第八章复合材料结构耐久性损伤容限设计4-2概论

一、立项依据与研究内容：1.立项依据：1.1 研究意义与目的近几十年以来，随着科学技术的迅速发展，对材料的性能提出了更高的要求。

当前高技术材料一般分为:高技术陶瓷、高技术聚合物和复合材料三种类型。

由于复合材料可以根据工程结构对性能的要求来进行设计，其发展速度和规模在近几年尤为迅猛。

一些先进的复合材料己经在航空、航天、机电、化工、能源、交通运输以及生物、医疗器械等领域中得到了广泛的应用。

可以说复合材料已经深入到了我们生活的方方面面。

在航空领域，由于飞机结构设计和材料性能要求的不断提高，复合材料在飞机上的比例不断增加。

目前，波音B 787代表了当前飞机技术发展的最高水平，其基本特点之一为采用复合材料主结构，其中复合材料的用量为50%（如图1所示）。

[陈绍杰, 复合材料技术与大型飞机. 航空学报, 2008. 29(3): p. 605-610]先进战斗机上复合材料用量基本上在飞机机体结构重量的30%左右，图2为国外新一代军用飞机上复合材料的用量。

在航天方面，复合材料也被广泛用于火箭发动机壳体、航天飞机的构件、卫星构件等。

固体火箭发动机喷管的工作温度高达3000~3500℃，为了提高效率还要在推进剂中掺入固体粒子，发动机喷管的工作环境是高温、复合材料能承受这种工作环境:化学腐蚀、固体粒子高速冲刷，因此固体火箭目前只要碳/碳人造卫星每减轻Ikg，运载火箭可以减轻1000kg，因此用复合材料制造的卫星有很大的优势。

此外，复合材料还被广泛用于化学工业、电气工业、建筑工业、机械工业、体育用品等多个方面。

我国从上世纪七十年代就开始了先进复合材料方面的研究工作，到八十年代时，我国已将复合材料应用技术列入重点发展领域，通过三十多年的发展，我国航空复合材料技术应用水平己有了大幅度的提高。

目前我国军用飞机上复合材料用量已达到6%以上，已基本实现从次承力构件(如垂直安定面、水平尾翼、方向舵、前机身等)到主承力构件(如机翼、直升机旋翼等)的转变[王慧杰等.我国航空复合材料技术发展展望.第九界全国复合材料学术会议论文集，1996:l-6]。

多路传力结构保证破损安全比较可靠，许多重要结构和构件， 如机翼大梁缘条、加强框等往往采用它。但由于工艺复杂、成本 高、重量增加等缺点，使这种方法的使用有一定限制，不是所有 受力构件都适合采用．
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破损安全止裂结构
破损安全止裂结构是在安全 破坏前使裂纹不稳定快速扩展停 止在结构的某一连接区域内而设 计和制造的结构。 该结构通过残存结构中的缓慢裂 纹扩展和在后续检查中觉察损伤 来保证安全。 一般结构采用多个元件组成，适 当安置止裂带。 这种设计概念对于较长较大的构 件常考虑采用．加筋板是这种结 构的典型代表。
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要求全尺寸损伤容限试验的结构
对一架新研制的飞机，通常全尺寸损伤容限试验的结构项 目包括(不限于如下项目) ① 机身气密舱 ② 机身与机翼的结合部 ③ 发动机架或接头 ④ 前缘襟翼 ⑤ 后缘襟翼与副翼 ⑥ 机体结构的大型锻件 ⑦ 前起落架部件 ⑧ 主起落架部件 ⑨ 全机，带一段机身的机翼，带一段机翼和一段尾翼的机身
分散系数
4-7
2
S-N曲线 理论基础
疲劳累积损伤理论
线弹性断裂力学
6
疲劳安全寿命设计和损伤容限设计对比
a1:安全寿命终结点的宏观可检裂纹；a2 :外场检测手段能测定的裂纹尺寸； a0 :损伤容限设计起点的初始裂纹尺寸；acr—不稳定扩展的临界裂纹尺寸。
7
疲劳安全寿命设计和损伤容限设计对比
均是在不同意义上解决结构的使用寿命设计及飞机安全问题，
针对不同的结构类型、裂纹形式和可检查度有不同的初始 裂纹尺寸。
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表面结构一般为可检结构，可考虑设计成破损安全结构．内 部结构当为不可检结构时，应设计成缓慢裂纹扩展结构．
易更换的结构容易实现破损安全设计；不易更换的结构以采 取缓慢裂纹扩展结构为宜。

力的比值）
2、层合板极限强度
导致层合板中各铺层全部失效时的层合板正则化内力（层合板逐层失效）
层间应力
强度：复合材料层合板抵抗层间应力的能力与基体强度
为同一量级
产生原因：
1、横向载荷 2、自由边界效应
自由边、孔周边等处存在层间应力集中
后果：易导致分层破坏
飞机结构设计的基本要求
➢ 气动性能要求：保证飞机具有合理的气动外形和好的表面质量（否则飞 行性能和品质变差） ➢ 最小重量要求：保证在足够的强度、刚度、疲劳安全寿命、损伤容限等 条件下，结构重量最轻 结构重量系数：飞机结构重量/飞机正常起飞重量 的百分比
2、夹层结构
上下面板（薄层合板）
—— 承受面内载荷（轴向拉压和面 内剪切）
中间芯层 （蜂窝、泡沫、波纹板
和木材等） —— 承受垂直于面板的剪切和压缩 应力，支持面板防止失稳。
优点：
➢ 更符合最小重量原则 比重小、刚度大（芯层支持抗弯好）、强度高（承受多轴向压力载荷）、 抗失稳、耐久性/损伤容限能力强（裂纹扩展和断裂韧性、抗声疲劳） ➢ 无铆缝（故机翼表面外形质量和气动性能较好） ➢ 简化结构（减少零件数目和减少装配工作量）
层合板/层压板的表示法：
图示法（直观）和公式法（简便）
（a）正轴坐标系和应力
（b）偏轴坐标系和应力
单向层合板的基本强度
铺层的基本强度，复合材料在面内正轴向的单轴正应力或纯剪力作用下
的极限应力（5项：单向板纵向和横向拉、压强度；面内剪切强度）。
层合板的强度
1、最先一层失效强度
各单一铺层应力分析→计算各铺层强度比→比较（强度比最小的铺层最 先失效，其对应的正则化内力）（强度比：材料强度极限同结构所受对应应

结构耐久性和损伤容限设计第一课概述:飞机设计思想的发展●静强度/刚度设计：结构可承受最大设计载荷，变形满足设计要求。

●安全寿命设计：在设计时认为结构中是无缺陷的，在整个飞机使用寿命期间，结构不会发生可见的裂纹。

●损伤容限设计：在规定未经维修的使用阶段内，结构抵抗由于存在瑕疵、裂纹或其他损伤导致损坏的能力。

损伤容限设计结构：按照损伤容限的概念来设计使用的结构。

损伤容限结构的特点：该结构的某一部分产生裂纹后，结构仍能在规定载荷下工作一定时间，直到下一次检修为止，在这段时间内裂纹不会发展到临界尺寸，或即使某一部分发生断裂，结构仍能承受规定的载荷。

耐久性：是指在规定期限内，飞机结构抵抗疲劳开裂（包括应力腐蚀等引起的开裂）、腐蚀、热退化、剥离、磨损和外表损伤作用的能力。

耐久性设计：使飞机结构承受设计使用载荷/环境谱时，其经济寿命大于设计寿命的耐久性分析计算。

耐久性设计的目的：确保飞机结构在整个使用寿命期间，结构的强度、刚度、维形、保压和运动等功能的可靠和最经济性维修，使飞机经常处于良好的备用状态。

耐久性方法：设计使用寿命≤经济寿命＝1/2（全尺寸结构耐久性试验或分析寿命）经济寿命：由于疲劳、意外损伤/环境侵蚀引起结构损伤的情况，使得战备状态目标不能通过可接受的经济维修方式保持的时候，所对应的使用时间为经济寿命。

第二课断裂力学第一章 线弹性断裂力学1.1引言◆ 线弹性断裂力学：用弹性力学的线性理论研究含裂纹体在载荷作用下的力学行为和失效准则的工程学科。

◆ 裂纹种类：张开型、滑移型、撕开型。

如图1所示。

（I ）张开型 （II ）滑移型 （III ）撕开型图1裂纹的基本类型1. 张开型或I 型外载荷为垂直于裂纹平面的正应力，裂纹面相对位移垂直于裂纹平面。

2. 滑开型或II 型外载荷为面内垂直裂纹前缘的剪力。

裂纹在其自身平面内作垂直于裂纹前缘的滑动。

3. 撕开型或III 型外载荷为离面剪力。

裂纹面在其自身平面内作平行于裂纹前缘的错动。

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3.2 设计准则及设计规范的演变
服役中的飞机由于结构损伤而造成的事故
• 1954 – 由观察于窗材开料口、处制出现造了等疲原劳因裂，纹导飞致机飞结机构在使用前不可避免
空中解体(彗星1号)
存在初始缺陷和损伤，加上使用不当和意-4缺机陷翼等、机，身在接使合用处载翼下荷耳/环片境断裂作用下会发生不同程度 • 1976年-的“鹰扩74展8”在，阿从根而廷影坠响机飞机的正常功能。因此，如何确保 • 1977 – 飞平尾机后可梁靠出而现安了裂全纹的导飞致行飞又机坠不毁至(于赞使维修费用昂贵到不
强度校核、耐久性损伤容限设计分析及新工艺、新材料、新结构
形式的设计研究试验，提出合理的刚度布局要求，进行初步的颤
振、振动分析、风洞试验模型设。
6
2 结构强度设计工作内容
详细设计阶段
进行详细的应力分析和强度校核；完成颤振模型风洞试验和 飞机颤振分析；给出关键件、重要接头、组合件耐久性和损伤容 限分析及耐久性特性验证的初步结论；给出预计振动环境，完成 有关部位的振动分析和耐振试验。
设计要求
1 飞机早期设计 （1950年以前）
静强度
未受损的完整结构
σσ限制 σ极限＝1.5 σ限制
修改完善并正式发出详细设计中的各种计算和分析报告，跟 产处理试制中的更改、超差、代料等问题；完成各部件、各系统 有关试验、全机静力试验、起落架落震试验、前起落架摆振试验、 全机地面共振试验等大型试验的大纲、任务书、配套交付技术条 件的编发，完成试验。解决试飞中的有关强度问题，完成设计定 型（适航审定）之前的耐久性和损伤容限分析与试验，完成全部 强度计算报告、试验报告、攻关排故总结等定型文件的编发。完 成适航符合性验证报告。开始全尺寸疲劳损伤容限试验。

所有使强度降低到低于极限载荷的损伤，一旦发现必须立即修理
受到飞行中机组能明显可检的离散源损伤的结构，必须能承受持续 安全飞行所要求的载荷
任何修理过的损伤都必须能够承受极限载荷
飞机损伤容限
概念
VID
Visible Impact Damage
BVID
Barely Visible Impact Damage
检测目标
确定具体结构细节的关键损伤形式和设计准则； 确定零件生产的工艺和质量控制； 确定可靠的外场维护方法。
应通过这些研究得到表征目视可见损伤的方法来用 于例行常规检查，并以更精确可靠的NDE方法以定量给出 剩余强度。
损伤检测与损伤阻抗
飞机定期检测程序
巡回检测
——远距离目视检测，以发现孔洞和大面积凹痕或纤维 断裂，即易检损伤
一般目视检测
——对较大范围的内部和/或外部区域进行仔细的目视 检查，以发现冲击损伤的迹象（如凹坑、纤维断裂）或 其他结构异常，需要有适当的光照和易于接近的工具 （如梯子和工作平台），也可能需要辅助检测工具（如 镜子）和表面清洁
损伤容限的主要目标——安全性
损伤容限原理是从“安全寿命”和“破损安全”方法 发展而来。
飞机损伤容限
涉及到的军用和民用航空要求
带有在制造中和使用中检测时未检出的可能损伤或缺陷的结构， 必须承受极限载荷，并不得削弱飞机在其寿命期（放大适当的系 数）内的使用
带有在维护检测时可检出损伤的结构，必须承受1倍寿命出现1次 的载荷，并要求在施加了1倍检查间隔中出现的重复载荷后再施加 该载荷
损伤类型、特征和来源
使用损伤来源
冰雹 跑道碎石 地面车辆、设备和结构 雷击 工具掉落 鸟撞 涡轮发动机叶片脱落 火焰
磨蚀 弹伤（军机） 雨水腐蚀 紫外线曝露 湿热循环 氧化退化 重复载荷 化学曝露

（ ３ ） 损伤 检查 利 用规定 的检测和 维护手 段， 对 损伤进行检 测和 评定 ， 保证 及时地 发现 、 预 防或修 复 由疲劳、 环 境或 意外 损伤 引起 的损
伤， 以维持 飞机在设 计服役 目标期 内的适 航性 ， 此 即检查大 纲的 任务。 损伤 检查要解 决检查 部位 、 检 查地 点、 检查方法 及检查 间隔等 四个方面 的 问题 ， 并 将这些方面纳 入结构 维修大纲 中统一考虑和 实施 。 上 述 的三个组 成损 伤容 限特 性 的要素 同等 重要， 三个要 素可 以单 独 或组合作用 ， 使 结构的安 全性达 到一个规 定的水平 。 图ｌ 表示 为达到 同一 安全和经济 寿命期， 三要素可能 的匹配关系。
飞 机设 计思想 的发展来源于 飞机 的使用实 践和科 学技 术的不 断进 步。 飞机设 计思想的演 变， 对 军用 飞机 ， 主 要取决 于飞行和战 斗性能 、 生 存 能力以及经济成 本等。 对民用飞机 特另 ｑ 重要的是 安全 性和 经济 性 。 二 次 大战 后 的几十年来航 空运输 市场 迅猛 发展， 飞 机 的性 能迅 速提 高， 对 飞机 的安全 性和 经济性提 出了越 来越高 的要求 ， 同时， 断裂 力学 等相关 学科逐 步发展 成熟 ， 促使飞 机结构 设计思 想发生了深 刻的变化 。 几十年 来， 飞机设 计思想 经历 了从静 强度设 计． 疲劳 （ 安 全寿 命） 设计、 安 全寿 命 ／破损 安全设计、 安 全寿命 ／损伤 容限设计， 到耐久性 ／损伤容限 设
瓣 摭 鸯 论
飞机结构耐久性和损伤容限设计
凌和锋 张友坡 沈阳飞机工业 （ 集团） 有限公司产品研发部 １ １ ０ ８ ５ ０
风扇叶片的损 坏 ， 非包 容高能旋 转机 械的损坏 。 Ｉ 摘 要】飞机结构设计质量 的高低 直接 决定其耐久性 与损伤容 限特 非 包容发 动机 性的优劣。 耐久 Ｉ 生 设计和损 伤容限设计互相补充， － Ｘ ， － ￣保 障飞机 结构的安 ４ ， 损伤窖限设计要素 组 成结 构 损伤容 限特 性有 三个主要 的要素 ， 是损 伤容 限分析 的 主 全性 、 可靠性 和经济性 ， 是保证 飞机结构 完整性 的重要 手段 。 本文对 飞机 要 内容： 结构设计思想的发展 ， 损伤容限的设计原理 和设计要素进行 了 归纳阐述 。 Ｉ 关 键调 ｌ飞机结构设计； 耐 久性； 损伤容限 （ １ ） 临界 裂纹 尺寸或剩 余强 度 包括 两个方面的 工作： 在 剩余 强 度 载荷要 求下结 构能允 许的最大 损伤， 即临 界裂纹 尺寸， 在规 定的损伤 尺寸下结构能 承受的剩余强度 。 此两 项工作由剩余强度分析 完成 。 １ ． 飞机结构设计思想的发晨

年代这 ,0 年中继疲劳定寿发展起来的一种设计 思想。它是用疲劳设计定寿，用损伤容限设计保 证安全。二者 都 是 用 损 伤 容 限 设 计 概 念 保 证 安 全，不同的是，前者是建立在断裂设计概念的耐 久性定寿，后者是建立在疲劳设计概念的疲劳定 寿。可以说前者耐久性定寿是后者疲劳定寿的发 展和完善，后者疲劳定寿是前者耐久性定寿的基 础和原始阶段。两者不同之处见表 , 。
人员进一步认识到疲劳设计还远不能保证安全， 从而又增加了以断裂力学为基础的损伤容限设计 概念。!45* 年，美国空军提出用耐久性 （ 经济寿 命） 设计概念来取代原来的疲劳 （ 安全寿命） 设计 概念，并在这一基础上提出了包括以静强度、刚 度、耐久性和损伤容限为主要内容的飞机结构完 整性大纲。在此期间，美国空、海军相继颁布了 一系列军用飞机强度规范，详见表 $ 。 我国相应颁布的军用飞机强度规范详见计的基本思想
:< :; 耐久性损伤容限设计的基本思想 （ # ） 耐久性设计基本准则 ! :I ’ ! * 式中，! :I 为使用寿命； ! * 为耐久性寿命。 （ J ） 耐久性设计基本概念 认为飞机结构在使用前 （ 在制造、加工、装 配、运输时） 就存在着许多微小的初始缺陷，结 构在载荷 ! 环境谱的作用下，逐渐形成一定长度 和一定数量的裂纹和损伤，继续扩展下去将造成 结构功能损 伤 或 维 修 费 用 剧 增，影 响 飞 机 的 使 用，此时必须进行修理 （ 经济修理） ，这种修理可 以进行若干次，直到满足使用寿命。用公式表示 为： ! :I ’ % % * #
规范内容 总则 飞行载荷 其他载荷 地面载荷 水上 飞 机 的 承 载 和操作载荷 可靠 性 要 求 和 疲 劳载荷 气动 弹 性 不 稳 定 性 振动 地面试验 飞行试验 核武器效应 文件和报告 声疲劳 飞机要求

复合材料的耐久性分析与评估在现代工程领域，复合材料因其优异的性能而被广泛应用。

然而，要确保复合材料在长期使用中的可靠性和安全性，对其耐久性的深入分析与评估至关重要。

复合材料是由两种或两种以上具有不同物理和化学性质的材料组合而成，通过协同作用实现比单一材料更出色的性能。

常见的复合材料包括纤维增强复合材料（如碳纤维增强复合材料、玻璃纤维增强复合材料）和层合复合材料等。

耐久性，简单来说，是指材料在特定环境条件下抵抗性能退化和保持其功能完整性的能力。

对于复合材料，耐久性受到多种因素的影响。

首先，复合材料的组成成分对其耐久性有着直接的影响。

增强纤维的类型、性能和含量，以及基体材料的特性都会改变复合材料的耐久性表现。

例如，碳纤维具有高强度和高模量，但在某些化学环境中可能不如玻璃纤维稳定。

基体材料的耐腐蚀性、耐热性和抗疲劳性能等也是关键因素。

其次，制造工艺也在很大程度上决定了复合材料的耐久性。

在制备过程中，纤维与基体的结合质量、孔隙率的大小以及残余应力的分布等都会影响复合材料的长期性能。

如果制造过程中存在缺陷，如纤维分布不均匀、孔隙过多或界面结合不良，这些都会成为潜在的薄弱点，加速材料的性能退化。

环境因素是影响复合材料耐久性的另一个重要方面。

温度、湿度、化学介质以及机械载荷等环境条件的变化，都可能导致复合材料的性能下降。

高温可能会使基体软化或导致纤维与基体的界面结合弱化；湿度会引起材料的吸湿膨胀，从而影响其力学性能；化学介质可能会腐蚀基体或与纤维发生化学反应；而长期的机械载荷则会导致材料的疲劳损伤。

在对复合材料耐久性进行分析时，需要采用一系列的实验方法和技术。

力学性能测试是常用的手段之一，包括拉伸、压缩、弯曲和剪切试验等，以评估材料在不同载荷条件下的强度和变形特性。

此外，还可以通过疲劳试验来研究材料在循环载荷下的耐久性。

微观结构分析也是必不可少的，如扫描电子显微镜（SEM）、X 射线衍射（XRD）和能谱分析（EDS）等技术，可以帮助观察材料内部的纤维分布、界面状态以及可能存在的缺陷和损伤。

复合材料损伤准则一、引言现代工业特别是航空航天、船舶和汽车等行业中广泛应用的复合材料已成为重要的结构材料。

由于其广泛的应用，如何预测和控制复合材料结构的损伤及其演化已成为该领域研究的热点问题。

二、基本概念复合材料的主要成分是复合纤维和复合基体。

综合地考虑复合材料的各种损伤模式，常常采用损伤演化模型来描述其力学行为。

损伤演化模型一般采用损伤准则来描述损伤的阈值和损伤变量的关系。

三、分类复合材料的损伤准则一般可以分为本构损伤准则和破坏准则两类。

本构损伤准则是指一系列用于描述材料在弹性范围内损伤演化的模型。

这些模型通常基于连续介质损伤力学原理，并且将材料的本构行为与损伤过程进行了耦合。

常用的本构损伤准则包括弹性损伤准则、弹塑性损伤准则、本构细观损伤准则等。

破坏准则是指一系列用于描述材料破坏发生的模型。

破坏准则通常将材料的极限状态与某些损伤指标进行关联。

常用的破坏准则包括理想强度理论、最小势能准则、断裂力学、能量准则等。

四、应用复合材料的损伤准则在实际应用中具有广泛的应用价值。

根据不同的应用情况，可以选择相应的损伤准则进行分析和设计。

例如在航空航天领域，需要对复合材料在高空高速飞行中的损伤进行研究，因此可以采用弹塑性损伤准则来描述损伤演化状态。

而在汽车领域，需要对复合材料在碰撞过程中的性能进行分析，因此可以采用破坏准则来描述破坏状态。

五、结论综上所述，复合材料的损伤准则是复合材料研究领域中的重要内容。

不同的损伤准则可以用于描述不同的材料及其应用领域的性能和损伤演化状态。

从而对材料的设计和应用提供了科学的依据。

对比前面所讲的损伤容限设计思想。我们可知这 两种不同的设计原理在对结构初始缺陷状态的认 识出发点上就存在着差异，这样，在结构设计方 法、分析评估体系以及试验验证的关心焦点等诸 方面也就存在着差异。因此，安全寿命设计与损 伤容限设计在概念内容、方法等方面有着实质的 不同。但应当说是在不同意义上解决结构的使用 寿命设计及飞机安全问题，总的目标是一致的， 而且在结构件抗疲劳细节设计的原理上仍有许多 共同之处。
（1）剩余强度与裂纹尺寸的关系如何? （2）在预期的工作载荷下，能够容许多大的裂纹?即临界裂纹尺寸是多少? （3）裂纹从一定长度的初始尺寸，扩展到临界尺寸需要多长时间？ （4）在结构工作寿命开始时，允许存在多大的初始缺陷? （5）每隔多长时间，应该对结构进行一次裂纹检查(即裂纹检查周期的确定)?

可以说，损伤容限设计的分析评估体系完全有赖于断裂力 学的研究与发展。
(7) 对关键部位进行裂纹扩展和剩余强度分析，确定临界裂纹长度、 剩余强度水平和裂纹扩展寿命。修改结构设计直到满足设计要求。 (8) 进行结构损伤容限实验 (9) 制定维修计划，并给出使用维修大纲 针对飞机达到使用寿命前需要修理的全部部位，根据分析与试验结 果给出的检查方法、检修周期和允许的最大初始损伤尺寸等，制 定维修计划并给出使用维修大纲。 (10) 使用期间进行跟踪。
同一批生产飞机由于使用过程不同，实际的损伤度并不相同。 为此需要测出并记录实际的载荷谱，以便和设计载荷谱相比较。 通过数据处理，定出实际损伤度和实际可用寿命。根据实际寿命 的差别调整飞机的检修周期和部件的更换计划，直到经济上不值 得再修理为止。这种用经济价值来决定的飞机寿命称经济寿命。 故跟踪也是损伤容限设计中的一个重要环节。
结构损伤容限设计的基本概念
损伤容限设计、分析、试验以及使用维修四大方面的技术内 容： (1) 设计 ① 制定设计规范与设计要求；② 结构分类划分及其设计选择 原则； ③ 结构材料的选择； ④ 结构布局、结构细节设计； ⑤ 制造装配中的质量控制设计。 (2) 分析 ① 危险部位的选择与分析；② 载荷和应力谱的分析； ③ 初始损伤品质的评定；④ 裂纹扩展分析； ⑤ 剩余强度分析。 (3) 试验 重要结构部件与全机损伤容限试验。 (4) 使用与维修 ① 结构损伤的无损检测； ② 检查能力评估与检查间隔制定。

课件制作：湖南工学院 曾盛渠
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课件制作：湖南工学院 曾盛渠
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缺陷位置 倾向于集中在几何不连续的位置
课件制作：湖南工学院 曾盛渠
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课件制作：湖南工学院 曾盛渠
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缺陷类型的一般化
一般应力状态包括分层、横向基体裂纹、孔洞或纤 维断裂，以及设计差异（表2.5）。
课件制作：湖南工学院 曾盛渠
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课件制作：湖南工学院 曾盛渠
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破碎∶ 由冲击损伤导致的局部压痕或者表面凹痕。它可能是 内部有损伤的迹象，如分层、纤维断裂或基体开裂。
在部件的外表面，基体开裂和纤维断裂可以与破碎同 时发生。 在层压/蜂窝芯夹层结构中，破碎更加常见，如图 A2.9所示。
课件制作：湖南工学院 曾盛渠
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切口和划痕∶ 切口（图A2.10）和划痕可以视作表面损伤。 表面划痕和缺口的严重程度取决于它们的宽度、深度 和与纤维或加载方向的取向。静力强度的大幅降低是 可能的，但在目前设计中允许的应变条件下，它们并 不是关键的。参见"裂纹"和"纤维断裂"。
紧固件孔洞∶紧固件孔洞缺陷有许多类型。图A2.17、 A2.18和 A2.19给出了几个典型紧固件孔洞损伤的例 子。
课件制作：湖南工学院 曾盛渠
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课件制作：湖南工学院 曾盛渠
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下面讨论不同紧固件孔洞缺陷。
紧固件拆卸和重新安装∶ 通过紧固件的拆卸和重新安装进行孔洞的返修可导致 局部层板损伤。对紧固件的拆卸和重新安装来说，抗 拉强度似乎不敏感，而抗压强度稍微敏感。
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侵蚀∶因磨损而造成的表面材料的去除被称作侵蚀（图 A2.16）。在侵蚀过程中，外部基体材料和纤维被有效

耐久性——结构具有在使用寿命期内承受重复载荷谱作用而不产生功能性损坏或引起不经济维修等问题的特性。

损伤容限——结构经受定量的疲劳、腐蚀、意外或离散源损伤，在使用期内，结构保持其所要求的剩余强度的能力。

破损安全——当一主要结构件破坏或部分破坏后，在未修使用期内，结构保持其所要求的剩余强度的能力。

安全寿命——是指极小可能发生的飞机结构由于疲劳开裂，其强度降低到它的设计极限值时所经历的时间（以飞行次数、起落次数或飞行小时数计）。

设计服役目标——是设计（或）合格审定时所确定的时间期限（以飞行次数或飞行小时数计），在该时期内，主结构应当不出现重大开裂。

重要结构件（PSE或SSI）——是对承受飞行、地面和增压载荷有重要作用的结构件，其完整性是维持整个飞机结构完整性必不可少的。

单途径传力——外加载荷明显地通过一个元件承受，该单元的破坏将导致结构承受外加载荷能力的丧失。

多途径传力——属于超静定结构，当单个元件破坏后，其外加载荷将安全地分配到其余承载元件。

广布疲劳损伤（WFD）——结构多个细节部位同时出现具有足够尺寸和密度的裂纹，从而使结构不再满足其损伤容限要求（即当部分结构破坏后，维持其剩余强度要求）。

多部位损伤（MSD）——以同一结构元件中同时出现多条疲劳裂纹为特征的一种广布疲劳损伤源，彼此合并或不合并的多条疲劳裂纹导致不满足剩余强度要求。

多元件损伤（MED）——以相邻诸结构元件中同时出现多条疲劳裂纹为特征的一种广布疲劳损伤源。

分散系数——用于描述疲劳分析和实验结果的寿命缩减系数。

基本原理耐久性和损伤容限是现代飞机结构设计必须满足的结构特性，其含义简单说来是：耐久性是结构防止和抵抗损伤（包括疲劳、腐蚀、应力腐蚀、热退化、剥离、脱层、磨损和外来物损伤）的能力。

损伤容限是结构防止损伤增长至灾难性破坏的能力。

耐久性设计的目的是：赋予结构高的疲劳品质，使结构具有对抗疲劳、腐蚀（包括应力腐蚀）和意外损伤的高度阻力，从而确保飞机以低维修成本达到长经济寿命。

重复的低能量冲击
冰雹撞击，工具掉落，踩踏引起的损伤是目视不可检，若在某一区 域内的反复冲击可能会影响结构耐久性，根据可能遇到的损伤类型 划分结构区域，并在研制试验程序中评定这些区域耐久性对损伤源 的敏感性
.
6
损伤容限设计要求
缺陷尺寸假设
损伤容限要求含缺陷的结构在规定的使用期内有足够的剩余强度， 缺陷包括初始缺陷和使用损伤
结构设计要求和原则
.
1
结构设计要求
一般要求
复合材料结构一般采用许用应变设计，注意性能、失效模式、耐久性、 损伤容限、制造工艺、质量控制等方面的差异。保证结构在使用载荷 下有足够的强度和刚度，在设计载荷下安全浴度大于零
在确定复合材料结构设计许用值时，须考虑环境对材料性能的影响， 环境因素有温度、湿度、生产使用过程中的最大不可见使用损伤
必须用分析、试验或同时使用这两种方法，来确定承载最严重情况的 载荷时，每个胶接接头允许出现的最大脱胶区域，并通过细节设计来 防止产生大于这一区域的脱胶可能性
必须对每件制成品进行验证试验，对每一关键胶接接头，施加最严重 的载荷
.
8
.
9
动力学设计要求
对振动严重结构必须按照频率控制设计原则，响应控制原则以及声疲 劳寿命要求进行动力学设计
复合材料结构的动特性，动响应和声疲劳性能均与层压板中铺层的铺设 方向，铺层顺序以及层数等因素相关，应选择合理的方法，确保结构在 正常使用条件下避开干扰频率的共振区，钟乳区，将最大响应控制
维修性设计要求
结构方案设计时要制定复合材料结构的维修大纲 根据结构可能产生的损伤，分段或分区确定维修等级 结构设计时应为维修提供足够的可达性与开敞性 确定修理方法时，需考虑检测方法，所使用的材料以及固化工艺过程 军机应允许采用机械连接补丁板修理 采取有效技术途径减轻结构损伤，减少维修工作

现有的飞机金属结构耐久性/损伤容限要求，原则上也适用于复合材料结构，但由于材料特性和破坏机理的不同，对复合材料结构有一些特殊要求，相应地在结构设计和分析过程中也会有一些与金属材料不同的特点。

金属结构的耐久性/损伤容限设计分析方法以金属断裂力学为基础，主要包括：改进的疲劳设计分析方法；确定性裂纹扩展方法；概率断裂力学法。

复合材料通常采用低应变设计和损伤无扩展概念来设计。

在试验验证和设计应用时，采用积木式设计试验验证方法。

3.1金属结构与复合材料结构的不同目前飞机复合材料结构的主要形式为由单向预浸带铺叠并固化而成的层压结构。

单向带呈现强烈的正交各向异性（沿纤维方向的性能和垂直纤维方向的性能差1-2个数量级），层压结构各向异性的另一个表现是层间性能远低于其面内性能，以及其组分材料—纤维与基体力学性能的巨大差距。

复合材料的层压板的各向异性、脆性和非均质性等特点，是复合材料层压板的失效机理与金属完全不同，因而他们的损伤、断裂和疲劳性能也有很大差别。

下表概述了影响复合材料结构与金属结构疲劳和损伤容限的主要因素。

（1）结构主要的缺陷和损伤类型裂纹是金属结构的主要损伤形式。

复合材料结构的主要缺陷/损伤形式是界面脱胶、分层和低能量（特别是低速）外来物产生的冲击损伤。

冲击损伤的威胁在于当内部产生大范围基体开裂和分层时，外表面往往仍目视不可检，但其压缩承载能力已大幅下降。

（2）复合材料结构的特殊要求：冲击损伤源：在设计时必须考虑使用引起的损伤（低能量冲击损伤等）研究它对修理、维护和功能可能产生的影响，并证实外表面不易检查出的损伤不会影响其耐久性。

重复的低能量冲击，要研究重复低能量冲击对结构耐久性影响（冰雹撞击、工具掉落或由于踩踏）。

（3）缺口敏感性金属一般都有屈服阶段，而复合材料往往直至破坏时，其应力—应变曲线仍呈现线性，所以复合材料的静强度缺口敏感性高于金属。

疲劳缺口敏感性则低于金属，其疲劳缺口系数（一定循环次数下，无缺口试件疲劳强度与含缺口疲劳强度之比）远小于静应力集中系数，并且在中长寿命情况下接近于1。

复合材料飞机结构耐久性损伤容限设计指南下载提示：该文档是本店铺精心编制而成的，希望大家下载后，能够帮助大家解决实际问题。

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耐久性——结构具有在使用寿命期内承受重复载荷谱作用而不产生功能性损坏或引起不经济维修等问题的特性。

损伤容限——结构经受定量的疲劳、腐蚀、意外或离散源损伤，在使用期内，结构保持其所要求的剩余强度的能力。

破损安全——当一主要结构件破坏或部分破坏后，在未修使用期内，结构保持其所要求的剩余强度的能力。

安全寿命——是指极小可能发生的飞机结构由于疲劳开裂，其强度降低到它的设计极限值时所经历的时间（以飞行次数、起落次数或飞行小时数计）。

设计服役目标——是设计（或）合格审定时所确定的时间期限（以飞行次数或飞行小时数计），在该时期内，主结构应当不出现重大开裂。

重要结构件（PSE或SSI）——是对承受飞行、地面和增压载荷有重要作用的结构件，其完整性是维持整个飞机结构完整性必不可少的。

单途径传力——外加载荷明显地通过一个元件承受，该单元的破坏将导致结构承受外加载荷能力的丧失。

多途径传力——属于超静定结构，当单个元件破坏后，其外加载荷将安全地分配到其余承载元件。

广布疲劳损伤（WFD）——结构多个细节部位同时出现具有足够尺寸和密度的裂纹，从而使结构不再满足其损伤容限要求（即当部分结构破坏后，维持其剩余强度要求）。

多部位损伤（MSD）——以同一结构元件中同时出现多条疲劳裂纹为特征的一种广布疲劳损伤源，彼此合并或不合并的多条疲劳裂纹导致不满足剩余强度要求。

多元件损伤（MED）——以相邻诸结构元件中同时出现多条疲劳裂纹为特征的一种广布疲劳损伤源。

分散系数——用于描述疲劳分析和实验结果的寿命缩减系数。

基本原理耐久性和损伤容限是现代飞机结构设计必须满足的结构特性，其含义简单说来是：耐久性是结构防止和抵抗损伤（包括疲劳、腐蚀、应力腐蚀、热退化、剥离、脱层、磨损和外来物损伤）的能力。

损伤容限是结构防止损伤增长至灾难性破坏的能力。

耐久性设计的目的是：赋予结构高的疲劳品质，使结构具有对抗疲劳、腐蚀（包括应力腐蚀）和意外损伤的高度阻力，从而确保飞机以低维修成本达到长经济寿命。