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民机机身整体壁板损伤容限分析及试验验证“民机机身整体壁板损伤容限分析及试验验证”，是在民用飞机研制、制造过程中最关键也是最重要的一步，因为它决定着飞机的结构强度、刚度和耐久性。
一般情况下，民机机身整体壁板损伤容限分析及试验验证，包括多种工艺方法，如机身壁板成形工艺、焊接工艺、热处理工艺、环境性能试验等。
1、机身壁板成形工艺：利用机身壁板成形工艺，根据机身壁板的设计要求，将机身材料以机身壁板的形式加工出来。
为了保证机身壁板的精密度和一致性，需要采用特殊的成形工艺，如挤压成形工艺、冷弯成形工艺、热弯成形工艺等。
2、焊接工艺：焊接工艺是用于连接机身壁板的主要工艺，其目的是将不同部件之间的衔接处焊接起来，以形成一个完整的机身壁板结构。
在焊接工艺中，需要使用合适的焊接方法和焊接材料，以保证机身壁板的连接强度。
3、热处理工艺：热处理工艺是用于改善机身壁板力学性能的主要工艺。
热处理工艺可以使机身壁板具有较高的强度和韧性，从而提高机身壁板的抗损伤能力。
4、环境性能试验：环境性能试验是用于证明机身壁板的耐久性和可靠性的主要试验手段。
可以通过对机身壁板进行温度、湿度、振动、冲击等环境性能试验，检测机身壁板的耐久性和可靠性。
最后，为了证明机身壁板的力学性能和耐久性，可以采用拉伸试验、弯曲试验、冲击试验等方式，来验证机身壁板的损伤容限。
总之，“民机机身整体壁板损伤容限分析及试验验证”是一个复杂的工作，需要综合运用多种工艺方法和试验手段，以保证机身壁板的质量及机身的整体力学性能和耐久性。
民机机身整体壁板损伤容限分析及试验验证，是飞机研制和制造过程中不可或缺的一步，其结果直接关系到飞机的安全性能。
所以，必须严格遵循国家规定的制造质量管理标准，以确保机身壁板的质量。
波音飞机结构修理方案中的损伤容限分析摘要：如今波音飞机结构设计已进入“损伤容限”时代，这对飞机的全设计使用寿命(Ds0)提出了挑战。
本文介绍了飞机结构修理方案中疲劳初始寿命分析和扩展容限分析，并结合案例说明其在飞机运行和维护中的作用。
关键词：损伤容限；DSO；结构完整性结构修理是为了恢复并保持飞机结构的完整性，使其满足飞机结构设计和分析的要求。
1978年12月以后，FAA要求所有按照FAR25.571修订45及以后修订版取证的飞机结构，按照损伤容限要求设计。
损伤容限飞机结构设计思想是通过结构维护方案，使疲劳裂纹等损伤在失稳扩展之前及时发现，从而确保飞机结构的安全。
为此，FAA在报告中指出，对于商用飞机机身主受力结构件的修理，应确保有效的补充检查门槛、检查频度和检查方法。
1、疲劳初始分析和扩展容限分析疲劳初始寿命分析和扩展容限分析分别是结构修理方案的第二阶段和第三阶段，是针对疲劳重要结构件(Fatigue Critical Structure)进行的，它包含了一部分主要结构件(Primary Structure Element)和一部分次要结构件(secondary Structure Element)，波音提供了适用于每个机型的疲劳重要结构清单(Fatigue Critical Structure List)。
第二阶段疲劳初始寿命分析主要是确定修理的补充检查门槛值，一般以飞机结构的DSO或修理时间为单位。
第三阶段扩展容限分析主要是确定修理的补充检查重复间隔及其检查方法。
执行修理后第二阶段的首次检查补充检查时，其检查结果对第三阶段重复检查的首次检查时间及其检查方法通常没有直接影响。
B757-200MPD第九部分中，对于SSl2类结构(依据疲劳裂纹扩展分析)，航空公司维护方案工程师可以根据重复检查的首次检查及第2次检查结果，并参考B757-200DTR中的损伤容限评级，视情调整以后的间隔，但新的维护方案必须得到地方适航当局的批准。
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。
飞机结构的损伤及其检测论文一、引言7月25日法航一车“协和”客机从巴黎戴高乐机场起飞两分钟后即坠毁，造成机上乘客和机组人员全部罹难，这起惨重的空难事故再次告诫我们对飞机结构损伤源及其后果的分析检测是多么重要。
现行适航性条例明确规定对新、老飞机必须按损伤害限原理进行设计和评估，保证在飞机整个使用寿命期内，一旦发生疲劳、腐蚀或意外损伤时，在损伤被检出前，结构仍能承受规定的载荷而不出现损坏或过度的结构变形．及时地以高概率进行损伤检测是确保结构损伤容限特性的一个关键要素，与此相应的损伤评定和损伤检查则是民用飞机合格审定和连续适航的一个重要内容．本文简要介绍民用飞机结构的主要损伤源和对各损伤源造成的损伤的检查要求，旨在引起有关人员的进一步研究和探讨。
二、结构损伤分析及其检测1、主要损伤的来源、性质和检查要求结构损伤从初始型式看可分为两大类：一类是明显的大面积损伤，由离散源引起；另一类是不易发觉的较小损伤，由环境恶化、意外事故或疲劳引起。
下面分别简述这些损伤型式。
（1）离散源损伤离散源损伤，如大鸟憧击或发动机或飞机零件飞出引起的结构损伤，是明显损伤．对此类损伤。
没有专门的检查大纲，但适航条例规定，必须证明一旦发生这类损伤，飞机应能安全地完成该次飞行。
故需对受损结构的剩余飞行中预期发生的合理载荷下的剩余强度进行分析和试验验证。
适航条例对新设计飞机所规定的离散源假设如下：●在最高至2450米的各种高度上，以可能的各种飞行速度下，1.8公斤重的鸟撞击飞机的任何部位（在海平面，直到Vc的各种速度下，3.6公斤鸟撞击尾翼．1.8公斤鸟撞击机翼）;●风扇叶片的非包容性撞击;●发动机的非包容性破坏（涡轮转盘的 1/3破坏）;●高能旋转机械的非包容性破坏。
（2）环境损伤环境损伤是指因有害环境造成的结构损伤，它包含两种损伤型式腐蚀和应力腐蚀。
腐蚀可能与时间和（或）使用有关，例如起源于表面防护破坏或老化的损伤很可能随日历时间的增加而加剧．也可能与时间和（或）使用无关，如厨房渗漏造成的腐蚀是一随机发生的离散事件。
飞机结构损伤容限设计第2讲结构损伤容限分析内容概要1.损伤容限结构定义2.分析目标3.分析要素4.破坏准则5.分析流程损伤容限结构：容许结构存在一定限度的损伤，并依靠检查来保证安全服役的结构。
实践和分析都表明：把结构设计成能承受定量损伤并实施计划检查的损伤容限结构，是提高装备安全水平的有效途径。
结构损伤容限分析目标：通过损伤容限技术分析，可以准确定量评估结构的剩余强度、裂纹扩展寿命以及它们的可靠程度，并制定结构安全裂纹扩展寿命，即检查周期，保证结构在服役期内的安全。
组成结构损伤容限特性有三个同等主要的因素：损伤检测：结构检查部位、各种检查方法及检查间隔的选择；裂纹扩展：在该结构部位的载荷谱和环境谱作用下，裂纹从初始假设尺寸至某一确定尺寸之间的裂纹扩展期；临界裂纹尺寸：在剩余强度要求载荷下，结构允许存在的最大损伤；或在某一规定的损伤情况下，要求结构剩余强度能力大于对该结构的剩余强度要求值。
4 破坏准则结构损伤容限分析中的破坏准则：开裂结构的剩余强度(σS )、承载能力随裂纹长度的增长而单调下降，当结构剩余强度降低到使用载荷历程中的最大应力水平时，结构便会发生断裂破坏。
()max S C S K f a σσσ=⎧⎨=⎩求临界尺寸a cr 下的疲劳寿命N C求可检裂纹尺寸下的疲劳寿命N D确定结构类型计算裂纹扩展曲线a -N 剩余强度降曲线σS -N9GJB776-89规定；9破损安全结构；9缓慢扩展型。
确定未修使用期PUSU=N C －N DN C －N D ≥MPUSU符合规定，结束9结构材料；9a 0, a cr ；9裂纹扩展模型。
9断裂力学；9传力结构类型；9临界强度等。
9设计要求规定断裂应力。
9可检规范；9不可检结构，按”出厂时间”或“第1次飞行时间”；9制定检测周期。
9由标准文件给出最小未修使用期。
1. 裂纹扩展曲线a-N 图2. 结构强度降曲线σS -N 图3. 未修使用期示意图。
Science &Technology Vision 科技视界1民用飞机机身框对拉接头损伤容限分析方法1.1民用飞机机身框对拉接头及其分析部位介绍民用飞机典型框结构由两段上半框缘和两段下半框缘组成,上、下框缘用两个T 型对拉接头对接,如图1所示。
上下对拉接头采用高锁螺栓和高锁螺母连接,如图2所示。
两个对拉接头中间夹有角材T 型材等,如图3所示。
图3上下接头间夹层示意图根据框连接的受力特点,内外框缘均可能受拉伸载荷,因此假设初始裂纹位于内外框缘与接头连接的靠近外框缘的铆钉孔边,如图4中的接头裂纹所示。
接头对接螺栓的集中载荷使接头根部产生弯曲应力,假设接头根部裂纹起裂位置在接头根部拐角处,如图4中的接头根部裂纹所示。
图4对拉接头初始裂纹位置1.2对拉接头损伤容限分析步骤1.2.1对拉接头孔边裂纹分析对拉接头孔边裂纹分析步骤如下:1)计算R 1/P接头与框腹板连接简化为稳定单剪连接,根据参考文献[1]计算求得对拉接头危险端部紧固件载荷与连接处外载荷之比。
2)工作应力计算计算部位应力按下式计算:σ=My I +N A (1)式中:M ———对接处框缘梁单元弯矩;N ———对接处框缘梁单元轴力;y ———裂纹起始位置到截面形心的距离(加蒙皮截面);I ———截面惯性矩(加蒙皮截面);当蒙皮承受压应力,取30t 有效蒙皮参加承受弯曲应力;蒙皮承受拉伸应力,机身无内压情况,取40t 有效蒙皮参加承受弯曲应力;蒙皮承受拉伸应力,机身带有内压情况,取80t 有效蒙皮参加承受弯曲应力。
(t 为蒙皮厚度)A ———接头截面面积。
3)NASGRO 软件参数设置选取孔边角裂纹模型CC02进行计算,确定模型参数,由剩余强度载荷文件得到剩余强度应力作为限制应力。
在NASGRO 中输入模型参数、材料属性、限制应力、载荷谱等参数。
4)损伤容限分析通过计算得到裂纹扩展次数及裂纹扩展曲线。
5)确定检查门槛值、检查间隔由裂纹扩展次数计算求得检查门槛值,根据采用的检查方法确定最小可检裂纹长度,求得检查间隔。
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。
【案例剖析】结构设计从安全寿命到损伤容限飞机结构的设计，必须在性能、安全、成本三者间取得平衡。
自1903年莱特兄弟发明飞机后，伴随着重大的飞机失事教训，飞机结构设计观念也历经多次的修改。
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”，经过50年代的“彗星”客机和B-47坠毁后，改进为“破损安全”；而70年代发生的波音707及F-111事件，则使得“损伤容限”成为现今的标准结构设计准则。
1988年发生的阿罗哈航空事件，则揭示了散布型疲劳损伤成为“损伤容限”结构设计的新课题。
'彗星'1客机事故1954年1月10日，一架已飞行1,286架次、3,680飞行小时的“彗星”1，从新加坡飞往伦敦，从最后停靠站罗马再度起飞后半小时爬升到约8,100米的高度时，早天候良好的情况下机身解体并有部分起火燃烧，坠落在意大利厄尔巴岛（Elba）畔的地中海。
但在复飞仅16天后的1954年4月8日，又一架已飞行903架次、2,703飞行小时的“彗星”1执行从罗马飞往开罗的任务。
在起飞约半小时，估计已爬升到最高巡航高度时突然完全失去联络，稍后在意大利南部那普勒斯（Naples）畔的地中海发现飞机残骸。
从地中海捞起的第一架“彗星”1失事残骸“彗星”1的水槽试验裂纹发生的原因是蒙皮太薄。
“彗星”1安装4台德哈维兰发动机公司（de Havilland Engine Company Limited）生产的“幽灵”（Ghost）涡喷发动机，由于当时的喷气式发动机仍在起步阶段，为了减轻机体重量以弥补推力不足，“彗星”1机身蒙皮厚度只有0.07厘米，窗户边蒙皮加厚到0.09厘米，薄蒙皮在舱压作用下的应力（stress，单位面积承受的负载）居高不下，而窗户角落的应力集中（Stress Concentration）效应使高应力情况更加恶化，最后导致产生疲劳裂纹。
另外出厂前的结构测试也有问题，“彗星”1执行全尺寸机体疲劳试验时，机体约经过18,000次的加减舱压后才毁坏，大约是真实疲劳寿命的15倍，与实际情况完全不符。
