飞机的结构强度

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2007年年末，美国一架F－15战机在例行空战训练时空中解体。事故发生后，超过40％的F－15战机被“无限期停飞”。外界猜测是F－15结构设计缺陷导致了飞行事故的发生；而有的专家则认为，结构材料的缺陷是导致事故的主要原因。
9 O4 H- G: S( Y9 h无论事故原因是前者还是后者，它都涉及到一个共同的东西－结构强度。
/ _+ ]7 H, ~/ l1 ^3 I$ \  强度是飞机结构设计的灵魂。飞机结构的强度设计，不同于一般的强度问题，它要求在满足结构强度要求的前提下，飞机结构重量最轻，约束条件十分苛刻。
+ U6 R- G4 c9 H8 N; |什么是强度？简单来说，强度是指物体的结实程度，它是物体承受载荷能力的表现，主要取决于物体的结构形式和材料的性能。飞机的结构强度可以根据外载荷（飞机在起飞，飞行，着陆，地面维护等使用过程中，作用在飞机上的外力的统称）的种类和特点，划分为动强度，静强度，和疲劳强度。
; E8 l+ S5 v+ K2 z  L动强度主要研究结构在外载荷作用下的响应问题，静强度是结构承受静态载荷的能力，疲劳强度主要研究结构承受重复载荷作用的能力。在满足静强度，刚度条件下，飞机要反复承受各种机动载荷，起飞和着陆载荷等。这些重复载荷会引起飞机结构的疲劳破坏，而且疲劳破坏在远小于材料的原有静强度情况下就可能发生，因而更具危险性。
对于疲劳强度理论的研究，自上世纪五十年代后发展的很快，并且得到了广泛的应用。这一阶段主要以安全寿命设计为主。所谓安全寿命设计是认为飞机结构使用前是完好的，在使用寿命期内也不应出现宏观可检裂纹，一旦在疲劳关键部位出现宏观可检裂纹就认为结构已经破坏。设计实践表明，完全采用安全寿命思想设计的飞机，仍然存在很多不安全因素。历史上，美国的F-111战斗轰炸机就曾发生过因材料问题而引发的事故。事故原因是机翼的竖轴发生了断裂，但事前根本没有发现宏观可检裂纹，而那架飞机实际上才飞行了100多个小时，远远没有达到设计使用寿命，这说明安全寿命设计思路并不能保证飞机在寿命期里的真正安全。道理很简单，材料不可能没有缺陷，再加上加工的损伤，有些飞行前检查不出的裂纹，有可能在飞行中就产生了，根本无法保证绝对的安全。
$ Q( t2 I; u0 l$ k8 L基于此，后来又出现了损伤容限设计思路，其基本思想是:承认结构在使用前就带有缺陷，但是必须把这些缺陷或损伤在规定的未修使用期内的增长控制在一定的范围内，在此期间，结构还应满足剩余强度的要求。
目前在军用飞机设计中采用了耐久性/损伤容限设计思想，其基本原理是通过耐久性设计和试验保证飞机结构的经济修理极限和经济寿命满足设计使用寿命要求，用损伤容限设计保证结构的安全性。
耐久性是指结构在规定的设计使用寿命期内抗开裂，应力腐蚀，热退化，脱层，磨损和外来物损伤的能力。在规定的设计使用寿命期内不允许出现功能性损伤，如刚度降低，操纵效率下降，座舱减压等。
- y5 h" e% R! a& e0 e+ y3 H损伤容限设计是通过对影响飞机安全的结构关键件进行合理选材，控制设计应力水平，合理地进行结构布局设计，改进接口细节设计，提高裂纹的可检性等措施来满足损伤容限要求。对不能采用损伤容限设计的结构则仍采用安全寿命设计来保证安全。
飞机的结构设计强度必须通过试验来验证。试验主要包括：全机静力试验和全机疲劳试验。
全机静力试验是采用一架结构完整的飞机，施加飞机在空中飞行和地面状态时所受的各种严重载荷，试验顺序是先功能性试验后强度试验，先非破坏试验后破坏试验，先一般受载情况试验后严重受载情况试验，以尽可能地提高试验效率和确保试验安全可靠。二十世纪四十年代以前，静力试验的加载方式是将飞机仰置，用铅袋或砂袋压在机翼上模拟机翼受力情况，或者把铁块用绳索挂在机翼上模拟集中载荷。后来逐步改用电动机械加力器或液压作动筒（作动筒是一种施加载荷的装置，用以施加结构所承受的外载荷。作动筒将载荷通过杠杆系统施加到结构上。作动筒分为单向作动筒和双向作动筒，施加的方式有软式和硬式。硬式加载方式可以施加拉，压载荷，而像贴胶布的那种情况就是软式，只能施加拉载。而且一个作动筒有一级，二级，三级很多级别的杠杆，这样一个作动筒施加的载荷就通过各级杠杆层层传递到结构的各个受力点上。）和千斤顶加载，四十年代以后，静力试验开始采用胶布带—杠杆—作动筒系统加载，并采用多点协调加载系统，在结构破坏或异常情况时能自动卸载，避免破坏部位继续扩大。进入七十年代后，静力试验已开始采用电子计算机控制的电动液压协调加载系统，这套系统有上百个加载点，几千个测量通道，并用电子计算机进行数据采集和处理。静力试验的一般程序是：先进行预加载荷试验，用20％～30％的设计载荷拉紧试件，随即卸载，然后逐级加载到限制载荷或极限载荷。若为限制载荷试验情况，达到使用载荷后保持载荷并测量变形情况，要求结构变形不应妨碍飞行器正常工作，在卸载后无显著残余变形。若为极限载荷试验情况，逐级加载至设计载荷，并保持一段时间(如不少于3秒钟)，结构不应破坏。最后选取设计载荷情况中最严重的一种进行破坏试验，以确定飞机结构最终的强度性能。
全机疲劳试验也是用一架结构完整的飞机，不过要根据载荷谱（载荷谱就是飞行器在空中，地面运行以及运输过程中，其机体结构所承受的交变外力的统计表示。载荷谱原则上应代表整个载荷变化过程，但这难于实现和应用，实际上常进行数据简化，因此它只是载荷变化工程的某种近似代表。飞行器各个结构部位在使用中所受的载荷不同，其载荷谱也不同。编制载荷谱的周期较长，一般需要几年的时间。）来做，其载荷加载方式与全机静力试验基本相同，所不同的是采用一种固定的胶布带－杠杆－作动筒系统来实现多种载荷状况。
全机疲劳试验的周期相对较长，短者两三年，长者四五年。

aband2004

飞机不光从宏观要把所致，细节也要做到位

shewei1979

F-15应该不是强度问题解体的。。。

tudi1979

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