2.3.2 飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱

1.飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱的形成和發(fā)展

飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱（ASIP）是指規(guī)定飛機結(jié)構(gòu)完整性要求的總大綱，它體現(xiàn)了現(xiàn)代飛機結(jié)構(gòu)完整性設計思想體系。隨著飛機設計思想的不斷發(fā)展和航空技術(shù)水平的不斷提高，飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱經(jīng)歷了一個形成、逐步深化和不斷完善的過程。

飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱的形成起始于20世紀50年代美國B-47轟炸機的嚴重事故。B-47轟炸機是20世紀50年代“冷戰(zhàn)時期”美國重要的戰(zhàn)略打擊力量，1958年3月至4月，5架B-47轟炸機接連因結(jié)構(gòu)破壞而墜毀，其中一架飛機飛行2000小時后發(fā)生破壞，導致當時美國全軍所有B-47飛機停飛。

1959年2月，美國空軍研究與發(fā)展部（ARDC）和美國空軍材料部（AMC）聯(lián)合發(fā)布了《高性能飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱的大綱要求》，這是全世界有關(guān)飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱的第一個正式報告。該報告主要針對B-47轟炸機，包括以下11個部分：

（1）靜力試驗；

（2）飛行載荷測量；

（3）疲勞試驗；

（4）低高度陣風環(huán)境；

（5）任務剖面數(shù)據(jù)；

（6）過渡性使用載荷（Interim Service Load）；

（7）VGH壽命歷程記錄；

（8）8通道使用載荷記錄；

（9）聲疲勞；

（10）高溫結(jié)構(gòu)；

（11）設計準則。

從這11項內(nèi)容看出，除傳統(tǒng)的靜強度設計和驗證之外，飛機載荷測量和載荷譜、疲勞設計和驗證及使用壽命問題等在世界第一個飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱報告中占了很大比重。

1961年，美國空軍航空系統(tǒng)部（ASD）發(fā)布了技術(shù)報告ASD-TN-61-141《空軍結(jié)構(gòu)完整性現(xiàn)狀和詳細要求》，該報告把ARDC-AMC報告的11個部分歸納整理成五大類工作，并按時間順序進行編排如下：

（1）設計資料；

（2）初步設計分析；

（3）試驗；

（4）最終結(jié)構(gòu)完整性分析；

（5）實際操作使用。

這5大類工作就是目前軍用飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱五大任務的雛形。1966年1月，美國空軍航空系統(tǒng)部發(fā)布了技術(shù)報告ASD-TR-66-57《空軍結(jié)構(gòu)完整性大綱要求》，把飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱工作明確劃分為5個階段。

1972年9月，美國空軍正式頒布了軍用標準MIL-STD-1530（USAF）《飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱，飛機要求》，這是世界上首部關(guān)于飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱的軍用標準，該大綱在靜強度、剛度和疲勞強度設計準則基礎(chǔ)上，增加了破損安全設計和驗證要求。

1975年12月，美國空軍頒布了MIL-STD-1530A取代LIL-STD-1530，仍然把結(jié)構(gòu)完整性大綱分為五大任務，但把損傷容限和耐久性設計和驗證內(nèi)容納入到五大任務之中。到2005年11月為止，美國飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱經(jīng)歷了6次更新，具體見表2-4。

這里特別要提的是最近的一次更新，即2005年11月頒布的MIL-STD-1530C，該大綱具有以下幾個特點。

（1）MIL-STD-1 5 3 0 C盡管由美國空軍提出，但由美國國防部頒布，這意味著2 1世紀開始飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱不僅要在美國空軍飛機貫徹實施，而且要在美國所有軍用飛機中貫徹實施。

（2）MIL-STD-1530C比以往的結(jié)構(gòu)完整性大綱更強調(diào)了風險評估和風險管理，這主要體現(xiàn)在以下幾點。

① 風險分析貫穿飛機研制和使用的全過程，在設計分析和研制試驗（任務Ⅱ）中要進行初始風險分析，在合格審定和部隊管理對策（任務Ⅳ）中要進行正式的風險分析，在部隊管理實施（任務Ⅴ）中要進行風險分析更新。

② 風險分析不僅要進行定性分析，還要進行定量分析，而且定量風險分析還有明確的定量指標，這個定量指標就是2.2.3節(jié)中談到的軍用飛機結(jié)構(gòu)可靠性設計目標（10-7～10-5/每次飛行）。

③ 要進行全面的風險分析。全面是指研制該飛機所涉及的所有設計準則內(nèi)容都要進行風險分析，也就是說，不僅要對靜強度和剛度設計進行風險分析，對耐久性和損傷容限設計也要進行風險分析。

強調(diào)風險評估和風險管理意味著美國軍用飛機結(jié)構(gòu)設計和驗證在全面地貫徹飛機結(jié)構(gòu)可靠性設計思想。

（3）MIL-STD-1530C首次把軍用飛機結(jié)構(gòu)完整性的設計和驗證要求納入到型號飛機的適航合格審定中，這就意味著飛機適航性不再是民用飛機的專利，軍用飛機也應進行適航合格審定，也應滿足飛機適航要求。

針對MIL-STD-1530C所具有的這些特點，根據(jù)我國的國情，正有條件地吸收到我國即將頒布的新國軍標《軍用飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱》中。

由以上飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱的形成和發(fā)展過程看出，飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱是由批量飛機主要因疲勞導致的事故出現(xiàn)而孕育的，是伴隨損傷容限和耐久性設計思想的形成而催生的，并且隨著損傷容限、耐久性設計思想的完善和飛機結(jié)構(gòu)可靠性設計思想的形成而逐步完善起來。

2.飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱主要內(nèi)容

從1972年美國空軍頒布的首部飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱（ASIP）以來，各個版本的飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱盡管具體內(nèi)容不同，但均包括相互聯(lián)系的五大任務（表2-5），這五大任務就構(gòu)成了飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱的主要內(nèi)容。現(xiàn)以表2-5來具體說明，該表摘自即將頒布的我國新國軍標GJB775A-2012《軍用飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱》。很顯然，表2-5和表1-2的五大任務具體內(nèi)容不是完全相同的。

1）設計資料（任務Ⅰ）

該任務主要確定飛機設計中必須使用的準則，以保證所研制的飛機滿足飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱要求。這些設計準則包括載荷準則、動力學準則、強度準則、耐久性準則、損傷容限準則和質(zhì)量特性準則。除確定設計準則外，該任務還包括用于飛機結(jié)構(gòu)設計和驗證的下述資料：飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱主計劃；設計使用壽命和設計使用方法；耐久性和損傷容限控制大綱；腐蝕防護和控制大綱；無損檢測大綱；材料、工藝連接方法和結(jié)構(gòu)概念的選擇等。

2）設計分析與研制試驗（任務Ⅱ）

在飛機結(jié)構(gòu)初步設計和詳細設計階段需要設計分析和研制試驗，其主要目的如下：

① 確定飛機結(jié)構(gòu)必須經(jīng)受的載荷和環(huán)境；

② 基于載荷和環(huán)境對飛機結(jié)構(gòu)進行初始和最終分析和試驗；

③ 確定滿足強度、剛度、耐久性和損傷容限要求的飛機結(jié)構(gòu)型式和尺寸。

設計分析和研制試驗包括如下主要內(nèi)容。

（1）設計分析

設計分析包括下述內(nèi)容：規(guī)定和驗證所用材料和接頭許用值；載荷分析；編制設計使用載荷譜和設計化學/熱/氣候環(huán)境譜；應力分析；耐久性分析；損傷容限分析；腐蝕評估；聲耐久性分析；振動分析；氣動彈性和氣動伺服彈性分析；質(zhì)量特性分析；結(jié)構(gòu)生存力分析。

（2）設計研制試驗

設計研制試驗包括試樣元件級試驗、構(gòu)件級試驗以及部件級試驗；試驗內(nèi)容包括耐久性試驗和腐蝕試驗等。

（3）生產(chǎn)中無損檢測能力評估

應制定無損檢測大綱對生產(chǎn)過程監(jiān)測和結(jié)構(gòu)件質(zhì)量控制中所用的無損檢測方法的效力進行評估，以降低漏檢風險。

（4）初始風險分析

應根據(jù)當量初始缺陷尺寸和類似飛機的使用數(shù)據(jù)進行初始風險分析，用于驗證飛機按設計使用載荷/環(huán)境譜飛行時，在飛機設計使用壽命期內(nèi)出現(xiàn)廣布疲勞損傷起始和喪失破損安全的風險很低。同時，該分析還應預計超出設計使用壽命后，何時喪失破損安全的風險變得不可接受。對于非破損安全結(jié)構(gòu)，該分析應預計超出設計使用壽命后，不管何時，即使采取了必需的安全檢查/更改，也會導致飛機不可用度及不利經(jīng)濟后果的風險高得不可接受。

3）全尺寸試驗（任務Ⅲ）

全尺寸試驗的目的是通過一系列地面試驗和飛行試驗，確認飛機結(jié)構(gòu)設計的合理性。這些試驗包括：靜強度試驗，首飛前地面驗證試驗，飛行試驗，耐久性試驗，損傷容限試驗，氣候試驗，最后還應對這些試驗結(jié)果進行分析和評估。根據(jù)評估結(jié)果制定必要的改進措施，以驗證強度、剛度、耐久性和損傷容限設計要求得到滿足，并將相關(guān)風險降低到可接受的程度。

4）合格審定與部隊管理對策（任務Ⅳ）

（1）飛機結(jié)構(gòu)合格審定

飛機結(jié)構(gòu)合格審定應以任務Ⅰ至任務Ⅲ的結(jié)果為審定基礎(chǔ)。飛機結(jié)構(gòu)合格審定的最終階段工作是合格審定分析。合格審定分析是根據(jù)地面和飛行試驗結(jié)果，對任務Ⅱ的設計分析進行修正，以解決分析和試驗之間存在的不一致性問題。合格審定分析還應為制定保證飛機安全使用所需的技術(shù)文件（如使用限制操作程序、維護要求等）提供工程原始數(shù)據(jù)。

飛機結(jié)構(gòu)合格審定分析的一個重要內(nèi)容是進行風險分析，其分析的目的是確定飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱的各項任務對飛機結(jié)構(gòu)可靠性的影響，并驗證飛機結(jié)構(gòu)可靠性要求。在進行風險分析時，要以概率量化的形式給出分析精度，并形成文件，以支持結(jié)構(gòu)合格審定。

（2）部隊管理對策

制定適用的部隊管理對策的目的在于解決任務Ⅴ中飛機維護期間出現(xiàn)的部隊管理問題。部隊管理對策包括強度概要和使用限制、部隊結(jié)構(gòu)維護計劃、載荷/環(huán)境譜測量、單機跟蹤大綱等。

在部隊管理對策的幾項內(nèi)容中，載荷/環(huán)境譜測量和單機跟蹤大綱這兩項內(nèi)容占有重要地位。載荷/環(huán)境譜測量主要在足夠數(shù)量的服役飛機上安裝載荷/環(huán)境譜測量系統(tǒng)進行機隊監(jiān)控，以獲得20%機隊有效使用數(shù)據(jù)，編制基準使用載荷/環(huán)境譜，以及對初始的設計使用譜進行更新或確認。單機跟蹤大綱主要是在所有部隊服役飛機上安裝能記錄足夠使用參數(shù)的系統(tǒng)（飛參記錄系統(tǒng)），獲得每架飛機的實際使用數(shù)據(jù)，調(diào)整各單機的維修間隔，確定飛機結(jié)構(gòu)的損傷擴展速率，監(jiān)控每架飛機的壽命耗損。

5）部隊管理實施（任務Ⅴ）

該任務規(guī)定如何執(zhí)行任務Ⅳ中制定的部隊管理對策。該任務主要由使用方負責實施，經(jīng)實施所獲得的數(shù)據(jù)和信息要按規(guī)定的程序及時反饋給設計部門。同樣，單機跟蹤大綱和載荷/環(huán)境譜測量是其中的兩大重要內(nèi)容。

部隊管理實施的最終結(jié)果導致部隊管理更新和重新合格審定。部隊管理更新中的一項重要內(nèi)容是風險分析更新。風險分析更新就是將預計的飛機結(jié)構(gòu)災難性破壞概率與所規(guī)定的限制水平（10-7～10-5/每次飛行）進行比較，以確定飛機結(jié)構(gòu)使用是否安全，如果不安全，應該采取何種措施（檢查、修理、限制使用、更改或替換等）來降低風險。風險分析的更新是以載荷/環(huán)境譜測量和單機跟蹤大綱所獲得的編譜結(jié)果作為基本輸入數(shù)據(jù)。