飞机结构损伤容限分析

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。

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。

探析飞机结构耐久性与损伤容限的设计20世纪70年代，在结构分析法快速发展以及断裂力学理论不断成熟的理论前提下，通过对飞机结构进行实践的分析及飞机服役经验的不断积累，飞机结构的耐久性和损伤容限的设计研究开始形成一种规范，这是对于传统的飞机设计方法的一种完善与发展。

当前，对于此项理论的研究已经进入了实用的阶段，并逐渐形成了较为完备的飞机设计体系。

1 飞机结构设计理念的发展历程对飞机结构进行设计的理念在发展过程中不断发生着变化。

从分类上来讲民用类型的飞机主要注重的是经济性能与安全性能，而军用飞机则注重的是飞机的飞行与战斗性能。

在历经半个多世纪的发展历程中，对飞机结构进行设计的理念呈现出了一个不断完善的过程，不断向着更高的安全性能、更高的经济性能、更长的寿命、更低的维护成本、更高的机动性能以及更高的出勤率方向发展。

2 飞机结构耐久性与损伤容限的基本设计理念2.1 飞机结构的耐久性设计2.1.1 飞机结构耐久性设计的概念。

耐久性作为一项指标，其概念是在规定的时限之内，飞机结构的整体性能在抗腐蚀性能、抗疲劳开裂性能、避免热退化与机体剥离等多个方面所表现出来的能力。

这种概念的认知从基础上认定飞机机体在正式投入使用之前就存在着或大或小的缺陷，在飞机服役工作的过程中，因为机体所承受的载荷作用，会慢慢地在飞机机体上出现一定规模的损伤与裂纹，如果任凭这种趋势发展下去，必然会直接对飞机机体结构的功能产生影响，增加飞机的维修成本，影响飞机的正常使用，因此，必须对此进行及时的修理，此種修理可以分为若干次进行，直到能够满足飞机的使用寿命。

具体表示公式为：Nsj≤式中：Nsj——对飞机结构进行设计时所初步预定的工作寿命n——飞机在修理期所进行维修的具体次数Tei——进行第一次大修前飞机的使用寿命2.1.2 飞机结构耐久性设计的基本准则：Nsy≤Ne式中：Nsy——使用寿命Ne——耐久性寿命2.2 飞机结构的损伤容限设计2.2.1 飞机结构损伤容限设计的概念。

民用飞机结构损伤容限研究分析随着科学技术的发展，公众对民用飞机的安全要求提出了更高的要求，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分析，借助简单实例对评定方法进行梳理，并阐述了相应的损伤处理程序，以供参考。

标签：民用飞机；适航；结构；损伤容限一、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。

二、损伤容限与耐久性的关系耐久性和损伤容限是民用飞机结构设计必须满足的结构特性，根源在于民用飞机经济型和安全性的权衡，二者的简单含义如下：耐久性是结构防止和抵抗损伤产生（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）白勺能力。

损伤容限是结构防止损伤增长至灾难性破坏的能力。

现实中，耐久性和损伤容限很难完全分开，二者互为基础和制约。

但二者的设计目标差异较大，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。

损伤容限设计的目的是：使结构受损伤的危险性减至最小，通过断裂控制，保证在损伤使强度降至适航条例规定值（剩余强度要求）之前，以高概率及时检测出损伤，使结构修复后回到条例要求的强度，从而确保民用飞机的安全可靠。

三、损伤容限分析评定（一）损伤容限评定任务民用飞机结构的损伤容限分析评定任务包括飞机使用情况确认，重心过载系数谱编制，确定主要结构的危险部位，建立危险部位的应力谱，给出裂纹扩展速率，裂纹扩展分析，获得材料及相应构型的断裂韧性值，确定限制载荷下各部位的最大損伤程度，剩余强度分析，确定损伤部位的结构类型，生成裂纹扩展缺陷，确定检查方法和检查周期。

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。

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。

第七章损伤容限设计要求第1节概述1、设计思想的转变飞机结构安全性的要求, 主要依赖于结构的损伤容限设计技术。

损伤容限设计成为保证结构安全、防止发生灾难性破坏事故的重要设计原则和方法。

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。

它是以断裂力学为基础，以保证结构安全为目标，以损伤检查为手段。

涉及结构设计、载荷、强度、材料、工艺、试验质量控制、使用维修和组织管理各环节的系统工程。

在各环节中的重要改变对传统理论和方法是一个巨大的冲击和革新。

表现在：(1) 设计思想承认损伤不可避免, 不断发展新的设计准则；(2) 结构提出新的结构设计概念, 进行结构分类, 完善结构总体安排和细节设计要求；(3) 载荷和环境要求飞—续—飞载荷谱，强调温度、湿度和介质环境，考虑离散源损伤；——载荷谱的谱型分为“等幅谱”、程序块谱、飞—续—飞谱3种简化的排列形式。

——飞—续—飞载荷谱是以一次飞行接一次飞行地排列飞机所经历的载荷—时间历程。

每次飞行代表飞机一种特定的典型使用任务，该谱一般以一定的时间作为循环周期，在一个循环周期内，各次飞行之间的载荷历程有差别，但它们的总和代表飞机所有典型使用任务。

飞机将周而复始地依次重复该周期内的各次飞行，直至飞机的总寿命结束为止。

(4) 材料大量增加了对材料性能的严格要求, 增加裂纹扩展及断裂、腐蚀的十余个材料常数，提出新的选材准则；(5)强度贯彻损伤容限准则和新的分析方法；(6)工艺对损伤容限重要结构件实施工艺控制；(7)试验增加全尺寸损伤容限试验（裂纹扩展和剩余强度试验）；(8)质量控制无损检验，重要结构件跟踪控制；(9)使用和维修制定并实施结构维修大纲，机队监测监控；(10) 组织管理要实现损伤容限需要设计方（设计、分析、制造、用户保证）、使用方（检查、维护、修理、报告）和适航管理部门（管理条例、机队监控）三方明确分工，紧密合作，才可能实现。

安全性在整个预期使用寿命期内, 每架飞机的飞行结构的安全性将达到和保持规定的剩余强度水平(存在未发现的损伤)的保证。

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。