8损伤容限设计方法
第八章复合材料结构耐久性损伤容限设计4-1
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。
损伤容限的概率设计方法
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。
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：
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人类：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》屮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设计寿命耍求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欠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人载荷。
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。
第八章复合材料结构耐久性损伤容限设计4-2概论
第八章复合材料结构耐久性损伤容限设计4-2概论第八章复合材料结构耐久性损伤容限设计（二）第2 页共8 页课题第八章复合材料结构耐久性损伤容限设计（二）目的与要求耐久性/损伤容限的基本设计方法、通用过程流程和一般设计原则提高零部件耐久性/损伤容限的特殊设计方法和材料使用因素了解耐久性/损伤容限设计实例材料因素对耐久性/损伤容限设计的影响程度重点耐久性/损伤容限的基本设计方法、通用过程流程和一般设计原则提高零部件耐久性/损伤容限的特殊设计方法和材料使用因素难点耐久性/损伤容限的基本设计方法、通用过程流程和一般设计原则教具复习提问耐久性/损伤容限的基本设计方法、通用过程流程和一般设计原则？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？新知识点考查耐久性/损伤容限的基本设计方法、通用过程流程和一般设计原则布置作业课堂布置课后回忆耐久性/损伤容限的基本设计方法、通用过程流程和一般设计原则？备注教员第八章复合材料结构耐久性损伤容限设计（二）第2 页共8 页第八章复合材料结构耐久性损伤容限设计（二）第2 页共8 页1.耐久性/损伤容限设计方法1.1.概述1.1.1目的耐久性/损伤容限的设计方法主要是正确地制定和执行，对结构的耐久性/损伤容限控制计划。
1.1.2主要的两项任务●确定关键件根据系统的整体性、零件在系统中的位置、作用以及零件的服役环境，又设计人员预先或者设计过程中确定零件或部件是否属于关键件，或者重要件。
●对关键件进行全面的质量控制由设计人员，协同工艺人员、质量控制、操作人员和其他方面的人员，共同完成关注关键件或重要件的制造过程，要求从材料的定制、运输、存储、下料、铺贴、固化、成形、机械加工，以及随后的试验等方面进行控制。
1.1.3设计原则●关键部位、关键件可能出现的缺陷/损伤的类型、尺寸、位置、范围以及他们的相对严重性；●评定损伤对疲劳载荷的敏感性及其疲劳扩展性，修理的最佳方案和可能保留的剩余强度值；●最后剩余强度的验证，确定检查间隔时间、检查方法，以及中间发生的损伤扩展；●环境对带有缺陷或损伤的零部的影响程度，突发事件可能导致的损伤和缺陷的发展。
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
损伤容限设计流程
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。
文档下载后可定制随意修改，请根据实际需要进行相应的调整和使用，谢谢!并且，本店铺为大家提供各种各样类型的实用资料，如教育随笔、日记赏析、句子摘抄、古诗大全、经典美文、话题作文、工作总结、词语解析、文案摘录、其他资料等等，如想了解不同资料格式和写法，敬请关注!Download tips: This document is carefully compiled by theeditor. I hope that after you download them,they can help yousolve practical problems. The document can be customized andmodified after downloading,please adjust and use it according toactual needs, thank you!In addition, our shop provides you with various types ofpractical materials,such as educational essays, diaryappreciation,sentence excerpts,ancient poems,classic articles,topic composition,work summary,word parsing,copy excerpts,other materials and so on,want to know different data formats andwriting methods,please pay attention!《损伤容限设计流程》一、需求分析与目标确定阶段。
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。
注册可靠性工程师模拟试题2
注册可靠性工程师模拟试题（2）第一部分：单项选择题（题号1-60，共60 道题，每题1 分，每题的备选项中，只有1 个最符合题意）的是( )。
1.关于产品单点故障的说法，正确．．A.会引起系统故障的，没有冗余或替代的操作程序作为补救的产品故障B.会导致人员伤亡、系统损坏或重大财产损失的故障C.由于设计、制造或装配等原因导致的故障D.由于偶然因素导致的产品故障的是( )。
2.关于环境适应性中所说的产品环境信息，错误．．A.产品寿命期的环境剖面B.产品承受的自然环境和平台环境C.高气温极值数据D.产品所经历的各种环境试验及其结果3.不属于保障性设计特性合同参数的是( )。
．．．A.运输尺寸B.重量C.受油速率D.各维修级别拆卸零件数量4.设计评审应该在哪个阶段开展( )A.整个生产阶段B.在每个关键设计节点C.每年至少一次D.设计完成后的是( )。
5.关于人为差错原因，说法错误．．A.训练不足，经验缺乏B.外界信号干扰C.强度不够D.设施或信息不足说法是( )。
6.关于环境应力筛选（ESS）的缺陷的错误．．A.缺陷分为明显缺陷和潜在缺陷B.明显缺陷通过常规的检验手段如目检、常温功能测试和其他质量保证工序即可发现并排除C.潜在缺陷用常规检验手段无法检查出来D.ESS主要剔除明显缺陷7.关于环境应力筛选（ESS）基本特性的正确说法是( )。
．．A.ESS既是一种工艺，也是一种试验B.ESS可以损坏好的部分或引入新的缺陷C.ESS施加的应力可以超出设计极限D.有一个通用的、对所有产品都具有最佳效果的筛选方法8.关于固有测试性的说法，正确的是( )。
．．A.仅取决于产品设计的测试性B.仅取决于产品设计，受测试激励数据影响的测试性C.仅取决于产品设计，不受测试激励数据影响的测试性D.仅取决于产品设计，不受响应数据影响的测试性的是( )。
9.关于可靠性发展变化的说法，正确．．A.从重视性能、轻视可靠性，转变为可靠性与性能同等重要的观念B.从重视性能、轻视可靠性，转变为重视可靠性、轻视性能的观念C.从软件可靠性研究到硬件可靠性研究的转变D.从非电产品可靠性研究到电子设备可靠性研究的转变10.关于加速寿命试验应力方式的错误说法是( )。
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。
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。
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。