耐久性损伤容限复习

30.EIFS：是结构细节在使用前所包含的假想的初始缺陷尺寸，它表征结构细节所包含的真实初始缺陷尺寸的当量影响。EIFS是一个随机变量，在指定载荷谱、应力水平和参考裂纹尺寸情况下，EIFS是裂纹形成时间TTCI的函数。
破损安全结构一般分为三种类型：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。
13.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。
14.多传力途径—破损安全结构：
是由多个元件或分段组成多条传力途径的结构，结构分段可控制局部损伤，而防止结构完全破坏。
应力强度因子是构件几何、裂纹尺寸与外载的函数，它表征了裂纹尖端受载和变形的强度。是裂纹扩展趋势或裂纹扩展推动力的度量。
1.应力强度因子可分为三类：张开型/Ⅰ型；滑开型/Ⅱ型；撕开型/Ⅲ型。
2.相应无限大板含中心裂纹应力强度因子表达式如下：
3.断裂准则：
4.断裂韧度是材料抵抗裂纹扩展的抗力。 ， 等称为材料的断裂韧度。
4、采用断裂韧度高、抗裂纹扩展性能好的材料。
5、改善结构损伤检测手段，提高检测灵敏度。
6、对于较大的零件应考虑止裂措施，以防止裂纹快速扩展。
7、合理地控制结构设计应力水平，应综合强度、刚度、损伤容限、耐久性和可靠性几方面的要求。
17.确定损伤容限设计的结构类型：
（1）不可检结构。应设计成缓慢裂纹扩展结构。
特点：采用损伤容限设计原则设计的结构称损伤容限结构。该结构的某一部分已经产生裂纹之后，结构仍能在规定载荷下工作一定时间（直到下依次检修为止），在这段时间内裂纹不会发展到临界尺寸，或者即便某一部分发生断裂但结构仍能继续承受规定的载荷。也就是说，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。
15.破损安全止裂结构：
是在完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。
16.损伤容限设计的要点
1、尽量将结构设计成破损安全结构，并且使结构具有缓慢裂纹扩展特性。
2、对于易于产生裂纹的重要构件，要尽量设计成可检结构，以使日常维护、检查、修理和更换。
3、正确合理地确定检查周期，以保证结构破损安全。
28.IFQ：表征结构细节原始疲劳品质的参量或模型称原始疲劳质量模型。它表示了材料质量，结构几何参数误差、工艺过程中加工质量等对疲劳品质的影响。合理地确定IFQ是结构耐久性分析，评估损伤度，预测经济寿命的基础和关键。
29.TTCI：是结构细节在给定载荷谱作用下达到某一指定裂纹尺寸 值所经历的时间，简写为T。TTCI是一个随机变量，与载荷谱及指定的 值有关。
设计方法：通过结构细节疲劳设计，和元件、部件及全机疲劳试验来验证飞机的“安全寿命”。
安全寿命设计的问题：要取安全系数以达到安全寿命设计要求，结构重量大。因此引入损伤容限设计，即考虑当裂纹出现后的裂纹扩展寿命对结构使用寿命的贡献，充分发挥材料和结构的承载潜力。
11.损伤容限
定义：所谓损伤容限是指在规定的未经修理的使用阶段内，结构抵抗由于存在瑕疵、裂纹或其他损伤导致损坏的能力。按照损伤容限概念来设计和使用结构一般称为损伤容限设计。
22.耐久性设计Байду номын сангаас准则：设计使用寿命≤经济寿命=（全尺寸结构耐久性试验或分析寿命）
23.经济寿命是指当若干疲劳、意外损伤和/或环境侵蚀引起结构的损伤情况使飞机不能通过可能接受的经济维修方式保持其适航状态所对应的时间。
24.经济寿命准则：
(1)裂纹超越数概率准则
在给定使用时间，裂纹尺寸超过极限裂纹尺寸的细节数量称为裂纹超越数。裂纹超越数所占结构细节总数的比率称为裂纹超越数概率。
（3）设计分析时采用的载荷/环境谱和实验时一致。
（4）得到经济寿命大于或等于两倍使用寿命。
3.耐久性实验要求
（1）试验件必须是真实飞机生产线上加工成型的全尺寸结构
（2）在决定飞机生产前，对全尺寸结构进行一倍使用时间的耐久性试验，然后对临界结构区域进行检查。
（3）对于批量生产，对全尺寸结构进行两倍使用时间的耐久性试验，然后对临界结构区域进行检查。
Ⅰ、与试件厚度有关系
Ⅱ、与材料状态(热处理等)有关
Ⅲ、与温度有关。如：玻璃、石墨和岩石随温度升高，断裂韧度下降；金属材料随温度升高，断裂韧度上升。
5.脆性断裂：
材料是理想脆性，裂纹尖端无塑性区，可用K或G准则。
准脆性断裂：
裂纹尖端附近材料存在小范围屈服，但仍使用K或G准则
6.J积分与积分路径无关；
J积分在物理上可解释为变形功的差率；
目的：解决飞机结构的安全性问题。
要求：当结构存在裂纹或局部零件破坏时仍能承受足够的载荷，即结构是破损安全的。
设计过程：
1、确定飞行安全结构。
2、确定断裂关键结构。
3、选择断裂关键部位，确定可能的断裂型式。
4、分析计算结构剩余强度。
12.破损安全结构：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。
（2）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。但场站和基地水平可检，使用中不可检要考虑设计成成缓慢裂纹扩展结构。
（3）易更换的结构可用破损安全设计；不易更换的结构，尽可能采用缓慢裂纹扩展结构。
（4）静定结构应设计成缓慢裂纹扩展结构；静不定结构尽可能设计成破损安全多传力途径或破损安全止裂结构。
1.一般要求
（1）飞机结构的经济寿命必须超过一倍的使用寿命。
（2）低于一倍设计使用寿命内不允许出现功能性的损伤。
（3）由设计分析得到的经济寿命需要得到试验验证
2.设计分析阶段要求
（1）设计分析时要考虑结构的初始质量、材料特性、工艺方法、载荷和环境等因素。
（2）设计分析时采用的原始数据和元件耐久性分析数据应通过试验验证。
J积分可作为弹塑性含裂纹体断裂准则，即在裂纹起裂时有 ， 为平面应变条件的临界J积分——以J积分表示的断裂韧度。
7.J积分使用范围的前提条件：
1)
2)
3)
4)
8.COD断裂准则：当裂纹顶端张开位移达到其临界值值，裂纹将会起裂扩展，断裂准则可写成：
9.J积分与COD之间的关系：
10.安全寿命设计：在设计时认为结构无缺陷，在整个飞机使用寿命期间，结构不发生可见裂纹。
关系由题目给出，积分得到N。
20.耐久性设计的定义：耐久性是指在规定期限内，飞机结构抵抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离、磨损和外来损伤作用的能力。
21.耐久性设计的目的：是确保飞机结构在整个使用寿命期间结构强度、刚度、维形、保压和运动功能可靠和最经济的维修使飞机经常处于良好的适航状态。（安全性、经济性）
4.当全尺寸结构耐久性试验未达到两倍使用寿命时，则要求：
（1）结束耐久性试验，先进行无损检查，然后作拆毁检查。
（2）结束耐久性试验，进行损伤容限试验，然后作拆毁检查。
（3）在审定时间内进行耐久性试验，然后按上述两条之一进行。
27.采用概率断裂力学方法(PFMA)是以某个完整结构的细节群作为研究对象，研究该结构内全部相同细节的裂纹尺寸随时间的变化规律，从而得到损伤度与使用时间的关系，按照裂纹超越数概率准则或修理/更换费用比准则确保耐久性设计要求与目标的实现。
当裂纹超越概率达到一定许用值时，可认为结构达到其经济寿命。
(2)修理/更换费用比准则
结构中裂纹超越数增加使修理费用增加，修理与更换费用超过一定限度后，可认为结构达到其经济寿命。
25.结构耐久性设计方法：
（1）传统疲劳设计分析法。
（2）确定性裂纹扩展方法。
（3）概率断裂力学法。
26.耐久性设计的要求：
（5）结构的不同部位可以按不同的破损安全结构类型设计。
（6）对于一些特殊的结构，例如，气密座舱、整体油箱等，不允许采用破损安全设计类型，而要求采用缓慢裂纹扩展设计。
18.结构剩余强度定义：含裂纹结构在使用期中任一时刻所能达到的静强度值。在结构使用过程中它随裂纹增长而递减。
19. (积分时下限)
(积分时上限)