损伤容限综合分析模型

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。

损伤评估模型损伤评估模型是一种用于评估人体损伤程度的数学模型。

它是基于大量的医学数据和统计分析而建立的，通过对损伤特征和临床表现的分析，可以准确地估计损伤的严重程度，帮助医生和保险公司给予合理的赔偿和治疗建议。

损伤评估模型通常包括以下几个步骤：1. 数据收集：医生和研究人员需要收集大量的损伤相关数据，包括损伤类型、损伤程度、治疗情况、康复状况等，同时还需要获取与损伤相关的影像学、实验室检查以及病历资料等。

2. 特征提取：通过对收集到的数据进行统计分析和特征提取，确定与损伤严重程度相关的特征。

常用的特征包括损伤面积、深度、位置、周围组织的情况等。

3. 模型建立：根据收集到的数据和提取的特征，建立数学模型，通常使用机器学习算法或统计学方法进行建模。

常用的算法包括回归模型、决策树、支持向量机等。

4. 模型验证：将建立的模型应用于新的损伤样本进行验证，评估模型的准确性和稳定性。

可以使用交叉验证的方法进行模型评价。

5. 模型应用：根据损伤评估模型的结果，对损伤进行分类和评估。

模型可以将损伤分为轻微、中度和严重等级，也可以给出具体的伤情分数或伤残评级。

损伤评估模型在医疗和保险领域有着广泛的应用。

医生可以通过模型评估损伤的严重程度，制定合理的治疗方案和康复计划。

保险公司可以根据模型结果确定理赔的金额和赔偿比例。

此外，损伤评估模型还可以用于研究损伤的发展规律，对损伤的治疗和预防提供理论依据。

综上所述，损伤评估模型是一种利用数学建模和统计分析的方法，可以准确地评估人体损伤的严重程度。

通过收集数据、提取特征、建立模型、验证和应用，可以为医疗和保险行业提供重要的参考和决策支持，同时也可以促进对损伤的研究和治疗的进展。

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。

材料力学损伤容限知识点总结材料力学中，损伤容限是指材料在受到外力作用下能够承受的最大损伤程度。

了解和掌握材料的损伤容限是进行材料强度评估和工程设计的重要依据。

下面将从材料损伤的概念、分类与特点、损伤容限的评估方法等多个方面进行知识点总结。

一、材料损伤的概念材料损伤是指在材料受到外力作用下，出现内部结构的变化和性能的下降。

材料损伤可以表现为裂纹、孔洞、塑性变形、断裂等不同形式和程度的破坏。

损伤过程是材料在外力作用下发生的物理和化学变化的结果。

二、材料损伤的分类与特点1. 功能性损伤和结构性损伤：功能性损伤是指材料在使用过程中，由于物理、化学或热力学原因导致性能下降，如疲劳、蠕变等；结构性损伤是指材料在外力作用下，发生裂纹、断裂等破坏，破坏了材料的结构完整性。

2. 非可逆性损伤和可逆性损伤：非可逆性损伤是指材料在外力作用下，发生永久性变形或破坏，无法回复到原始状态；可逆性损伤是指材料在外力作用下，发生临时性变形或破坏，能够回复到原始状态。

3. 累积性损伤和集中性损伤：累积性损伤是指在材料受到多次外力作用后，损伤逐渐积累、累加；集中性损伤是指材料受到单次外力作用后，损伤集中在特定区域。

三、损伤容限的评估方法1. 经验法：通过实验测试和工程实践总结出的经验公式和规范来评估材料的损伤容限。

例如，根据材料的断裂韧性和材料强度参数来确定材料的破裂容限。

2. 理论分析法：通过建立适当的材料力学模型，应用弹性力学、塑性力学、断裂力学等理论进行定量分析，得出材料的损伤容限。

3. 数值模拟法：借助计算机软件和数值模型，对材料在外力作用下的物理过程进行模拟，根据模拟结果来评估材料的损伤容限。

四、材料损伤容限的影响因素1. 材料性质：材料的组分、原子结构、晶粒形貌、晶界及其他缺陷对损伤容限有重要影响。

2. 外力条件：外力作用的类型、大小、方向和加载速率等外力条件会对损伤容限的评估结果产生影响。

3. 环境因素：如温度、湿度、应力腐蚀等环境因素会对损伤容限产生影响。

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。

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。

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。