高清可复制 HB/Z 413-2013(2017) 民用飞机结构耐久性设计准则

　　ICS 49.045 V 36

　　HB/Z 413-2013

　　民用飞机结构耐久性设计准则

　　Civil aircraft durability design criteria

　　2013-04-25 发布 2013-09-01 实施

　　中华人民共和国工业和信息化部 发 布

　　前 言

　　本标准按照 GB/T 1. 1-2009 给出的规则起草。

　　本标准由中国航空综合技术研究所归口。

　　本标准起草单位：中国航空综合技术研究所、中国飞机强度研究所、第一飞机设计研究院。

　　本标准主要起草人：薛景川、刘友丹、孟兆康、宋利民。

　　民用飞机结构耐久性设计准则

　　1 范围

　　本标准规定了民用飞机结构耐久性的设计依据、设计原则、设计内容、设计程序和设计方法， 以及为达到这些要求应遵循的验证方法。

　　本标准适用于民用飞机的结构耐久性设计。

　　2 术语和定义

　　下列术语和定义适用于本文件。

　　2.1

　　耐久性 durability

　　在规定的使用期内，飞机结构抵抗开裂(包括应力腐蚀和氢脆引起的开裂)、腐蚀、高温退化、分层、磨损以及外来物损伤影响的能力。

　　2.2

　　设计使用寿命 design service life

　　在设计时所确定的使用期(如年、飞行循环数、小时、起落数等)。

　　注：在此周期内，当飞机在设计载荷/环境谱下飞行时，预期可保持其结构的完整性。

　　2.3

　　耐久性使用寿命 durability service life

　　由耐久性试验结果给出的使用寿命。

　　2.4

　　经济寿命 economic life

　　飞机的维护和修理已经不经济时所对应的使用期。

　　2.5

　　结构细节 structure detail

　　结构中对疲劳开裂敏感的局部区域或元件(如紧固孔、圆角、几何不连续处、耳片等)。

　　2.6

　　裂纹尺寸 crack dimension

　　结构细节部位裂纹在其扩展方向上的长度。

　　2.7

　　主疲劳裂纹 dominant fatigue crack

　　结构细节具有的一个独立的最大疲劳裂纹。

　　2.8

　　初始质量 initial quality

　　在制造和装配工序完成时，机体的基本材料中存在的或制造过程中引起的各种缺陷的一种量度。

　　2.9

　　设计载荷/环境谱 design loads/environment spectrum

　　在飞机设计中采用的且代表了飞机在设计使用寿命期内预期遇到的典型的外部载荷和环境(化学、热等)谱。

　　2.10

　　基准使用载荷/环境谱(基准谱) baseline operation load/environment spectrum (baseline spectrum)

　　根据从使用飞机上测量的数据(如从载荷/环境谱测量得到的数据)对设计谱修正，反映飞机平均使用情况的载荷谱。

　　2.11

　　无损检测 nondestructive inspection (NDI)

　　可显示部件或材料的外表面或内部的状况，而不会对被检测的材料或部件产生有害影响的检测工艺或技术。

　　3 一般要求

　　3.1 设计依据

　　民用飞机结构耐久性的设计依据包括在国家的法律法规、顾客要求和市场要求中。民用飞机结构耐久性设计要求通常与民用飞机的安全性、维修性和经济性等要求相关。

　　3.2 设计原则

　　在设计使用载荷/环境谱作用下，按耐久性设计的机体结构，在使用和维护期间，机体的耐久性能力应足以抵抗疲劳开裂、腐蚀、高温退化、分层和磨损及外来物损伤， 使其不降低机体的使用和维护能力，并对使用寿命、使用方法不造成有害的影响。这些要求适用于金属和非金属结构， 包括复合材料结构。在整个设计使用寿命期内，保证机体结构具有良好的状态和低的使用维修费用。

　　3.3 设计内容

　　结构耐久性设计的主要内容包括设计使用寿命和载荷/环境谱的确定、耐久性关键件的选择、应力水平控制、结构布局、材料选择、受力结构耐久性设计详细要求和连接结构耐久性设计的详细要求等。

　　3.4 设计程序

　　结构耐久性设计和验证应按本标准规定的程序进行。民用飞机研制耐久性设计和验证过程流程图见附录 A，图中虚线框的内容为耐久性验证工作。

　　4 设计方法

　　4.1 一般要求

　　4.1.1 总则

　　首先根据耐久性设计目标进行结构布局，然后进行应力分析。根据应力分析结果和结构的重要性等选择耐久性关键件。对关键件进行初步设计。关键件耐久性初步设计中应考虑结构布局、材料、应力集中等问题。初步设计中根据需要进行元件研制试验。

　　4.1.2 设计使用寿命和载荷/环境谱

　　4.1.2.1 设计使用(服役)寿命

　　设计使用(服役)寿命由以下内容组成：

　　a) 飞行小时数;

　　b) 使用年限;

　　c) 起落次数。

　　4.1.2.2 设计载荷谱

　　对于耐久性设计，应编制耐久性设计载荷谱，以反映飞机在设计使用分布内使用情况的基准谱。设计载荷谱的编制应满足如下要求：

　　a) 载荷谱中应包括所有重要的重复载荷源，如：发动机地面开车、功能检查、顶起、牵引、滑行、着陆、大气紊流、操纵系统工作、座舱增压、振动和噪声、地-空-地循环等。根据飞机的具体使用情况，载荷谱中可略去对结构损伤影响很小的某些重复载荷源。

　　b) 在每个任务段或每种任务剖面里应确定重量、重心、速度和高度变化等的适当分配。

　　c) 载荷谱应尽可能按飞-续-飞顺序给出。当按飞-续-飞顺序给出时， 应随机地或程序化地分配每个任务段或每次飞行中少于一次的载荷。

　　d) 如果没有按飞-续-飞顺序给出载荷谱，应考虑地-空-地循环或最大最小载荷组成的循环。

　　e) 在编制基准谱时可以高载截取(掐头)，低载截除(截尾)。

　　4.1.2.3 设计载荷/环境谱

　　在设计载荷谱中应考虑环境谱，并形成设计载荷/环境谱，以用于耐久性设计、分析和试验验证。

　　4.1.2.4 耐久性关键件选择

　　应制定准则以选择飞机结构的关键部件以及控制这些关键部件。在选择关键部件时应考虑对飞行安全、任务完成以及生产和维修费用的影响。

　　4.1.2.5 应力水平控制

　　为了保证结构的耐久性，结构设计时应控制其应力水平。

　　4.1.3 结构布局

　　确定机体各部件结构形式并进行结构布局时，应充分考虑耐久性要求，合理安排受力构件和传力路线，使载荷合理地分配和传递，避免构件承受附加载荷，以利于机体结构应力水平的宏观控制。充分考虑以下因素：

　　a) 应保证承受高载的部件(或构件)有合理的传力路线，避免出现附加载荷，避免应力的急剧变化。

　　b) 传力路线不宜过于集中。重要结构应采用多传力途径或止裂件; 在梁与肋或框与纵梁的结构交汇处，将次要受力构件断开，保证主要受力构件的连续、完整。

　　c) 主要结构应便于接近和检查。对于易产生裂纹的重要构件应设计成可检结构。主要承力构件应具有开敞的通路，以便日常维护、检查、修理或更换。

　　d) 当采用加筋结构时，在结构布局时需要进行合理参数配置，在众多约束条件下求得最佳方案。

　　e) 选择结构形式以及受力构件布置，可以参照类似机种和成熟的构形。

　　4.1.4 材料选择

　　选材时，除考虑疲劳断裂性能外，还应考虑飞机预期使用环境条件(如温度和湿度)对材料性能的重要影响。

　　a) 材料符合民用航空管理部门认可的标准。

　　b) 材料的适用性和耐久性必须建立在试验的基础上或有良好的工程使用经验，一般避免采用高强度钢。

　　c) 正确选用材料，使材料的腐蚀倾向减至最低。

　　d) 在满足必要的力学、工艺和结构要求的前提下，优先考虑材料的抗腐蚀性能。

　　e) 尽可能选用经验或试验证明具有良好的腐蚀性能的材料。

　　f) 容易腐蚀的部位和不易维修的部位，应选择耐腐蚀性能好的材料。

　　g) 组成结构的零件应尽量选用相同的材料。不可避免时，应选用腐蚀电位相近的材料。

　　4.2 详细要求

　　4.2.1 受力结构

　　一般受力结构件的细节设计除应满足 4.1.2～4.1.4 的要求外，还应满足如下要求：

　　a) 应力集中区域表面粗糙度低。

　　b) 过渡段的表面应该与邻近表面的粗糙度一致。

　　c) 机加零件应避免应力集中。

　　d) 全部结构应具有可达性，以便于装配检查和定期维护检查。易腐蚀的部位，要易于维护。

　　e) 开口位置和大小，应为维护人员创造良好的工作条件。

　　f) 控制应力水平，尽量减少应力集中，零件形状应力求简单;横截面积应避免突变，过渡应均匀;过渡圆角尽可能大。

　　g) 尽量避免在高应力区进行连接，尽量避免在高应力区开口。

　　4.2.2 连接结构

　　连接结构是民用飞机特殊的受力结构。其耐久性设计要求除应满足 4.2. 1 的设计要求外，还应满足如下要求：

　　a) 连接结构设计应尽量形式对称。采用新的连接结构形式应经过试验验证。传力路线应尽量短和直接，避免中断。

　　b) 对分布式传力的紧固件连接耐久性设计，应综合考虑连接区域的力学不连续性及几何不完整性对结构的影响：

　　1) 合理选取紧固件的排距、边距和间距;

　　2) 承受大拉伸载荷的螺栓，应在螺栓头部和螺母下放垫圈;

　　3) 当紧固件承受较大拉力时，应使用螺栓连接而不用螺钉;

　　4) 承受剪力的充填孔紧固件，尽量使用铆钉而不用螺栓;

　　5) 尽量将紧固件头放在非受压侧;

　　6) 轴销连接型紧固件的孔应安装衬套;

　　7) 对不拆卸连接，尽量采用干涉配合紧固件。

　　c) 对集中式传力的接头设计，应尽量减少接头和接头部位的数量。接头部位应置于低应力区， 同时尽量采用双剪接头，尽可能地降低应力集中。

　　4.2.3 疲劳强化设计

　　4.2.3.1 喷丸

　　喷丸强化的目的在于使零件指定表面产生残余压应力，从而提高疲劳强度和防止应力腐蚀开裂。对于疲劳要求高的壁板和机加接头可以进行喷丸强化。喷丸应满足如下要求：

　　a) 喷丸前零件热处理及表面处理和尺寸容差应在要求的范围内。

　　b) 喷丸应达到技术条件及图样的要求。

　　c) 喷丸后零件应适当防护以防止腐蚀和机械损伤。

　　d) 喷丸直径应小于喷丸区内最小圆角半径的 1/2，或孔径的 1/4。

　　e) 不需喷丸的区域应加以覆盖。喷丸后应对孔挤压强化。

　　4.2.3.2 渗碳和渗氮

　　渗碳和渗氮目的在于提高零件表面的硬度和耐磨能力，从而提高疲劳强度和防止应力腐蚀开裂。渗碳、渗氮只适用于钢构件，不适用于铝构件及钛构件。渗碳和渗氮应满足如下要求：

　　a) 对于耐磨型要求高的部位应进行渗碳或渗氮处理;

　　b) 渗碳和渗氮的硬化深度应达到规定的要求。

　　4.2.3.3 冷挤压孔和干涉配合

　　冷挤压孔目的在于引入残余压应力，干涉配合可以降低应力幅度，以达到强化的目的和提高连接部位的疲劳品质，应严格控制挤压量及干涉量。冷挤压孔和干涉配合应满足如下要求：

　　a) 冷挤压量、初孔尺寸、挤压芯棒都应有要求，还必须考虑润滑要求和材料的回弹量;

　　b) 冷挤压孔孔壁有轻度擦伤时进行铰孔;

　　c) 对于疲劳要求高的紧固件孔进行冷挤压孔和干涉配合。

　　4.2.3.4 激光辐照

　　激光表面强化是利用大功率激光器高速加热构件局部表面，对构件进行组织强化和应力强化的方法。经激光强化的构件，硬度和耐腐蚀性大大增加。激光表面强化的要求为：

　　a) 辐照功率密度要控制在一个合理的范围内，防止太大功率使构件表面粗糙度增加;

　　b) 强化速度(即构件的移动速度)也应控制在合理的范围内。

　　4.2.4 腐蚀防护设计

　　腐蚀防护设计是对易受腐蚀的零部件表面采取设计措施以预防零部件发生腐蚀。腐蚀防护设计的要求为：

　　a) 尽量减少装配应力。

　　b) 除设计要求表面进行机械加工、化学铣切或胶接， 以及采用防锈铝和锻造铝合金外，所有用于外部和处于腐蚀性环境内的铝合金板材都应双面包铝。

　　c) 尽量避免不同材料的相互接触。不同材料相互接触时，应采用下列保护措施：

　　1) 选用与两者都允许接触的金属(如垫片)或镀层;

　　2) 化学覆盖层防电偶腐蚀;

　　3) 零件涂底漆后进行组装;

　　4) 用惰性材料制件绝缘;

　　5) 密封防止电偶腐蚀。

　　4.2.5 磨损预防设计

　　在规定的使用寿命和服役年限期间，结构部件、元件和主要支承面的功能在规定的时间内不应因磨损而降低。这些结构件包括结构表面、结构口盖、维修口盖及其他可动零件、舱门和斜板、以及其他结构。这些结构的规定时间应根据具体的构件来确定， 可以是使用寿命要求的一个百分比值，或者是与机

　　体定期检查或更换部件相当的时间，也可以是其他规定的时间。

　　4.3 无损检测(NDI)

　　在飞机设计阶段，应制定对应的结构无损检测要求，并在研制、生产和使用阶段的维护中加以贯彻实施。为了验证设计中所采用的初始裂纹尺寸， 应按实际生产条件、设备、人员及模拟各种制造缺陷得到 95%置信度和 90%检出概率的尺寸，设计中所采用的初始裂纹尺寸不应大于此裂纹尺寸。

　　5 设计验证

　　5.1 总则

　　对民用飞机结构耐久性的设计应进行验证。民用飞机结构耐久性验证工作主要包括耐久性分析和耐久性试验。民用飞机结构耐久性验证与设计过程结合在一起，耐久性验证流程见附录 A 图 A. 1 中虚线部分。

　　5.2 耐久性分析

　　为保证和验证民用飞机结构满足耐久性的要求，应按下列要求进行耐久性分析：

　　a) 用分散系数为 2～4 的疲劳分析，支持在反映飞机平均使用情况的耐久性载荷谱下 2 倍设计使用寿命的试验不产生工程可检裂纹;

　　b) 采用当量原始疲劳质量法，验证从描述原始疲劳质量的当量初始缺陷尺寸扩展到导致功能性损伤或不经济修理的裂纹尺寸(经济修理极限)对应的耐久性使用寿命大于设计使用寿命;

　　c) 在上述各项耐久性分析中均需计及关键部位环境谱(包括地面环境与空中环境)对寿命的影响。

　　5.3 耐久性试验

　　5.3.1 研制试验

　　结构耐久性研制试验贯穿设计、研制阶段的全过程， 验证材料、工艺、零件、组件和新结构的耐久性。按照试验件的规模，研制试验包括(但不限于)如下类别：

　　a) 元件试验。这类试验的试件为材料标准试件及关键部位模拟元件。通常要用较多的试件进行，以便从统计意义上得到许用值和试验结论。

　　b) 构件级试验。这类试验的试件通常采用全尺寸关键构件或包含关键部位的构件部段。通常用相对较少的试件进行，主要用于验证分析方法和确定设计许用值。涉及的关键构件(部位)类型通常包括：连接板和接头;壁板(基本段和开口部位);装配件以及结构形式复杂而难于分析的关键部位等。

　　c) 部件级试验。这类试验的试件通常采用全尺寸的部件或组合件， 其形式与数量取决于对结构风险性、进度和成本的考虑。主要用于对关键部件及组合件的最终或接近最终的设计进行耐久性和可生产性的早期验证。这类试验通常包括机翼传载件、机身主承力件、水平尾翼支持件、机翼枢轴、起落架及起落架支持件、复杂的复合材料件、大尺寸结构铸件直至机翼、机身盒段、尾翼、后机身及机翼、机身连接部分的组合件。

　　5.3.2 全尺寸结构试验

　　在飞机设计定型及投入生产前，应采用完整的机体或批准的代用件进行耐久性试验载荷谱下的耐久性验证试验。全尺寸结构试验规定如下：

　　a) 试验目的。验证民用飞机结构满足飞机研制要求(含适航要求)，表明民用飞机结构没有危险或不可靠的设计特征或细节，每个有疑问的设计细节和零件的适用性都进行了试验确定。以其试

　　验结果为主要依据，结合环境对寿命影响的分析和其他试验结果，验证机体结构满足规定的使用寿命要求;验证分析或研制试验所确定的关键部位，发现未能识别出的关键部位;为制定结构维护大纲提供依据。

　　b) 试验件。材料或制造工艺的任何差别， 均应经过耐久性和损伤容限试验评估，重大差别应进行选定部件的单独试验。

　　c) 试验载荷谱。耐久性试验载荷谱是由耐久性设计使用载荷谱转换而来的， 允许对载荷循环进行适当的截取、截除或替换处理。在条件允许的情况下， 试验载荷谱应充分应用已有的系列飞机的实测载荷谱。

　　d) 试验持续时间。要求完成 2～4 倍使用寿命期的耐久性试验，用以保证结构的耐久性。具体的试验持续时间应依据设计思想、破坏后果、材料损伤容限特性、质量/成本价格等因素来确定。对于按反映飞机平均使用情况的耐久性试验载荷谱进行的耐久性试验，对于破坏会引起灾难性事故的结构、材料损伤容限特性差的结构、难于制造的结构以及维修成本高的结构， 耐久性试验持续时间应大于 2 倍服役寿命期。对于飞机起落架和支撑结构及难以按损伤容限概念设计的结构、不可检结构以及其他特殊要求的结构(含可更换结构)，要求至少完成 4 倍寿命期的耐久性试验。

　　e) 全尺寸结构疲劳试验方法。目前全尺寸结构疲劳验证试验分两种方法， 一种方法是分部段进行全尺寸验证试验，另一种方法是全机验证试验。具体采用哪种方法应根据设计单位的要求， 承试单位技术水平和试验能力来确定。

　　5.3.3 复合材料耐久性验证试验

　　复合材料的性能对载荷/环境的敏感性同金属材料结构有所不同，验证试验也有其特殊性。复合材料耐久性验证试验要求如下：

　　a) 复合材料耐久性的合格鉴定采用全尺寸结构与由试样、元件(包括典型结构件)、组合件组成的多层次积木式综合验证试验来完成;

　　b) 复合材料结构对湿热环境比较敏感，复合材料结构耐久性试验时应充分考虑该环境因素。

　　附 录 A

　　(规范性附录)

　　耐久性设计和验证流程

　　民用飞机研制各个阶段耐久性设计和验证流程如图 A. 1 所示：

　　图 A.1 结构耐久性设计和验证流程