概括
飞机结构的设计必须在性能，安全性和成本之间保持平衡。自从赖特兄弟（Wright Brothers）于1903年发明飞机以来，从重大飞机撞车中学到了教训，飞机结构设计的概念也经历了许多修改。起初，仅考虑材料的静态强度。在1930年代之后，为了采用线性疲劳的概念，在彗星乘客飞机撞车和1950年代B-47撞车后，它已改善为“断裂安全性”。在1970年代，它发生了波音707和F-1111事件，使“损害耐受性”成为当今标准的结构设计标准。 1988年的Aloha航空事件表明，扩散疲劳损害已成为“损害耐受性”结构性设计的新问题。
前言
飞机行业是在赖特兄弟（Wright Brothers）于1903年发明飞机后正式出生的。早期飞机的标准配置是双翼飞机。机身和机翼是用桥梁设计的。翅膀上有多个木翼和肋骨。正交）将其放在外层上并用画布包裹。上翼和下部翅膀由木条和钢电缆垂直支撑，以确保在空气动力载荷下弯曲并不会弯曲并损坏；该机身设计的是带有盒子的盒子，带有对角线和钢。需要保持机身的刚度。目前，大多数飞机被用作探索性能的实验飞机，根本不考虑结构性疲劳寿命。
众所周知，战争是新技术的最佳催化剂。第一次世界大战导致了更快，更强大，更可靠的飞机。战争期间，生产了约15万架飞机，其中大多数是由木材和画布制成的。 。因此，到战争结束时，木材的供应几乎已经用尽，并且材料的使用必须转向金属。战争结束时，出现了焊接的钢机身和悬臂单飞机。机翼中的内翼作为数量减少，仅留下几个主梁，但是强度和刚度足以承受所有翅膀。空气动力学负载不再需要钢电缆来增强。
第一次世界大战期间著名的英国“骆驼”战斗机是标准的双翼飞机
静态强度
由于金属材料非常坚固，结构设计方法非常保守，因此结构的安全边缘非常大。此外，这些飞机主要用于军事目的。在结构遇到疲劳问题之前，由于失去控制，发动机故障和大型运动，飞机已经坠毁，导致机翼或机身突然瓦解。因此，结构的疲劳寿命目前并不是设计的重点。 。只要结构设计符合材料的静态强度（静态强度），就没有问题。结构分析基于整个飞机的静态测试。测试负荷乘以安全系数以说明负载的不确定性。不确定的因素，例如不准确的分析，材料特性的变化，制造质量的变化...
早期飞机进行静态测试的情况
在第二次世界大战期间，飞机的喷气发动机技术发展最快。德国ME 262 Jet Fighter于1944年是工厂，是世界上第一架采用喷气推进的飞机。同时，飞机的制造技术也取得了长足的进步，但是大多数飞机都被敌机击落，结构性疲劳生活仍然并不是每个人关注的重点。
第二次世界大战后，为了减轻飞机的重量以改善飞行性能，这是因为材料的静态强度主导了结构安全性，一些具有高强度的金属材料，但韧性低，在飞机结构上开始出现。但是，此时喷气式飞机飞机的飞行速度不再与过去相比。军用飞机还将在低空飞行任务中遇到强大的空气动力扰动板。该结构的空气动力负荷线性上升，结构应力大大增加，这降低了结构安全余量，导致某些飞机通常由于结构性疲劳和服务早期损坏而坠毁，这表明材料在材料中的静态强度世界已经不足以确保飞机结构的安全性。
1954年，英国海外航空公司公司连续的撞车事故正式发出了对飞机结构疲劳的隐藏关注的首次警报。
“ Cometre” 1乘飞机事故
由英国德哈维兰（De Havilland）设计和制造的彗星1可以携带36名乘客，巡航高度为10,700米，巡航速度为720公里，每小时720公里，范围为4,000公里。这是世界上第一艘高空喷气式航空客运飞机。 “彗星” 1的巡航高度同时是其他乘客飞机的两倍，机舱中的气压设置为2400米的高度，这使得飞机内部和外部之间的气压差异几乎两倍当时的普通乘客飞机。因此，它在离开工厂的18,000次加压测试之前，特别是通过了，以确保结构的安全性。
“彗星” 1的概念出生于1943年，并于1946年9月开始设计。第一个原型于1949年7月27日首次飞行。英国航空公司将从1952年5月2日定期提供“彗星” 1。飞行服务。事故发生在彗星1投入使用后不久。起飞期间的撞车事故归因于飞行员对新飞机的熟悉程度不足。 1953年，加尔各答西南50公里的空气瓦解归因于高海拔风暴。但是1954年发生的其他两次空中坠毁完全证明其结构设计存在主要缺陷。
1954年1月10日，一个“彗星” 1，有1,286架航班和3,680个小时的飞行时间，从新加坡飞往伦敦，攀升至大约8,100米的高度，从最后一站罗马起飞后半小时，早期天气状况良好，机身在意大利埃尔巴岛上的地中海瓦解并部分地着火了。事件发生后，“彗星” 1舰队立即被扎根。在评估了撞车事故的可能原因之后，De Havilland公司在无法迅速捡起残骸后对身体进行了一些改进。那是1954年23日。获得了当天飞行的许可。
但是在1954年4月8日，即恢复仅16天后，另一个“彗星” 1飞行了903次，飞行时间为2,703个小时，从罗马到开罗进行了一次任务。大约半个小时的起飞后，当他可能攀升至最高巡航高度时，他突然失去了联系。后来，在意大利南部那不勒斯河岸的地中海发现了飞机的残骸。事件发生后，彗星1舰队立即被立即扎根，英国运输部和民航部于4月12日撤销了1号彗星1航空公司认证。
第一个“彗星” 1毁了从地中海捕获的残骸
第二次撞车事故发生后，英国使用了经历了1,221个加压帧和3,539个飞行小时的机身来进行机舱压缩模拟测试。测试机身的机舱和驾驶舱放在特殊的水槽中，翅膀在水槽外面暴露于水槽外，以液压方式施加模拟的气动载荷钢结构寿命，储罐的内部用液压压力模拟腔室压力。如果使用气压来模拟机舱压力，一旦舱壁产生一个小裂缝，机舱压力由机舱内部和外部的压力造成的压力将迅速向外释放钢结构寿命，就像机舱中的500磅炸弹爆炸一样，舱壁将爆炸和飞溅。水是一种不可压缩的液体，可以防止这种情况发生。 1,825降压后，疲劳裂缝从0.2 cm的皮肤后从机身左侧的窗户的角增长，它立即延伸了多达2米以破坏机身，证实了身体结构的疲劳强度”彗星“ 1不足。 。
“彗星” 1的坦克测试
裂缝的原因是皮肤太薄。彗星1配备了De Havilland Engine Company Limited生产的四台幽灵涡轮喷气发动机。由于喷气发动机当时仍处于起步阶段，因此是为了减轻飞机的重量以弥补不充分的推力，“彗星” 1的身体厚度仅为0.07 cm，而窗户边缘的皮肤增厚至0.09厘米。在储罐压力的作用下，薄皮肤的应力（应力，每单位面积负荷）保持较高，而窗户的应力集中效应会使高应力条件恶化，最终导致疲劳裂纹。
此外，离开工厂之前，结构性测试也存在问题。当彗星1执行全尺寸身体疲劳测试时，在大约18,000个增加了18,000个减法室压力后，身体将被破坏，这是真正疲劳寿命的15倍，这与实际情况完全不一致。这是因为身体以前被用来进行静态测试，并且首先承受了两倍的设计室压力，以验证身体的静态强度，留下了当时人们仍然一无所知的残留压力在材料中。 （残余应力），残留应力将增加结构的疲劳寿命，从而导致测试结果的扭曲。
第一个撞击的“彗星” 1初始疲劳裂纹位置
从地中海捕捞了第一个破坏的彗星1的残骸后，调查人员在机身上两个自动定向天线的后右角发现了它。结果，在距开口约5厘米约1厘米的螺栓孔的边缘，发现了可疑的初始疲劳裂纹。在这种疲劳裂缝之后，在飞机失事发生前的几次飞行中，迅速向前和向后增至约2.5厘米。也就是说，飞机在机舱压力的影响下在空气中瓦解，这与水槽测试中显示的现象一致，证实金属疲劳是坠机的原因。 “彗星” 1后爬上巡航高度，或从巡航高度降落到入口高度之前。飞机上机舱压力的变化会在压力集中的窗户的角落产生小裂缝。随着飞行时间的增加，裂缝会增长，当达到临界长度时，机身像气球一样爆裂。
破坏的窗户裂缝
水槽测试期间出现窗户裂缝
安全的寿命
“彗星” 1于1946年设计，并遵循空中注册委员会批准的“安全生活”的概念。在此设计概念中，飞机必须能够在预定的服务期内承受预期的重复负载。当结构性飞行的数量达到服务寿命时，确定结构性疲劳寿命已经完全耗尽，必须退休飞机。
“安全生活”设计概念的缺点在于，其疲劳分析和设计通常采用“疲劳强度限制极限”方法，这是所谓的矿工规则。它是为在实验室中具有不同横截面区域的多个小型材料测试件上施加不同的恒定幅度载荷，直到测试片疲劳和损坏为止，以获取以各种方式施加压力和疲劳的材料。故障的负载周期的数据称为SN曲线（SN曲线，S表示施加的应力，N表示负载周期的数量），然后根据实际结构的应力找到相应的疲劳损伤负荷各种设计的飞行条件下的零件。根据线性积累，将周期数量求和，以便可以预测结构的疲劳寿命并应用于设计。尽管该方法已经运行了很多年，并且普通飞机结构设计师和分析师通常接受了这种分析方法，但其固有的缺点，这使得分析结果通常与现实不符。
因为在实验室中对如此小的测试片进行疲劳测试时，已经对测试片的表面进行了特殊处理，以使测试片的表面尽可能光滑而没有任何缺陷，也就是说，没有裂缝。因此，从该测试中获得的疲劳生命测试数据包括两个部分：裂纹启动和裂纹生长。所谓的裂纹启动是指从测试片表面上没有裂纹到初始裂纹的时间。至于大小，大小以及发现初始裂纹时，这取决于实验室的不存在。破坏性测试能力。裂纹生长是指初始裂纹继续扩展的时期，直到最终测试片最终完全破裂。
SAE1045钢的SN曲线
如果将这些数据应用于飞机的结构分析和设计，那么我们很难相信，不能保证飞机上的所有结构零件都处于完美的状态。换句话说，很有可能（实际上，飞机中已经有许多结构性部分）在生产过程中没有发现各种微小的裂缝。如果结构有裂缝，那么其疲劳寿命将不再包括初始裂缝的周期。在传统的疲劳测试中，在裂纹的初始阶段所花费的时间约占传统疲劳测试中疲劳寿命的总疲劳寿命的100％。超过90％的股份。传统的Mailin法律分析的结果包括裂纹的初始裂缝和生长阶段，这显然太乐观了。因此，在传统的疲劳设计中，经常使用相当大的安全系数（通常为4）来避免它。这个错误以及这个过度的安全因素通常会导致超重结构。
至于用于验证人体结构使用寿命的全尺度疲劳测试，测试机构无法在制造过程中完全表达生产机构留下的制造缺陷，这使得测试结果充满了不确定性。
根据空军研究所在1960年代后期的一份报告，超过56％的疲劳裂纹事件中有31,000多个陆军的11架飞机模型可归因于制造过程的遗迹。先前存在的裂缝下的现有裂缝是飞机服务期间疲劳损害的主要原因，但是全部飞机疲劳测试和梅林法律都无法解释这些先前的裂缝对疲劳生活的影响。
美国于1927年成立了空中商务局，负责建立飞机设计规格和其他标准。它于1938年更名为民用航空管理局，并于1945年发布了民事空气法规。在汽车04.313的疲劳力量章节中，首次发生结构性疲劳考虑。本节简要地指出，疲劳威胁着结构性完整性，要求设计“避免在可行的应力集中位置，以免在正常服务条件下（疲劳极限）应力值（疲劳极限）下的疲劳极限）。”
当“彗星” 1坠毁时，民航局对飞机结构疲劳的航空范围要求仅包括1953年12月31日发行的《民航法规》第4B.216C（3）条的补充文件法规于1953年12月31日发布了有关加压室的负载的解释，于1953年12月31日发布。 ：“飞机结构需要具有足够的强度来承受差分负载，这等同于浮雕阀的最大设定值乘以1.33的倍数，考虑到疲劳和应力浓度效应。其他负载可能不会考虑。 “当时需要对储罐压力结构的疲劳强度要求，才能承受两倍的静态强度（1.33 x1.5 = 2.0）。
到目前为止，美国空军尚未对飞机结构中的疲劳强度有任何正式要求。飞机结构设计仅考虑静态强度，并使用静态测试和安全系数来减少设计过程，例如负载，结构分析，材料强度变化，制造质量等，导致F-89C的发生（1952年） ），B-36（1952），F-84（1953）在1952年至1958年之间。F-86（1955），F-101的疲劳失败（1958年）和其他战斗机，但是这些模型的结构性疲劳问题通过快速崩溃的调查和工厂结构的修订而迅速解决。就在美国空军认为静态强度设计足以克服疲劳问题时，从1957年到1958年，几起B-47轰炸机撞车将飞机的结构性疲劳困境推向了其顶峰。
B-47轰炸机事故
XB-47A原型于1947年12月17日首次飞行，完成了1950年的静态测试（飞机服务期间预期在飞机服务期间遇到的最大负荷）的静态测试。1952年9月至1954年飞机负载调查验证于2019年3月完成。美国空军根据1951年的静态测试结果批准了大规模生产，并在战略空中司令部进行了服务。 B-47是波音公司开发的第一架扫荡的喷气轰炸机，波音是美国扫描的高速飞行风洞吹风吹风测试数据，该测试是在第二次世界大战后从德国获得的。由于B-47的设计仅考虑材料的静电。因此，强度为7178-T6铝合金，具有高强度，但使用疲劳特性差。波音公司认为，损坏飞机的唯一原因是结构性负载超负荷，因此B-47没有明确的设计寿命，但美国空军计划于1965年退休。
B-47是当时美国战略空军司令部的主要力量，整个舰队中总共有2,711架飞机。新设计的B-47的最大起飞重量为102,494千克，配备了6台通用电动J-47喷气发动机，4个放置在机翼内，2个靠近机翼尖端，一个发动机推力3,268公斤。薄和扫荡的机翼使实际性能比预期的要好，最高速度为每小时981公里，比当时大多数战斗机快的速度快，而战斗半径为4,800公里。因此，它致力于对苏联进行战略性核爆炸任务，这并不重要。可以描述。
空军B-47喷气轰炸机在1950年代遭受了多次空气瓦解
但是，B-47的飞行记录也是美国空军历史上最悲惨的事情。在B-47舰队的服务生涯中，共有203架飞机坠毁，占总舰队的十分之一，造成464人丧生。 。撞车事故在1957年和1958年达到顶峰：1957年，24架飞机坠毁，有63人死亡。 1958年，有25架飞机坠毁，有58人死亡。
从3月中旬到1958年4月中旬的一个月中，美国空军的五个B-47人不断坠毁。从3月3日开始：首先，3月13日，佛罗里达州霍姆斯特德空军基地的B-47B以4,500米的高度解体，总小时为2,077小时30分钟；同一天，TB-47B在俄克拉荷马州塔尔萨（Tulsa）以上7,000米处坠毁，总小时为2,418小时45分钟。接下来是3月21日，B-47E在飞机时间破裂，在佛罗里达州的雅芳公园爬上，总小时为1,129小时30分钟。在这三个残骸中，美国空军确定一个是由飞行控制引起的结构超负荷，而另外两人则与金属疲劳有关。
然后，4月连续发生了两次撞车事故：4月10日，B-47E在4000米的高度分解，然后到达加油点。总飞行时间为1,265小时30分钟； 4月15日，在佛罗里达州的麦克迪尔空军基地，B-47E飞往风暴圈并在空中瓦解，总小时为1,419小时20分钟。
在进行沉船调查时，美国空军不仅立即检查舰队中的飞机是否有疲劳裂缝，而且还限制了B-47的飞行条件：最大指示的空速（指示空速）为每小时570公里，每小时570公里最大飞行动作为1.5G（重力加速），最大滚动角（银行）30度，包括次级油箱的重量，最大起飞重量为84,000禁止公园，低海拔和交叉飞行。 1958年5月29日，每个底部的维修设备包装的分布开始，以增强翼根结构的强度。到1959年1月，总共完成了1,622次维修，并取消了飞行限制。但是，在1958年的随后几天，B-47再次坠毁。 22架飞机被释放。
为了了解B-47的结构性疲劳寿命，美国空军还委托了三个单位，波音，道格拉斯和国家航空咨询委员会（NACA），以同时进行独立的全空气疲劳测试。结果表明，B-确定47结构设计的疲劳寿命为3,000个小时，如果进行结构修改，则预计将达到5,000个飞行小时。 1966年，B-47退休，B-52被B-52取代，以作为核战略轰炸任务。
坠机调查的结果表明，B-47的早期崩溃起源于三个关键因素：飞机的总重量增加，发动机推力的增加以及过度的低空飞行任务。换句话说，飞机的实际负载与设计负载太大了。由于B-47是美国唯一可以以低海拔渗透苏联防空网络并扔核弹的高速轰炸机，随着服务期的增长，炸弹任务的类型逐渐增加，导致飞机中越来越多的设备。机器的重量也增加了。为了保持其速度优势，发动机推力也增加并增加，并安装了火箭发动机以帮助飞机起飞，其轰炸动作也使人体承受着极大的压力。 B-47的典型轰炸飞行路线是以近800公里的速度以近800公里的速度飞向目标，爬到炸弹目标前约1000米的高度，并立即旋转并断开连接扔降落伞放慢的炸弹后，立即。目标区域。在这些因素的相互作用下，机身结构上的负载远高于设计的负载，导致飞行器后疲劳损坏导致飞机的空气瓦解。
B-47机翼结构的关键部分
为了确定其他飞机是否存在相同的结构安全问题，当时的美国空军参谋长柯蒂斯·勒梅将军于1958年6月12日非正式地批准了赖特空气发展中心。飞机结构完整性计划（飞机结构完整性计划）是由中心计划。该项目的主要目的是：1。控制主动车队的结构性疲劳问题； 2。开发正确预测飞机使用寿命的方法； 3。提供设计和测试方法，以避免对主动车队的结构损害。
美国空军还发布了技术备忘录WCLS-TM-58-4，标题为“结构性疲劳认证计划的细节要求”，该计划规定在飞机结构的设计阶段，有必要根据以前的经验进行匹配。最新的理论执行疲劳分析，并通过全空作品静态测试和全空作用疲劳测试进行了验证；飞机的设计使用寿命（即安全寿命）是通过全射流疲劳测试验证的飞行时间数量除以安全系数（通常是4），以考虑不确定的因素，例如材料，制造，制造，，组装过程，负载和...;在服务阶段需要舰队飞行负载测量，以获得飞机的真实飞行负载，并不断更新设计阶段的疲劳分析数据。 ，准确掌握飞机结构的使用寿命。
1958年11月19日，Li Mei将军正式批准了飞机结构完整性项目。 1961年9月，美国空军发布了ASD-TN-61-141“详细要求和状态空军结构完整性项目”（详细要求和地位空军）。结构完整性计划），指定飞机结构的详细要求。该文件是美国空军今天仍在追求的MIL-STD-1530“飞机结构完整性项目”的开始。它规定飞机将从构想，设计，分析，测试，测试飞行验证到实际生产阶段，并且在军队中服役时，必须遵循一系列标准工作项目，以确保飞机可以满足原始的设计需求并在随后的服务过程中确保飞机结构的安全性。
损坏安全
“彗星” 1和B-47事件导致飞机结构设计概念发生了变化。民航局于1956年2月7日修订了飞机的适航文件，并将新车4B.270分会添加到了大型客机的结构中（包括关于加压机舱的航空道理认证的更明确规定“疲劳强度”设计，飞机制造公司也可以采用“故障安全强度”）设计。
在飞机结构中，那些负担沉重的空气，地面和机舱压力负荷的结构组件，一旦被损坏并且无法发现，最终将导致飞机坠毁。它们称为主要结构元件，例如：机身的纵向束。 ，机翼皮肤...等等。“破碎的安全”设计要求，当飞机的主要结构被部分损坏或完全损坏时，主结构的负载是在飞机的极限载荷不超过80的条件下％乘以1.15动态因子（动态因子）。它将由其他相邻结构共享，由于结构过度变形，飞机不会显着恶化，也不会造成立即破坏性损害。
在适用性认证期间，设计具有“安全寿命”的飞机必须对主结构进行疲劳分析或测试，并且必须在内舱压力机和外部空气动力学负载的联合效果下进行全飞机疲劳测试；并采用“断路安全”，必须通过分析或测试来证明设计的身体。在上一节中提到的静态负载的作用下，主结构强度符合设计要求（例如：在施加的载荷下切割主结构，或从机身皮肤上切开短裂缝，其他相邻的结构可以目前仍然承担指定的负载），这不需要全面的飞机疲劳测试，类似于设计概念的旧飞机的服务经验也可以用作适航性证据。 。至于是否需要定期检查主结构，尽管通常认为应该存在，而当主结构没有显着损坏时，是否应根据相邻其他结构的其余寿命设置检查时间距离。适航性文件中没有明确的规定。 。
“断路安全”概念的基本论点是，一旦飞机的主要结构损坏，飞行过程将在飞行过程中发生显着改变，并且很容易通过地面上的一般视觉检查发现只要它在维修或操作中是正常的，就可以防止主要结构突然和致命的破坏。就疲劳而言，只要不损坏，该设计的结构几乎可以无限期地使用。它不需要定期更换，也不需要特定检查。此外，没有执行全空疲劳测试，从而节省了飞机运行的成本。优势是显而易见的，因此，当民航管理局发布新法规时，大多数客机所有者结构都更改为此设计方法。
乍一看，“断路安全”设计看起来更安全，但是这种设计本身并不能保证对主结构的损害必须显而易见。换句话说，当主要结构的飞行特性受损并且主结构不经常检查时，它将导致无法随时间检测结构损害和修复。 Although the aircraft does not have immediate concerns about flight safety, the load of the main structure will be transferred from the surrounding area. After the structure is shared, the load imposed on the adjacent structure increases significantly. If this load continues to be maintained for a period of time, the adjacent structure may soon be damaged due to fatigue, corrosion, machinery, etc., which will eventually endanger Feiyang.
In the early 1970s, airworthiness certification personnel from some civil aviation units in European and American countries began to question the long-term safety of the aircraft structure of "damaged and safe". The Civil Aviation Authority of the United Kingdom restricted the first generation under the same concerns. The Boeing 707 model designed with a safety life certification in the UK is 60,000 flight hours to ensure structural safety during service. The Airworthiness Requirements Board of the UK has also started from March 1977. Convening British and American aircraft manufacturers and FAA representatives to conduct a series of relevant conferences and seminars. Unfortunately, when these conferences were underway, the 1977 Boeing 707 Lusaka incident occurred, exposing the The lack of "break safety" design.
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