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飞机结构的损伤容限及其耐久性分析飞机结构的损伤容限及其耐久性分析【摘要】随着航空航天技术的发展，飞机结构设计的理论与思想也不断更新，从静强度、动强度、疲劳强度及断裂强度的进化，而损伤容限/耐久性分析也已成为目前飞机结构设计的重要规范。
本文将从飞机结构设计的发展历史说起，详细介绍飞机损伤容限与耐久性分析的设计思想、理论和基本方法，为飞机结构设计提供理论基础。
【关键词】飞机结构设计思想；耐久性分析；损伤容限1、前言随着航空技术的快速进步，基础力学包括结构力学，断裂力学等基础理论的发展，飞机结构设计的方法也日新月异。
飞机结构的损伤容限及耐久性分析在理论的基础上，以及长期的飞机结构设计经验和服役工作历史的数据积累上，国际航空届以标准设计规范的形式确立下来的一种飞机设计方法。
基于损伤容限和耐久性分析的飞机结构设计方法延续以往的设计方法的优点，并相应的补充发展，经过不断的实践发展，目前已具备实用性和形成了相对完整的设计系统。
目前各国的适航认证规定最新设计的民用飞机必须按照损伤容限设计，这充分说明了损伤容限及耐久性分析设计方法的重要性，因此其在国内的推广与应用是必然。
2、飞机结构设计理论的进程从飞机诞生以来，飞机的飞行实践应用推动者飞机设计思想的不断进化。
飞机分为军用机和民用机，民用飞机注重安全与成本，军用机则更加注重飞机的战斗能力和存活性能等方面。
因此飞机结构设计思想随着对飞机要求的不断变化而更新，目前正向着高机动、高稳定性、低成本、长使用寿命的全面设计方法方向进步。
飞机结构最初是采用目前熟知的静强度分析，即对飞机结构的抗拉、压、扭转等各种强度与载荷进行设计计算，引入一定的安全余量系数，使其满足各种结构强度设计的规范。
这是最早期的设计方法，静强度设计的要求主要考虑的飞机结构强度，但相对来说过于简单不够全面。
随着第一次世界大战的进行，在飞机使用的过程中发现，飞机的结构设计不断要有强度上的要求，而且在刚度方面也要满足，这对于飞机的振动有很大的影响。
第29卷 第1期 飞 机 设 计V ol 129N o 11 2009年 2月 A I RCRA FT D ES I GN Feb 2009 基金项目:空军技术基础研究项目(N3BK0501)收稿日期:2008-09-22;修订日期:2009-01-10 文章编号:1673-4599(2009)01-0037-07飞机结构的耐久性与损伤容限设计王远达1,梁永胜2,王宏伟1(1.空军航空大学航空机械工程系,吉林长春 130022)(2.空军航空大学科研部,吉林长春 130022)摘 要:飞机结构设计思想随着航空技术的发展而不断进步,经历了从静强度、动强度、疲劳强度到断裂强度的变化过程,耐久性/损伤容限设计是当前飞机结构设计规范的核心方法。
本文归纳了飞机结构设计思想的发展历程,重点讨论了耐久性/损伤容限设计的基本思想、基本理论和基本方法,有助于深入理解该设计思想的本质。
关键词:耐久性设计;损伤容限设计;飞机结构设计思想中图分类号:V21515 文献标识码:AD esi gn of D urab ility and Damage Tolerance for A i rcraft StructureWANG Yuan-da 1,L I A NG Yong-sheng 2,WANG Hong-wei1(1.Depart m ent of Aer onauticalMechanics Engineering,Aviati on University of A ir Force,Changchun 130022,China )(2.Depart m ent of Scientific Research,Aviati on University of A ir Force,Changchun 130022,China )Abstract:W ith the devel opment of aer onautical technol ogies,aircraft structure design concep t has made continues p r ogress,and underg oes an evolutive course fr om static,dyna m ic,and fatigue t o fracture strength .And then,durability and da mage t olerance design become the key method of cur 2rent aircraft structure design criteri on .The paper su mmarizes the devel op ing hist ory of design concep t,e mphatically discusses the basic concep t,theory and method of the durability and da mage t olerancedesign .These will be useful t o understand an essence of the design concep t .Key words:durability design;da mage t olerance design;aircraft structure design concep t 飞机结构耐久性与损伤容限设计是在结构分析方法迅速发展、断裂力学等理论成熟应用、对飞机结构大量试验和服役经验积累的基础上,于20世纪70年代中期以设计规范形式确定下来的一种设计方法,是对传统设计方法的补充和发展,目前已达到实用阶段,形成了具有完整体系的设计工程系统。
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。
飞机结构耐久性和损伤容限设计【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性的优劣。
耐久性设计和损伤容限设计互相补充，共同保障飞机结构的安全性、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。
【关键词】飞机结构设计；耐久性；损伤容限1、飞机结构设计思想的发展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。
对民用飞机特别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/损伤容限设计等多次的演变。
2、耐久性和损伤容限设计概论结构耐久性是结构的一种基本品质，它代表飞机结构在规定的使用期内，结构抵抗疲劳开裂、腐蚀（包括应力腐蚀）和意外损伤引起开裂的能力。
在规定的使用期内，不允许出现功能损伤（刚度降低、操纵效率下降、座舱减压、油箱漏油等）。
耐久性设计目标是经济寿命，而不是安全寿命，也就是说具有耐久性设计的飞机在整个服役期内，能有效的使用、随时处于良好状态，不需附加的维护和操作费用。
损伤容限设计承认飞机结构在使用前就带有初始缺陷，在使用过程中，在重复载荷作用下不断扩展，但必须把这些缺陷或损伤的增长控制在一定的范围内，在规定的检查期内，结构应满足规定的剩余强度要求，以保证飞机结构的安全性和可靠性。
利用安全寿命给出飞机的使用寿命，或通过耐久性设计和试验保证飞机结构的经济修理极限和经济寿命满足设计使用寿命要求，用损伤容限设计来保证飞机结构的安全。
目前飞机设计主要是采用这个设计思想。
![复合材料层压结构的损伤容限设计[1]](https://img.taocdn.com/s1/m/e0568e08a300a6c30c229f56.png)
民用飞机结构损伤容限研究及实例随着民用飞机使用经验的积累、科学技术的发展以及公众对民用飞机安全要求的提高，业内对飞机的型号审定及持续适航关注度越来越高。
在民用飞机适航领域，结构安全性作为重要的审查环节，其设计及维护理念也在随着科技的进步不断革新。
本文通过对民用飞机结构损伤容限的基本概念、评定目的及检查要求等理论基础进行总结，借助简单实例对评定方法进行梳理，进而介绍型号审定环节中民用飞机结构损伤容限的相关内容。
标签：民用飞机；适航；结构；损伤容限0 引言民用飞机的疲劳损伤对结构适航性危害巨大，历史上曾多次发生因疲劳裂纹导致的民用飞机灾难性事故。
民用飞机结构强度设计思想、适航标准也在这血淋淋的教训中不断演化，自上世纪五十年代“彗星”事件发生后，飞机结构设计从静强度设计准则发展到破损安全设计准则，自1977年丹航事件后，又从破损安全设计准则发展到损伤容限设计准则。
因此，损伤容限是在“安全寿命”和“破损—安全”之后发展起来的一项工程技术。
1 损伤容限概述民用飞机在整个使用寿命期间应避免由于疲劳、腐蚀、制造缺陷或意外损伤引起的灾难性破坏。
损伤容限准则是通过一套科学方法确保飞机在使用过程中的损伤在达到临界尺寸之前能够被检查发现且完成修理，使得飞机结构可持续满足剩余强度的要求，保证飞机的使用安全。
2 中国民航基于损伤容限的管理要求为了保证民用飞机结构的持续适航于安全，所有飞机的结构均需满足损伤容限准则。
由于1977年之后新研制的民用飞机都基于损伤容限准则进行设计，目前国际及中国民航重点监控部分民用老龄飞机。
对于采用破损安全要求取证的民用飞机，中国民航局通过咨询通告AC-121-65R1要求通过颁发适航指令要求用补充结构检查（例如，波音737CL的补充结构检查文件）保证其疲劳关键基准结构符合损伤容限要求。
不仅如此，民用飞机结构上的修理和改装可能改变结构的传力方式、接近和检查特性等，特别是疲劳关键结构上的修理和改装可能对民用飞机结构产生不利的影响，因此中国民航规章CCAR-121部附件J第3条对修理和改装也提出了损伤容限评估的要求。
损伤容限设计思想及分析方法综述1 损伤容限设计概述1.1 损伤容限设计的技术目标保证含有裂纹的结构在规定的未修使用期内，其承载能力不小于在这个期间可能着遇到的最大载荷，从而使机体不会由于裂纹存在而发生灾难性破坏，保证机体结构安全。
1.2 损伤容限设计内容a. 一个含有裂纹结构在规定寿命期或检修期内要承受的可能遇到的最大载荷（剩余强度问题）b. 在可能遇到最大载荷作用下，允许结构存在的最大裂纹长度（临界裂纹长度问题）c. 新飞机出厂时，或已服役飞机经返修后可能预先存留在结构中的最大初始裂纹（初始裂纹尺寸假设）d. 从初始裂纹尺寸扩展到最大允许裂纹尺寸经历的寿命时间（裂纹扩展寿命问题）e. 如何进行合理的结构设计、应力设计、材料选择、疲劳增强措施选择，规定适当的检修周期以满足结构损伤容限要求（设计方法论）1.3 结构损伤容限设计分类按照损伤容限要求设计的结构可分为两大类：缓慢裂纹扩展结构和破损安全结构。
而后者又包括破损安全多途径传力结构和破损安全止裂结构。
我国军用飞机损伤容限要求在国军标GJB776-89《军用飞机损伤容限要求》中按不同类型分别作了规定。
1.4 缓慢裂纹扩展不可检结构损伤容限有些结构设计要保证它在整个使用期内不需要修理就能满足寿命要求。
另一个用途是缓慢裂纹扩展不可检结构分析简单而且偏于安全，而判断结构是否具备破损安全条件是个复杂的问题。
所以，工程上不管结构是什么类型都作为缓慢裂纹扩展不可检结构设计。
1.5 缓慢裂纹扩展可检结构损伤容限结构在使用中能够被检查、拆卸和更换，还可以利用结构的可检性提高它的剩余强度。
如果主受力构件在尚未达到设计要求寿命时，其剩余强度就已经下降到规定值以下，对结构进行维修更换，从而使整个结构的寿命得以延长1.6 破损安全多途径传力结构损伤容限破损安全多途径传力结构要求当主传力途径失效后残存结构仍能承担最小未修使用期内可能遭遇到的最大载荷。
因此，只有当结构满足如下条件时，才真正符合破坏安全多途径传力结构要求：a. 在主传力途径失效前，要求结构能够承担在最小未修使用期内可能遭遇的最大载荷；b. 在主传力途径失效时，残存结构必须有能力承受引起传力途径失效的载荷，再加上有断裂元件转嫁过来的载荷并考虑动载效应增量；c. 必须有足够强的紧固件以保证将失效结构上的载荷传递到残存结构上。
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。
从安全寿命到损伤容限——结构设计的观念演变摘要结构的设计，必须在性能、安全、成本三者间取得平衡。
最早仅考虑材料静力强度；20世纪30年代后为采用线性疲劳观念的“安全寿命”， 50年代改进为“破损安全”；而70年代则使得“损伤容限”成为现今的标准结构设计准则。
1988年揭示了散布型疲劳损伤（亦称为“广布疲劳”）成为“损伤容限”结构设计的新课题。
1、静力强度早期应用中，由于金属材料极富韧性（ductility），结构设计方法很保守，因此结构的安全裕度（Margin of Safety）相当大。
在结构遭遇疲劳问题之前，设备早就因为其它使用原因而失效了，因此结构疲劳寿命不是此时的设计重点。
结构设计只要满足材料静力强度（Static Strength）就不会有问题，结构分析则以静力试验为佐证，试验负载是使用负载乘以一个安全系数，以计入不确定因素，比如：负载不确定、结构分析不准确、材料性质变异、制造质量变异……等。
为了减轻结构重量以提升使用性能，在材料静力强度主导结构安全的思想下，一些强度高但韧性低的金属材料开始出现在设备结构上。
只是此时的设备运行工况已非昔日设计工况可比，结构应力大增，应力集中（Stress Concentration）效应使高应力情况更加恶化，最后导致产生疲劳裂纹，降低了结构安全裕度，材料静力强度已不足以保证设备运行的结构安全。
2. “安全寿命”“安全寿命”（Safe Life）设计观念。
在这种设计观念里，设备在预定的运行期间内需能承受预期的反复性负载，当结构运行时数到达运行寿命时，认定结构疲劳寿命已经完全耗尽，设备必须报废。
“安全寿命”设计观念的缺点，在于它的疲劳分析与设计一般是采用“疲劳强度耐久限制”（Fatigue Strength‐Endurance Limit）的方法，也就是所谓的麦林法则（Miner's Rule）。
它是在实验室里对多片截面积各异的小尺寸材料试片，施加不同的等振幅（Constant Amplitude）负载，直到试片疲劳破坏为止，以获得此材料在各种施加应力和发生疲劳破坏的负载周期之数据，称之为S‐N曲线（S‐N Curve，S代表施加应力，N代表负载周期数），再以实际结构件在各种设计运行条件下的应力，找到相对应的疲劳破坏负载周期数，依线性累加的方式加总，就可预测结构的疲劳寿命，并应用于设计。
虽然这种方法已行之多年，且普遍为一般结构设计及分析所接受，然而这种分析方法有其先天上的缺点，使得分析的结果常不符合实际。
因为一般在实验室里做这种小型试片的疲劳试验时，试片表面上都有经过特别处理，以使试片表面尽可能光滑平整而没有任何缺陷，也就是没有任何裂纹的存在。
因此，由这种试片所得的疲劳寿命试验数据，就包括了裂纹初始（Crack Initiation）及裂纹生长（Crack Growth）这两至发小、而裂断裂相信上很造时纹，的疲两部分。
所发现有初始、尺寸、何裂纹生长裂的那一段如果把这信也无法保很可能（事时的非破坏，则它的疲疲劳试验里所谓裂纹始裂纹（何时会发，则是指初段时间。
这种数据保证所有事实上也坏性检验疲劳寿命里，裂纹初纹初始（Cr Initial Cra 发现，那要初始裂纹SAE1045应用于设有结构零件早已预先验能力无法中就不再初始阶段所rack Initiat ck ）的那要看该实验纹由此之后5钢材的设备的结构件都处于完先）存在着法发现。
如再包含裂纹所花的时tion ），是那一段时间验室的非破后继续扩展S ‐N 曲线构分析及设完美无瑕的着各式各样果结构上纹初始的那间约占了是指试片表间，至于初破坏性检验展，直到最设计上，由的情况，换样微小的裂上早已预先那一段时间了全部疲劳表面没有裂初始裂纹的验能力而最终试片完由于我们很换言之，结裂纹，只是先存在着有间，而在传劳寿命的百裂纹的大定。
完全很难结构是制有裂传统百分之九十以上。
传统的麦林法则分析结果，一律包含了裂纹初始及裂纹生长两阶段时间，显然过于乐观，也因此在传统的疲劳设计里，往往要采用一相当大的安全系数（一般是4）来尽量避免这项偏差，而过大的安全系数又常常会造成设计结构的超重。
至于用来验证结构运行寿命的全结构疲劳试验（Full Scale Fatigue Test），也因为试验设备无法完全表现量产型设备在制造过程中所留下的制造瑕疵，让试验结果充满不确定性。
多项统计数据表明，很多设备的失效案例中，56%以上可归咎于制造过程遗留下的预存（pre‐existing）裂纹，这些裂纹是设备运行期间发生疲劳破坏的主因，但无论是全结构疲劳试验或是麦林法则，都无法计入这些预存裂纹对疲劳寿命的影响。
为确定设备运行具有等效的结构安全，后来认为在结构的设计阶段，需根据以往经验搭配最新理论执行疲劳分析，并以静力试验及全结构疲劳试验进行验证；设备的设计使用寿命（即：安全寿命）为全结构疲劳试验所验证的运行时数除以安全系数（通常是4），以计入材质、制造、组装过程、负载、……等不确定因素；运行阶段需执行设备运行负载的量测，获得运行的真实结构负载，以持续更新设计阶段的疲劳分析数据，确切掌握结构的实际使用寿命。
3.破损安全在更明确的规范中规定，除了“疲劳强度”（Fatigue Strength，也就是“安全寿命”）设计外，也可采用“破损安全强度”（Fail‐Safe Strength）设计。
设备结构中，那些大幅负担运行负载，一旦损坏又未能发现时，最终会造成设备损毁的结构零组件，称为主结构（Principal Structural Element）。
“破损安全”设计要求当设备某一主结构局部损坏或完全破坏时，在运行负载大小不超过百分之八十的限制负载乘以1.15动态因子（Dynamic Factor）的条件下，主结构的负载会由邻近的其它结构分担，设备不会因结构过度变形致使运行特性大幅度恶化，也不致有立即的破坏顾虑。
“安全寿命”设计的设备需有主结构的疲劳分析或试验，且需执行设备静载荷与运行载荷合并作用下的全结构疲劳试验；而采用“破损安全”设计的设备，需以分析或试验的方式证明，在前段所述的静力负载（Static Load）作用下，主结构强度符合设计需求（例如：在施加负载下切断一主结构件，或是在设备上切出一条短裂缝，此时邻近的其它结构仍能承担规定负载），不硬性要求全结构疲劳试验，且旧型设备相同设计观念下的运行经验，亦可成为结构强度的等效佐证。
至于是否需对主结构进行定期检查，虽然一般都认为应该要有，但在主结构发生不明显损坏时，是否应依据邻近其它结构的剩余寿命订定检查时距，则没有规定。
“破损安全”设计观念的基本论点是：设备主结构一旦发生损坏时，在运行中会使运行特性明显改变，很容易会被一般的目视检查发现，因此只要是在正常的维修或操作情形下，就能防止主结构突然的致命性毁坏。
就疲劳而言，这种设计的结构只要无损坏，几乎就可无限期使用，既无需定期更换，也不必制订特定的检查，加上未强制执行全结构疲劳试验，节约设备运行成本的优点显而易见，因此，绝大多数的设备主结构都改为采用这种结构设计方式。
“破损安全”设计乍看之下，设备的结构似乎更加安全，但这种设计本身并未保证主结构的损坏一定很明显。
换言之，当主结构损坏后的运行特性无明显改变，主结构又无强制性的定期检查时，将导致无法及时发现结构损坏并修复，设备虽然没有立即的损毁顾虑，但主结构负载转由周边结构分担后，加诸于邻近结构的负载大幅增加，如果此负载继续维持一段时间，邻近结构可能很快就会因疲劳、腐蚀、机械……等因素陆续损坏，最终必会危及设备的安全寿命。
在“破损安全”的设计理想中，设备结构在使用寿命期间不会有安全顾虑，但主观的设计错误认定以及缺乏适当的定期检查规定是“破损安全”设计的最大隐忧。
“安全寿命”设计观念的重大缺失是：在制造过程中不小心所造成的微小裂纹有可能因检验疏失而随机存在某些结构上，对设备运行期间的结构安全带来致命威胁，但“安全寿命”的疲劳分析或是全结构疲劳试验，都假设结构件上没有任何初始缺陷或裂纹存在，根本无法计入这些随机小裂纹对结构疲劳寿命造成的影响。
4.损伤容限对“损伤容限”的定义为：“结构上因疲劳、腐蚀、意外而存在一定大小之单一或分散的损伤下，其仍能维持一段时间的余留强度。
”损伤容限”设计中明确指出︰一、在有裂纹的情况下，结构的余留强度不能低于设计限制负载；二、在裂纹生长前述负载下所允许的最大料、如：间在备仍安全让设载）会发定期用大长度前在设计新、结构制作：R 角、铆在负载作用仍能在一定一般以为全运行，这设备的主结）以下，“发生裂纹期检查的制中的结损伤，需能检新结构时作、以及铆钉孔……用下逐渐定时间内为“损伤容这是个错误结构强度“损伤容限，但可能在制订依据构强度伤容限裂纹检出此裂纹，必须假及制程所影…会预存一渐生长，结安全地容容限”设计误的观念。
降到极限限”设计主在运行期。
主结构未降到极限纹缓慢生长设纹。
假设结构零影响，每一一定大小结构的设计容忍这些损计可让设。
没有任何限负载（U 主要是对期间因环境构如果有裂负载设计下，规零部件在出一主结构件小的裂纹，计必需在裂损伤。
设备在已知何设计规范ltimate L 于在正常境因素产生裂纹，除非以下，否规定预存裂出厂时，由件上应力最此裂纹于裂纹存在的知有裂纹的范允许在明oad ，1.5常使用情况生裂纹的主非经工程分则必须马纹初始长度由于不同的最大的位于设备运行的情况下，的情况下继明知情况倍的限制况下，不预主结构，提分析在后续上修度与形状 的材置，行期设继续下，制负预期提供续使复。
所谓的裂纹缓慢生长设计，就是结构上的初始裂纹，在一定期间内不会生长到临界值。
单一负载路径结构一定得采用这种设计方式，其预存裂纹生长寿命需大于设备的设计运行寿命；而“破损安全”设计则分成：一、多重负载路径结构，如：主结构常以多个接头相接合，任一个接头损坏，其负载会转由其它接头分担。
二、裂纹阻滞（Crack Arrest）结构，如：主结构沿圆周方向，会在特定部位每隔一定距离加贴裂纹阻滞条，可阻挡沿主结构方向延伸的裂纹。
“损伤容限”设计必须假设主结构件上，最容易产生裂纹的临界位置（Critical Area）上有一定大小的预存裂纹。
就裂纹缓慢生长结构而言，在固定件孔边的初始裂纹长度与形状为：若结构厚度大于0.127厘米，为半径0.127厘米的四分之一圆；若结构厚度小于或等于0.127厘米，则为长度0.127厘米的穿透裂纹。
在非固定件孔边位置的初始裂纹长度与形状为：若结构厚度大于0.318厘米，为直径0.635厘米的半圆；若结构厚度小于或等于0.318厘米，则为长度0.635厘米的穿透裂纹。
就“破损安全”结构而言，初始裂纹长度与形状在固定件孔边为：如果结构厚度大于0.051厘米，为半径0.051厘米的四分之一圆；如果结构厚度小于或等于0.051厘米，则为长度0.051厘米的穿透裂纹。
