飛機的疲勞薄弱部位已掌握，因此在疲勞試驗時，通過采用階段性的耐久性預修理，降低了全機疲勞試驗風險。

國內外歷次疲勞試驗成功的經驗和失敗的教訓表明：試驗過程中引入適時的耐久性修理是確保試驗成功的基礎。為確保該系列Ⅱ型飛機全尺寸疲勞試驗以及整個定延壽項目的成功，在對結構關鍵部位進行耐久性評定以及疲勞試驗機耐久性修理的基礎上，提出了基于耐久性評定為核心的引進飛機自主延壽技術體系。該技術體系突破了無設計資料飛機的載荷譜編制、疲勞關鍵部位確定技術以及耐久性分析、疲勞試驗結構損傷智能監測技術、自主大修技術、機載設備延壽等關鍵技術，成功應用于該系列Ⅱ型飛機定延壽項目，保證了延壽指標的實現。

在全機實測載荷譜編制時，由于缺少Ⅱ型飛機設計資料及風洞試驗數據，因此分布載荷的確定是最大的技術難點。利用數理統計理論將各測試切面的實測載荷(彎、扭、剪)按載荷狀態進行回歸分析，并擬合出載荷沿航向和展向的分布，確定壓心位置，以相近型號的壓力分布形式作為基礎分布；對所假設基礎分布進行調整，通過反復優化，直到分布載荷滿足壓心和實測彎矩、扭矩的全部要求，形成基于剖面測力的分布的載荷計算方法，解決了疲勞試驗分布載荷對風洞試驗的依賴，通過載荷譜實測剖面內力分析，建立了重心過載與分布載荷的數學函數關系，解決了引進裝備分布載荷確定的技術難題。該技術方法的成功應用，拓展了分布載荷的計算手段，有效保證了用于全機疲勞試驗的分布載荷的準確性，從試驗過程中所暴露的破壞部位與外場飛機的一致性，驗證了應用這種方法所編制的載荷譜能夠反映飛機的真實使用情況。

隨著該系列Ⅰ型飛機和Ⅱ型飛機的陸續到壽，為保持我軍先進作戰飛機裝備規模和持續作戰水平，充分挖掘該系列機群剩余壽命潛力，2017年開展了該系列飛機的再延壽項目。作為一型已服役20余年的老齡飛機，如何科學確定壽命評定的“基點”是老齡飛機延壽面臨的突出問題。該延壽項目以壽命增量考核為工作主線，圍繞“定基點”、“再更新”、“獲增量”展開，進而突破關鍵部位新型修復、隱蔽區域高精度損傷確定等關鍵技術。

該項目采取的主要技術途徑有：① 以增量考核為核心進行延壽；② 通過采取基于冷噴涂增材修復技術實現關鍵承力結構的延壽;③ 創建隱蔽區域復雜結構裂紋高效檢測技術。

中國通過系列飛機的壽命設計和延壽專項工作的開展，已形成了系統的飛機壽命設計和延壽技術體系，為未來先進戰斗機的壽命設計和現役國產飛機后續的延壽打下堅實的基礎。

5 日歷壽命評定技術發展

飛機結構使用壽命包含2類主要指標：一是飛行小時數或起落次數，二是用使用年限表示的日歷壽命，以先達到者作為飛機結構到壽的判據。飛行小時數和起落次數主要用疲勞定壽法確定，目前中國已形成了一套較為完整、可靠的分析方法[46]。日歷壽命的確定則需要考慮地面停放環境、空中飛行環境和載荷的綜合作用，屬于結構力學、金屬學、材料學、腐蝕學等多學科交叉的研究領域[47]。

技術發達國家十分注重防腐研究及飛機結構的防腐設計。美軍標準中明確要求，設計制造商在飛機設計過程中要考慮熱、化學和氣候環境對飛機結構耐久性、損傷容限分析及試驗驗證的影響，并先后制定了與腐蝕相關的一系列標準和規范，包含軍方使用規范，如MIL-A-008866B、MIL-A-87721、MIL-A-8860B(AS)、MIL-F-7179、MIL-STD-1568、MIL-HDBK-5、MIL-HDBK-729、MIL-HDBK-1530B(USAF)、MIL-STD-810E(對飛機環境試驗增加了可靠性要求)和JSSG-2006。20世紀70年代后，北大西洋公約組織對飛機的腐蝕及腐蝕疲勞問題開展了較大規模的試驗研究[48]。

20世紀中國航空設計尤其是制造工藝水平仍比較落后。從未系統開展過日歷壽命評定工作，給不出保證日歷壽命的檢查、維護和有效的大修方法，為飛機后期的使用造成了重要隱患。

2001年3月，一架殲-8飛機42框下半框腹板發生腐蝕斷裂。隨后，陸續發現了多架殲-8系列飛機同部位有不同程度的腐蝕和裂紋，造成了大量飛機停飛，嚴重削弱了部隊的戰斗力[49]。

又如，2006年6月某型飛機全機疲勞試驗中平尾大軸發生斷裂(見圖7)，檢查發現內腔表面防腐處理存在明顯缺陷，整個內腔嚴重腐蝕。疲勞裂紋起始于定位焊點處的腐蝕坑，疲勞裂紋擴展區有大量腐蝕產物[50]。腐蝕是導致該結構斷裂的主要原因。隨后對外場數十架飛機的普查發現，大多數平尾大軸內腔存在不同程度的腐蝕，其中5根平尾大軸已經因腐蝕出現裂紋，嚴重影響飛行安全，外場飛機只能全部停飛更換。

圖7 因腐蝕導致的結構失效Fig.7 Structural failure due to corrosion

重大故障的出現固然有早期設計條件和設計水平的因素，但是，未能及早進行日歷壽命評定、全面調查和發現腐蝕關鍵部位、及時進行防腐體系改進、制定腐蝕維修大綱等工作，也是一個重要原因。腐蝕損傷發展到這樣嚴重的程度，不得不采取事后補救措施，不僅在經濟上造成重大損失；而且更為嚴重的是，將在一段時間內使部隊的戰斗力受到嚴重削弱，這個教訓是極其深刻的。

上述這些現象都說明，腐蝕導致結構失效和影響飛行安全的苗頭不斷出現，必須引起高度重視，并通過日歷壽命評定加以解決，不能再讓它繼續發展下去。

因此，為了消除隱患，確保部隊的戰斗力，在疲勞定壽結論基礎上，殲-8系列飛機首次對機體結構開展了腐蝕條件下的疲勞壽命和日歷壽命的全面研究和評定工作。

機體結構日歷壽命評定主要技術途徑：依據一般環境下飛機疲勞定壽結論和飛機外場腐蝕情況的綜合分析，確定影響飛機日歷壽命的主要關鍵件(部位)；針對各疲勞關鍵件(部位)和腐蝕關鍵件(部位)，建立加速試驗環境譜，并確定加速譜與外場環境間的當量加速關系；對各疲勞關鍵件，測定地面停放腐蝕修正系數曲線(C-T曲線)和空中環境腐蝕疲勞影響系數，對指定的若干不同年飛行強度，修正一般環境下疲勞定壽結論，完成腐蝕條件下的疲勞壽命評定；分析確定首翻、第2次大修和總壽命分別取決于日歷年限與飛行小時數的各種典型組合情況；給出疲勞關鍵件的日歷壽命體系評定結論；對各腐蝕失效關鍵部位，進行日歷首翻期、首翻及第二次大修后修理間隔的加速腐蝕試驗，給出腐蝕失效關鍵件(部位)能否滿足殲-8系列飛機預期的首翻期、第2次修理間隔及總日歷壽命目標要求；并提供相應的腐蝕修理方法；綜合疲勞關鍵件的日歷壽命體系和各腐蝕關鍵件(部位)的日歷壽命的評定結果，給出殲-8系列飛機結構的日歷壽命體系評定結論，提供對應的技術通報和結構修理大綱。

1) 腐蝕關鍵部位確定的正確與否是日歷壽命評定成敗的關鍵

重要性：考慮結構的重要程度及腐蝕的嚴重程度。由于腐蝕或腐蝕疲勞損傷，結構一旦失效，可能導致整架飛機產生危險后果或不能完成規定的飛行任務；腐蝕較為嚴重，對機體結構日歷壽命起關鍵作用的部位。例如：材料對腐蝕比較敏感，在局部環境條件下，是否容易產生腐蝕、腐蝕疲勞損傷；局部環境嚴重，處于易積水或長期暴露在嚴重的腐蝕環境中以及不可檢、不易檢的部位。

典型性：從腐蝕類型上來看，選取的腐蝕關鍵件的腐蝕類型應能包含飛機外場腐蝕檢查中發現的各種類型的腐蝕。

代表性：關鍵部位的日歷壽命評定結論、腐蝕檢查、修理方法可以應用于機體結構其他類似的易腐蝕部位。

2) 建立加速環境，再現外場飛機的腐蝕損傷，是實現日歷壽命評定的關鍵

關鍵部位和腐蝕類型多，因此如何再現不同類型關鍵部位的外場腐蝕損傷是準確建立加速環境譜的難點。首先，要能包含地面停放時產生腐蝕的主要環境因素及作用情況、再現使用過程中出現的腐蝕損傷形式、特征以及腐蝕產物的組成成分；其次能大大縮短實際環境的作用時間，使加速腐蝕試驗周期和費用減少到工程可接受的范圍；最終要能通過合理的準則和方法建立加速環境譜與地面停放環境之間的當量加速關系。首先借鑒國外行之有效的加速環境，并結合國內環境條件、關鍵部位的具體局部環境、腐蝕因素、損傷形式與腐蝕類型的分析，確定出適于國內的加速譜各組成部分的具體環境參數；對于不能直接參考國外成熟的加速譜的情況，如殲-8飛機42框下半框腹板、機翼前梁腹板部位，在分析關鍵部位局部環境腐蝕因素與損傷形式的基礎上，通過試驗摸索來確定。然后檢驗加速環境譜的有效性：采用關鍵部位模擬試件在加速環境譜下進行不同時間的腐蝕試驗，將試件的腐蝕損傷形式與實際結構的腐蝕損傷形式進行比較，按3個原則檢驗所確定的加速環境譜是否有效：① 試件的腐蝕類型、腐蝕程度與外場飛機該部位的腐蝕類型、腐蝕程度相當；② 試件的腐蝕產物與外場飛機該部位的腐蝕產物成分相當；③ 試件的破壞形式與外場飛機該部位的腐蝕破壞形式相當。

為檢驗加速環境譜的有效性，在外場的現役飛機不同腐蝕關鍵部位處收集了腐蝕產物，對其進行能譜分析。最終，建立了加速試驗環境譜：① 疲 勞關鍵部位的加速試驗環境譜;② 機身、機翼、下表面的加速試驗環境譜;③ 42框下半框腹板加速環境譜;④ 機翼前梁腹板加速環境譜。

3) 合 理確定試驗與外場飛機腐蝕損傷之間的當量關系，是給出正確日歷壽命的關鍵

針對疲勞關鍵部位當時提出2種方法，一種是利用已有的通過不同環境下金屬試件的腐蝕及腐蝕電流測定，而得到各種環境之間的當量折算系數，采用當量折算法進行初步評估。一種是針對疲勞關鍵部位用5～6組模擬試件在加速譜下進行了不同時間的腐蝕試驗，對比、分析試件腐蝕程度與使用不同年限的飛機關鍵部位腐蝕程度，建立當量加速關系。考慮到真實編制局部環境譜比較困難、試驗測定的折算系數數據欠完善以及將加速譜作用的浸泡及烘干過程視為同一種環境的前提也帶有一定近似性。因此，第2種方法即利用腐蝕程度對比法更接近實際。在綜合兩者結果時，為提高當量加速關系的可靠度，盡量取腐蝕程度對比法的結果，或取腐蝕程度對比法與當量折算法所得結果中偏保守的一個。

針對腐蝕關鍵部位，主要是用模擬試件，進行加速腐蝕試驗，逐個周期測量腐蝕損傷，試驗結束后進行數據處理，得到涂層失效時間，與外場涂層失效時間相比較，進而確定當量關系。

殲-8系列飛機日歷壽命評定工作歷時近3年，分3個階段完成了日歷壽命的全部工作：

第1階段：通過腐蝕情況調研、關鍵部位的應力分析、局部環境譜的編制、當量關系的折算及預試驗的探索突破了關鍵部位的確定、加速環境的建立及當量關系的確定3個技術關鍵。

第2階段：試驗與評定階段。通過疲勞危險部位的C-T曲線測試、腐蝕疲勞試驗、停飛停試驗完成了疲勞關鍵部位的壽命評定及腐蝕關鍵部位的加速腐蝕試驗。

第3階段：日歷壽命評定、總結、驗收階段。給出殲-8系列飛機機體結構的日歷壽命評定結論及對應的技術通報和結構修理大綱。

殲-8系列飛機日歷壽命評定是國內首次進行的全面、系統的飛機機體結構的日歷壽命評定，試驗、分析工作量大、技術難度高，有較大的突破和創新。不僅完善和全面確定了殲-8系列飛機的使用壽命，同時還創立并形成了一套完整的日歷壽命評定技術體系。

后續機型，特別是艦載機的日歷壽命評定工作均以此為基礎。殲-8系列飛機的日歷壽命評定對積累經驗、推進和發展中國使用壽命評定技術有重要意義。

6 單機壽命監控技術發展

單機壽命監控就是飛機設計人員通過疲勞試驗結合理論分析得出飛機的壽命指標，同時對正在服役的飛機的飛行參數和關鍵部位局部應變進行監控，根據獲得的數據，計算出每架飛機關鍵部位的累積損傷，并與試驗獲得的壽命指標進行對比，監控飛機壽命消耗，合理安排飛機的飛行任務，以達到延長飛機的服役壽命，并減少不必要的維修的目的。

6.1 國外發展現狀

根據監控手段劃分，單機壽命監控技術發展歷程大致可劃分為4代[51]：

第1代是簡單的機械式設備，記錄重心過載系數等少量參數的變化情況。

第2代是電子式多參數記錄系統(簡稱飛參記錄系統)，記錄反映飛機各系統工作情況和各種飛行狀態的信息參數。

第3代是在飛參記錄系統的基礎上，增加了對疲勞關鍵部位應變數據的記錄。

第4代在第3代單機壽命監控的基礎上，采用光纖光柵、智能涂層等傳感器[52-53]，對疲勞關鍵部位損傷情況的監測和診斷。

前3代監控設備監控的對象實際上是載荷，基于載荷對結構所造成的損傷計算分析實施對飛機結構壽命管理。第4代是在第3代載荷監控的基礎上，引入了結構損傷實時監測和診斷技術，并將監測結果和由實際使用中發現的裂紋損傷值與計算損傷值融合一起作為飛機使用壽命管理的依據。

圖8[51]給出了美國空軍部隊飛機管理路徑圖，從圖中可以看出，美國目前采取的是基于預計損傷數據庫壽命管理體系，同時正在開發觀察損傷數據庫(包含裂紋、腐蝕等實際物理損傷)，未來的發展方向是將結構損傷監測數據與結構疲勞損傷分析數據相結合，通過“虛實結合”的方式，建立以大數據為基礎的飛機結構壽命管理系統。

圖8 美國空軍部隊飛機管理示意圖[51]Fig.8 Sketch map of American air force aircraft management[51]

目前，美國、歐洲的軍機尤其是戰斗機均采用了單機監控系統或結構監控系統，并在飛機的使用保障過程中發揮了重要作用。

1) F-18飛機單機壽命管理系統

F-18飛機利用人工神經網絡技術建立載荷參數方程，利用實測的飛參和應變數據作為原始數據建立基于人工神經網絡的控制點載荷方程，對后機身壁板等控制點的載荷進行預測。圖9給出了F-18飛機疲勞單機疲勞壽命監控工作流程。

圖9 F-18飛機疲勞壽命監控工作流程圖Fig.9 Fatigue life monitoring flow chart of F-18

2) F-22飛機單機壽命監控

美國的F-22飛機采用的是載荷監控技術，利用實測飛參數據和應變數據結合多元回歸分析建立載荷方程，由載荷方程和應力轉換函數建立各控制點的局部應力方程，計算飛機的損傷，實現對飛機壽命的監控。

3) F-35飛機結構健康監控(Structural Prognostics and Health Management，SPHM)系統

F-35飛機是美國研制的多用途先進戰斗機，在裝備研制過程中開發了配套的PHM(Prognostics and Health Management)系統，用于飛機使用與壽命管理。F-35飛機結構健康監控系統采用載荷方程計算和應變傳感器測量2種方法來獲取外載荷，其中以載荷計算方法為主，應變測量主要用于載荷方程的建立、校驗和優化。F-35飛機SPHM系統應變傳感器在全機上的具體分布情況見圖10[54]。每個控制點的局部應力是通過已建立的外載荷函數方程計算得到。

圖10 F-35飛機應變傳感器安裝位置示意圖[54]Fig.10 Sketch map of mounting position of F-35’s strain sensor[54]

圖11[55]給出了F-35飛機損傷監控工作流程圖和結構損傷監控結果。

圖11 F-35飛機結構損傷監控流程及結果[55]Fig.11 Structure damage monitoring process and results of F-35[55]

4) 歐洲EF-2000臺風戰斗機

歐洲EF-2000臺風戰斗機上都安裝了結構健康監控(SPHM)系統。為了實現對機身結構疲勞壽命的計算和預估，臺風戰斗機綜合處理了包括載荷監控數據、特殊事件監控數據等多種來源的數據，最后結合疲勞壽命分析和預測程序，計算累積使用壽命并預估結構剩余壽命。圖12[51]給出了臺風戰斗機結構損傷監控流程圖。

圖12 臺風戰斗機損傷監控流程圖[51]Fig.12 Damage monitoring flow chart of typhoon fighter[51]

6.2 國內研究現狀

中國自20世紀70年代中期開展飛機定壽工作以來，研究人員就提出了要開展單機壽命監控相關研究，并曾在多個機型部分飛機上進行過嘗試，取得了階段性成果。但是由于缺少可靠有效的監控設備，沒能在整個機群中全面推廣，壽命管理仍采用“機群管理”方法，即以飛機的飛行時間數控制飛機的使用，當飛機的飛行時間達到給定的大修和總壽命時間，無論其狀態如何，一律“一刀切”，安排進廠大修或退役。

而隨著新一代飛機陸續裝備部隊，飛機壽命管理模式逐步開始轉變。“十一五”期間，沈陽飛機設計研究所結合某系列飛機定延壽項目，建立了基于當量損傷的單機壽命監控技術方法。目前基于當量損傷的單機壽命監控技術已經廣泛地應用于第3代戰機。

在人工智能算法的日趨成熟以及各類先進傳感器的大量工程化應用的支撐下，中國航空研究所及各大高校對人工智能算法和各類先進傳感器在單機壽命監控領域的應用開展了大量研究。

成都飛機設計研究所基于現役戰斗機大量起落的載荷實測數據，綜合機動識別技術、參數優化技術和BP(Back Propagation)神經網絡，建立一種以飛行參數為核心輸入的飛行參數-載荷分析模型，適用于同型整個機群飛機，為單機結構關鍵部位損傷及壽命監測奠定了基礎[56]。何宇廷等[57]研究了智能涂層傳感器在腐蝕環境下的工作特性及裂紋監測能力，雖然該薄膜傳感器的研究仍處于試驗階段，但研究已為其工程化應用提供了可能。以空天飛機作為研究對象，劉金英[58]將光纖光柵傳感器引入到其箱體的傳感體系內，對外力作用下箱體變形引起的有效折射率變化進行仿真，通過分析光纖光柵傳感器中心波長的變化，獲得了該類被測對象較為完整的溫度和應變信息。不同的傳感器有不同的使用用途和使用環境，往往要根據單機監測位置的不同或者外界條件的差異選擇最合適的傳感器，從而達到最佳的監測結果。

6.3 單機壽命監控應用實例

6.3.1 某系列飛機單機壽命監控

某系列飛機的延壽目標是在外方給定的壽命基礎上提升了50%，單機監控技術的實施，對保證延壽飛機的使用安全，特別是在全機疲勞試驗完成前，確保先期達到外方給定的壽命指標的飛機不停飛，發揮了至關重要的作用。

某系列飛機單機監控工作從2004年初開始，主要分3個階段進行：

第1階段：建立某系列飛機飛參數據庫，對即將達到外方給定壽命指標的各架飛機損傷進行計算分析確定每架飛機每次飛行的等效飛行小時及消耗壽命。

第2階段：完成起落架、起落架梁及座艙蓋等關鍵部位的損傷計算，綜合航空所的剩余壽命計算，逐架給出某系列飛機的剩余壽命、二次大修時間。

第3階段：使用按等效飛行小時計算法和按疲勞危險部位壽命計算法，對每架飛機直到退役前的全壽命實施監控管理。通過損傷計算和檢查，確定各單架飛機的退役時間。

6.3.2 基于神經網絡的疲勞載荷預測技術

在神經網絡疲勞載荷預測技術方面，航空工業沈陽飛機設計研究所初步研究了BP神經網絡與ELM(Extreme Learning Machine)神經網絡，確定了基于ELM神經網絡的飛參-載荷識別方法，并獲得了神經網絡權值矩陣形式的外翼載荷-參數方程。

在廣泛研究了多種前處理技術的基礎上，最終確定了飛參篩選、過載峰谷值提取等技術為主的飛參前處理技術，對某型飛機的飛參-翼根載荷數據，采用神經網絡智能訓練的飛參篩選方法，從原始的45個飛行參數中最終篩選出高度、速度、馬赫數等11個飛行參數，用這11個飛行參數進行預測后發現，相比于采用45個飛行參數進行預測，前者的預測精度有明顯提高，詳見圖13。

圖13 輸入數據篩選前后對比Fig.13 Comparison of the result of input data before and after screening

基于神經網絡技術，建立了飛參數據篩選辦法及載荷識別模型，編寫了飛參-載荷識別方法的應用軟件。圖14給出了基于神經網絡計算預測的結構載荷歷程，其中紅色曲線為預測結果，藍色曲線為實測結果，結果顯示載荷識別模型的預測精度能夠滿足工程應用的要求。

圖14 基于神經網絡的疲勞載荷預測結果Fig.14 Fatigue load forecast based on neural network

6.3.3 基于智能傳感器的結構健康技術

在某飛機定延壽疲勞試驗和領先使用中，已成功應用智能涂層、光柵光纖等智能傳感器進行疲勞裂紋的監控和應變數據的采集。

智能涂層結構損傷識別系統(Intelligent Coating crack Monitoring System，ICMS)是一種新型的結構裂紋監控技術，它能夠對飛機整體結構和關鍵部位進行實時、在線的診斷性監控，及時發現飛機結構(特別是內部封閉結構)的裂紋損傷，并對裂紋部位進行探測和定位，為結構的安全、經濟使用和及時維護提供重要依據。圖15給出了智能涂層傳感器在某型飛機全機疲勞試驗過程中的應用情況。

圖15 智能涂層傳感器在全機疲勞試驗中應用情況Fig.15 Application of ICMS in fatigue test of a certain aircraft

光纖光柵傳感因具有精度高、波分復用、抗電磁干擾能力強、壽命長、可靠性高、耐腐蝕、體積小、重量輕，易埋于復合材料結構等優點，已成為滿足結構關鍵部位結構健康監測需要的測量技術[59-60]。

為解決某型飛機集中到壽影響部隊飛行訓練的問題，根據前期全機疲勞深化試驗積累的起落架裂紋擴展數據，通過延壽專檢、起落架梁裂紋探傷檢查、起落架梁裂紋特性試驗，以裂紋監控措施作為輔助手段，實現某系列飛機延壽領先使用。通過加裝不帶電的FBG(Fiber Bragg Grating)光纖光柵傳感器(見圖16)，對某型飛機疲勞關鍵部位的裂紋擴展開展監測方法研究，驗證裂紋附近關鍵部位進行應變監測的可行性，希望通過傳感器預估裂紋擴展，以減輕外場無損檢測負擔。

圖16 光纖傳感監控技術在某型飛機裂紋監測的應用Fig.16 Application of FBG sensor in crack detection of a certain aircraft

目前，某兩型全機疲勞試驗正在開展，該兩型飛機均已采用了疲勞關鍵部位粘貼應變片及智能涂層監控裂紋的方法，其中一型飛機還采用了壓電傳感器監控裂紋的方法，監控的部位基本覆蓋了設計分析中所篩選的疲勞關鍵部位。

6.3.4 飛機結構健康監控技術發展

飛機結構健康監測技術是一項通過傳感器等硬件獲取結構或系統數據信息為核心的創新性技術，該項技術能夠在飛機的設計、制造、運營和維護等各個過程中發揮重要作用，同時也是未來智能航空的關鍵組成部分[61-62]。在某型飛機科研項目中，航空工業沈陽飛機設計研究所開展了包括傳感器在典型部件結構上的布局研究、以智能涂層為核心的裂紋監控系統研究、監控數據挖掘與當量壽命計算方法研究、結構壽命數據庫建立與維修決策方法研究和結構壽命監控綜合驗證等5項關鍵技術研究。

首先進行了調研及基礎理論分析工作，確定了本項目中使用的傳感器—智能涂層傳感器和應變傳感器，對采集獲得的飛參數據的處理方法和消耗壽命的計算方法進行了研究，并以軟件的方式實現；對以智能涂層為核心的裂紋監控系統(見圖17)的有效性進行了驗證，結果顯示智能涂層傳感器的檢測精度、檢測概率和可持續測量能力等多項指標滿足項目要求；建立了飛機結構壽命數據庫，實現了對于運維歷史數據的存儲和分類管理，同時與維修決策系統實現了對接，滿足了維修決策系統的數據調取需求；建立了基于結構健康狀態的維修決策系統，該系統整合了多種飛參數據處理及疲勞損傷計算功能，通過調取飛機結構壽命數據庫中的飛機損傷信息，制定合理的維修計劃，實現維修成本和機群保有率的最優化；最后進行了典型部件疲勞試驗，組建了維修決策演示驗證系統(見圖18)，并模擬飛機實際飛行過程中的受載情況，通過傳感器采集相關飛參數據，并將飛參數據輸入維修決策系統，對飛機的損傷和壽命消耗進行計算，并以此為依據制定出最佳的維修計劃。

圖17 智能涂層監控系統軟件平臺界面Fig.17 Interface of ICMS software platform

圖18 結構健康監控綜合驗證系統Fig.18 Comprehensive verification system for structural health monitoring

通過該科研項目，研究了飛機典型部位應變監控及裂紋擴展智能涂層監控技術建立了評估飛機結構健康狀態、高精度預測結構剩余壽命的方法，突破了基于多目標優化的飛機結構維修專家決策技術，形成了結構壽命數據庫和結構維修專家決策系統2套軟件成果，并通過典型盒段試驗進行了驗證，為結構健康技術研究奠定了堅實的基礎。

6.4 小結

隨著傳感器技術、無線數據傳輸技術、數據分析與融合技術、嵌入式軟硬件技術、結構損傷識別與壽命預測技術、結構健康監測技術、智能材料與結構等先進技術的發展，現代先進戰機正由單機壽命監控管理理念向結構健康預測管理方向轉變，并逐步實現從“定時維修”到“視情維修”的跨越，因此更加智能化和自動化的單機壽命監控將是未來飛機壽命健康信息管理中亟待開發的關鍵技術。航空工業沈陽飛機設計研究所在已有單機壽命監控研究成果的基礎上，結合型號研制，針對各類人工智能算法和先進傳感器開展工程應用研究，旨在進一步提升本所新一代戰機的自主保障能力、降低新型戰機的使用與維護成本、保證飛機安全。

7 結束語

本文以疲勞設計準則的發展為主線，對國內外飛機疲勞工作者研究的熱點問題以及影響結構壽命的重要因素，包括分散系數的確定、載荷譜編制技術、飛機壽命設計與延壽技術、日歷壽命評定、單機壽命監控等技術的形成與發展進行綜合論述。

疲勞設計準則決定著疲勞設計所采用的設計思想與理念、具體的分析方法與驗證體系，是從工程實踐中總結凝練的規范標準，有進一步指導實際工程中的設計與驗證活動。目前及未來較長一段時間，耐久性/損傷容限設計準則仍將是飛機長壽命設計及延壽的主要基礎。

從美軍戰斗機延壽實踐可以看出，分散系數的選取與設計準則息息相關，耐久性/損傷容限設計思想的提出，帶來了分散系數的降低。國內外學者也根據分散系數的不同影響因素，對于是否考慮單機壽命監控提出了不同的分散系數選取建議。

載荷譜是疲勞設計與試驗的前提和基礎，是對機群飛行使用強度的真實反映。隨著長壽命設計需求的不斷提升，參考國外的實踐經驗，基于新國軍標的要求，國內也探索了一些嚴重譜的編制方法。

壽命設計與延壽是實現飛機壽命指標的核心工作。耐久性/損傷容限設計方法是國內外普遍采用的分析方法與技術體系。中國航空工業經過21世紀以來20年的飛躍發展，基本實現了從安全壽命到耐久性/損傷容限設計思想的跨越。

日歷壽命也是飛機的重要壽命指標，是中國特有的指標體系要求，與西方國家的“腐蝕防護與控制”具有相當的作用和意義。這一指標與環境因素息息相關，日歷壽命設計與評定技術在中國艦載機腐蝕防護與控制工作中發揮重要作用。

在飛機更輕的結構重量、更嚴酷的服役使用環境、更長的壽命指標的嚴峻挑戰下，單機壽命監控是保證長壽命飛機服役使用安全的重要技術手段。現階段，先進傳感器與先進算法相結合的結構健康監控技術的發展，為中國飛機壽命管理注入了生機和活力，也是中國先進戰斗機長壽命設計的關鍵技術。

壽命設計與延壽技術在國內外先進戰斗機長壽命指標實現方面均發揮著不可替代的重要作用。在中國航空疲勞技術領域，通過一代又一代學者和工程人員的自力更生、艱苦奮斗，發展完善了疲勞設計方法與技術體系，為祖國航空裝備的長期服役使用安全保駕護航。