20世紀70年代以來，隨著腐蝕環(huán)境對飛機結(jié)構(gòu)使用壽命的影響越來越嚴重，飛機結(jié)構(gòu)腐蝕疲勞問題到了不得不解決的地步。這樣，美國自20世紀70年代中期以后的軍用規(guī)范和標準以及我國自80年代末期以后的國軍標，都明確規(guī)定了飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計要求，但從目前國內(nèi)外飛機結(jié)構(gòu)的設計實踐來看，并沒有完全按照這些設計要求去進行飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計和驗證。換句話說，人們并不完全清楚設計實踐應該如何去滿足這些設計要求，這就使得設計實踐落后于設計要求的規(guī)定，這種設計要求和設計實踐的不一致性在國內(nèi)的飛機結(jié)構(gòu)設計中顯得尤為突出。

之所以會出現(xiàn)設計要求和設計實踐的不一致性，一個重要原因是至今還未形成一套完整而成熟的飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計方法。本篇在闡述飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計基本原則的基礎上，引出飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞基本方法框架，以此作為飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計的基礎。

一、飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計內(nèi)涵

飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計，是一種基于腐蝕疲勞失效模式的結(jié)構(gòu)設計思想和設計理念，但它不是單一的結(jié)構(gòu)設計原理和結(jié)構(gòu)設計準則，而是由至少一種與飛機使用壽命有關(guān)的結(jié)構(gòu)設計準則所組成的結(jié)構(gòu)設計思想。飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計思想的核心可以是安全壽命設計準則，也可以是耐久性設計準則，還可以是損傷容限設計準則，或者是這其中任意兩種甚至三種的組合，即安全壽命準則加損傷容限準則或耐久性準則加損傷容限準則，甚至是安全壽命準則、耐久性準則加損傷容限設計準則，這要根據(jù)飛機結(jié)構(gòu)不同部件和關(guān)鍵件選擇何種設計準則而定。

由上述分析可以看出，這里所說的飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計中的“疲勞設計”已不是傳統(tǒng)的疲勞強度設計概念，它至少具有以下三個含義。

（1）飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計的思想基礎是腐蝕疲勞失效模式，其設計要求是使所設計的飛機結(jié)構(gòu)能夠經(jīng)受住腐蝕疲勞損傷。

（2）飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計的設計目標是在飛機使用壽命期內(nèi)發(fā)生飛機結(jié)構(gòu)腐蝕疲勞破壞的概率減至最少。

（3）飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計的設計準則可以是安全壽命設計準則、耐久性設計準則和損傷容限設計準則中的一種、兩種甚至三種。

表1安全壽命設計、耐久性設計和損傷容限設計的比較

正因為飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計的設計準則是安全壽命準則、耐久性準則和損傷容限準則，因此，在下面所要敘述的飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計方法中所提到腐蝕疲勞分析和腐蝕疲勞試驗中的“疲勞”只是一個代名詞。它可以是疲勞分析、耐久性分析和損傷容限分析，也可以是疲勞試驗、耐久性試驗和損傷容限試驗，但所有這些分析和大部分試驗（全尺寸機體結(jié)構(gòu)實驗室疲勞／耐久性／損傷容限試驗除外）都是在腐蝕環(huán)境下進行的。同樣，按飛機結(jié)構(gòu)抗腐疲勞設計所給出的使用壽命可以是飛機設計使用壽命所規(guī)定的任何一種壽命（飛行小時、飛行次數(shù)、日歷壽命等），但所有這些壽命都是在載荷／環(huán)境譜條件下給出的。

二、飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計基本原則

在當前飛機結(jié)構(gòu)設計實踐和抗腐蝕疲勞設計要求存在不一致性的情況下，特提出現(xiàn)階段我國飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計的如下5項基本原則。

（1）以常規(guī)疲勞為主的原則；

（2）腐蝕環(huán)境宜粗不宜細的原則；

（3）典型結(jié)構(gòu)件代替全尺寸機體結(jié)構(gòu)試驗的原則；

（4）分析和試驗相結(jié)合以分析為主的原則；

（5）突出腐蝕防護的原則。

為便于理解和記憶，現(xiàn)以順口溜的形式給出這些基本原則：“常規(guī)疲勞作主演，腐蝕疲勞配角戲；重復載荷要準確，環(huán)境宜粗不宜細；典型構(gòu)件代機體，局部試驗和分析；腐蝕防護最重要，防微杜漸勤修理�！�

1）以常規(guī)疲勞為主的原則

這里說的常規(guī)疲勞是指不考慮腐蝕環(huán)境的疲勞，也就是通常所說的空氣中的疲勞。從學科領(lǐng)域劃分來看，腐蝕疲勞既是一種腐蝕，又是一種疲勞。從飛機結(jié)構(gòu)設計角度來說，力學作用比腐蝕作用更重要，因此，應首先把腐蝕疲勞看成是一種疲勞，從力學上考慮問題，然后再輔之于考慮腐蝕介質(zhì)影響問題。于是在飛機結(jié)構(gòu)設計中處理常規(guī)疲勞和腐蝕疲勞問題這一對矛盾時，應把常規(guī)疲勞作為矛盾的主要方面，首先解決常規(guī)疲勞問題，在此基礎上再考慮腐蝕環(huán)境影響的修正。常規(guī)疲勞設計已有成熟的設計方法和豐富的經(jīng)驗，按這個思路處理問題既省時省錢，又能解決工程實際問題。

2）腐蝕環(huán)境宜粗不宜細的原則

飛機在實際使用中遭受的腐蝕環(huán)境多達十幾種以上，從環(huán)境性質(zhì)來看，它們可分為化學環(huán)境和氣候環(huán)境，從環(huán)境來源看，它們可分為外部自然環(huán)境和內(nèi)部工作環(huán)境，而且這些環(huán)境參數(shù)往往是多元隨機變量，不可能也沒有必要把它們完全精確地描述出來，因此，描述這些環(huán)境宜粗不宜細。這里包括兩層意思：第一，對特定飛機可考慮并確定飛機可能經(jīng)受的少數(shù)幾種主要環(huán)境，而把一些次要的環(huán)境因素忽略掉；第二，在編制環(huán)境譜時要采取各種簡化手段，使其能大致反映飛機真實使用環(huán)境即可。

3）典型構(gòu)件代替全尺寸機體結(jié)構(gòu)試驗的原則

在目前條件下，無論從技術(shù)水平、試驗手段或從經(jīng)費上，對飛機整機或全尺寸部件進行腐蝕疲勞試驗是不現(xiàn)實的。一個可行的解決辦法是選擇一些既受嚴重疲勞載荷又受嚴重腐蝕環(huán)境影響的飛機結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位，進行典型構(gòu)件的腐蝕疲勞試驗和分析，以用于對實驗室全尺寸飛機機體或部件疲勞試驗結(jié)果進行修正，這就是用典型構(gòu)件代替全尺寸機體結(jié)構(gòu)的含義。

4）分析和試驗相結(jié)合以分析為主的原則

在飛機結(jié)構(gòu)常規(guī)的抗疲勞設計時，也是采取分析和試驗結(jié)合的原則，但在那種結(jié)合中最后“說了算”的不是分析而是試驗結(jié)果，而且主要是全尺寸飛機機體結(jié)構(gòu)疲勞試驗結(jié)果。在飛機抗腐蝕疲勞設計時也要堅持分析和試驗相結(jié)合的原則，與此同時還應加上以上分析為主的原則。第一，已經(jīng)有實驗室全尺寸機體結(jié)構(gòu)疲勞試驗作為主要依據(jù)，典型構(gòu)件的腐蝕疲勞試驗和分析主要用于對其進行修正；第二，材料或標準試件腐蝕疲勞試驗用于對典型構(gòu)件腐蝕分析提供材料性能數(shù)據(jù)，典型構(gòu)件腐蝕疲勞試驗用于驗證腐蝕疲勞分析結(jié)果，這兩種試驗都是圍繞分析進行的；第三，腐蝕疲勞試驗的分散性比常規(guī)疲勞試驗的分散性更大，難以用它直接作為修正的主要依據(jù)。

5）突出腐蝕防護的原則

飛機結(jié)構(gòu)抗腐疲勞設計要把腐蝕防護作為重點，要把它放在優(yōu)先的位置來考慮，這是因為設計目的是為了使所設計的所有飛機結(jié)構(gòu)能夠在規(guī)定的使用期（使用壽命或檢修期）內(nèi)不致因腐蝕或其他損傷而導致關(guān)鍵部位開裂，從而降低功能和危及安全。為達此目的，主要應通過腐蝕防護來實現(xiàn)。突出腐蝕防護包括以下內(nèi)容。

（1）除采取傳統(tǒng)的腐蝕防護措施外（防止“純”腐蝕），還要從腐蝕疲勞和使用壽命角度采取腐蝕防護措施。

（2）不僅要在設計階段采取腐蝕防護措施，而且在制造和使用過程中也要采取腐蝕防護措施。

（3）所采取的一些主要腐蝕防護措施要通過分析和試驗來驗證其有效性。

三、飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計基本方法框架

為了使所設計的飛機盡可能滿足飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計要求，根據(jù)上述的設計基本原則，提出目前階段飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計基本方法框架，如圖1所示。從圖1可知，飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計有許多環(huán)節(jié)，但首先應抓住這樣四個基本環(huán)節(jié)：載荷／環(huán)境譜編制、典型構(gòu)件腐蝕疲勞分析、腐蝕疲勞試驗和腐蝕防護。這幾個環(huán)節(jié)既相對獨立又相互依賴，下面分別簡述之。

圖1飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計基本方法框架

1）編制飛機載荷／環(huán)境譜

載荷／環(huán)境譜既是典型構(gòu)件腐蝕疲勞分析和試驗的直接依據(jù)，又可為腐蝕防護提供設計資料，因此，編制載荷／環(huán)境譜是飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計的首要環(huán)節(jié)。它包括編制飛機載荷譜、使用環(huán)境譜、當量環(huán)境譜和試驗載荷—環(huán)境譜。

2）典型構(gòu)件腐蝕疲勞分析

這里所說的典型構(gòu)件腐蝕疲勞分析主要是指譜載下典型構(gòu)件腐蝕疲勞裂紋形成分析和裂紋擴展分析。典型構(gòu)件腐蝕疲勞分析方法，主要是在常規(guī)疲勞分析法基礎上加以腐蝕環(huán)境下的修正，譜載下典型構(gòu)件腐蝕疲勞裂紋形成分析方法可分為名義應力法和局部應變法，腐蝕疲勞裂紋擴展分析方法是目前主要的確定性斷裂力學分析方法。

3）腐蝕疲勞試驗

現(xiàn)階段用于飛機結(jié)構(gòu)設計中的腐蝕疲勞試驗從試件來分，可分為標準試件和典型構(gòu)件的腐蝕疲勞試驗；從受載類型可分為常幅和譜載下的腐蝕疲勞試驗；從破壞類型可分為腐蝕疲勞裂紋形成和裂紋擴展試驗。這些腐蝕疲勞試驗主要是為腐蝕疲勞分析服務的。

標準試件腐蝕疲勞試驗主要用于研究不同材料在腐蝕環(huán)境中的疲勞／斷裂特性，研究各種力學因素，如應力比、加載波形、加載頻率等的影響，為飛機合理選材提供依據(jù)，為典型構(gòu)件腐蝕疲勞分析提供數(shù)據(jù)。飛機典型構(gòu)件腐蝕疲勞試驗主要用于驗證典型構(gòu)件腐蝕疲勞分析結(jié)果，并且根據(jù)綜合分析結(jié)果來修正全尺寸飛機機體結(jié)構(gòu)實驗室條件下的疲勞試驗結(jié)果。

4）腐蝕防護

腐蝕防護是指為保護飛機材料和結(jié)構(gòu)免受腐蝕／腐蝕疲勞損傷而采取的腐蝕控制措施。這里的腐蝕防護已經(jīng)超出了傳統(tǒng)的腐蝕防護概念，即不僅要從“純”腐蝕角度進行腐蝕防護，而且要從腐蝕疲勞、從使用壽命角度進行腐蝕防護。因此，它應貫穿飛機結(jié)構(gòu)設計、研制、定型、生產(chǎn)和使用的全壽命周期中，具體包括設計階段、制造過程和使用過程的腐蝕控制。

設計階段應根據(jù)飛機結(jié)構(gòu)腐蝕疲勞設計準則、飛機預計的使用方法和腐蝕環(huán)境采取腐蝕控制措施，這些措施主要包括：合理地選擇耐腐蝕材料，選擇合適的防護涂（鍍）層，選擇合適的電化學保護，選擇合適的結(jié)構(gòu)連接形式和合理的表面形狀，避免腐蝕介質(zhì)的積存，避免相鄰不同材料的不相容性，選擇合理的工藝和表面處理方式等。在設計定型階段的后期，應根據(jù)設計使用壽命、設計使用載荷／環(huán)境譜、全尺寸疲勞試驗及評估結(jié)果和結(jié)構(gòu)關(guān)鍵件清單制定飛機結(jié)構(gòu)初期檢查維修大綱，以便飛機在達到甚至超過設計使用壽命期仍能保證結(jié)構(gòu)完整性。

制造過程的腐蝕控制包括兩方面內(nèi)容：第一，嚴格按設計階段所確定的腐蝕防護工藝流程進行生產(chǎn)制造，如所有表面應保證設計規(guī)定的表面粗糙度、嚴格執(zhí)行熱處理規(guī)范、對氫脆敏感材料不要在含氫環(huán)境下進行焊接、裝配時控制裝配應力避免產(chǎn)生過大殘余應力等。第二，要保持生產(chǎn)制造現(xiàn)場防腐防塵，如廠房保持干燥、避免污染源、避免工序間的腐蝕、清洗液和切削液無侵蝕作用等。

使用過程的腐蝕控制主要是在使用中嚴格貫徹執(zhí)行初期檢查維修大綱。按該大綱要求及時檢查腐蝕狀態(tài)和加強維護修理。在此基礎上，當飛機使用一段時間后，還應修改初期檢查維修大綱，使疲勞損傷控制、腐蝕損傷控制和意外損傷控制一直進行到飛機退役為止。

以上從四個方面進行了飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計基本方法頂層設計，它本身還不是一套完整的抗腐蝕疲勞設計方法，但以此為框架，通過細化擴展并解決其中的一些關(guān)鍵技術(shù)問題，就能形成一套完整的飛機結(jié)構(gòu)抗腐蝕疲勞設計方法。