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航空器結(jié)構(gòu)設計時，通過對航空器結(jié)構(gòu)的各種科學地計算和分析，對航空器結(jié)構(gòu)進
行安全壽命估算和評定。這種設計思想是以結(jié)構(gòu)無初始缺陷假設為基礎的，事實上，
即使在嚴格的質(zhì)量控制條件下，在結(jié)構(gòu)中總有可能出現(xiàn)未被發(fā)現(xiàn)的初始缺陷或裂紋。
如果這些裂紋得不到控制而進一步擴展，就會造成結(jié)構(gòu)失效。因此采用安全壽命設
計方法測算的壽命與實際試驗和使用壽命相差很大，因而安全壽命設計思想不能確
保航空器結(jié)構(gòu)的安全性，結(jié)構(gòu)必須作經(jīng)常性檢查。
在給出安全壽命時，要考慮磨損、疲勞和腐蝕情況的影響。壽命可以用飛行小
時、起落或循環(huán)等來表達。
二破損安全設計思想
由于安全壽命設計思想不能保證安全可靠，六十年代開始提出了破損安全設計
概念。破損安全是指結(jié)構(gòu)構(gòu)件破壞之后，它所承擔的載荷可以由其他殘余結(jié)構(gòu)繼續(xù)
承擔，以防止航空器的破壞，或航空器剛度降低過多而影響航空器的正常使用。因
此這種設計思想允許航空器結(jié)構(gòu)有破損，但必須保證航空器的安全。
需要提醒的是，如果某一允許失效件發(fā)生故障，殘余結(jié)構(gòu)承擔負載后，就再沒
有后備件，應盡可能及早檢查出故障，以防止發(fā)展到無法挽回的地步。
三損傷容限
破損安全與安全壽命相結(jié)合的設計思想仍然帶有一定的局限性，仍不足以解決
安全與壽命問題，而且整架直升機因重復性結(jié)構(gòu)而重量過大。隨著科學技術(shù)的不斷
發(fā)展，從七十年代開始出現(xiàn)了損傷容限設計思想。
損傷容限的概念是承認結(jié)構(gòu)中存在一定程度的未被發(fā)現(xiàn)的初始缺陷、裂紋或其
他損傷。通過損傷容限特性分析與試驗，對可檢結(jié)構(gòu)給出檢修周期，對不可檢結(jié)構(gòu)
給出最大允許初始損傷，以保證結(jié)構(gòu)在給定的使用壽命期限內(nèi)，不會發(fā)生因為未被
發(fā)現(xiàn)的初始缺陷、裂紋或其他損傷擴展而引起災難性的破壞事故。
損傷容限的概念要求裂紋在日常檢查中能被發(fā)現(xiàn)并且裂紋的生長率很低，檢查
周期可以進行調(diào)整。確定檢查周期的原則是如果一個可檢裂紋在一次檢查中錯過，
裂紋發(fā)展到下一次檢查時仍不失效。最小可檢裂紋長度由廠家來給出，并且在直升
機取得適航證時得到局方認可。
下面是破損安全和損傷容限概念的圖示：
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圖5-2 破損安全結(jié)構(gòu)示例
圖5-3 損傷容限結(jié)構(gòu)示例
梁
梁
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四耐久性設計
耐久性的含義是指在規(guī)定的時間內(nèi)，航空器結(jié)構(gòu)抵抗疲勞開裂、磨損、腐蝕及
外來物損傷的能力。耐久性設計思想的基本要求是航空器結(jié)構(gòu)應具有大于一個設計
使用壽命的經(jīng)濟壽命。所謂經(jīng)濟壽命是指結(jié)構(gòu)出現(xiàn)大范圍的裂紋，以至于如果要修
理則不經(jīng)濟，不修理又會影響使用功能的結(jié)構(gòu)壽命。在經(jīng)濟壽命時間，結(jié)構(gòu)不會出
現(xiàn)功能消弱或失效，例如油箱滲漏。耐久性設計因此成為提高航空器結(jié)構(gòu)耐久性和
維修經(jīng)濟性的重要設計方法，它保證航空器結(jié)構(gòu)具有最低的維修費用。
當然，在航空器結(jié)構(gòu)設計時，總是首先確保結(jié)構(gòu)滿足靜強度設計和剛度設計要
求，同時還要使航空器結(jié)構(gòu)滿足抗疲勞設計要求，使它具有高壽命、高可靠性和低
維修費用的特點。損傷容限設計是保證航空器結(jié)構(gòu)的安全性和可靠性，確定航空器
結(jié)構(gòu)可允許的最大損傷尺寸；耐久性設計則是使航空器具有良好的經(jīng)濟維修性，可
以確定航空器結(jié)構(gòu)的經(jīng)濟使用壽命。
五應力集中
應力集中是指橫截面的突變而引起材料應力發(fā)生變化。
在一個部件上，應力集中發(fā)生的地方是裂痕開槽、裂紋、切口甚至是緊固件的
孔等。解決方法是避免橫截面突變，采用圓倒角和過渡角，并精心安排孔的位置。
對結(jié)構(gòu)來說，這種應力集中效應可能會出現(xiàn)在結(jié)構(gòu)件的末端。
圖5-4 應力集中說明圖
如果一個桁條末端突然截止的話，它所傳遞的力在局部會造成應力集中。為了
防止這種情況，可以將桁條設計成楔形，使應力逐漸傳到周圍的地方，或使用端頭
連接來傳力。
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在機身開口處，如窗戶和艙門，使用額外的加強框來吸收蒙皮和桁條傳來的應
力及從門鉸和止動上傳來的力。
5.1.3 直升機結(jié)構(gòu)的分類
一般直升機結(jié)構(gòu)主要由兩部分構(gòu)成：前機身結(jié)構(gòu)和尾部結(jié)構(gòu)，還有整流罩和包
皮等。根據(jù)結(jié)構(gòu)的功能和失效后果的不同，每一主要部分所包含的結(jié)構(gòu)又分為主要
結(jié)構(gòu)和次要結(jié)構(gòu)。
一．主要結(jié)構(gòu)：
在空中、起飛或著路時，結(jié)構(gòu)部件的失效會直接導致：結(jié)構(gòu)塌損、動力損失、
系統(tǒng)或部件的故障或失效會嚴重影響直升機的安全和操縱，這樣的結(jié)構(gòu)稱為主要結(jié)
構(gòu)。如圖5-5 所示：
圖5-5 典型的直升機結(jié)構(gòu)
二．次要結(jié)構(gòu)
是指主要結(jié)構(gòu)以外的其它結(jié)構(gòu)，與主要結(jié)構(gòu)的描述相同，但安全余度允許
結(jié)構(gòu)有明顯的降低。如：駕駛艙地板，儀表板，客艙地板，電氣安裝架和腳踏
板等。
三． 整流罩和發(fā)動機包皮用來保證直升機的氣動性能。
1 駕駛艙
2 上部結(jié)構(gòu)
3 水平安定面
4 尾部結(jié)構(gòu)
5 中間結(jié)構(gòu)
6 下部結(jié)構(gòu)
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第5.2 節(jié)直升機區(qū)域和站位識別系統(tǒng)
5.2.1 直升機結(jié)構(gòu)分區(qū)
大型飛機的分區(qū)是按照美國航空運輸協(xié)會ATA 的規(guī)定劃分的。一個區(qū)是由3 位
數(shù)字來識別，我們把飛機結(jié)構(gòu)分成主區(qū)、從區(qū)和細區(qū)。
例如：321——3 代表主區(qū)-尾部（包括后壓力隔框），2 代表從區(qū)-垂直安定面和
方向舵，1 代表細區(qū)-垂直安定面前緣。
整個飛機結(jié)構(gòu)可以劃成特定區(qū)域，利于識別所需要檢查、維護和修理的區(qū)域。
區(qū)號可以進入計算機化的維護記錄系統(tǒng)來簡化記錄的處理。通過參考手冊上的分區(qū)
號，機務人員很容易定位所需實施維護工作的區(qū)域。
對于直升機的分區(qū)，直升機因其簡單的機身結(jié)構(gòu)布局和大小，并不嚴格按照這
一系統(tǒng)。現(xiàn)階段的工業(yè)標準是對直升機區(qū)域直接命名，而不采用較復雜的數(shù)字系統(tǒng)。
直升機廠家在其提供的維護手冊和維護大綱中標出直升機的區(qū)塊，并以反映該區(qū)塊
的傳統(tǒng)名字直接命名。下圖顯示是一架S76 直升機的分區(qū)示意圖，不同顏色和標記
代表不同的區(qū)域。
　
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