损伤容限设计

第⼋章复合材料结构耐久性损伤容限设计4-1课题第⼋章复合材料结构耐久性损伤容限设计（⼀）⽬的与要求复合材料的损伤、断裂、疲劳等缺陷发⽣的原因、对性能的影响程度复合材料耐久性/损伤容限设计特点设计过程中的基本要求缺陷检测⽅法和最低要求重点复合材料的损伤、断裂、疲劳等缺陷发⽣的原因、对性能的影响程度复合材料耐久性/损伤容限设计特点难点缺陷检测⽅法和最低要求教具复习提问复合材料的损伤、断裂、疲劳等缺陷发⽣的原因、对性能的影响程度？复合材料耐久性/损伤容限设计特点？新知识点考查复合材料耐久性/损伤容限设计布置作业课堂布置课后回忆复合材料的损伤、断裂、疲劳等缺陷发⽣的原因、对性能的影响程度？备注教员Boeing787复合材料机⾝段1.复合材料的损伤、断裂、疲劳性能及耐久性/损伤容限设计特点1.1.考虑耐久性/损伤容限设计的必要性1.1.1耐久性/损伤容限设计的⽬的和特殊性●⽬的耐久性与损伤设计以考虑结构（⽆损伤和含损伤结构），在规定寿命期内因受到包括载荷、环境和意外事件的单独或者累计作⽤⽽性能退化的情况下，实现其功能的能⼒；并以满⾜设计准则的要求，达到安全性和经济性。

●特殊性复合材料优异的疲劳性能和损伤/裂纹扩展往往缺乏规律性，以及对冲击损伤的敏感性，使复合材料结构耐久性和损伤容限设计呈现出许多与⾦属材料结构不同的特点，应该予以特别关注。

1.1.2耐久性/损伤容限设计是复合材料部件设计的主要组成部分●确定使⽤寿命设计初期⽤于计算零部件或整体机构、设备或系统的寿命，以确定整体性；●确定适⽤的⼯艺⽅法复合材料零部件的寿命与制造⼯艺之间有着密不可分的关系，所以必须根据寿命选择制造⼯艺⽅法；●确定修理⽅法和⽅案耐久性/损伤容限还可以估计或计算出，修理后的零件的剩余寿命。

1.1.3发展过程●套⽤⾦属件设计理念，复合材料没有独有的设计思路 1975年颁布的美国军⽤标准“飞机机构完整性⼤纲----飞机要求”中尚且没有包含复合材料结构设计的内容，复合材料零部件的设计基本上完全套⽤⾦属件的设计⽅法，落后的⽅法，导致不能发挥发挥材料的特性。

复合材料结构概率损伤容限设计方法研究1. 研究背景现阶段在复合材料结构的损伤容限设计方法中，所考虑的主要物理量是按确定量来处理的而忽略了它们的随机性，即确定性方法。

例如，复合材料结构在制造或使用期间常常会产生损伤，为了使设计的结构在经受这样的损伤之后仍能安全使用，在实践中一般的做法是限制复合材料结构中的许用应力。

典型的做法是，将复合材料结构设计成经得起下述最苛刻的二个条件中的任何一个：（1）极限载荷下任何位置的6.3 mm的开孔；（2）规定尺寸的物体冲击表面时引起的损伤（代表目视勉强可见的冲击损伤威胁）。

两个准则都假设在构件的寿命期内存在缺陷。

很显然，这些准则降低了复合材料的许用强度。

确定性方法规定一个安全系数以覆盖未知量而导致保守的设计，传统上安全系数一般取为1.5。

实际上，飞机结构的安全性要受到很多因素的影响，其中一些主要影响因素还具有明显的、不可忽视的随机特性。

因此用统计模式来表征部件尺寸、环境因子、材料特性和外载荷等设计变量更为符合实际情况。

确定性方法是找出并定义在设计中要满足的一个最严重情况或极值，而概率设计方法则在设计中利用统计学特征并试图提供一个期望的可靠度。

概率方法依赖于一个变量的统计特征来确定它的大小和频率，较确定性方法更为合理。

当前军用和民用飞机的结构设计除满足强度和刚度要求外，已广泛采用耐久性/损伤容限设计思想。

其中，损伤容限设计思想是在“破损安全”概念的基础上演变而来的，主要基于如下考虑，即结构带损伤使用是难以避免的事情。

损伤容限设计思想要求含损伤结构在损伤被检出之前要保持足够的剩余强度。

损伤容限设计是依靠结构对损伤容忍能力和规定的无损检测的有效性来保证安全的。

目前的损伤容限设计方法属于确定性设计方法。

因此，进一步的设计思想是发展一种能综合考虑各种主要因素的影响及其随机性的设计方法，即复合材料结构可靠性分析与设计方法。

2. 复合材料结构概率损伤容限设计涉及的损伤表征问题研究2.1 损伤类型及其相应的损伤信息数据库在复合材料材料结构损伤容限设计中的初始缺陷主要包括制造加工缺陷与使用（服役）缺陷两大类。

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。

飞机结构损伤容限设计第9讲损伤容限设计内容概要1.损伤容限设计内容2.损伤容限结构类型3.损伤容限设计一般流程4.损伤容限设计要点5.损伤容限设计措施损伤容限设计技术的总目标：保证含裂纹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遭遇到的最大载荷，从而使飞机结构不会因裂纹存在而发生灾难性破坏，保证飞机结构的安全。

飞机损伤容限设计内容：初始裂纹尺寸假设临界裂纹长度问题剩余强度问题裂纹扩展寿命问题设计方法论初始裂纹尺寸假设：新飞机出厂时，或已服役飞机经返修后可能预先存在于结构中的最大初始裂纹。

临界裂纹长度问题：在可能遭遇到的最大载荷作用下，允许结构存在的最大裂纹长度。

剩余强度问题：一个含裂纹结构在规定寿命期或检修期内要承受的可能遭遇到的最大载荷。

裂纹扩展寿命问题：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。

设计方法论：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。

根据国军标GJB776-89的规定，按照损伤容限要求设计的结构分为两大类:缓慢裂纹扩展结构破损安全结构1) 破损安全多途径传力结构2) 破损安全止裂结构缓慢裂纹扩展结构使用环境中，结构缺陷或裂纹不允许达到不稳定扩展规定的临界尺寸，并在可检查度确定的规定使用期内，由裂纹缓慢扩展保证安全。

同时，在未修使用期内，带有亚临界裂纹的结构强度和安全性不应降到规定的水平以下。

破损安全多途径传力结构采用一个或多个元件组成的成段设计和制造的结构，来抑制局部损伤，以防止结构完全损坏，在后续检查以前，由剩余结构的裂纹缓慢扩展来保证安全，在未修使用期内不允许结构强度和安全性下降到规定水平以下。

破损安全多途径传力结构又分为两类：9多途径传力独立结构设计时，在多于一条传力途径的某个结构位置上不会存在由装配或制造过程引起的共同开裂源。

9多途径传力非独立结构设计时，在几个相邻传力途径的某个结构位置可能存在由装配或制造过程产生的共同开裂源。

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。

损伤容限设计流程下载温馨提示:该文档是我店铺精心编制而成，希望大家下载以后，能够帮助大家解决实际的问题。

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在损伤容限设计的开始，需要深入了解产品或结构的使用环境、功能要求、预期寿命等信息。

第七章损害容限设计要求第1节概括1、设计思想的转变飞机构造安全性的要求, 主要依靠于构造的损害容限设计技术。

损害容限设计成为保证构造安全、防备发生灾害性破坏事故的重要设计原则和方法。

损害容限是在“安全寿命”和“损坏—安全”以后发展起来的一项工程技术。

它是以断裂力学为基础，以保证构造安全为目标，以损害检查为手段。

波及构造设计、载荷、强度、资料、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改革。

表此刻：(1)设计思想认可损害不行防止 , 不停发展新的设计准则；(2)构造提出新的构造设计观点 , 进行构造分类 , 完美构造整体安排和细节设计要求；(3)载荷和环境要求飞—续—飞载荷谱，重申温度、湿度和介质环境，考虑失散源损害；——载荷谱的谱型分为“等幅谱”、程序块谱、飞—续—飞谱 3 种简化的摆列形式。

——飞—续—飞载荷谱是以一次飞翔接一次飞翔地摆列飞机所经历的载荷—时间历程。

每次飞翔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，各次飞翔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。

飞机将循环往复地挨次重复该周期内的各次飞翔，直至飞机的总寿命结束为止。

(4)资料大批增添了对资料性能的严格要求 , 增添裂纹扩展及断裂、腐化的十余个资料常数，提出新的选材准则；(5)强度贯彻损害容限准则和新的剖析方法；(6)工艺对损害容限重要构造件实行工艺控制；(7)试验增添全尺寸损害容限试验（裂纹扩展和节余强度试验）；(8)质量控制无损查验，重要构造件追踪控制；(9)使用和维修拟订并实行构造维修纲领，机队监测监控；(10)组织管理要实现损害容限需要设计方（设计、剖析、制造、用户保证）、使用方（检查、保护、维修、报告）和适航管理部门（管理条例、机队监控）三方明确分工，密切合作，才可能实现。

安全性在整个预期使用寿命期内 , 每架飞机的飞翔构造的安全性将达到和保持规定的节余强度水平 (存在未发现的损害 )的保证。

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。

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。

疲劳损伤容限设计的主要条款甲方（设计单位）：单位名称：__________________________________________________________________法定代表人：________________________________________________________________地址：______________________________________________________________________联系方式：__________________________________________________________________乙方（建设单位）：单位名称：__________________________________________________________________法定代表人：________________________________________________________________地址：______________________________________________________________________联系方式：__________________________________________________________________鉴于乙方委托甲方进行疲劳损伤容限设计工作，双方达成如下协议：一、定义与适用范围1.1疲劳损伤容限设计是指在工程设计过程中，考虑到结构或部件在长期使用中受到循环载荷作用时，能够承受的最大重复载荷次数和幅度，并设计出具有足够耐久性的结构方案。

1.2本协议适用于乙方所委托的项目中所有涉及疲劳损伤容限设计的相关结构部件或材料。

二、设计原则2.1甲方应根据国家和行业相关设计规范，结合实际使用环境与载荷情况，进行疲劳损伤容限设计。