第07讲：损伤容限设计基本概念、原理和方法
第07讲：损伤容限设计基本概念、原理和方法
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破损安全止裂结构
破损安全止裂结构是在安全 破坏前使裂纹不稳定快速扩展停 止在结构的某一连接区域内而设 计和制造的结构。 该结构通过残存结构中的缓慢裂 纹扩展和在后续检查中觉察损伤 来保证安全。 一般结构采用多个元件组成，适 当安置止裂带。 这种设计概念对于较长较大的构 件常考虑采用．加筋板是这种结 构的典型代表。
17
要求全尺寸损伤容限试验的结构
对一架新研制的飞机，通常全尺寸损伤容限试验的结构项 目包括(不限于如下项目) ① 机身气密舱 ② 机身与机翼的结合部 ③ 发动机架或接头 ④ 前缘襟翼 ⑤ 后缘襟翼与副翼 ⑥ 机体结构的大型锻件 ⑦ 前起落架部件 ⑧ 主起落架部件 ⑨ 全机，带一段机身的机翼，带一段机翼和一段尾翼的机身
分散系数
4-7
2
S-N曲线 理论基础
疲劳累积损伤理论
线弹性断裂力学
6
疲劳安全寿命设计和损伤容限设计对比
a1:安全寿命终结点的宏观可检裂纹；a2 :外场检测手段能测定的裂纹尺寸； a0 :损伤容限设计起点的初始裂纹尺寸；acr—不稳定扩展的临界裂纹尺寸。
7
疲劳安全寿命设计和损伤容限设计对比
均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，
针对不同的结构类型、裂纹形式和可检查度有不同的初始 裂纹尺寸。
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表面结构一般为可检结构，可考虑设计成破损安全结构．内 部结构当为不可检结构时，应设计成缓慢裂纹扩展结构．
易更换的结构容易实现破损安全设计；不易更换的结构以采 取缓慢裂纹扩展结构为宜。
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 。
飞机结构耐久性和损伤容限设计
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。
(完整版)第七章损伤容限要求-2009汇总
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。
耐久性损伤容限设计简介
年代这 ,0 年中继疲劳定寿发展起来的一种设计 思想。它是用疲劳设计定寿，用损伤容限设计保 证安全。二者 都 是 用 损 伤 容 限 设 计 概 念 保 证 安 全，不同的是，前者是建立在断裂设计概念的耐 久性定寿，后者是建立在疲劳设计概念的疲劳定 寿。可以说前者耐久性定寿是后者疲劳定寿的发 展和完善，后者疲劳定寿是前者耐久性定寿的基 础和原始阶段。两者不同之处见表 , 。
人员进一步认识到疲劳设计还远不能保证安全， 从而又增加了以断裂力学为基础的损伤容限设计 概念。!45* 年，美国空军提出用耐久性 （ 经济寿 命） 设计概念来取代原来的疲劳 （ 安全寿命） 设计 概念，并在这一基础上提出了包括以静强度、刚 度、耐久性和损伤容限为主要内容的飞机结构完 整性大纲。在此期间，美国空、海军相继颁布了 一系列军用飞机强度规范，详见表 $ 。 我国相应颁布的军用飞机强度规范详见计的基本思想
:< :; 耐久性损伤容限设计的基本思想 （ # ） 耐久性设计基本准则 ! :I ’ ! * 式中，! :I 为使用寿命； ! * 为耐久性寿命。 （ J ） 耐久性设计基本概念 认为飞机结构在使用前 （ 在制造、加工、装 配、运输时） 就存在着许多微小的初始缺陷，结 构在载荷 ! 环境谱的作用下，逐渐形成一定长度 和一定数量的裂纹和损伤，继续扩展下去将造成 结构功能损 伤 或 维 修 费 用 剧 增，影 响 飞 机 的 使 用，此时必须进行修理 （ 经济修理） ，这种修理可 以进行若干次，直到满足使用寿命。用公式表示 为： ! :I ’ % % * #
规范内容 总则 飞行载荷 其他载荷 地面载荷 水上 飞 机 的 承 载 和操作载荷 可靠 性 要 求 和 疲 劳载荷 气动 弹 性 不 稳 定 性 振动 地面试验 飞行试验 核武器效应 文件和报告 声疲劳 飞机要求
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。
损伤容限
• 所设计的结构
破损安全结构
• 缓慢裂纹扩展结构（提高检测水平） • 多传力途径--破损安全结构 • 破损安全止裂结构
确定 • 初步确定损伤容限设计结构类型 • 确定初始缺陷尺寸
耐久性设计
• 概念：在规定期限内，飞机结构抵抗疲劳开裂腐 蚀、磨损等的能力。 • 设计准则：
经济寿命 ≥ 设计寿命
• 理论基础：疲劳强度、断裂力学 • 结构特点：经济性好
可靠性设计
• 对系统和结构进行可靠性分析和预测，采 用简化系统和结构、余度设计和可维修设 计等措施以提高系统和结构可靠度的设计。
谢谢大家
• 理论基础：结构疲劳强度理论 • 特点：剖面尺寸庞大，结构重 量加大
1969年F111左翼脱落坠毁
损伤容限设计
• 概念：在规定的未经检验的介质内，结构有 抵抗由于缺陷或损伤所导致的破坏的能力。 • 设计准则：
剩余强度 ≥ 设计载荷
• 理论基础：断裂力学 • 特点：注重安全性
损伤容限设计
• 检修周期=裂纹扩展周期/分散系数
静强度设计
1.设计准则： σ ≤ [σ ] = σ b max n 2.理论基础：理论力学 材料力学 结构力学 弹性力学 塑性力学 3.特点：寿命短，应力 水平低，强度储备大 4.问题：疲劳强度问题
δ max ≤ δ c
彗星号客机的爆炸坠毁
安全寿命设计
• 设计寿命的概念（设计准则）：
平均试件寿命 设计寿命 ≤ n
金属结构材料的设计发展
DY1105101 郭翔DY1101101 董建民DY110110 王弘 DY110110 卢国鑫DY1101110 刘杨 PT1101 马楠楠 PT1101
• 损伤容限设计是怎么来的
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。
损伤容限
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。
[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。
飞机结构耐久性和损伤容限设计
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。
耐久性和损伤容限笔记详解
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。
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损伤容限设计内容
4.确定初始缺陷尺寸
初始裂纹尺寸与保证结构安全性和维修经济性关系密切。 初始缺陷有两种不同类型的裂纹尺寸:
一种是用各种无损检测(包括目视检查)能力确定的最小可检裂纹尺 寸，主要用作计算未修使用期和进行裂纹扩展寿命分析的起点．
另一种是显微断口反推技术等方法确定的当量裂纹尺寸(0.125mm 孔边角裂纹)，主要用作对紧固件分析的。
表面结构一般为可检结构，可考虑设计成破损安全结构．内 部结构当为不可检结构时，应设计成缓慢裂纹扩展结构．
易更换的结构容易实现破损安全设计；不易更换的结构以采 取缓慢裂纹扩展结构为宜。
静定结构是单传力途径结构，应设计成缓慢裂纹扩展结构。 静不定结构增加了结构的安全度，是实现多传力途径的基础, 应尽可能设计成破损安全多传力途径或破损安全止裂结构．
②：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，再加上由断裂元件转嫁过来的载荷；
③：必须有足够强的紧固件以保证失效结构上的载荷传递 到残存结构上。
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设计实例
机翼、尾翼设计中采用的多梁、多腹板或多桁条结构， 都可以看成是一种分散传力结构布局的多路传力结构。
(a)由三块整体壁板通过钢铆钉连接组成的下翼面；(b)B707飞机平尾的三缘条结构形式；
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损伤容限设计步骤
损伤容限设计目的是保证飞机的安全性，为此损伤容 限设计工作必须从飞机总体设计阶段开始。在飞机结构型 式确定、受力构件安排、材料选择和构造工艺方法确定等 均应考虑损伤容限设计原则。尽量将结构设计成破损安全 结构，并具有良好的可检查性。
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设计步骤
1.确定设计使用载荷谱； 2.确定飞行安全结构和断裂关键结构； 3.合理选择材料，兼顾静强度、刚度和疲劳设计要求； 4.进行结构分类，确定结构类型和检查级别； 5.进行结构细节设计 6.确定初始缺损尺寸 7.对关键部位进行裂纹扩展和剩余强度分析，确定临界裂
对可检结构给出检修周期； 对不可检结构给出最大允许初始损伤．
4
损伤容限设计的三个要素
临界裂纹尺寸或剩余强度
剩余强度要求的载荷作用下，结构允许存在的最大损伤； 或在某一规定的损伤下，结构剩余强度应大于对该结构的 剩余强度要求值(即损伤容限载荷)。
裂纹扩展周期
结构部在载荷谱和环境谱作用下，裂纹长度从可检裂纹尺 寸(初始裂纹尺寸)至临界裂纹尺寸值之间的裂纹扩展期
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本讲内容
1 损伤容限设计概念和原理 2 损伤容限设计对象
3 破损安全结构
4 损伤容限设计内容和方法
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破损安全结构定义和分类
按损伤容限的观点，在使用中结构的某些部分产生 裂纹，要求通过定期检查发现这些裂纹前，还能承受足 够的载荷，此类结构称为破损安全结构。
破损安全结构可分三种类型： 缓慢裂纹扩展结构 多传力途径-破损安全结构 破损安全止裂结构
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整体壁板—桁条起到止裂带的作用
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本讲内容
1 损伤容限设计概念和原理 2 损伤容限设计对象 3 破损安全结构
4 损伤容限设计内容和方法
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损伤容限设计要点
1.尽量将结构设计成破损安全结构，具有缓慢裂纹扩展特性 2.保证结构破损安全的关键是定期进行检查或考验性试验 3.正确合理地确定检查周期是保证结构破损安全的关键 4.采用断裂韧度高、抗裂纹扩展性能好的材料
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损伤容限设计所关心的问题
(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？ (3) 在结构工作寿命开始时，允许存在多大缺陷? (4) 裂纹初始尺寸扩展到临界尺寸需要多长时间? (5) 裂纹检查周期的确定?
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本讲内容
1 损ห้องสมุดไป่ตู้容限设计概念和原理
2 损伤容限设计对象
纹长度、剩余强度水平和裂纹扩展寿命。 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 10.使用期间进行跟踪。
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损伤容限设计内容
1.确定飞行安全结构和断裂关键结构 2.载荷谱和应力谱确定
高低载荷的排列顺序问题 高载的截取问题 低载的截除问题
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几种典型谱型
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损伤容限设计内容
适当的选择结构类型式进行损伤容限设计的第一步。
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缓慢裂纹扩展结构
缓慢裂纹扩展结构是根据结 构中的缺陷或瑕疵不允许达到不 稳定快速扩展所要求的裂纹临界 尺寸设计概念所设计的结构。
在未修理的使用周期内，亚 临界裂纹扩展阶段结构的强度不 应下降到规定的限度以下。
该结构是通过使用周期内缓 慢裂纹扩展来保证安全。
分散系数
4-7
2
S-N曲线 理论基础
疲劳累积损伤理论
线弹性断裂力学
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疲劳安全寿命设计和损伤容限设计对比
a1:安全寿命终结点的宏观可检裂纹；a2 :外场检测手段能测定的裂纹尺寸； a0 :损伤容限设计起点的初始裂纹尺寸；acr—不稳定扩展的临界裂纹尺寸。
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疲劳安全寿命设计和损伤容限设计对比
均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，
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要求全尺寸损伤容限试验的结构
对一架新研制的飞机，通常全尺寸损伤容限试验的结构项 目包括(不限于如下项目) ① 机身气密舱 ② 机身与机翼的结合部 ③ 发动机架或接头 ④ 前缘襟翼 ⑤ 后缘襟翼与副翼 ⑥ 机体结构的大型锻件 ⑦ 前起落架部件 ⑧ 主起落架部件 ⑨ 全机，带一段机身的机翼，带一段机翼和一段尾翼的机身
第7讲 损伤容限设计原理、内容和方法
本讲内容
1 损伤容限设计概念和原理
2 损伤容限设计对象 3 破损安全结构 4 损伤容限设计内容和方法
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损伤容限设计原理
3
损伤容限设计原理
损伤容限设计方法是在总结以往飞机设计、使用 经验并在断裂力学理论的发展基础上，以设计规范形 式确定下来的一种设计准则。
损伤容限设计的基本出发点就是承认结构中存在 着一定程度的未被发现的初始缺陷，然后通过损伤容 限特性分析与试验：
3 破损安全结构 4 损伤容限设计内容和方法
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结构分类
飞机结构
损伤容限设计
飞行安全结构 断裂关键结构
一般结构
断裂部位
断裂型式
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损伤容限危险部位的确定
危险部位的选择是飞机损伤容限设计评估工作中的最重要 环节。 下列部位应选危险部位： (1) 所有飞行安全结构。 (2) 破坏的后果和危险程度。 该部位损伤严重影响飞机的使用功能、飞机安全或导致主要系 统失效。 (3) 结构形式、受力情况和强度储备． 一般对整体结构和所有单传力途径结构(特别是不可检结构部 位)；应力水平高，并且严重应力集中的部位；刚度不足振动 较强的部位。
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F104G机翼结构
单铰点轴承式变后掠机翼
米格21机翼结构
全动平尾大轴 37
结构类型的选用原则
当破损安全的要求有一部分不能满足， 或者进行缓慢裂纹扩展分析不复杂时， 可以把多传力途径的结构看作是缓慢裂 纹扩展结构．
对于一些特殊的结构件，如气密座舱、 整体油箱，设计类型的选择应做特殊考 虑。这类构件不允许采用破损安全设计， 而应采用缓慢裂纹扩展设计，并有适当 止裂措施。
(7)强度计算、试验中发现的薄弱环节，试飞中发生过故 障，以及根据以往经验可判断为易出故障的结构部位，均应选 作危险部位．
(8)对施工困难，工艺质量、表面质量不易保证，费用大、 生产周期长的部位应作为着重考虑的部位。
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损伤容限危险部位的确定
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F-111关键钢结构
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F-4危险部位
考虑到破坏的后果，结构型式和危险程度，根据全
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。
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损伤容限设计目标
将飞机结构设计成在使用载荷/环境谱载荷下，在 给定的设计使用寿命期限内具有高安全性。
对于可检结构给出检查周期，以确保结构有足够 的剩余强度；
对于不可检结构给出最大允许初始损伤，以确保 在给定的使用寿命期限内，不至于由于未被发现的损 伤导致灾难性的事故。
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缓慢裂纹扩展结构的设计特点
这种方法使用起来简单可靠，分析工作量少，安全储备 较大．这类结构要求结构材料的裂纹扩展速率较低，而 且应设计成其初始缺陷扩展到临界裂纹尺寸的寿命大于 规定的飞机检修期。
从设计概念而言，这类结构多属于单传力途径结构或静 定结构以及整体结构。
从可检度方面而言，只有场站或基地级可检与使用中不 可检的结构适用于缓慢裂纹扩展结构。
3.初步确定损伤容限设计结构类型
结构的设计类型由设计概念 和可检查度两项来决定。
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结构类型的选用原则
场站级或基地级可检结构和使用中不可检结构应设计成缓慢 裂纹扩展结构．
飞行明显可检结构、地面明显可检结构、目视可检结构、特 殊目视可检结构和场站级或基地级可检结构原则上设计成破 损安全止裂结构或破损安全多传力途径结构。
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损伤容限危险部位的确定
(4) 材料的理化、机械、工艺等特性。如采用对疲劳和缺 口比较敏感的材料制成的结构件。
(5)零、构件所处的环境条件。如振动、腐蚀、高温、高 压等，其中对经常承受高温和腐蚀介质的部位应重点考虑为危 险部位。
(6)可检查度及维护、更换的可能性。对不可检结构应考 虑选为危险部位。
机疲劳和部队使用经验确定危险区域。对100多个不同 危险程度的区域进行筛选，详细研究了50个区域，其 中39个区域被鉴定为危险区域。下表给出主要结构部 件中通常关心的区域：
部件
危险部位
机身 机翼
蒙皮和内部结构的孔边裂纹 油箱裂纹；发动机架
下表面和内部结构的孔边裂纹 外翼折迭肋处裂纹
尾翼