军用飞机结构耐久性严重谱编制与应用研究进展

贺小帆，朱俊贤

北京航空航天大学 航空科学与工程学院，北京 100191

飞机结构在使用过程中长期承受重复载荷作用，导致飞机结构出现疲劳裂纹甚至失事的现象屡见不鲜，严重影响飞机结构的安全性和经济性，飞机结构疲劳一直备受关注[1-2]。疲劳寿命作为飞机的重要性能指标，在飞机结构研制阶段即已提出，按标准和规范要求，应进行耐久性设计、分析和试验[3-7]，以验证飞机结构是否满足设计寿命指标。飞机结构的疲劳寿命与结构特性(内因)和载荷谱(外因)有关，载荷谱是对飞机结构使用过程中经历的载荷-时间历程的描述，载荷谱编制一直是理论界和工程界关注的热点问题[8-9]。针对军用飞机结构，以美、欧、俄为代表的航空发达国家提出和发展了多种飞-续-飞载荷谱编制技术，如美国空军的任务分析法、美国海军的天空点法(CPITs，Critical Point in Sky)、欧洲的标准谱、俄罗斯的等损伤等幅谱等[8-11]；
中国则提出了适应国情的代表起落法[12-13]和实测谱编制方法[14]。采用上述方法编制的载荷谱已成功用于各国军用飞机型号的定延寿。

众所周知，机群中不同飞机经历的载荷-时间历程存在着明显差别，但定延寿所需的分析和试验工作只能在一个载荷谱下进行，因此需要编制反映机群飞机使用情况、具有典型代表意义的载荷谱。通常采用反映机群平均使用情况的载荷谱，即平均谱(Average Spectrum)。在该谱下取综合反映结构特性和载荷谱分散性的大分散系数进行寿命评定[5]。为适应联合作战飞机(Joint Strike Fighter，JSF，后来发展为F-35)的研制要求，美国国防部于1998年颁布了空、海军联合使用规范指南JSSG-2006《飞机结构》，2000、2002年予以更新[3,15]。该规范指南综合了美国海军(USN)基于严重谱(Severe Spectrum)的安全寿命设计思想、美国空军(USAF)基于平均谱的耐久性/损伤容限设计思想[3,16]，形成了空、海军通用的耐久性/损伤容限设计思想，要求采用严重谱进行耐久性设计、分析和试验，并写入美国空军飞机结构完整性大纲(Aircraft Structural Integrity Program (USAF), ASIP)MIL-STD-1530B[17](USAF，2004)、MIL-STD-1530C[18](USAF，2005，取代MIL-STD-1530B)和(MIL-STD-1530D[4](USAF，2016，取代MIL-STD-1530C))。目前，耐久性严重谱已成功用于美国空、海军多个型号，如F-35A/B/C[19]、F-22[20]、F/A-18E/F[21]、F/A-18C/D[22]、T-45[23]、P-3C[24]等飞机的定延寿。中国也更新了飞机结构强度规范和标准，颁布了新国军标GJB 67A-2008《军用飞机结构强度规范》第6分册GJB 67.6A-2008《重复载荷、耐久性和损伤容限》[6]及国军标GJB 775A-2012《飞机结构完整性大纲》[7]，建议采用严重谱进行耐久性设计、分析和试验。但目前国外关于“耐久性严重谱编制与应用技术”的对外公开资料、报告并不多见，仅在北大西洋公约组织(NATO)结构完整性会议、老龄飞机(Aging Aircraft)结构会议、个别型号研制报告及期刊论文上有零星的介绍，尚未见到完整系统的型号应用资料。

为在新研飞机结构设计中贯彻标准和规范要求，北京航空航天大学、沈阳飞机设计研究所、成都飞机设计研究所、北京航空工程技术中心等单位对耐久性严重谱编制技术进行了探索，对严重谱编制中的若干基础问题进行了深入研究，综合建立了可行的技术途径[25-30]，并应用于相关型号研制[28-30]。但与国外相比，尚存在明显的差距。如何突破耐久性严重谱的编制与应用技术，为中国新研飞机的耐久性设计、分析和试验提供相关技术基础，解决严重谱编制的技术问题成为目前亟待解决的关键问题。为此，本文对军用飞机结构耐久性严重谱编制与应用技术进行了调研，力图阐明其研究现状和进展情况。

1.1 关于术语“严重谱”的说明

严重谱自20世纪50年代就已被美国海军采用[16,21,31]，但相关标准和规范并不称为“Severe Spectrum”，统一称为载荷谱。严重谱的出处目前已无法查到，Schutz[32]于1974年发表的论文可能是目前调研到的最早使用该术语的文献，在该文中指出“Large important components should in every case be tested under flight-by-flight loading, using themostseverespectrumreasonably to be expected in service”[32]，但并未给出严重谱的定义和编制方法，也未见相关背景资料。现代飞机采用的“严重谱”的完整、明确的定义首次出现在JSSG-2006(1998)中，在该指南中称为“耐久性设计/试验载荷谱”[3]。为了与平均谱相区别，在该指南的背景资料及美国空、海军相关部门专家发表的论文和报告中均将这种谱称为“严重谱”[15,20,31]。

1.2 严重谱的定义

JSSG-2006“3.2.14.6 设计耐久性使用载荷谱(Design Durability Service Loads Spectrum)”定义为[3]“设计耐久性使用载荷谱应代表规定的使用寿命和使用方法，考虑历史数据、潜在的重量增加及未来飞机性能，……以反映飞机在设计使用分布内的严重情况，从而使机队90%的飞机预期满足使用寿命。……耐久性设计使用载荷应代表90%机队使用包线内预计出现的载荷”。GJB 67.6A-2008的定义为“5.1.3 设计使用载荷谱 承制方应根据设计使用寿命和设计使用方法编制设计使用载荷谱。对于耐久性设计，应编制耐久性设计使用载荷谱，以反映飞机在设计使用分布内的严重使用情况，从而使机队90%的飞机预期满足设计使用寿命”[6]。在该谱下进行2倍寿命的耐久性试验。显然，“严重谱”考虑了机群飞机载荷谱的分散性，特指反映“机群90%飞机的使用情况”、相应分散系数取2的载荷谱，其“严重”的含义是相对平均谱而言的。目前，分散系数取值和载荷谱严重程度并未取得共识，笔者认为，严重谱可定义为：“考虑机群飞机使用分散性，代表机群严重使用情况的载荷谱，用该谱进行机群定延寿仅需考虑结构特性分散”。

1.3 严重谱的优点

与平均谱相比，严重谱有如下优点：① 更全面地反映机群飞机使用情况，严重谱反映了潜在的重量增长、使用情况变化等，反映了机队飞机使用的严重情况，更符合飞机结构的实际使用情况[3,16]；
② 由于采用了比较严重的载荷谱，耐久性分析和试验结果与外场服役情况更一致[33]；

③ 在设计定型阶段，耐久性试验时间为2倍寿命，即仅进行2倍寿命的耐久性试验，明显减少试验周期，缩短研制周期[34]。

笔者认为，从结构完整性的角度，严重谱还具有如下优点：① 将载荷谱和结构分离。飞机结构的可靠性寿命与结构特性和载荷谱分散性有关。采用平均谱时，需要综合反映结构和载荷谱的分散性确定疲劳分散系数；
采用严重谱，仅需考虑结构特性的分散，将载荷谱和结构特性分散性分离，便于处理[34]。② 便于确定基准寿命(Baseline Life)。按《飞机结构完整性大纲》[4,7]的要求，飞机交付用户使用后要进行载荷跟踪/实测，应编制反映实际使用情况的载荷谱(基准谱)，并和设计载荷谱进行比较，确定基准寿命。采用严重谱后，由于结构特性分离，仅需进行载荷谱损伤对比即可确定基准寿命。

目前飞机结构定延寿采用的载荷谱分为：平均谱和严重谱，不同谱下分散系数取值不同[35-36]。

2.1 平均谱和分散系数取值

采用平均谱的规范或标准有：

1) 英国国防部标准DEF STD 00-970 “Aircraft Structures” (2003)采用安全寿命设计思想，要求用平均谱进行疲劳设计、分析和试验。该谱下分散系数取为3.33或5.0，其中3.33对应着外场进行单机监控的飞机，对外场不进行单机监控的情况，取分散系数为5.0[5]。

2) 已被DEF STD 00-970取代的AP 970[37]推荐采用平均谱，分散系数见表1。

3) 美军准MIL-A-008866A(USAF)[38]及MIL-A-8867A(USAF)[39]为美国空军专用标准已被取代，在该标准中规定试验分散系数为4，采用平均谱，取安全总寿命而非萌生寿命作为寿命指标。

4) 中国国军标GJB 67.1～13-85[40]采用平均谱进行试验，安全寿命为裂纹萌生寿命，取分散系数为4。

5) 其他[41-42]。法国、日本、澳大利亚和俄罗斯等均给出了平均谱下的疲劳分散系数，见表1。其中俄罗斯除考虑疲劳分散系数η1，还需考虑采用程序块谱进行试验的影响系数η2(1～1.5)、结构损伤可检查性系数η3(1～1.2)及实测载荷可信度系数η4(1～1.5)，得到总的可靠性系数η[43]：

η=η1η2η3η4

(1)

表1 疲劳分散系数取值

2.2 严重谱和分散系数取值

1) 美国空、海军规范演变与要求

美国空、海军从20世纪60年代到目前遵循的飞机结构研制和使用管理标准和规范见表2。采用的载荷谱经历了不同的阶段：MIL-A-8860(ASG)(1960)[43]为20世纪60年代美国空军和海军共同遵循的规范，MIL-A-8860B(AS)[44](1987)为美国海军标准。在这2个标准中，疲劳试验分散系数取为2，采用比平均谱重很多的载荷谱，甚至有可能是99.73%(对应3倍标准差即3σ)严重谱[21]。MIL-A-8866C(AS)(1987)[45]指出 “飞机结构应设计成……在2倍寿命全尺寸试验中不要求结构检查”“疲劳试验应持续到指定寿命乘以2的分散系数被证明”，推测采用严重谱。

1987年颁布的MIL-A-8866B(AS)[46]和MIL-A-8867C(AS)[47]为美国海军专用，试验分散系数为2，采用安全寿命/损伤容限综合设计，安全寿命对应裂纹长0.01 inch(0.254 mm)的寿命。JSSG-2006(1998、2000、2002)和MIL-STD-1530B、1530C、1530D，均要求采用90%严重谱进行耐久性设计和分析，在该谱下试验分散系数取为2。然而关于90%严重程度的具体含义及确定方法、分散系数取值的依据等，均没有说明。

美国空军和海军的做法不同[16,35]：美国空军采用耐久性/损伤容限设计思想，用裂纹扩展分析方法进行耐久性分析，要求起点为0.125 mm的初始制造缺陷满足严重谱下2倍设计寿命要求；
损伤容限分析采用基于裂纹扩展分析的方法，起点为1.27 mm的初始缺陷，满足平均谱下2倍寿命的要求。不同载荷谱下耐久性/损伤容限分析过程如何兼容，规范中没有给出指导建议。美国海军基于安全寿命设计思想，要求严重谱下2倍寿命期内主结构不产生长于0.254 mm的裂纹。对主结构，裂纹长0.254 mm时寿命可能仅占总寿命的一半不到，外场无损检测的难度也很大。2个军种所遵循的设计思想不同，即便是对空、海军通用飞机，也会造成结构设计上的矛盾。

美国空海军规范和英国标准给出的定寿要求见图1[35]。

图1 美国空海军联合使用规范指南(JSSG-2006)和英国国防标准(DEF 00 970)对耐久性(疲劳)试验和分析的要求[35]

2) 中国国军标GJB 67.6A-2008

在中国新国军标中要求采用90%严重谱进行耐久性分析与试验，试验持续时间为2倍寿命，对应分散系数取为2。

3.1 机群寿命分散影响因素

影响机群寿命分散的因素主要分为结构特性分散和载荷谱分散[48-51]。结构特性分散指的是由于材料、加工/装配工艺等的不同导致结构特性的分散，往往用指定载荷谱下的结构寿命分散性描述。载荷谱分散性指的是按相同的使用要求，机群内不同飞机结构的载荷-时间历程的差异性[48,51-56]。通常认为载荷谱分散和结构分散是相互独立的。

3.2 结构特性分散性描述

通常假定指定载荷谱下结构寿命用对数正态分布描述[51-52]：

(2)

式中:t为给定载荷条件下的疲劳寿命；
μs是给定载荷条件下的对数寿命数学期望，与载荷谱损伤的严重程度有关，载荷谱损伤越大，该值越小；
σs是给定载荷条件下的对数寿命标准差，当载荷指定时，仅与结构特性有关，直接反映了结构分散性。

标准差σs取值为经验值，典型取值来源于：

1) 依据元件级疲劳试验结果统计得到对数寿命标准差。1955年前后，英国的Fisher[57]对大量的等幅应力下结构连接模拟件的疲劳试验数据进行了处理分析，指出在等幅应力下，寿命约106次时，连接件σs可取为0.176(=lg1.5)，该值被AP 970采用。日本在YS-11飞机疲劳定寿时，假设寿命服从对数正态分布时90%置信度的安全标准差为0.154，主要来源于元件级试件在等幅谱、程序块谱和随机谱下的试验结果[41]。澳大利亚航空研究实验室(ARL)进行了大量24-ST铝合金铆接试件的疲劳试验，对试验结果进行统计处理，给出了偏保守的标准差取值σs=0.197，取为0.2[58]。中国张福泽[59]、施泽康[60]基于航空材料研究院(原621所)完成的大量金属材料疲劳性能数据[61]，统计给出了对应一定置信水平的偏保守的对数寿命标准差取值，与0.176和0.2相当。

2) 依据全尺寸结构疲劳试验结果统计计算对数寿命标准差。英国在1960年进行了42个蚊式飞机机翼在程序块谱下的疲劳试验，统计得到σs=0.087，并指出明显小于AP 970中给出的σs取值(0.176)[62]。虽然该标准差是全尺寸机翼在程序块谱下的疲劳试验结果处理得到的，但是很少被关注。澳大利亚ARL在完成程序块谱下89对mustang飞机机翼的疲劳试验后，Payne[63]对试验数据进行了统计分析，指出对数疲劳寿命标准差取值范围为0.021～0.308，中值为0.12，建议取为σs=0.12，偏保守的取值为0.2。英国DEF STD 00 970建议取对数疲劳寿命标准差为σs=0.129 6[5]，未给出其来历。美国海军(USN)取对数疲劳寿命标准差为σs=0.10[21]，但需强调的是美国海军以主结构裂纹长0.254 mm作为失效判据。美国相关标准和规范，如JSSG-2006和MIL-STD-1530D，指出疲劳分散系数取为2，反演得到的对数疲劳寿命标准差为0.1。

需要指出的是，美国的飞机设计/制造公司在耐久性/损伤容限设计/分析/试验方面的习惯不同，美国空军及Boeing公司在进行飞机结构耐久性分析时，常采用双参数Weibull分布或指定α值的单参数Weibull分布描述结构特性分散[49,51,64]。限于篇幅，本文不做介绍。

3.3 机群载荷谱分散性

由于使用过程的复杂性和多变性，飞机结构的载荷谱存在明显的分散性。从编谱角度，常从如下2个方面对载荷谱分散性进行建模：

1) 基于过载-累积超越数曲线(nz-N曲线)的载荷谱分散性描述

重心nz-N曲线能表征飞机结构受载情况，将飞机结构经历的寿命周期内的过载-时间历程数据经计数后，得到机群所有飞机的过载-累积超越数曲线族。获得不同过载对应的超越数，对超越数进行统计分析。

美国空、海军一直重视飞机载荷的测量与收集工作，美国海军对1962—1977年间测量得到的在役战斗机和教练机的过载-累积超越数曲线进行统计分析，指出指定过载下超越数不服从正态分布，考虑飞行时间的影响，按加权线性回归方法给出了4类飞机的超越数分布特征参数[65]。Walter II[66]对1986—1991年采集的351架不同用途的A-6飞机过载超越数进行了统计，并未给出超越数的明确分布，采用了与文献[65]相同的加权线性回归方法进行处理；
1998年美国海军开展P-3C飞机延寿工作时，基于前期测量得到的P-3C飞机外场的过载-累积超越数数据进行了统计分析，采用加权线性回归方法进行处理[67]。

2) 基于机群载荷谱损伤率的载荷谱分散性描述

载荷谱损伤率指的是单位寿命周期内的载荷谱损伤，由于损伤与寿命成倒数关系，也可以用单机寿命来表征载荷谱损伤。Lincoln和Melliere[51]基于202架F-15E飞机外场载荷实测数据，对该机10个关键部位进行了疲劳分析，以计算相对损伤数据(该文称为严重比，Severity Ratio)为基础，指出关键部位的相对损伤可用对数正态分布描述，综合给出了对数损伤标准差为0.3(以e为底)，对应着以10为底的对数损伤标准差为0.13的结论。Meyer等[49]以外场应变监控得到F/A-18C 7个关键部位的载荷数据为基础，采用经过试验验证的应变疲劳分析方法，计算得到了F/A-18C飞机机群73架飞机的疲劳寿命，给出了计算寿命的分布函数。Aktepr和Molent[55]给出了澳大利亚74架F/A-18飞机损伤率-使用时间图。李唐等[68]对上述数据进行了统计分析，表明机群寿命数据服从对数正态分布，对数寿命标准差分别为0.22、0.06。王智等[69]采用奥丁变换+线性累积损伤理论计算得到中国某型上百架飞机的外场单位飞行小时损伤，进行了分布检验，表明损伤服从标准差为0.16的对数正态分布。贺小帆等[70]进行了某型飞机6个单机谱下的成组疲劳试验，对试验中值寿命进行统计处理，表明服从对数正态分布，标准差为0.16。王智等[69,71]进行了某型飞机11个单机谱下的成组疲劳试验，试验中值寿命统计表明标准差为0.15。

统计分析结果表明机群载荷谱损伤分散程度与结构特性分散程度基本相当。

3.4 机群寿命的分布特性

Lincoln和Melliere[51]针对F-15E飞机，认为载荷谱损伤服从对数正态分布、结构特性服从Weibull分布，采用Monte Carlo方法进行抽样，对机群可靠性寿命进行了评估。Meyer等[49]基于载荷谱损伤和结构特性均服从单参数Weibull分布，采用Monte Carlo模拟方法，对F/A-18C机群寿命进行可靠性分析[47]，但都没有给出机群疲劳寿命的分布特性[50]。翟斌[72]基于载荷谱损伤、结构特性服从对数正态分布或双参数Weibull分布，推导得到了机群寿命的分布函数，进行了机群可靠性寿命评估。

(3)

3.5 疲劳分散系数

基于疲劳寿命服从对数正态分布的分散系数(Scatter Factor，SF)计算公式有如下3种[41,59,72-73]：

SF=10uP·σ0

(4)

式中:P为可靠度；
uP为标准正态分布中P可靠度对应的分位点；
σ0为标准差。认为结构中值寿命和对数寿命标准差均已知。该公式主要用于美国空、海军飞机结构定延寿。

(5)

式中:引入了样本数n的影响。认为结构对数寿命标准差已知，仅取一个可靠性参数。该公式主要用于英国及英联邦国家军用飞机结构定寿。

(6)

式中:uγ为标准正态分布中置信度γ对应的分位点。该公式引入存活率P和置信度γ的影响。主要用于中国和日本军用飞机结构定延寿。

通常可取可靠度P=99.9%或99.87%，置信度为γ=90%。

机群寿命的分散性受结构特性和载荷谱的影响，取典型σs、σL，按式(3)计算得到机群疲劳寿命分散性参数(对数寿命标准差)σ0见表3。按3种公式即可计算得到疲劳分散系数。

严重谱下疲劳分散系数仅需考虑结构特性分散，按照疲劳分散系数计算公式，取反映结构特性的寿命标准差，计算得到反映结构特性分散的疲劳分散系数。

表3 以10为底的对数寿命标准差σ0

4.1 严重谱严重程度确定

1) 美国空海军载荷谱严重程度变化

美国海军采用安全寿命思想进行飞机结构设计和寿命管理，一直采用严重谱进行耐久性设计、分析和试验，分散系数取2。严重谱的严重程度经历了2个不同的阶段：JSSG-2006(1998)颁布之前，一直采用比90%严重的载荷谱，如99.87%(3σ)谱[21]，但未见完整详细的资料。JSSG-2006(1998)要求采用90%严重谱[3]。但需要指出的是，在1998年开展的P-3C飞机延寿工作中，P-3C飞机采用85%严重谱[24]，而F-35B采用天空点法编制严重谱时天空点取的是80%严重情况[19]。

美国空军飞机结构设计经历了从安全寿命到损伤容限设计，再到耐久性/损伤容限设计思想的演变，其载荷谱的严重程度经历了3个不同的阶段：1969年前，采用和美国海军相同的准则，载荷谱严重程度不明确，但进行4倍寿命的试验，以破坏(断裂)为终止点[43,73-74]。1969—1980年间，美国空军飞机结构设计思想向损伤容限设计思想转变[75-79]，到1980年又引入耐久性设计思想[80-83]，综合形成了耐久性/损伤容限设计思想，采用平均谱进行耐久性分析和试验。1998年后，按JSSG-2006的要求，新研飞机和延寿飞机均采用严重谱进行耐久性分析和试验。F-22研制在1998年之前，用的是1.32倍的严重谱[20]。

2) 关于载荷谱严重程度的确定方法

鉴于以往采用的3σ准则(严重程度99.87%)过于严重[21]，Walter II[66]基于A-6飞机的实测数据，通过计算模拟表明美国海军以前采用的3σ准则确实过于严重、2σ准则可以接受，但仍未明确给出严重谱的严重程度。贺小帆等[36,48,68]在推导得到机群寿命分布封闭解的基础上，基于安全寿命思想，给出了严重谱损伤应满足的条件[48,82]：

(7)

式中：tP是机群可靠性寿命；
t50,ave是平均谱下的中值寿命；
SFave是平均谱下的分散系数；
t50,AL是严重谱下的中值寿命；
SFAL是严重谱下的分散系数。

由此，推导得到了严重谱损伤严重程度表达式PL=Φ[uP(σ0+σs)/σL]。严重谱的严重程度与机群寿命可靠度要求、结构特性分散和载荷谱分散均有关。严重程度随载荷谱分散性增加而增加、随结构特性分散性增大而降低。取典型σs、σL值，计算得到了严重谱损伤的严重程度，初步建立了严重谱选取准则[36]。结合典型型号数据和编谱方法，阐明了在目前飞机载荷谱分散性的前提下，90%严重谱的适用性。载荷谱的分散性和使用过程有关，设计阶段无法严格确定载荷谱的分散性。因此不可能准确给出严重谱的严重程度，只能根据系列飞机的使用经验，给出一个比较接近但略偏保守、且取值齐整的结果，从已有型号的载荷谱分散性和结构特性分散性情况看，军机结构90%的超越数外推是满足这个要求的。

4.2 耐久性严重谱编制

美国海军的Hoffmann M E和Hoffmann P C[21]概述了美国空、海军飞机结构严重谱编制一般性原理，见图2[21]。

图2 严重谱基本原理[21]

美国空军采用任务分析法、美国海军采用天空点法进行载荷谱编制，详细过程见文献[11,19]。其核心均是通过机群过载-累积超越数曲线的统计外推，获取严重谱对应的过载-累积超越数曲线，然后编制严重谱。

中国刘文珽和贺小帆[25]总结提出了2类3种严重谱编制方法：一类是基于过载-累积超越数曲线的任务分析方法，基于过载-累积超越数曲线族统计外推获得反映90%严重程度的过载-累积超越数曲线，又可分为超越数外推与过载统计外推2种，然后采用任务分析法编制严重谱，并基于国内某型飞机的超越数曲线数据的统计分析，采用对数正态分布描述超越数和过载的分布，获得90%机群对应的严重过载-累积超越数曲线，通过离散、配对和随机排序，编制得到了严重谱[25]。另一类是基于严重代表起落的代表起落法[26]，通过确定反映90%严重损伤代表起落，采用代表起落法编制载荷谱，并给出了某型飞机严重代表起落谱[26]。贺小帆等[84]基于某型飞机的过载-累积超越数曲线，采用超越数外推和过载外推，编制了严重程序块谱。王勇军和陈亮[29-30]等采用机动动作识别方法，基于外场数据，获取90%损伤对应的严重机动动作，提出了基于机动动作的严重谱编制方法，上述方法中直接指定严重谱的严重程度为90%。贺小帆等[85]基于Fokker F27机群过载-累积超越数曲线，提出了综合考虑载荷谱分散和结构特性分散、满足机群寿命可靠度要求的严重过载-累积超越数曲线确定方法，编制得到严重谱[86]。

为了阐明严重谱和平均谱的损伤关系，贺小帆等[84]进行了铝合金和钛合金含孔试件在严重谱和平均谱下对比试验，表明严重谱和平均谱损伤比值约1.5，与DEF STD 00 970给出的载荷谱分散系数相同。隋福成[27]进行了典型含孔细节模拟试件在严重谱和平均谱下的对比试验，严重谱和平均谱的损伤比值约1.8～2.2。随后，沈阳飞机设计研究所、成都飞机设计研究所、北京航空航天大学等结合型号定延寿，进行了多个细节模拟件在严重谱和平均谱下的成组对比试验，表明严重谱与平均谱的损伤比值约为2.0[87-88]，验证了严重谱编制的合理性。

4.3 严重谱下寿命评定方法

寿命分析方法主要包括安全寿命分析方法和经济寿命分析方法。美国海军一直采用局部应力-应变方法进行严重谱下结构的安全寿命分析，分散系数仅需考虑结构特性分散性，取2即可[21-22]。王磊等[89]结合严重谱编制，初步讨论了严重谱下的安全寿命分析方法适用性，在进行严重谱下的安全寿命分析时，取分散系数为2～3.33。美国空军一直采用裂纹扩展分析方法进行经济寿命分析，但Iyyer等[24]指出，由于严重谱反映90%飞机的严重使用情况，谱中高载比平均谱中的大、高载循环次数比平均谱中的多，会造成裂纹扩展迟滞效应，导致严重谱下的裂纹扩展寿命比平均谱下的长，因此采用裂纹扩展分析方法进行严重谱下的寿命预测还需要深入研究。贺小帆等[90-91]采用概率断裂力学方法和裂纹萌生方法进行机群经济寿命评定时，引入了结构和载荷的分散对经济寿命的影响。董彦民[92]取载荷谱严重系数为1.5，进行平均谱和严重谱下的经济寿命分析。

4.4 严重谱在型号上的应用

国外，主要是美国空海军，采用严重谱的典型应用有：

1) 美国F/A-18飞机和加拿大、澳大利亚的CF-18飞机定寿。加拿大和澳大利亚用的CF-18(对应F/A-18飞机)按美国海军规范设计，使用严重谱、分散系数取2[93-94]。美国海军采用最严重的天空点法编制严重谱和分散系数2进行试验，完成12 000 h的试验以验证其6 000飞行小时的使用寿命[95-97]。

2) 美国海军F/A-18 A-D使用寿命评定。美国海军F/A-18 A-D飞机载荷谱基于90%使用，80%CPITS，设计要求为90%谱下6 000飞行小时寿命。使用寿命评定第2阶段期望实现在90%机队损伤下10 000飞行小时的寿命指标[22]。Meyer等[49]测量了在役F/A-18C飞机的过载数据，给出了机队90%的过载超越数曲线。

3) P-3C飞机结构延寿。基于载荷实测数据，采用线性加权处理得到反映严重使用情况的过载-累积超越数曲线，编制得到85%严重载荷谱进行耐久性分析和试验[24,67]。

4) 美国海军A-10A。美国海军在进行A-10A飞机单机跟踪时，编制了3种典型代表意义的载荷谱(轻、平均、严重)，给出了3种谱对应的过载累积超越数曲线[98]。

5) 美国海军T-45。在海军教练机T-45的寿命跟踪中给出了设计谱、3种不同使用严重程度(85%、90%和95%)载荷谱的过载-累积超越数曲线[23]。

6) 美国空军F-22。F-22飞机结构研制时采用的是1.32倍的严重谱[20]。

7) F-35A/B/C。在研制早期[19]，对F-35A传统起降型(CTOL), 有2种类型的谱：平均谱和严重谱。严重谱用1.2倍名义外载和合同指定的任务混合产生，该谱使90%机队达到或超过设计寿命要求。对短距起飞和垂直着陆(STOVL)型F-35B和舰载型(CV)F-35C，严重谱用天空点法编制，在该方法中，90%机动谱和设计任务混合用在多马赫(典型取值为4-6)-高度(PITS)联合。研制后期调整了载荷谱[95-104]，F-35A用空军编谱方法形成90%耐久性严重谱，进行2倍寿命耐久性试验。F-35B和F-35C采用天空点法编制耐久性严重谱，进行2.67倍寿命耐久性试验。

国内严重谱的应用有：成都飞机设计研究所用于某三代机结构定延寿和四代机结构定寿[29]，沈阳飞机设计研究所用于某三代机结构的延寿和某四代机结构设计[30]。

为了提高耐久性严重谱的可靠性和准确性，如下问题尚需解决：

1) 载荷数据积累与分析。载荷-时间历程数据是编制载荷谱的基础，载荷数据与飞机型号、用途、天气情况、重量等均有关。需贯彻完整性大纲，开展载荷谱的调查/实测，在载荷数据的自动识别、数据处理分析、载荷谱分散性建模等方面进行深入研究，为载荷谱编制提供数据支持。

2) 不同类型飞机及全机严重谱编制。目前，国内外关于耐久性严重谱的研究主要针对以机动谱为主的战斗类飞机结构，针对以阵风谱为主的运输/侦查类飞机以及机动/阵风同样重要的其他类型飞机的耐久性严重谱编制技术尚未见到系统完整的报告，迫切需要开展相关的研究。飞机结构包括机体结构(前、中、后机身和机翼、平尾、垂尾、襟翼、副翼等)和起落架结构，舰载飞机还有拦阻钩、弹射装置等结构。不同结构承受的载荷类型不同，为保证全机结构的协调统一，需要针对不同类型的载荷和承受不同类型载荷的结构，开展有效的严重谱编制方法研究。而复合材料多采用“静强度涵盖疲劳、损伤不扩展”的设计思想，对广泛采用复合材料的结构，如何有针对性的编制耐久性严重谱、如何进行全尺寸结构在严重谱下的试验验证，也是目前亟待解决的关键问题。

3) 耐久性严重谱/损伤容限平均谱综合分析与验证。按标准和规范的要求，耐久性采用严重谱、损伤容限采用平均谱，由于严重谱和平均谱中高载大小、次数不同，造成对结构的损伤影响不同，如何综合考虑2种谱的特性进行结构的耐久性/损伤容限分析与验证也迫切需要解决。

围绕耐久性严重谱编制与应用问题展开综述，概述了国内外耐久性严重谱编制与应用研究现状，分析了当前的研究热点与难点，对研究趋势进行了展望。本文的研究工作对耐久性严重谱编制的关键问题和下一步研究工作的开展具有参考作用。

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