损伤容限的概率设计方法
8_损伤容限设计方法
1背景
从60年代末期起的几年当中。原按疲劳安全寿命设 计的多种美国空军飞机出现了某些断裂事故，因此， 按安全寿命设计并不能确保飞机的安全，因为它没 有考虑到实际结构在使用之前，由于材料、生产制 造和装配过程中已存在不可避免的漏检的初始缺陷 和损伤；加之当时使用的高强度或超高强度合金的 断裂韧性降低等原因，这些缺陷、损伤于使用过程 中在重复载荷作用下将不断扩展，直至扩展失控造 成结构破坏和灾难性事故。 因此美国于1974-1975年颁布了第一部损伤容限设 计规范
2.3
损伤容限设计与断裂力学的关系
结构中存在的缺陷、损伤或裂纹实际上都是指结构内部的 受损状态，只不过是这些术语所描述的受损几何形态不同 而已。损伤容限设计方法中对这些受损的几何形态都等效 成简单几何形态的裂纹来处理，这是因为断裂力学在含裂 体方面的众多研究成果为损伤容限的设计分析方法提供了 强有力的理论基础。损伤容限设计关心的问题包括：
同一批生产飞机由于使用过程不同，实际的损伤度并不相同。 为此需要测出并记录实际的载荷谱，以便和设计载荷谱相比较。 通过数据处理，定出实际损伤度和实际可用寿命。根据实际寿命 的差别调整飞机的检修周期和部件的更换计划，直到经济上不值 得再修理为止。这种用经济价值来决定的飞机寿命称经济寿命。 故跟踪也是损伤容限设计中的一个重要环节。
6．对于那些较长、较大的零件应考虑止裂措施，如采用止裂 孔、止裂带和结构分段等，以防止裂纹快速扩展。 7．合理的控制结构的设计应力水平。应当综合强度、刚度、 损伤容限、耐久性和可靠性几方面的要求，减轻结构重量情 况下合理确定应力水平和设计指标。
损伤容限设计是一项十分复杂而又重要的工作，需要
一系列的分析、计算和试验。特别对于采用高强度材料
安全寿命设计和损伤容限设计
安全寿命设计和损伤容限设计安全寿命设计和损伤容限设计，这听起来是不是有点儿严肃？不过别担心，我们今天就轻松聊聊这些概念。
安全寿命设计就是给产品设定一个“保质期”，让它在使用过程中不至于“早早退休”。
想象一下，买了个新手机，结果用了几个月就罢工了，心里那个不爽啊！所以，安全寿命设计的目的就是确保产品在正常使用条件下，能让我们安心用到它的极限，而不是在关键时刻掉链子。
比如汽车，你希望它能陪你跑个几年，结果一上高速就发出“咕噜咕噜”的声音，那可就尴尬了。
再来说说损伤容限设计，这个名字听起来有点复杂，其实它就是在说一个产品能承受多少“打击”。
就像你在打篮球，可能摔倒几次，但只要没有骨折，那就算是“容忍”了。
损伤容限设计就像给产品设置了一个“防护罩”，能抵挡一些意外情况，比如碰撞、冲击等。
想象一下，一台手机掉到地上，屏幕裂了，你可能心里会咯噔一下，但如果它没有摔坏，那就是“天佑我机”，你心里立马轻松多了。
安全寿命和损伤容限这俩兄弟，其实有很多共同之处。
他们都希望我们的产品能在使用过程中，尽量减少故障。
就像一场马拉松比赛，跑者需要在整个过程中保持体力，避免在关键时刻“跌倒”。
所以，设计师们会通过各种方法，让产品的材料和结构都能更耐用、更稳定。
比如，汽车的车身要用轻便又结实的材料，这样在遭遇碰撞时能吸收冲击力，保护车内乘客的安全。
就像在玩飞盘时，你希望盘子飞得又远又稳，而不是一出手就掉了。
想要实现安全寿命设计和损伤容限设计，其实需要很多的“智慧”。
设计师得根据产品的使用环境和条件，考虑各种可能的风险。
就像给小孩选玩具，要考虑安全性、耐用性和趣味性。
现在的科技发展迅速，材料科学也在不断进步，设计师们有了更多的选择。
这就好比做饭，调料多了，菜也就丰富了。
比如，使用复合材料能让产品在轻量化的同时，更加坚固，简直就是“厨艺高超”的表现。
还有一个很有趣的点就是，安全寿命设计和损伤容限设计不仅仅适用于产品，生活中我们也可以运用这些理念。
损伤容限设计流程
损伤容限设计流程The process of designing damage tolerance is crucial in ensuring the safety and reliability of various structures and machines. 损伤容限设计流程对于确保各种结构和机器的安全性和可靠性至关重要。
It involves a thorough analysis of potential failure modes and their effects, as well as the development of strategies to mitigate the impact of damage on the overall performance. 它涉及对潜在的失效模式及其影响进行彻底的分析，以及制定策略来减轻损伤对整体性能的影响。
The first step in the damage tolerance design process is to identify potential failure modes, which may include material degradation, structural deformations, or external impacts. 损伤容限设计流程的第一步是识别潜在的失效模式，这可能包括材料退化、结构变形或外部冲击。
This is typically done through a combination of mathematical modeling, simulation, and physical testing to understand how different factors can contribute to the initiation and propagation of damage. 通常通过数学建模、仿真和物理测试的组合来了解不同因素如何促成损伤的发生和扩展。
损伤容限设计方法和设计数据
关键词 :疲劳裂纹扩展速率 ;剩余寿命 ;疲劳裂纹扩展门槛值 中图分类号 : TH123 文献标识码 :A
1 引言
da dN
=
C (Δ K) m
(1)
式中 :Δ K ———应力强度因子范围 。
表 1 某些国产材料的疲劳裂纹扩展速率参数
常规疲劳设计方法和局部应力应变法都是以材 料的完整性为前提的 。但是 ,实际零构件在加工制造 过程中 ,由于种种原因 ,往往存在这样那样的缺陷或 裂纹 。为了考虑初始缺陷或裂纹对疲劳寿命的影响 , 便在断裂力学和破损 - 安全设计原理的基础上 , 提 出了一种新的疲劳设计方法 ———损伤容限设计 。
10Cr2Mo1
调质
0. 1 100
10 Ti
热轧
0. 15 40
12Cr2Ni4
调质
0. 25 67
13MnNiMoNb
调质
0. 1 6. 0
15MnV
正火
0. 1 140
16Mn
热轧
0. 1 150
16MnCr5 淬火后低温回火 0. 16 170
16MnL
热轧
0. 20 95
16MnL
热轧
0. 20 95
应力的影响 , Forman 提出了以下的修正式 :
da dN
=
C (Δ K) m (1 - R) Kc - Δ K
(5)
因为缺乏其 C 、m 值数据 ,在工程中应用较少 。
3 剩余寿命估算
3. 1 等幅载荷下的剩余寿命估算
将 Paris 公式积分 ,可得疲劳裂纹扩展寿命的估
算公式如下 :
∫ ∫ ∫ N p =
2 疲劳裂纹扩展速率
疲劳裂纹扩展速率 d a/ d N 是剩余寿命估算的 基础 。它又可分为长裂纹的疲劳裂纹扩展速率与短 裂纹的疲劳裂纹扩展速率 。短裂纹的疲劳裂纹扩展 速率尚在研究阶段 , 这里仅介绍长裂纹的疲劳裂纹 扩展速率 。
典型结构的损伤容限设计方法课件
29
本讲内容
1
加劲板结构的断裂分析
2
3 4
壳体结构断裂特性分析
焊接结构中的断裂问题
提高结构损伤容限特性的措施
30
工艺措施
在结构开孔及断面突变的应力集中部位，容易发 生构件的疲劳断裂破坏。为了提高结构件的抗疲劳/ 断裂能力，常采用以下工艺措施： 结构钉孔的挤压强化；
零件表面的喷丸强化； 干涉配合；
有加强桁条时，桁条阻止平 板材料在垂直裂纹方向的收 缩，桁条承受压缩应力，板 在铆钉处收到拉伸载荷，增 加了应力强度因子。
23
横向加强件的约束作用
横向加强件使加劲板附近的面板处于双向受拉状 态，使得裂纹边缘失稳或内压鼓出减轻，从而使应力 强度因子降低。
24
压力容器的设计准则
含裂纹压力容器有两种失效模式： 脆断—穿透前到达临界尺寸—断裂韧性控制 断裂前渗漏—穿透前未到临界尺寸—强度控制 为了减小压力容器危害性，在高压状态下工作的 容器一般根据“断裂前渗漏”准则设计。
喷丸强化在结构内产生“循环应变层”，该层内产生组织变化 和残余压应力，改善零件表面的完整性，从而提高疲劳断裂和 应力腐蚀断裂抗力。
33
采用干涉配合
连接件和孔之间采用干涉配合，使孔周围产生预应力。高 干涉配合情况，平均应力降低，应力幅值降低，提高结构疲劳 寿命有益。
34
设计措施改善损伤容限特性
初步设计阶段的损伤容限设计考虑
第10讲 典型结构断裂特性分析
本讲内容
1
加劲板结构的断裂分析
壳体结构断裂特性分析
焊接结构中的断裂问题 提高结构损伤容限特性的措施
2
3 4
2
加劲板结构的断裂分析
加劲板剩余强度和裂纹扩展规律研究在飞机 损伤容限设计中具有重要意义。对于加劲板的断 裂特性研究必须回答以下问题：
材料力学损伤容限知识点总结
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。
第七章损伤容限要求-2009汇总
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。
损伤容限设计思想及分析方法综述
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。
复合材料耐久性损伤容限设计
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。
8_损伤容限设计方法
对比前面所讲的损伤容限设计思想。我们可知这 两种不同的设计原理在对结构初始缺陷状态的认 识出发点上就存在着差异，这样，在结构设计方 法、分析评估体系以及试验验证的关心焦点等诸 方面也就存在着差异。因此，安全寿命设计与损 伤容限设计在概念内容、方法等方面有着实质的 不同。但应当说是在不同意义上解决结构的使用 寿命设计及飞机安全问题，总的目标是一致的， 而且在结构件抗疲劳细节设计的原理上仍有许多 共同之处。
（1）剩余强度与裂纹尺寸的关系如何? （2）在预期的工作载荷下，能够容许多大的裂纹?即临界裂纹尺寸是多少? （3）裂纹从一定长度的初始尺寸，扩展到临界尺寸需要多长时间？ （4）在结构工作寿命开始时，允许存在多大的初始缺陷? （5）每隔多长时间，应该对结构进行一次裂纹检查(即裂纹检查周期的确定)?
可以说，损伤容限设计的分析评估体系完全有赖于断裂力 学的研究与发展。
(7) 对关键部位进行裂纹扩展和剩余强度分析，确定临界裂纹长度、 剩余强度水平和裂纹扩展寿命。修改结构设计直到满足设计要求。 (8) 进行结构损伤容限实验 (9) 制定维修计划，并给出使用维修大纲 针对飞机达到使用寿命前需要修理的全部部位，根据分析与试验结 果给出的检查方法、检修周期和允许的最大初始损伤尺寸等，制 定维修计划并给出使用维修大纲。 (10) 使用期间进行跟踪。
同一批生产飞机由于使用过程不同，实际的损伤度并不相同。 为此需要测出并记录实际的载荷谱，以便和设计载荷谱相比较。 通过数据处理，定出实际损伤度和实际可用寿命。根据实际寿命 的差别调整飞机的检修周期和部件的更换计划，直到经济上不值 得再修理为止。这种用经济价值来决定的飞机寿命称经济寿命。 故跟踪也是损伤容限设计中的一个重要环节。
结构损伤容限设计的基本概念
损伤容限设计、分析、试验以及使用维修四大方面的技术内 容： (1) 设计 ① 制定设计规范与设计要求；② 结构分类划分及其设计选择 原则； ③ 结构材料的选择； ④ 结构布局、结构细节设计； ⑤ 制造装配中的质量控制设计。 (2) 分析 ① 危险部位的选择与分析；② 载荷和应力谱的分析； ③ 初始损伤品质的评定；④ 裂纹扩展分析； ⑤ 剩余强度分析。 (3) 试验 重要结构部件与全机损伤容限试验。 (4) 使用与维修 ① 结构损伤的无损检测； ② 检查能力评估与检查间隔制定。
[工学]损伤容限设计
![[工学]损伤容限设计](https://img.taocdn.com/s3/m/ecf7c6f4fd0a79563c1e7286.png)
在此主要介绍脆断(线弹性断裂)强度计算，它主要研究理 想脆性材料和零件存在裂纹型缺陷时的裂纹扩展规律，并以此 确定裂纹体零件抗脆断的承载• 能力和裂纹扩展寿命，即脆性断 裂强度计算。同时它也适用小范围屈服的弹塑性材料(准脆断 体)，这时线弹性断裂力学经适当修正后，仍可用来计算准脆 断体的断裂分析与计算。
相应的位移为：
y y
xy
x r
r r
x
ux u y
KI 2E
•
r
2
11 22kk
1cos
2
1sin
2
cos sin
3
2
3
2
y
r
x
x
xy
r
2a
r r
x
应用线弹性的数学理论和 复合式Westgard应力函数，可 以求出裂纹顶端附近任意点的 应力。对于平面问题，笛卡 尔• 坐标上的I型应力场的主项为：
y y
xy
x r
x
y
xy
KI
2r
cos
2
•
传统疲劳强度设计法与断裂强度设计法的出发点是不同的： 前者假定材料是连续体，是从强度出发考虑；后者假定材料是裂 纹体，是从韧性(抗脆断能力)观点出发考虑的。因此，对具有裂 纹缺陷零件的强度计算，必须同时满足传统的疲劳强度判据和断 裂强度判据，两者不能互相取代，而是互相补充，使结构的强度 设计更趋完善。断裂力学的出现使机械强度设计思想发生了重大 变化。
断裂力学有两个分支——线弹性断裂力学和弹塑性断裂力 学。前者把裂纹尖端的应力应变状态，看成近似于线弹性的，可 以用线弹性力学来处理。
第七章损伤容限要求-2009
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。
损伤容限设计方法共15页PPT
损伤容限设计方法
Байду номын сангаас ▪
26、要使整个人生都过得舒适、愉快，这是不可能的，因为人类必须具备一种能应付逆境的态度。——卢梭
▪
27、只有把抱怨环境的心情，化为上进的力量，才是成功的保证。——罗曼·罗兰
▪
28、知之者不如好之者，好之者不如乐之者。——孔子
▪
29、勇猛、大胆和坚定的决心能够抵得上武器的精良。——达·芬奇
▪
30、意志是一个强壮的盲人，倚靠在明眼的跛子肩上。——叔本华
谢谢！
15
损伤容限设计流程
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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。
低损伤容限设计
低损伤容限设计随着科技的不断进步，人们对于安全性的要求也越来越高。
在设计中，低损伤容限设计是一种重要的考虑因素。
本文将就低损伤容限设计进行探讨，从概念、原理、方法和应用等方面进行分析。
一、概念低损伤容限设计是指在工程设计中，通过合理的结构设计和材料选择，使得在发生事故或者自然灾害时，能够最大限度地减少人员伤亡和财产损失的设计理念。
其核心思想是在设计过程中考虑到可能发生的各种灾害因素，并采取相应的措施来降低损伤和风险。
二、原理低损伤容限设计的原理主要包括以下几个方面：1. 材料的选择：在设计中选择具有较高强度和韧性的材料，以增加结构的抗震性能和抗风能力。
同时，还可以采用防火、防腐等特殊材料来提高结构的耐久性和安全性。
2. 结构的布局：在设计中合理布局各个功能区域，使得在发生事故或者自然灾害时，能够最大限度地减少人员伤亡和财产损失。
例如，在建筑设计中，可以将易燃区域与非易燃区域分开，减少火灾蔓延的可能性。
3. 结构的抗震设计：在设计中考虑到地震因素，并采取相应的措施来增加结构的抗震性能。
例如，可以采用加固措施、增加抗震支撑等方法来提高结构的稳定性。
三、方法低损伤容限设计的方法主要包括以下几个方面：1. 风险评估：在设计之前，进行全面的风险评估，明确可能存在的灾害因素和风险程度。
通过对风险的评估，可以有针对性地采取相应的设计措施，降低损伤和风险。
2. 综合分析：在设计中综合考虑各种因素，包括人员安全、财产安全、环境安全等，以达到最佳的设计效果。
通过综合分析，可以找到最合适的设计方案，提高结构的安全性和可靠性。
3. 优化设计：在设计中采用优化设计方法，通过优化结构的布局和材料的选择，以达到最佳的设计效果。
通过优化设计，可以降低结构的损伤和风险，提高结构的安全性和可靠性。
四、应用低损伤容限设计在各个领域都有广泛的应用。
例如，在建筑设计中，可以采用低损伤容限设计来提高建筑物的抗震性能和抗风能力，减少人员伤亡和财产损失。
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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。
按照损伤类型又可以分为（1）脱胶分层，（2）孔隙率，（3）开孔，（4）冲击损伤等等。
国外的研究表明，对复合材料结构可靠性进行评估而言，能够利用的有关损伤的定量信息很少。
因此建立损伤数据库是实现复合材料结构概率损伤容限设计方法的最基础的工作。
进行复合材料结构概率损伤容限设计与评估需要的损伤信息包括损伤类型、导致损伤的
原因、损伤尺寸、损伤发生的频率、损伤位置以及损伤检测方法。
2.2 损伤图谱
依据损伤类型及其相应的损伤信息数据库，研究并给出飞机复合材料结构损伤分布图（结构中具有类似的损伤威胁与损伤阻抗的区域的分布图，能够定量地表示不同的损伤类型在结构中发生的频率）。
2.3 损伤尺寸的概率分布
在损伤信息数据库与损伤图谱的研究基础上，建立损伤尺寸的概率分布（包括概率密度曲线和累积概率分布曲线）。
2.4 损伤检测概率
研究复合材料结构的损伤检测概率的数学描述方法，特别要关注不同的无损检测手段对损伤检测概率的影响。
3. 复合材料结构概率损伤容限设计中的不确定性因素的概率表征
研究复合材料材料结构的损伤容限设计评估中的不确定因素的概率表征方法。
在复合材料材料结构的损伤容限设计中需要考虑的不确定因素（初始设计变量）主要包括：
●失效模式（强度、刚度、稳定性、颤振等）
●载荷
●强度/刚度与温度的关系
●含湿量与时间的关系
●剩余强度/刚度与损伤尺寸/类型之间的关系
●检测概率与损伤尺寸/类型/检测方法之间的关系
●最大载荷与损伤存在时间之间的关系
●损伤尺寸与损伤类型谱
●结构温度谱
4. 复合材料结构损伤容限的概率设计要求
在飞机复合材料结构确定性损伤容限设计要求的基础上，研究复合材料结构损伤容限的概率设计要求，并进一步给出损伤扩展的验证和剩余强度的概率要求（可靠度指标）。
主要研究内容包括：
（1）设计需考虑的损伤尺寸：
●初始损伤尺寸及其概率分布，特别是复合材料结构损伤容限设计中特别关注的目视
勉强可检冲击损伤（BVID）；
●最大设计损伤尺寸（MDD）及其概率分布
●许用损伤尺寸（ADL）极其概率分布
●临界损伤门槛值（CDT）及其概率分布；
●离散源损伤尺寸（DSD）及其概率分布；
●易检损伤尺寸（RDD）及其概率分布。
（2）设计需考虑的载荷水平
●设计极限载荷（DUL）及其概率分布；
●设计限制载荷（DLL）及其概率分布。
5. 复合材料结构损伤扩展的概率分析方法
综合采用复合材料力学、结构有限元方法、断裂力学理论以及概率理论等方法，研究复合材料结构损伤扩展的问题，为复合材料结构损伤检测周期的确定奠定基础，并预测结构可能的损伤扩展路径。
6. 基于概率设计的复合材料结构损伤检测周期的确定方法
根据复合材料结构概率损伤容限分析方法，建立复合材料结构损伤检测周期的确定方法。
7. 复合材料结构概率损伤容限设计评估验证
选择由确定性复合材料损伤容限设计的复合材料结构部件，按照复合材料结构概率损伤容限设计方法对其进行分析，研究内容包括：
●对原设计进行可靠性评估，给出其损伤容限可靠度指标；
●在可接受的安全水平下，按照复合材料结构概率损伤容限设计方法对其进行重新设
计验证，并比较新旧设计方案，以验证复合材料结构概率损伤容限设计方法在结构
减重、提高结构效率方面的优势。