结构损伤容限分析

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。

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。

复合材料结构损伤容限设计的两个关键参数＊冯振宇，郝　鹏，邹田春（中国民航大学航空工程学院，天津３００３００）摘要 综合分析研究了复合材料飞机结构损伤设计和合格审定中的两个关键参数（损伤尺寸参数和冲击能量截止值）。

研究结果表明，当复合材料结构损伤阻抗较低时，可按损伤尺寸（采用冲击凹陷深度表征）确定损伤结构的剩余强度；当复合材料结构损伤阻抗较高时，可按冲击能量截止值确定损伤结构的剩余强度。

为民用飞机复合材料结构设计和合格审定提供了参考。

关键词 飞机结构　复合材料　损伤容限　设计参数Ｔｗｏ　Ｃｒｉｔｉｃａｌ　Ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ　ｉｎ　Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ　Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ　Ｄａｍａｇｅ　Ｔｏｌｅｒａｎｃｅ　ＤｅｓｉｇｎＦＥＮＧ　Ｚｈｅｎｙｕ，ＨＡＯ　Ｐｅｎｇ，ＺＯＵ　Ｔｉａｎｃｈｕｎ（Ｃｏｌｌｅｇｅ　ｏｆ　Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌ　Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｃｉｖｉｌ　Ａｖｉａｔｉｏｎ　Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ　ｏｆ　Ｃｈｉｎａ，Ｔｉａｎｊｉｎ　３００３００）Ａｂｓｔｒａｃｔ Ｔｗｏ　ｃｒｉｔｉｃａｌ　ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ（ｄａｍａｇｅ　ｄｉｍｅｎｓｉｏｎ　ｐａｒａｍｅｔｅｒ　ａｎｄ　ｃｕｔ－ｏｆｆ　ｖａｌｕｅ　ｏｆ　ｉｍｐａｃｔ　ｅｎｅｒｇｙ）ｉｎ　ａｉｒｃｒａｆｔｃｏｍｐｏｓｉｔｅ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ　ｄａｍａｇｅ　ｄｅｓｉｇｎ　ａｎｄ　ａｉｒｗｏｒｔｈｉｎｅｓｓ　ｃｅｒｔｉｆｉｃａｔｉｏｎ　ａｒｅ　ｃｏｍｐｒｅｈｅｎｓｉｖｅｌｙ　ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄ．Ｒｅｓｕｌｔｓ　ｓｈｏｗ　ｔｈａｔｗｈｅｎ　ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ　ｄａｍａｇｅ　ｒｅｓｉｓｔａｎｃｅ　ｉｓ　ｌｏｗｅｒ，ｄｅｔｅｒｍｉｎｉｎｇ　ｄａｍａｇｅ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ　ｒｅｓｉｄｕａｌ　ｓｔｒｅｎｇｔｈ　ｉｓ　ｂａｓｅｄ　ｏｎ　ｄａｍ－ａｇｅ　ｄｉｍｅｎｓｉｏｎ（ｕｓｉｎｇ　ｉｍｐａｃｔ　ｄｅｎｔ　ｄｅｐｔｈ　ｔｏ　ｉｎｄｉｃａｔｅ），ａｎｄ　ｗｈｅｎ　ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ　ｄａｍａｇｅ　ｒｅｓｉｓｔａｎｃｅ　ｉｓ　ｈｉｇｈｅｒ，ｄｅｔｅｒ－ｍｉｎｉｎｇ　ｄａｍａｇｅ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ　ｒｅｓｉｄｕａｌ　ｓｔｒｅｎｇｔｈ　ｉｓ　ｂａｓｅｄ　ｏｎ　ｃｕｔ－ｏｆｆ　ｖａｌｕｅ　ｏｆ　ｉｍｐａｃｔ　ｅｎｅｒｇｙ．Ｔｈｅ　ｒｅｓｅａｒｃｈ　ｒｅｓｕｌｔｓ　ｈａｖｅ　ｇｏｏｄｒｅｆｅｒｅｎｃｅ　ｖａｌｕｅ　ｆｏｒ　ｃｉｖｉｌ　ａｉｒｃｒａｆｔ　ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ　ｄｅｓｉｇｎ　ａｎｄ　ｃｅｒｔｉｆｉｃａｔｉｏｎ．Ｋｅｙ　ｗｏｒｄｓ ａｉｒｃｒａｆｔ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ，ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ，ｄａｍａｇｅ　ｔｏｌｅｒａｎｃｅ，ｄｅｓｉｇｎ　ｐａｒａｍｅｔｅｒ　＊中国民航局科技项目（ＭＨＲＤＺ２０１０１０）　冯振宇：男，１９６６年生，博士生，主要研究方向为复合材料结构损伤容限设计 复合材料结构对冲击损伤是极为敏感的，严重的冲击损伤可明显降低复合材料结构静强度。

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。

课题第八章复合材料结构耐久性损伤容限设计（三）目的与要求提高零部件耐久性/损伤容限的特殊设计方法和材料使用因素损伤容限分析和疲劳特性概述了解耐久性/损伤容限设计实例复合材料制件的疲劳特性分析方法重点损伤容限分析和疲劳特性概述复合材料制件的疲劳特性分析方法难点复合材料制件的疲劳特性分析方法教具复习提问耐久性/损伤容限设计的特点是什么？复合材料制件的疲劳特性分析方法有哪些？新知识点考查损伤容限分析和疲劳特性布置作业课堂布置课后回忆损伤容限分析和疲劳特性？复合材料制件的疲劳特性分析方法有哪些？备注教员1.提高零部件耐久性/损伤容限的特殊设计方法1.1.损伤的极限1.1.1通常损伤程度●碳纤维复合材料存在缺陷/损伤时，因其强度下降时可能高达60%左右，因此按照损伤容限设计的结构厂采取较低的许用值进行控制，一般情况不超过4000μξ。

●零部件强度的下降必定导致系统性能的下降，设计过程中使用的降低了的许用值，必定不能充分发挥材料的最大性能，不但影响了设计的效率，而且给工艺制造过程和质量控制造成过大的裕度和能源浪费。

1.1.2当前的设计目标●为了充分发挥复合材料的潜在优势，近年来国内外提高了损伤容限，也提高设计许用值。

●从最初设计阶段、工艺制造过程和质量控制方面综合考察，要求设计许用值达到6000μξ。

●根据国外的相关报道，经过数年的科研工作，在飞机设计方面采用的复合材料构件已经达到上述要求。

✧机翼结构设计的拉、压设计许用应变值提高到6000μξ；✧剪切应变值提高10000μξ。

1.1.3设计思想●提高结构的抗损伤能力✧抑制损伤的形式；✧减少损伤范围，如减少冲击的区域；✧抑制或阻止损伤进一步发生。

●提高结构包容损伤的能力✧提高复合材料结构受损后的剩余强度和疲劳强度/疲劳寿命；✧采用更先进的复合材料成形技术，增加制件自身的性能；✧使用强度更高的体积材料和增强材料，保证“原材料”的性能；✧采用合理的浸润工艺，提高界面相的性能。

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。

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。

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。