中国飞机结构寿命可靠性评定技术的发展与展望综述

闫楚良

北京航空航天大学 航空科学与工程学院，北京 100191

建国初期至20世纪70年代，中国生产的大量飞机都未给出寿命，更没有针对使用寿命短的飞机薄弱部位等关键问题进行研究，以致机毁人亡的事故时有发生。20世纪70年代，中国全面开展飞机结构定寿、延寿可靠性理论与试验研究，至今已40余年。现已能准确预测机群的安全使用寿命、合理制定检修周期、严格执行维修大纲，切实地保障了中国飞机飞行安全，将中国二代、三代战机安全使用寿命从2 000飞行小时延长至3 000飞行小时，新一代型号战机安全使用寿命可以达到6 000～10 000飞行小时，运输类飞机设计寿命则达到30 000飞行小时以上，40余年取得的研究成果铸就了世界航空史上的丰碑。

1 机群寿命可靠性评定

20世纪70年代末，高镇同院士等老一代科学家率先提出的适合中国国情的飞机结构寿命可靠性评定体系，建立了基于飞机载荷谱飞行实测、全尺寸飞机悬空协调加载疲劳试验与疲劳统计学等多门学科相融合的飞机结构寿命可靠性评定技术体系[1-2]。旨在从经济性和维修性要求出发，在规定工作条件下、在完成规定的功能下、在规定使用寿命期间，使结构因疲劳强度不足而失效的可能性(破坏)减至最低程度。经过40余年的发展，已形成了具有中国国情并行之有效的飞机结构寿命可靠性评定方法：采用1架飞机进行载荷谱飞行实测，并采用另1架全尺寸飞机悬空协调加载疲劳试验，揭示在实际飞行过程中飞机结构的薄弱部位与疲劳源，在给定可靠度和置信度的条件下，评定机群安全使用寿命，即机群中结构最弱的飞机的使用寿命，保障飞行安全[3-5]。

1.1 飞机寿命分散性

飞机结构寿命长短取决于重复施加在结构上的疲劳载荷和结构本身对疲劳的抗力-疲劳强度。疲劳载荷除了与飞行任务有关，还要受风力、温度、湿度、硬着陆、软着陆和驾驶员操纵技能等偶然因素的影响。疲劳强度除了与结构设计和材料品质有关外，也还受到加工制造、装配工艺的不一致性等偶然因素的影响，从而导致疲劳寿命的分散性[6-7]。澳大利亚科学家A.O.Payne曾用92架P51野马式(Mustang)战斗机做全尺寸疲劳试验，试验结果表明：飞机个体最长的寿命是最短的寿命数倍，长短不一，分散性很大。

结构薄弱部位与疲劳源是飞机寿命可靠性评定的核心。全尺寸飞机结构疲劳试验表明：飞机结构疲劳破坏演化的全过程为依赖于时间的裂纹形成与扩展，直至完全断裂3个阶段。宏观裂纹(1 mm左右)形成的源头，即“疲劳源”，这些关键危险部位必然发生在结构主承力件传力路线上的孔洞、凹角、沟槽等应力集中处；而非疲劳源即使出现裂纹一般不持续扩展。为此，采取抗疲劳设计，抑制疲劳源的生成，则可延长结构寿命；采取耐久性设计，将裂纹增长消灭在萌芽状态，保持结构完整性，则可达到安全飞行的目的。

飞机寿命的长短主要根据结构关键危险部位(如飞机的大梁、机翼根部等)的寿命确定，一旦这些危险部位发生破坏，会导致灾难性事故。研究表明：疲劳寿命N的对数x=lgN遵循正态分布。如果一组疲劳寿命观测值为N1,N2, …，Nn，则中值疲劳寿命[N50]t可求得[1]：

(1)

由式(1)可见，中值试验寿命[N50]t为一组试件试验寿命的几何平均值，对单一试件疲劳寿命观测值，即试件本身寿命。

依据中值疲劳寿命(即式(1))，可评定飞机安全使用寿命，即在给定可靠度与置信度的条件下，寿命分散系数Lf可写为[1]

(2)

式中：up为由可靠度确定的标准正态偏量；uγ为由置信度确定的标准正态偏量；σ0为对数寿命的标准差。根据中国具体情况，对不同形式的金属结构，对于对数裂纹形成寿命，建议取标准差σ0=0.16～0.20，对于对数裂纹扩展寿命，建议取标准差σ0=0.07～0.10。

式(2)还可以写成如下形式：

Lf=SLRSLC

(3)

并且

SLR=10-upσ0

(4)

(5)

式中：SLR为可靠度系数；SLC为置信度系数。

表1[1]是根据式(2)计算给出2个阶段分散系数的取值。中国在实际工作中裂纹形成分散系数取值4，裂纹扩展分散系数取值2。

表1 分散系数取值表[1]Table 1 Value of scatter factor [1]

1.2 机群安全使用寿命评定

研究表明：结构使用寿命由裂纹形成寿命和裂纹扩展寿命组成，全寿命是二者之和[8-9]。飞机结构安全使用寿命的定义为[1]

(6)

即

(7)

综上，当已知up、uγ、n和σ0时，即可根据公式(2)求出分散系数Lf，再将根据少量试验测定出的中值试验寿命[N50]t和分散系数Lf代入式(7)即可得到安全寿命。

1.3 飞机载荷谱飞行实测

解决飞机定寿和延寿的先决条件是编制出模拟真实飞行情况的载荷-时间历程，即载荷谱。载荷谱主要用于全尺寸飞机疲劳试验载荷输入依据，通过全尺寸疲劳试验揭示飞机在实际飞行过程中的结构薄弱部位和疲劳源，科学制定维修大纲和检修周期，经济合理地进行检修和部件更换，保障飞机结构完整性和飞行安全[10]。

飞机载荷谱实测是一项风险高、难度大、技术复杂的系统工程。飞机在实际飞行过程中，承受着空气动力、发动机推拉力、质量力以及飞机着陆过程中的地面冲击力等[11]，飞机载荷谱实测除了对飞机状态参数如中心过载、速度、振动环境等进行实测外，还要重点实测飞机在飞行过程中实测截面所承受载荷-时间历程。

飞机在实际飞行过程所承受的载荷是通过在飞机结构受载截面加装应变计，搭建应变测量桥路，通过地面载荷输入与应变输出载荷标定试验，实测得到飞机结构受载截面的弯矩、剪力与扭矩。飞机布局不同，测量桥路设计也不同(如图1所示)。

地面载荷标定实际是对实测受载截面的弯矩、剪力与扭矩传感器进行校准，前提条件是实测桥路要保持完好性，应变计在实测过程中发生脱落等故障，会导致实测应变桥路失效。如果进行补贴应变计则必须重新进行地面载荷标定，才能保障实测数据的有效性[12-13]。

中国飞机载荷谱实测是通过集成卫星授时、网络采集、编程加载的数千通道异构实测数据可视化采集系统实现，包括以太网智能同步采集和记录关键技术[14-16]。运输类飞机分布式数据采集系统示意图如图2所示。

由于随机载荷的分散性，在飞机载荷谱飞行实测过程中，依据最少空测采样飞行起落次数的设计准则[17]，按照任务飞行剖面进行实测数据采集，保证了实测数据具有代表性和可比性。根据t分布理论，母体平均值μ(中值)的区间估计式为[1]

(8)

移项后，式(8)可以写成

(9)

令δ表示相对误差限度(绝对值)，即

(10)

式中:δ是一个小量，根据实际情况，一般取δ=5%。

表2 γ=95%,δ=5%时最少空测飞行起落次数[1]Table 2 Minimum number of samples for airplane’s takeoff-landing when γ=95% and δ=5%[1]

表3 γ=90%,δ=5%时最少空测飞行起落次数[1]Table 3 Minimum number of samples for airplane’s takeoff-landing when γ=90% and δ=5%[1]

1.4 全尺寸飞机疲劳试验

全尺寸飞机疲劳试验的主要目的是复现出飞机在实际飞行过程中的结构薄弱部位和疲劳源，并根据全尺寸飞机疲劳试验结果，按照耐久性、损伤容限评定出机群的安全使用寿命，合理制定飞机检修大纲，当结构出现裂纹时，对结构进行检修和部件更换，当检修和部件更换不经济时，飞机要退出服役[18]。

以某飞机为例，全尺寸疲劳试验是通过全机悬空软约束支持系统完成的。在进行全尺寸疲劳试验时，整个飞机在试验中始终处于三向载荷平衡的受载状态，模拟了飞机在飞行过程中承受的载荷-时间历程。某飞机全尺寸疲劳试验加载点分布如图3[9]所示，某飞机全尺寸疲劳试验如图4所示。

飞机寿命主要由3个指标进行衡量：飞行小时、飞行起落和日历年。以某机型为例，使用寿命评定为6 000飞行小时，6 000飞行起落和25个日历年，其中一项指标达到评定指标，通常就说飞机结构达到了使用寿命。

目前军用飞机采用可靠度p为99.9%，相应地，xp=x99.9=lgN99.9，此时，具有99.9%可靠度的疲劳寿命N99.9=10x99.9。意味着：在1 000架飞机中有999架飞机寿命大于N99.9，只有1架飞机寿命达到N99.9时将要发生疲劳破坏。显然，N99.9代表机群中结构最弱的飞机的安全使用寿命，以N99.9作为群体的使用寿命在理论上可以保障机群飞行安全。如某型飞机评定寿命为6 000飞行小时，可靠度为99.9%，置信度为95%，则有95%的把握说：在1 000架飞机中，有999架飞机的安全使用寿命大于6 000飞行小时，有一架飞机达到6 000飞行小时将要发生疲劳破坏。6 000飞行小时代表机群中结构最弱的一架飞机的安全使用寿命，以6 000飞行小时作为群体的使用寿命，在理论上可以做到安全可靠。

2 单机寿命可靠性评定与实时监控体系

中国历经40余年的飞机寿命可靠性评定技术的研究，飞机使用寿命得到了大幅提高，但是，与美国飞机相比，中国飞机安全使用寿命仍存在一定差距，中国二代、三代飞机寿命仅为其同类飞机的1/3～1/2。此外，中国飞机拥有量相对于美国还有很大的差距，根据2022年公布的世界军机数量，军用飞机美国拥有量13 246架，中国为3 000余架[19]，这与保障中国国家安全、满足国防建设重大需求存在着一定差距。

究其原因，中国飞机除了结构设计、材料选用、装配工艺等与欧美国家存在一定差距外，另一重要原因为在交付部队前中国飞机没有按照飞机结构完整性大纲进行可靠性验证试验。在定寿、延寿过程中，采用1架飞机进行载荷谱飞行实测，采用另1架飞机进行全尺寸飞机疲劳试验。但是，由于诸多偶然因素的影响，真实地复现飞机在实际飞行中的疲劳破坏部位技术难度非常大；此外，一些生产厂家为了加快全尺寸飞机疲劳试验的进度，将设计谱(或称严重谱)作为全尺寸飞机疲劳试验加载谱，混淆了飞机设计谱只能用于飞机目标寿命设计与目标寿命全尺寸飞机疲劳验证试验，而不足以作为飞机寿命可靠性评定依据，无法精确评定飞机的安全使用寿命。飞机寿命可靠性评定技术的核心重在复现结构薄弱部位与疲劳源，故此，飞机寿命可靠性评定应采用实际飞行过程中的飞机载荷-时间历程，作为全尺寸飞机疲劳试验的载荷依据，揭示出飞机结构薄弱部位和疲劳源，视情经济修理和更换部件，以此保障飞机安全飞行服役到达使用寿命。

中国飞机定寿和延寿最初大多延用国外技术，这些技术对中国飞机定寿和延寿初期起到了积极推动作用。随着科学技术的发展，继续延用和坚持这些传统技术，将阻碍中国飞机寿命可靠性技术的进步与发展。守正创新要在“守正”的基础上，重在创新。重视和敢于对国外传统技术的摒弃，秉承自然科学规律，不断推陈出新，将中国飞机的长寿命、高可靠性、轻质量和低成本的研制技术提升至欧美国家先进水平。具体讲，全面提升大子样飞机载荷谱实测与编制技术水平，大力发展全尺寸飞机疲劳试验智能装置，突破中子光视觉技术和与飞机同寿命应变计测试桥路技术，构建中子光视觉技术与大数据平台相融合的单机实时监控技术，发展经济性视情检修技术，保障每架飞机安全飞行，大幅延长机群安全使用寿命，相当于再造一个甚至几个机群的飞机。

2.1 飞机目标寿命可靠性验证

飞机设计目标寿命是根据飞机在使用期间的飞行任务与规定的性能指标，用户在技术合同中规定的机群指标寿命，称为目标寿命，如X型飞机按照用户要求设计目标寿命为10 000飞行小时，10 000飞行起落和25个日历年。飞机研制单位根据飞机目标寿命采用任务剖面混频设计谱对飞机进行结构设计、材料选用、制造工艺制定等，开展结构目标寿命可靠性设计。按照飞机结构完整性大纲要求，在飞机交付用户前不仅要对飞机性能研制指标进行试验验证，还要按照设计谱进行全尺寸飞机疲劳验证试验，以此评定出飞机结构设计的合理性与结构寿命是否满足用户对设计目标寿命的要求。对出现的薄弱结构采取抗疲劳设计，抑制疲劳源生成；对出现的疲劳源采用耐久性设计，将裂纹增长消灭在萌芽状态，保持结构完整性。

2.2 实测谱全尺寸飞机疲劳试验

飞机安全使用寿命是指飞机在实际飞行服役期间具有可靠度与置信度的使用寿命。飞机安全使用寿命的评定是采用飞机在实际飞行过程中的实测载荷谱作为载荷依据进行全尺寸飞机疲劳试验，揭示出飞机在实际飞行过程中结构薄弱部位和疲劳源，据此评定出飞机机群的安全使用寿命，保障飞行安全，在服役期间飞机结构不发生破坏。目前中国在还没有开展对飞机目标设计寿命进行验证试验的情况下，一些厂家将目标寿命验证与安全使用寿命评定二者加以混淆，采用设计谱进行全尺寸飞机疲劳试验，等到实测谱完成后，再更换成实测谱继续进行全尺寸飞机疲劳试验，以此作为飞机安全使用寿命评定的依据。此种做法没有科学依据，设计谱是根据以往经验和对新机的使用要求及规定的飞行剖面进行设计的，它不是飞机在实际飞行过程中的真实载荷-时间历程。此外，在试验过程中对载荷谱进行更换，设计谱与实测谱二者载荷传递方式、载荷大小等都没有可比性，全机疲劳试验的结果无法复现出飞机在实际飞行过程中疲劳源与结构薄弱部位。

大量试验表明：到目前为止，没有一架飞机能够成功地采用设计谱进行全尺寸飞机疲劳试验，以此评定出飞机的安全使用寿命。这是因为设计谱不能真实反映实际飞行过程中的飞机载荷-时间历程，无法合理准确地揭示出飞机在实际飞行过程中的结构薄弱部位和疲劳源。

以F/A-18飞机定寿为例，澳大利亚皇家空军对70多架飞机进行了135 000飞行小时载荷谱实测数据的采集，证明设计谱与实测谱存在着较大差异[20-22]，采用设计谱与实测谱的对比试验结果如图5[20]所示。

2.3 实测载荷数据统计与全尺寸飞机疲劳试验谱编制的最小航道法

由于计算机技术和试验条件的限制，20世纪60年代美欧国家相继提出了多种计数方法，如英国的疲劳计法，美国的限峰值计数法，日本的雨流计数统计方法[23]等，对实测载荷-时间历程进行计数处理和程序载荷谱编制，其缺点在于采用计数法编制的载荷谱只考虑施加载荷大小，未考虑到飞机在实际飞行过程中的载荷先后次序和施加相位的一一对应关系，进行全尺寸飞机疲劳试验时，很难真实地再现出飞机在实际飞行过程中的薄弱部位和疲劳源，从而导致严重失真。

最小航道法模型(如图6所示)编制的试验谱(如图7所示)则能真实地反映实测(或加载)点的载荷大小、先后次序和加载相位情况。图6所示，设定“航道”宽度为Dmin，航道的形状与实测载荷-时间历程一致。假定水头在航道急流中前进，当在转弯处受到反向堵截时，如A、B、C、D处，该处为截除二维低载后载荷-时间历程中有效峰值或谷值。凡是水头从航道流过时，没有遇到反向堵截的峰值和谷值一律截除，最后保留了一系列水头在转弯时受到反向堵截处的峰值或谷值，将其连接起来，即可得到低载Dmin截除后又和原始载荷-时间历程保持一致的等效载荷-时间历程。进行全尺寸飞机疲劳试验时，最小航道法截除无效幅值后，其加载相位、载荷顺序等等均保持不变，还可使试验时间减少60%～85%。因此，摒弃传统的技术方法和程序加载试验谱的编制方法，探讨基于最小航道法随机试验谱全尺寸飞机疲劳试验加载试验方法，包括考虑加载相位和载荷顺序效应的随机加载试验方法。

为了缩短试验时间，又能施加实际飞行过程中飞机的真实载荷-时间历程，采用最小航道法截除无效幅值而得到载荷-时间历程谱，能够与实际飞行过程中飞机的载荷-时间历程及相位保持一一对应关系，同时，对那些不会造成疲劳损伤的三级波直接进行截除(如图8所示)，还可以大量减少试验时间，真实地再现出飞机在飞行过程中的薄弱部位与疲劳源。

2.4 大子样飞机载荷谱飞行实测与数据采集技术

经过多年的理论研究和科学实践，中国对每个机种均采用1架飞机进行载荷谱飞行实测，建立了载荷谱飞行实测最少起落次数数据采集准则和统计处理方法，以此保障实测谱的真实性与再现性，但由于实测采样母体子样过小，具有偶然性，与欧美国家相比存在着一定差异，比如，空客A380采用5架飞机在全世界不同空域进行载荷谱实测[24]；美国完整性大纲规定，服役飞机中20%以上飞机装有载荷谱数据采集器，由此给出一个机群在飞行过程中载荷飞行任务剖面谱。为了保障个体飞机载荷谱实测子样与母体机群载荷谱数据的可比性和重复性，对重要机种要进行大子样飞机载荷谱飞行实测与数据统计处理技术研究，以此编制出具有机群母体特性的全尺寸飞机疲劳试验载荷谱，真实地揭示飞机疲劳源与结构薄弱部位。

3 单机寿命结构监控技术展望

3.1 中子光视觉监控技术研发与突破

飞机全尺寸疲劳试验和飞机大修表明：裂纹形成、扩展和断裂的关键危险部位均发生在结构主承力件传力路线上的孔洞、凹角、沟槽等应力集中处。由于这些部位隐蔽性强，国内外现有传感器无法捕捉危险部位裂纹形成、扩展和断裂演化过程。中子光具有空间穿透性能，能够对每个被检测对象关键危险部位内部的裂纹演化过程进行实时检测，为飞机结构主承力件的疲劳损伤检测提供有效手段，通过大数据平台可以实时监控飞机在飞行过程中的安全性与可靠性，准确获得每一架飞机实时状态信息，挖掘出每一架飞机结构的安全使用寿命潜力，视情进行经济维修和部件更换，保证机群个体飞机飞行安全。

3.2 与飞机同寿命的应变计测试桥路技术研发

目前，应变计大多采用胶基技术，应变计粘贴和布置时，大多是通过氰基丙烯酸脂粘结剂、环氧树脂粘结剂等。由于粘结剂的水溶特性，特别是在沿海机场，应变桥路改装一年后，各种故障层出不穷，比如应变计出现脱离粘贴部位，应变胶与潮气相融合等等，以致应变计桥路测量的载荷-时间历程发生了漂移、跳跃、失真等，这些故障严重影响了飞机载荷谱实测过程中实测数据的稳定性与真实性。开发与飞机同寿命的应变桥路测试技术，保证飞机使用寿命期间应变桥路不发生故障，不仅能够有效提升飞机载荷谱实测的稳定性与真实性，还能促进飞机个体实时监控与单机可靠性寿命评定技术的发展，同时会给中国量测技术带来突破。

4 飞机寿命实时监控大数据平台建设

由于飞机制造水平和材料的差异性以及飞行员的操作水平不同等因素的影响，每一架飞机在同一典型任务剖面飞行过程中造成的损伤各有不同。为了保证每架飞机个体结构飞行安全，目前国内外均在开展单机寿命监控技术研究[25-26]，旨在通过实时监控飞机在实际飞行过程中的受载荷与飞行环境情况，预测飞机寿命瞬时耗损和结构损伤演化关系，并通过中子光视觉技术对飞机疲劳源和结构薄弱部位进行实时监控，依据每一架飞机在实际飞行过程中结构耗损状态，视情进行经济性维修和部件更换，保障飞机个体飞行安全的同时，挖掘飞机个体结构潜力。

随着科学技术的发展和人类生产、活动空间的不断扩大，飞机服务将涵盖更广阔区域，空间范畴不断扩大，如何进行有效的信息服务成为了亟需解决的问题。近些年，各种天基、空基、海基、地基网络服务不断涌现，打破各自独立的网络系统之间数据共享的壁垒，借助空天地一体化网络实现广域全覆盖和网络的互联互通，实现全覆盖、泛在连接、宽带接入等功能；空基网络由高空通信平台、无人机自组网络等组成，具有覆盖增强、使能边缘服务和灵活网络重构等作用；地基网络主要由地面互联网、移动通信网组成，负责业务密集区域的网络服务。依托空天地一体化数据传输链协同人工智能、区块链等技术建设大数据信息平台(如图9所示)，研究和开发单机寿命实时监控新技术，重点突破与飞机同寿命应变计桥路研制技术与中子光视觉监控技术，实现实时监控和获取每一架飞机在飞行过程中的数字化信息，比如飞机所在位置、状态与任务、飞行空域、飞行高度、飞行速度等，实现对关键部件的裂纹形成、裂纹扩展和断裂情况的实时监测，及时、全面、准确地了解飞机运行状态，更大程度地保障飞行安全。

在此基础之上，通过飞机大数据平台还可实现航空资源统筹规划和定制化服务等，实现航空飞行器之间的信息互联互通，提升整个机群协同作战能力(如图10所示)。飞机状态信息、使用寿命耗损信息、飞机使用决策信息可以在智能监测中心、实测数据中心、可靠性评定中心、飞行监管部门、大数据监控中心之间实现快速高效传输，这对充分的挖掘出个体飞机安全使用寿命、大幅提升部队战斗力、科学调用指挥飞行部队和提高国防建设水平都具有重大的科学意义和工程应用价值。

5 结束语

本文回顾了40余年来中国在飞机定寿延寿方面取得的主要研究成果，特别是经过几代航空人的不懈努力，中国在飞机寿命与结构可靠性方面取得了多项突破性研究成果，构建了具有中国国情的理论体系，提出了切实可行的试验方法，为延长中国飞机安全使用寿命、保障民用飞机飞行安全和军用飞机作战训练任务、提升中国航空装备的国际竞争力与影响力，做出了重要贡献。

在此基础上，文重点探讨了机群个体寿命可靠性评定体系与单机寿命监控技术，将飞机寿命与结构可靠性评定技术提升为飞机再造工程，在保障机群每一架飞机飞行安全的同时，将会成倍延长机群的使用寿命，相当于再制造一个同等数量飞机机群，不仅大幅提升部队的作战能力，更为重要的是改变中国目前飞机数量少、寿命短等相关局面，将中国飞机拥有量和飞机研制质量提高至一个新的台阶与水平。

国家要高度重视，实现机群个体飞机使用寿命可靠性评定，并将机群个体飞机寿命可靠性评定与监控技术纳入到飞机研制工程中。要重视建立新机结构可靠性验证体系，建设单机寿命可靠性与大数据监控平台。加强基础技术的研发与试验装置智能化建设，特别是分布式中子光视觉监控技术和与飞机同寿命的应变桥路测试技术的研发，不仅会使中国飞机定寿、延寿技术取得重要突破，更为重要的是有助于将国际测试与监控技术提升至一个新的技术水平。