邵 鵬， 王玉惠,2， 吳慶憲， 甄武斌

(1.南京航空航天大學(xué)自動(dòng)化學(xué)院，南京 211106； 2.光電控制技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，河南 洛陽(yáng) 471000)

高超聲速飛行器機(jī)翼關(guān)鍵部件損傷特性分析

邵 鵬1， 王玉惠1,2， 吳慶憲1， 甄武斌1

(1.南京航空航天大學(xué)自動(dòng)化學(xué)院，南京 211106； 2.光電控制技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，河南 洛陽(yáng) 471000)

分析了高超聲速飛行器機(jī)翼關(guān)鍵部件的損傷演化及飛行器飛行動(dòng)態(tài)對(duì)損傷的影響。在建立了高超聲速飛行器機(jī)翼關(guān)鍵部件損傷動(dòng)力學(xué)模型、飛行器動(dòng)力學(xué)模型以及對(duì)機(jī)翼關(guān)鍵部件載荷應(yīng)力分析的基礎(chǔ)之上，依次分析了飛行器飛行高度、速度、迎角以及控制舵面偏角等飛行器變量對(duì)機(jī)翼關(guān)鍵部件損傷動(dòng)態(tài)特性的影響，以確定影響損傷的關(guān)鍵變量。仿真結(jié)果表明，相對(duì)于其他變量，飛行器迎角對(duì)機(jī)翼關(guān)鍵部件損傷的影響是最大的。基于此結(jié)果可得出當(dāng)飛行器進(jìn)行高超聲速飛行時(shí)，從保證飛行安全與延長(zhǎng)使用壽命的角度來(lái)看，應(yīng)盡量限制飛行迎角大小。所得結(jié)論為實(shí)際工程中結(jié)構(gòu)可靠性設(shè)計(jì)提供了有價(jià)值的參考。

高超聲速飛行器； 機(jī)翼； 損傷動(dòng)力學(xué)模型； 損傷動(dòng)態(tài)特性

0 引言

高超聲速飛行器指飛行馬赫數(shù)超過(guò)5的先進(jìn)飛行器，其巡航馬赫數(shù)可達(dá)10以上，飛行高度通常在30 km以上。在飛行過(guò)程中,隨著飛行速度的增加以及飛行姿

目前國(guó)內(nèi)外關(guān)于機(jī)翼?yè)p傷分析的研究多數(shù)是對(duì)特定試件進(jìn)行機(jī)械測(cè)試或是用有限元方法進(jìn)行分析。文獻(xiàn)[5]采用無(wú)損檢測(cè)的方法對(duì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)在交變應(yīng)力作用下的損傷演化進(jìn)行了分析；文獻(xiàn)[6-7]提出用有限元模擬機(jī)翼振動(dòng)響應(yīng)的方法估算機(jī)翼振動(dòng)功率譜密度和損傷分布的方法；文獻(xiàn)[8-9]應(yīng)用有限元軟件對(duì)翼梁試件結(jié)構(gòu)進(jìn)行裂尖應(yīng)力強(qiáng)度因子分析；文獻(xiàn)[10]采用名義應(yīng)力法及累積損傷理論估算翼梁疲勞裂紋形成壽命；文獻(xiàn)[11]利用Fastran模型來(lái)模擬機(jī)翼結(jié)構(gòu)在變幅載荷作用下的損傷演化情況。以上文獻(xiàn)的研究對(duì)象均為普通飛行器機(jī)翼，且僅從機(jī)翼受力的角度來(lái)分析機(jī)翼特定部件的損傷，并沒(méi)有對(duì)飛行器不同的飛行狀態(tài)對(duì)機(jī)翼?yè)p傷的影響做定性分析。為了獲得高超聲速飛行器各個(gè)飛行輸出量對(duì)機(jī)翼關(guān)鍵部件損傷的影響，本文在建立了機(jī)翼關(guān)鍵部件損傷動(dòng)力學(xué)模型、飛行器動(dòng)力學(xué)模型以及對(duì)機(jī)翼關(guān)鍵部件載荷應(yīng)力分析的基礎(chǔ)之上，分別對(duì)飛行器飛行速度、高度、迎角以及舵面偏角對(duì)機(jī)翼關(guān)鍵部件損傷動(dòng)態(tài)特性的影響進(jìn)行了定性分析，以確定對(duì)損傷演化影響最大的飛行器輸出量，為飛控系統(tǒng)以及飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供了一定的參考。

1 機(jī)翼關(guān)鍵部件損傷動(dòng)力學(xué)建模

為了能較準(zhǔn)確地模擬出機(jī)翼關(guān)鍵部件即翼梁根部在飛行過(guò)程中的損傷演化情況，本文采用細(xì)微疲勞裂紋長(zhǎng)度來(lái)表征翼梁根部的損傷情況，該裂紋演化模型可由非線性微分方程表示，即

(1)

(2)

式中:a為機(jī)翼翼梁根部的裂紋長(zhǎng)度；σmax為翼梁根部在一次載荷循環(huán)中受到的最大應(yīng)力；σO為裂紋臨界張開應(yīng)力；η為衰減系數(shù)；σoss為裂紋臨界張開應(yīng)力調(diào)節(jié)函數(shù)；C,m為材料Paris常數(shù);函數(shù)F(a)=[sec(πa/2w)]1/2為結(jié)構(gòu)幾何因子，w為結(jié)構(gòu)幾何常數(shù)；U(·)表示符號(hào)函數(shù)。

式(2)中，U(σoss-σO)和σoss分別為

(3)

(4)

式中，部分參數(shù)有如下形式

(5)

其中:σmin為翼梁根部在一次循環(huán)載荷中受到的最小應(yīng)力；ε∈[1,3]為約束因子；σyield,σuts分別為部件材料的屈服應(yīng)力與極限應(yīng)力。

由以上裂紋演化模型可以看出，機(jī)翼翼梁根部裂紋增長(zhǎng)速率主要由結(jié)構(gòu)受到的循環(huán)載荷應(yīng)力σmax,σmin，裂紋張開應(yīng)力σO，載荷作用頻率以及材料特性參數(shù)決定,該損傷模型能夠較直觀地反映出裂紋隨著動(dòng)態(tài)載荷作用時(shí)間的增加而演化的情況。

2 機(jī)翼關(guān)鍵部件載荷應(yīng)力分析

為了計(jì)算翼梁根部受到的循環(huán)載荷應(yīng)力σmax,σmin，首先需要結(jié)合機(jī)翼結(jié)構(gòu)對(duì)翼梁根部進(jìn)行載荷應(yīng)力分析。

由于高超聲速飛行器機(jī)翼結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，因此對(duì)機(jī)翼作受力分析時(shí)通常將機(jī)翼簡(jiǎn)化為壁梁結(jié)構(gòu)，對(duì)其關(guān)鍵部件的受力分析主要是針對(duì)翼梁根部所受拉壓應(yīng)力和剪切應(yīng)力進(jìn)行分析。為了保證較好的波阻特性，該類機(jī)翼通常采用薄對(duì)稱菱形翼型，其基本受力分析如圖1所示。

圖1 機(jī)翼受力分析示意圖Fig.1 Force analysis of the wing

設(shè)4根翼梁的高度分別為H1,H2,H3,H4,在力矩M1作用下翼梁根部受到的平均拉-壓應(yīng)力為

(6)

式中:Hm為翼梁平均高度；IZ1為翼梁截面矩，即

(7)

式中:δ1為翼梁腹板厚度以及緣條厚度；δ2為緣條寬度，如圖2所示。

圖2 機(jī)翼截面剪力示意圖Fig.2 The shear force analysis of the wing section

假設(shè)機(jī)翼氣動(dòng)焦點(diǎn)O到機(jī)翼重心的距離可忽略，則彎曲力矩M1可表示為

M1=[(Lw-Mwg)cosα+Dwsinα]l0

(8)

式中:l0為氣動(dòng)焦點(diǎn)O點(diǎn)沿壓力中心線到翼根的距離;Mw為機(jī)翼自重;g為重力加速度。

類似地，彎曲力矩M3由垂直于翼面的合力產(chǎn)生，在彎曲力矩M3作用下翼梁根部受到的平均拉-壓應(yīng)力σ2可表示為

(9)

式中,截面矩與彎曲力矩為

(10)

作用于翼梁根部的截面剪力Q由M1的反作用矩M2產(chǎn)生，其平衡力為R0，有

(11)

τQ1,τQ2為翼梁根部所受縱向切應(yīng)力和橫向切應(yīng)力，平均大小分別為τQ1和τQ2，即

(12)

式中：φ表示截面剪力Q與翼面法線間的夾角;A1～A4分別為4根翼梁的截面面積，有

(13)

式中,Hi為對(duì)應(yīng)編號(hào)翼梁的高度。

以上各式中，機(jī)翼升力Lw和阻力Dw為

(14)

式中:ρ為大氣密度，表示為高度的函數(shù)；V為飛行速度；Sw為單機(jī)翼面積；CL,CD分別為機(jī)翼升力系數(shù)和阻力系數(shù)，均表示為迎角α、速度V以及氣動(dòng)舵面偏角的函數(shù)。

在計(jì)算機(jī)翼翼梁根部所受拉壓應(yīng)力與剪切應(yīng)力的合力情況時(shí)，利用應(yīng)力疊加原理，其合力與各分應(yīng)力的關(guān)系為

。

(15)

根據(jù)材料力學(xué)的相關(guān)知識(shí)，可將拉壓應(yīng)力和剪切應(yīng)力共同作用對(duì)材料的損傷等效為一個(gè)單向應(yīng)力作用對(duì)材料的損傷，該單向應(yīng)力稱為相當(dāng)應(yīng)力[12]，由第三強(qiáng)度理論得到相當(dāng)應(yīng)力σE為

(16)

該相當(dāng)應(yīng)力σE即為翼梁根部受到的載荷應(yīng)力。由于飛行器在飛行過(guò)程中受到復(fù)雜的氣動(dòng)干擾使得氣動(dòng)參數(shù)存在一定的不確定，從而導(dǎo)致機(jī)翼會(huì)受到一定頻率的循環(huán)載荷作用，根據(jù)該循環(huán)載荷的動(dòng)態(tài)特性可將σE在變化中的峰、谷值表示為翼梁根部在某時(shí)刻受到的σmax和σmin，即為動(dòng)態(tài)載荷。

3 高超聲速飛行器動(dòng)力學(xué)模型

由以上分析可以看出，機(jī)翼翼梁根部的載荷應(yīng)力計(jì)算涉及到了多個(gè)飛行器動(dòng)態(tài)變量，如飛行高度、速度、迎角、舵面偏角等，因此需要應(yīng)用高超聲速飛行器的動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行分析。由于在高超聲速飛行器飛行過(guò)程中側(cè)滑運(yùn)動(dòng)和偏航運(yùn)動(dòng)對(duì)機(jī)翼受力的影響較小，因此可將側(cè)滑角和偏航角速率置0。本文考慮如下高超聲速飛行器動(dòng)力學(xué)模型

(17)

4 機(jī)翼關(guān)鍵部件損傷動(dòng)態(tài)特性分析

綜合以上各部分的分析，可將高超聲速飛行器機(jī)翼關(guān)鍵部件損傷動(dòng)態(tài)特性分析過(guò)程歸納為：首先通過(guò)飛行器動(dòng)力學(xué)模型得到飛行器輸出量(如H,V,α,δe,δa)，然后將飛行器輸出量輸入到機(jī)翼關(guān)鍵部件載荷應(yīng)力分析中得到其關(guān)鍵部件受到的動(dòng)態(tài)載荷量，最后將該動(dòng)態(tài)載荷量作為損傷動(dòng)力學(xué)模型的輸入量，得到機(jī)翼關(guān)鍵部件的損傷動(dòng)態(tài)特性。本文將針對(duì)飛行器進(jìn)行高超聲速飛行的特定任務(wù)區(qū)間，模擬翼梁根部損傷的演化過(guò)程。

為了定性分析飛行器各個(gè)變量對(duì)損傷演化的影響，在仿真中不考慮各個(gè)變量間的相互耦合作用。同時(shí)為了模擬翼梁根部受到的循環(huán)載荷作用，在飛行器氣動(dòng)系數(shù)中加入頻率為2 Hz,幅度為5%的時(shí)變不確定。另外，根據(jù)已有的高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)材料和氣動(dòng)熱的研究成果可知機(jī)翼翼梁材料可選用鎳基合金Haynes230[13]，而機(jī)翼表面由于有隔熱層保護(hù)使得翼梁結(jié)構(gòu)溫度最高不會(huì)超過(guò)500 ℃[14]。根據(jù)Haynes230合金材料手冊(cè)可知該合金在800 ℃內(nèi)力學(xué)性能較穩(wěn)定[15]，本文中翼梁材料參數(shù)采用的是其約在450 ℃下的材料參數(shù)，其拉伸屈服應(yīng)力和極限應(yīng)力分別為：σyield=283 Mpa，σuts=522 Mpa;材料Paris常數(shù)約為：C=0.85×10-18，m=2.08;結(jié)構(gòu)幾何常數(shù)w=0.5δ1=3×10-2;衰減系數(shù)η=δ2σyield/δ1E=4.8×10-3;材料楊氏模量E=195 GPa;約束因子ε=2.1。飛行器總質(zhì)量恒定為M=136 820 kg，機(jī)翼相關(guān)結(jié)構(gòu)尺寸分別為：Sw=167.36 m2,c=24.38 m,b=18.29 m,l0=3.048 m,δ1=0.06 m,δ2=0.20 m;對(duì)應(yīng)編號(hào)翼梁高度H1=H4=0.480 m,H2=H3=0.695 m;對(duì)應(yīng)編號(hào)翼梁截面積A1=A4=0.046 m2,A2=A3=0.058 m2,Mw=2500 kg。

設(shè)初始裂紋長(zhǎng)度a0=0.1 mm；設(shè)計(jì)飛行器任務(wù)區(qū)間高度范圍為30 km≤H≤35 km，任務(wù)區(qū)間馬赫數(shù)范圍7～10，限制飛行器迎角范圍為-4°≤α≤10°，舵面偏轉(zhuǎn)角度范圍-30°≤δe≤30°，根據(jù)以上的仿真參數(shù)，分別對(duì)高超聲速飛行器在高度、速度、迎角、舵面偏角變化時(shí)翼梁根部的損傷演化情況進(jìn)行仿真，如下所示。

1) 僅速度V變化時(shí)損傷演化情況。

設(shè)置δe=0°，H=30 km，α=2°，μ=0°，馬赫數(shù)依次設(shè)為7,8.5,10，得到的裂紋在100 s內(nèi)的演化趨勢(shì)情況如圖3a、圖3b所示。

圖3 僅馬赫數(shù)變化時(shí)裂紋演化情況對(duì)比Fig.3 Crack evolution contrast with only Ma changed

從圖3可以看出，在H,α,δe,μ均固定的情況下，速度V越大，裂紋增長(zhǎng)的速率越大。原因主要是速度越大，機(jī)翼受到的升力Lw和阻力Dw越大，使得翼梁根部受到的載荷應(yīng)力也越大，因此導(dǎo)致翼梁根部的細(xì)微裂紋增長(zhǎng)得也越快。從圖3a可得到在t=100 s時(shí)刻，Ma=7對(duì)應(yīng)裂紋長(zhǎng)度約為0.102 5 mm，增幅為2.5%；Ma=8.5對(duì)應(yīng)裂紋長(zhǎng)度約為0.104 1 mm，增幅為4.1%；Ma=10對(duì)應(yīng)裂紋長(zhǎng)度約為0.105 1 mm，增幅為5.1%。

2) 僅迎角α變化時(shí)損傷演化情況。

設(shè)置δe=0°，H=30 km，馬赫數(shù)為7，μ=0°，迎角依次設(shè)為-4°,-2°,2°,6°,10°，得到的裂紋在100 s內(nèi)的演化趨勢(shì)情況如圖4所示。

圖4 僅迎角α變化時(shí)裂紋演化情況對(duì)比Fig.4 Crack evolution contrast with only α changed

從圖4可以看出，在H,V,δe,μ均固定的情況下，迎角α越大，裂紋損傷的增長(zhǎng)速率越大。主要原因是在允許迎角范圍內(nèi)，隨著α絕對(duì)值的增加，機(jī)翼的升阻力系數(shù)CL,CD逐漸變大，使得Lw,Dw越大，因此翼梁根部受到的載荷應(yīng)力也越大。從圖4a可得出在t=100 s時(shí)刻:α=-4°對(duì)應(yīng)裂紋長(zhǎng)度約為0.108 7 mm，增幅約為8.7%；α=-2°對(duì)應(yīng)裂紋長(zhǎng)度約為0.100 9 mm，增幅為0.9%；α=2°對(duì)應(yīng)裂紋長(zhǎng)度約為0.101 5 mm，增幅為1.5%；α=6°對(duì)應(yīng)裂紋長(zhǎng)度約為0.108 7 mm，增幅為8.7%；α=10°對(duì)應(yīng)裂紋長(zhǎng)度約為0.132 8 mm，增幅為32.8%。

3) 僅高度H變化時(shí)損傷演化情況。

設(shè)置δe=0°，馬赫數(shù)為7，α=2°，μ=0°，高度H依次設(shè)為30 km,33 km,35 km，得到的裂紋在100 s內(nèi)的演化趨勢(shì)情況如圖5所示。

圖5 僅高度H變化時(shí)裂紋演化情況對(duì)比Fig.5 Crack evolution contrast with only H changed

從圖5可以看出，在V,α,δe,μ均固定的情況下，高度H越大，裂紋的增長(zhǎng)速率越小。主要原因是隨著高度的增加，大氣密度逐漸下降，使得Lw,Dw逐漸減小，從而使得翼梁根部受到的載荷應(yīng)力變小。從圖5a可以得到,在t=100 s時(shí)刻，H=30 km對(duì)應(yīng)裂紋長(zhǎng)度約為0.102 5 mm，增幅為2.5%；H=33 km對(duì)應(yīng)裂紋長(zhǎng)度約為0.101 1 mm，增幅為1.1%；H=35 km對(duì)應(yīng)裂紋長(zhǎng)度約為0.100 6 mm，增幅為0.6%。

4) 僅副翼偏轉(zhuǎn)角δe變化時(shí)損傷演化情況。

設(shè)置H=30 km，馬赫數(shù)為7，α=2°，μ=0°，副翼偏轉(zhuǎn)角δe依次設(shè)為-30°,-15°,0°,15°,30°，得到的裂紋在100 s內(nèi)的演化趨勢(shì)情況如圖6所示。

圖6 僅副翼偏角δe變化時(shí)裂紋演化情況對(duì)比Fig.6 Crack evolution contrast with only δe changed

從圖6可以看出，在H,V,α,μ均固定的情況下，副翼偏轉(zhuǎn)角度δe越大，裂紋的增長(zhǎng)速率越大。主要原因是，隨著δe絕對(duì)值的增加，機(jī)翼的升阻力系數(shù)CL,CD逐漸變大，機(jī)翼受到的Lw,Dw越大，因此翼梁根部受到的載荷應(yīng)力也越大。從圖6a可得到在t=100 s時(shí)刻:δe=-30°對(duì)應(yīng)裂紋長(zhǎng)度約為0.103 9 mm，增幅約為3.9%；δe=-15°對(duì)應(yīng)裂紋長(zhǎng)度約為0.102 1 mm，增幅約為2.1%；δe=0°對(duì)應(yīng)裂紋長(zhǎng)度約為0.101 3 mm，增幅約為1.3%；δe=15°對(duì)應(yīng)裂紋長(zhǎng)度約為0.101 8 mm，增幅約為1.8%；δe=30°對(duì)應(yīng)裂紋長(zhǎng)度約為0.103 3 mm，增幅約為3.3%。

另外，由于滾轉(zhuǎn)角μ對(duì)機(jī)翼的載荷應(yīng)力的影響等效于副翼偏轉(zhuǎn)角δe對(duì)機(jī)翼的載荷應(yīng)力的影響，因此本文不再對(duì)μ進(jìn)行單獨(dú)分析。

從以上飛行器各變量對(duì)翼梁根部損傷的分析數(shù)據(jù)可以看出，在限定各變量變化范圍的前提下，迎角α增大對(duì)翼梁根部的損傷影響是最大的，明顯大于H,V,δe變化所對(duì)應(yīng)的損傷增長(zhǎng)率。速度V對(duì)翼梁根部裂紋演化的影響程度稍大于高度H和副翼偏轉(zhuǎn)角δe對(duì)翼梁根部裂紋演化的影響。

從結(jié)構(gòu)安全容限角度來(lái)看，本文中所選取翼梁腹板、緣條厚度δ1=6 cm，為翼梁結(jié)構(gòu)中尺寸最小部分，若規(guī)定結(jié)構(gòu)最小尺寸的1%為容許裂紋損傷的臨界值，即臨界裂紋長(zhǎng)度為0.6 mm。依照本文中的仿真數(shù)據(jù)，當(dāng)存在初始裂紋長(zhǎng)度為0.1 mm時(shí)，飛行器在100 s內(nèi)進(jìn)行正常的機(jī)動(dòng)是安全可靠的，但是從保證飛行器飛行絕對(duì)安全與延長(zhǎng)使用壽命的角度來(lái)看，當(dāng)飛行器在做高超聲速飛行時(shí)，應(yīng)該限制飛行迎角大小。

5 結(jié)束語(yǔ)

本文在建立了高超聲速飛行器機(jī)翼關(guān)鍵部件損傷動(dòng)力學(xué)模型、飛行器動(dòng)力學(xué)模型以及對(duì)機(jī)翼關(guān)鍵部件載荷應(yīng)力分析的基礎(chǔ)上，分別分析了速度、高度、迎角以及舵面偏角對(duì)翼梁根部損傷特性的影響。分析結(jié)果表明，飛行迎角對(duì)翼梁根部的損傷影響最大，而速度、高度以及舵面偏角對(duì)其影響相對(duì)較小。通過(guò)對(duì)翼梁根部損傷的影響因素與動(dòng)態(tài)特性進(jìn)行定性分析，可以為延壽控制設(shè)計(jì)與飛行器結(jié)構(gòu)可靠性設(shè)計(jì)提供有價(jià)值的參考依據(jù)。

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DamageCharacteristicAnalysisofKeyComponentsofHypersonicAircraftWing

SHAO Peng1, WANG Yu-hui1,2, WU Qing-xian1, ZHEN Wu-bin1

(1.College of Automation Engineering,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 211106,China; 2.Science and Technology on Electro-Optic Control Laboratory,Luoyang 471000,China)

Analysis is made to the damage evolution of the key component of hypersonic aircraft wing and the influence of flight dynamics on the damage.Based on establishment of damage dynamic model of the key components of hypersonic aircraft wing and dynamic model of hypersonic aircraft,and the loading stress analysis of the key components of wing,the effects of flight altitude,air speed,angle of attack and deflection of control surfaces on the dynamic damage characteristics of the key components of wing are studied respectively,thus to confirm the key aircraft variables having significant influence on the damage.The results show that the angle of attack has the most significant influence on the damage evolution of the key components of wing.From the safety and life extending perspectives,the angle of attack should be kept within a strict range while the aircraft is flying at hypersonic speed.The results can provide a valuable reference for the design of structure reliability.

hypersonic aircraft; wing; damage dynamic model; dynamic damage characteristic

邵鵬,王玉惠,吳慶憲,等.高超聲速飛行器機(jī)翼關(guān)鍵部件損傷特性分析[J].電光與控制，2017，24(7)：70-74,80.SHAO P,WANG Y H,WU Q X,et al.Damage characteristic analysis of the key components of hypersonic aircraft wing[J].Electronics Optics & Control,2017,24(7):70-74,80.

V271.4; TP273

A

10.3969/j.issn.1671-637X.2017.07.015

2016-07-26

2016-08-16

中央高校基本科研業(yè)務(wù)費(fèi)項(xiàng)目(NS2015031);國(guó)家自然科學(xué)基金(61374212);航空科學(xué)基金(20135152047)

邵 鵬(1991 —),男，云南德宏人，碩士生，研究方向?yàn)楦叱曀亠w行器減損控制。態(tài)的不斷變化，機(jī)體與大氣相互作用產(chǎn)生復(fù)雜的氣動(dòng)干擾，使得機(jī)翼表面存在非常復(fù)雜的氣動(dòng)載荷分布[1-3]。機(jī)翼翼梁根部位置不僅需要承受飛行器自身的重力，還要承受機(jī)翼在超高速氣流中受到的巨大的氣動(dòng)載荷所帶來(lái)的載荷應(yīng)力作用，因此翼梁根部作為機(jī)翼的關(guān)鍵部件出現(xiàn)疲勞損傷的概率是最大的，翼梁根部的安全也極大地影響著飛行安全[4]。因此，對(duì)高超聲速飛行器機(jī)翼關(guān)鍵部件的損傷特性研究具有重要的意義。