指标的前提下提高飞机使用经济性， 本发明在保证了飞机结构强度要求的基础上，进行合理的材料选取，不仅可W保证飞机结 构的服役使用安全性，而且可W减轻飞机结构重量，提高飞行性能，降低使用成本，本发明 提出的系列材料性能指标，不仅可W实现不同材料间的力学性能对比，而且可W反映出材 料在不同力学性能方面的偏重程度，量化了材料的考核和评价指标，且可W应用与除航空 领域外的其它领域，应用范围广。
【附图说明】
[0038] 图1为本发明的流程示意图；
[0039] 图2为本发明的备选材料的性能指标示意图。
【具体实施方式】
[0040] 下面结合说明书附图对本发明的技术方案作进一步说明：
[0041] 本发明的一种基于系列材料性能指标的飞机结构选材方法，该方法包括下列步 骤：
[0042] 1)根据飞机结构的设计需求确定选材的结构对象；
[0043] 2)确定结构功能与设计要求；
[0044] 3)确定结构重要度和维修成本；
[0045] 4)确定结构受力情况和功能需求；
[0046] 5)根据结构重要度和维修成本确定结构设计准则，根据飞机结构的设计需求初步 设定备选材料范围，在根据结构受力情况、功能需求进一步设定备选材料范围，确定的结构 重要度、结构维修成本等因素将为确定结构的设计准则奠定基础，确定的结构受力情况和 功能需求等因素将为之后的确定备选材料范围提供依据。
[0047] 6)根据结构的承力特性、结构设计准则、备选材料范围进行材料对比并排序；
[0048] 7)进行材料选择;选择排序最靠前的材料作为初选材料进行各项结构设计需求的 验证。
[0049] 8)判断所选材料是否满足结构设计、制造、使用要求，如果所选材料满足结构设 计、制造、使用要求，则进行确定结构最终选材，如果所选材料不满足结构设计、制造、使用 要求，则重新进行材料选择，直到所选材料满足结构设计、制造、使用要求，从而确定结构的 最终选材，若重新进行材料选择，所选材料还是无法满足结构设计、制造、使用要求，则更改 结构功能与设计要求。若步骤8中验证的材料不能满足设计、制造和使用要求，则根据步骤7 中的材料排序，选择下一顺序的材料进行步骤8的验证，直至满足要求;若出现没有合适的 材料满足要求的情况，则需要将结构的设计、制造或使用要求放宽，或者更改结构设计。
[0050] 此步骤中的考察对象是由初选材料制成的飞机结构，考察的内容包括力学性能指 标，如静强度、刚度、疲劳寿命、耐久性、损伤容限水平等，特别需要考虑当飞机位于高空，溫 度低于-50摄氏度时的材料力学性能指标;经济性指标，如结构材料成本、结构加工成本、结 构维护成本、材料供货量等;加工难易程度指标，如硬度、焊接要求、切削性能、烙炼工艺、热 处理工艺、表面工艺等，其它指标，如抗腐蚀性要求、体积要求、结构功能性要求等。
[0051] 本发明的选材的结构对象为构成飞机机体的组成结构或者当其失效时会对飞行 安全造成威胁的结构。
[0052] 本发明的结构功能包括承力、传力、保持飞机的气动外形、形成特定的局部空间。
[0053] 本发明的结构重要度为飞机结构失效后对飞行安全的影响程度。
[0054] 本发明的结构设计准则为针对不同因素采取不同的设计准则，设计准则包括静强 度设计准则、刚度设计准则、损伤容限设计准则、耐久性设计准则、安全寿命设计准则、安全 寿命设计准则。
[0055] 本发明的因素包括承力结构、需要避免产生气动弹性问题的结构或不能出现过大 变形W致影响飞机性能的结构、飞机的关键承力结构、经济性的角度、飞机中的超高强度钢 结构、飞机中不便于检查和维修的结构，根据承力结构采取静强度设计准则、根据需要避免 产生气动弹性问题的结构或不能出现过大变形w致影响飞机性能的结构采取刚度设计准 贝1J、根据飞机的关键承力结构采取损伤容限设计准则、根据经济性的角度采取耐久性设计 准则、根据飞机中的超高强度钢结构采取安全寿命设计准则，超高强度钢结构包括起落架， 根据飞机中不便于检查和维修的结构采取安全寿命设计准则。对飞机的关键承力结构，为 了确保其有很高的可靠度与安全水平，一般从安全性的角度考虑将结构设计成即使存在裂 纹也能在未修使用期内具有足够的剩余强度来保证安全，即采用损伤容限设计准则，对于 一些飞机结构，当其发生开裂时虽不会立即引起安全问题，但会影响到结构功能的发挥、结 构维护要求和寿命周期费用等，若超过一定的裂纹尺寸时不能及时修理则不经济，一般从 经济性的角度将结构设计成在规定时间内具有抵抗开裂、腐蚀、剥离、磨损、外来物损伤等 的能力，即采用耐久性设计准则。一是飞机中的某些超高强度钢结构，如起落架，运类结构 对应力集中和初始缺陷非常敏感，一般不设计成损伤容限结构，且进行维修的难度较大，也 不设计成耐久性结构，对其一般采用安全寿命设计准则，在结构加工完成后进行细致的检 查，W确保控制初始损伤;二是对于飞机中在全寿命期内不便于检查和维修的结构，如在美 军航空母舰上服役飞机的某些主承力结构，由于在寿命周期内缺乏必要的检查、大修条件， 一般也采取安全寿命设计准则。采用安全寿命准则设计的结构在达到规定的安全寿命时， 即对其进行更换
[0056] 本发明的飞机结构的设计需求包括承载要求、重量要求、体积要求、抗腐蚀性要 求、破损安全性要求、焊接性能、透光度要求、热环境要求、电磁屏蔽性要求、绝缘性要求、成 本要求。
[0057] 本发明根据透光度要求初步设定备选材料范围在透光性材料的范围，根据热环境 要求初步设定备选材料范围在耐热性材料的范围，根据电磁屏蔽性要求初步设定备选材料 范围在无电磁遮蔽性材料的范围，根据无设计需求初步设定备选材料范围在钢、侣合金、铁 合金、复合材料中。例如，有透光度要求的座舱盖结构，可W将备选材料划定在有机玻璃和 钢化玻璃等透光性材料的范围；有热环境要求的发动机叶片结构，可W将备选材料划定在 钢、铁合金、陶瓷材料等耐热性材料的范围；有电磁屏蔽性要求的雷达罩结构，可W将备选 材料划定在碳纤维复合材料和玻璃纤维复合材料等无电磁遮蔽性材料的范围。若选取的结 构没有特殊要求，则初步确定的备选材料范围一般选择现阶段的主要承力材料，如钢、侣合 金、铁合金、复合材料等。
[0058] 只根据静强度设计准则指的是只受静载的结构或在全寿命周期内受载荷大的循 环载荷的结构，且结构的刚度要求低，材料的刚度能自动满足结构要求，根据备选材料的比 静强度进行对比排序，比静强度最大的材料最优；
[0059] 只根据刚度设计准则指的是结构达到刚度设计指标，材料能够自动满足静强度要 求，仅需根据备选材料的比刚度进行对比排序，比刚度最大的材料最优；
[0060] 只根据损伤容限设计准则指的是结构达到损伤容限设计指标，而且材料能够满足 结构在含裂纹状态下的静强度和刚度要求，根据备选材料的比初度进行对比排序，比初度 最大的材料最优；
[0061] 只根据耐久性设计准则指的是在结构达到耐久性设计指标时，而且所用材料满足 静强度和刚度要求，则根据备选材料的比疲劳强度进行对比排序，比疲劳强度最大的材料 力学性能最优；
[0062] 只根据安全寿命设计准则指的是在结构达到安全寿命设计指标时，而且所用材料 满足结构的静强度和刚度要求，根据备选材料的比疲劳强度进行对比排序，比疲劳强度最 大的材料最优；
[0063] 根据至少两种设计准则，则要根据各设计准则对应的设计指标之比，根据疲劳强 度比、静强初比或疲劳强初比进行对比排序。
[0064] 对于不承力结构，在材料满足结构功能需求的前提下，仅需根据材料的密度进行 对比排序，密度最小的材料最优。
[0065] 只按静强度准则设计的结构，其一般是只受静载的结构或在全寿命周期内只受很 少次数载荷不大的循环载荷的结构，且结构的刚度要求不高，材料的刚度一般能自动满足 结构要求，仅需根据备选材料的比静强度进行对比排序，比静强度最大的材料最优。
[0066] 只按刚度准则设计的结构主要是结构变形过大引起的失效模式，在结构达到刚度 设计指标时，材料一般能够自动满足静强度要求，仅需根据备选材料的比刚度进行对比排 序，比刚度最大的材料最优。
[0067] 只按安全寿命准则设计的结构，在结构达到安全寿命设计指标时，如果所用材料 能够满足结构的静强度和刚度要求，仅需根据备选材料的比疲劳强度进行对比排序，比疲 劳强度最大的材料最优。
[0068] 只按耐久性准则设计的结构，在结构达到耐久性设计指标时，如果所用材料能够 满足静强度和刚度要求，可W根据备选材料的比疲劳强度进行对比排序，比疲劳强度最大 的材料力学性能最优；由于结构耐久性是结构抵抗开裂、腐蚀、热疲劳、剥离、磨损和外来物 损伤的能力，对于特殊部位的结构选材，需要在材料力学性能的基础上，结合材料的抗腐蚀 老化、热疲劳、硬度等指标进行综合考虑。
[0069] 只按