飞机结构耐久性和损伤容限设计
波音飞机结构修理方案中的损伤容限分析
波音飞机结构修理方案中的损伤容限分析摘要：如今波音飞机结构设计已进入“损伤容限”时代，这对飞机的全设计使用寿命(Ds0)提出了挑战。
本文介绍了飞机结构修理方案中疲劳初始寿命分析和扩展容限分析，并结合案例说明其在飞机运行和维护中的作用。
关键词：损伤容限；DSO；结构完整性结构修理是为了恢复并保持飞机结构的完整性，使其满足飞机结构设计和分析的要求。
1978年12月以后，FAA要求所有按照FAR25.571修订45及以后修订版取证的飞机结构，按照损伤容限要求设计。
损伤容限飞机结构设计思想是通过结构维护方案，使疲劳裂纹等损伤在失稳扩展之前及时发现，从而确保飞机结构的安全。
为此，FAA在报告中指出，对于商用飞机机身主受力结构件的修理，应确保有效的补充检查门槛、检查频度和检查方法。
1、疲劳初始分析和扩展容限分析疲劳初始寿命分析和扩展容限分析分别是结构修理方案的第二阶段和第三阶段，是针对疲劳重要结构件(Fatigue Critical Structure)进行的，它包含了一部分主要结构件(Primary Structure Element)和一部分次要结构件(secondary Structure Element)，波音提供了适用于每个机型的疲劳重要结构清单(Fatigue Critical Structure List)。
第二阶段疲劳初始寿命分析主要是确定修理的补充检查门槛值，一般以飞机结构的DSO或修理时间为单位。
第三阶段扩展容限分析主要是确定修理的补充检查重复间隔及其检查方法。
执行修理后第二阶段的首次检查补充检查时，其检查结果对第三阶段重复检查的首次检查时间及其检查方法通常没有直接影响。
B757-200MPD第九部分中，对于SSl2类结构(依据疲劳裂纹扩展分析)，航空公司维护方案工程师可以根据重复检查的首次检查及第2次检查结果，并参考B757-200DTR中的损伤容限评级，视情调整以后的间隔，但新的维护方案必须得到地方适航当局的批准。
飞机结构的损伤容限及其耐久性分析
飞机结构的损伤容限及其耐久性分析飞机结构的损伤容限及其耐久性分析【摘要】随着航空航天技术的发展，飞机结构设计的理论与思想也不断更新，从静强度、动强度、疲劳强度及断裂强度的进化，而损伤容限/耐久性分析也已成为目前飞机结构设计的重要规范。
本文将从飞机结构设计的发展历史说起，详细介绍飞机损伤容限与耐久性分析的设计思想、理论和基本方法，为飞机结构设计提供理论基础。
【关键词】飞机结构设计思想；耐久性分析；损伤容限1、前言随着航空技术的快速进步，基础力学包括结构力学，断裂力学等基础理论的发展，飞机结构设计的方法也日新月异。
飞机结构的损伤容限及耐久性分析在理论的基础上，以及长期的飞机结构设计经验和服役工作历史的数据积累上，国际航空届以标准设计规范的形式确立下来的一种飞机设计方法。
基于损伤容限和耐久性分析的飞机结构设计方法延续以往的设计方法的优点，并相应的补充发展，经过不断的实践发展，目前已具备实用性和形成了相对完整的设计系统。
目前各国的适航认证规定最新设计的民用飞机必须按照损伤容限设计，这充分说明了损伤容限及耐久性分析设计方法的重要性，因此其在国内的推广与应用是必然。
2、飞机结构设计理论的进程从飞机诞生以来，飞机的飞行实践应用推动者飞机设计思想的不断进化。
飞机分为军用机和民用机，民用飞机注重安全与成本，军用机则更加注重飞机的战斗能力和存活性能等方面。
因此飞机结构设计思想随着对飞机要求的不断变化而更新，目前正向着高机动、高稳定性、低成本、长使用寿命的全面设计方法方向进步。
飞机结构最初是采用目前熟知的静强度分析，即对飞机结构的抗拉、压、扭转等各种强度与载荷进行设计计算，引入一定的安全余量系数，使其满足各种结构强度设计的规范。
这是最早期的设计方法，静强度设计的要求主要考虑的飞机结构强度，但相对来说过于简单不够全面。
随着第一次世界大战的进行，在飞机使用的过程中发现，飞机的结构设计不断要有强度上的要求，而且在刚度方面也要满足，这对于飞机的振动有很大的影响。
飞机结构耐久性_损伤容限综合设计与分析_陈勃
收稿日期 : 2002209224 作者简介 : 陈 勃 (1977 - ) ,男 ,湖南常德人 ,博士生 , buaachb @sohu. com.
d a ( t) Πd t = Qa ( t) b X ( t)
(2)
2) 耐久性采用改进的裂纹萌生法 ,损伤容限
采用基于断裂可靠性处理的概率损伤容限分析方
法 ,裂纹扩展采用 Walker 公式[5] 或以 Walker 公式
为基础的 WillenborgΠchang 模型[5] .
结构及模拟 试件材料
140
北 京 航 空 航 天 大 学 学 报 2004 年
行基本的寿命和安全的分析 : 1) 在允许的经济维修次数下 ,结构的寿命大
于飞机的使用寿命. 2) 裂纹的扩展周期大于结构的检查周期 ,在
规定的检查间隔内保证飞机的安全. 上面两点可通过现有的耐久性和损伤容限分
定的 ,增加重量可以提高结构能承受的应力水平 , 因此结构的重量可表达为应力水平的函数
W = f (S)
(1)
结构的重量分析就可以通过结构的应力水平分析
实现. 在其它条件不变的情况下 ,结构能承受的最 高应力水平对应着最轻的结构重量. 1. 2 结构检修一体化分析
飞机主要的一些关键构件大都是战场或基地
析方法实现. 但只满足上面两个条件的结构不一 定就是最优的结构. 结构的优化设计必须在此基 础上增加对飞机机动性 、经济性和低维修成本的 要求. 因此飞机结构耐久性/ 损伤容限综合设计与 分析方法增加以下的分析目标 :
飞机结构的耐久性与损伤容限设计_王远达
第29卷 第1期 飞 机 设 计V ol 129N o 11 2009年 2月 A I RCRA FT D ES I GN Feb 2009 基金项目:空军技术基础研究项目(N3BK0501)收稿日期:2008-09-22;修订日期:2009-01-10 文章编号:1673-4599(2009)01-0037-07飞机结构的耐久性与损伤容限设计王远达1,梁永胜2,王宏伟1(1.空军航空大学航空机械工程系,吉林长春 130022)(2.空军航空大学科研部,吉林长春 130022)摘 要:飞机结构设计思想随着航空技术的发展而不断进步,经历了从静强度、动强度、疲劳强度到断裂强度的变化过程,耐久性/损伤容限设计是当前飞机结构设计规范的核心方法。
本文归纳了飞机结构设计思想的发展历程,重点讨论了耐久性/损伤容限设计的基本思想、基本理论和基本方法,有助于深入理解该设计思想的本质。
关键词:耐久性设计;损伤容限设计;飞机结构设计思想中图分类号:V21515 文献标识码:AD esi gn of D urab ility and Damage Tolerance for A i rcraft StructureWANG Yuan-da 1,L I A NG Yong-sheng 2,WANG Hong-wei1(1.Depart m ent of Aer onauticalMechanics Engineering,Aviati on University of A ir Force,Changchun 130022,China )(2.Depart m ent of Scientific Research,Aviati on University of A ir Force,Changchun 130022,China )Abstract:W ith the devel opment of aer onautical technol ogies,aircraft structure design concep t has made continues p r ogress,and underg oes an evolutive course fr om static,dyna m ic,and fatigue t o fracture strength .And then,durability and da mage t olerance design become the key method of cur 2rent aircraft structure design criteri on .The paper su mmarizes the devel op ing hist ory of design concep t,e mphatically discusses the basic concep t,theory and method of the durability and da mage t olerancedesign .These will be useful t o understand an essence of the design concep t .Key words:durability design;da mage t olerance design;aircraft structure design concep t 飞机结构耐久性与损伤容限设计是在结构分析方法迅速发展、断裂力学等理论成熟应用、对飞机结构大量试验和服役经验积累的基础上,于20世纪70年代中期以设计规范形式确定下来的一种设计方法,是对传统设计方法的补充和发展,目前已达到实用阶段,形成了具有完整体系的设计工程系统。
3.3飞机结构损伤容限分析
= KI
r
π
gi( I ) (θ )
，σ y = KI 2πr ,τ xy = 0
裂端正前方： θ = 0, σ x = 裂纹表面：
KI 2πr
θ = π , σ x = 0，σ y = 0,τ xy = 0
15
1.裂纹尖端应力应变场和应力强度因子
σ
(I ) ij
应力场公式的特点： 1）在裂纹尖端，即r＝0处，应力趋于无穷大，应力在裂纹尖端 出现奇异性。 2）应力强度因子KI在裂纹尖端是有限量。 3）裂纹尖端附近区域的应力分布是r和θ的函数，与无穷远处的 应力和裂纹长度无关。 可以看出，用应力作为参量来建立如传统的强度条件失去了意 义。但应力强度因子是有限量，它不代表某一点的应力，而是 表征裂端应力应变场强度的参量。所以KⅠ 可作为参量建立破 坏条件是恰当的。强调：因KⅠ 由线弹性理论推出，所以一般 只适用于线弹性材料的断裂。由此建立起来的理论称为线弹性 断裂力学。
把握好含裂结构的裂纹的基本特性－－断裂力学
6
2断裂力学基础
断裂力学概念 以含裂体的特征参数(几何、载荷)表征其内力、形变规律， 研究含裂体剩余强度规律及破坏准则, 包括交变载荷作用下 的裂纹演变规律及寿命估算分析等。
7
裂纹 按裂纹的几何特征分类
8
裂纹
按裂纹的力学特征分类
1型(张开型): 承受与裂纹面垂直的正应力σ， 裂纹面位移沿y方向，裂纹张开。 2型(滑开型): 承受xy平面内的剪应力τ， 裂纹面位移沿x方向，裂纹面沿x方向滑开。 3型(撕开型): 承受是在yz平面内的剪应力τ， 裂纹面位移沿z方向，裂纹沿 z方向撕开。
23
3.裂纹尖端塑性区
前面曾提到，根据弹性解，在裂纹尖端处应力趋于无 穷大，而实际上这是不可能的。事实上，当应力超过屈服 应力时，必然在裂纹尖端邻近区域产生塑性变形，从而使 裂纹尖端区的应力松弛，不可能达到无限大。应该说，材 料一旦屈服，就不遵从弹性规律，故线弹性断裂力学不适 用于屈服区。但如果屈服区很小(高强度、低中韧性材料 即如此)则其周围的广大区域仍是弹性区，经过必要的修 正后，线弹性断裂力学分析仍然有效。 那么如何就塑性区影响进行修正呢？
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。
【案例剖析】结构设计从安全寿命到损伤容限
【案例剖析】结构设计从安全寿命到损伤容限飞机结构的设计，必须在性能、安全、成本三者间取得平衡。
自1903年莱特兄弟发明飞机后，伴随着重大的飞机失事教训，飞机结构设计观念也历经多次的修改。
最早仅考虑材料静力强度；20世纪30年代后为采用线性疲劳观念的“安全寿命”，经过50年代的“彗星”客机和B-47坠毁后，改进为“破损安全”；而70年代发生的波音707及F-111事件，则使得“损伤容限”成为现今的标准结构设计准则。
1988年发生的阿罗哈航空事件，则揭示了散布型疲劳损伤成为“损伤容限”结构设计的新课题。
'彗星'1客机事故1954年1月10日，一架已飞行1,286架次、3,680飞行小时的“彗星”1，从新加坡飞往伦敦，从最后停靠站罗马再度起飞后半小时爬升到约8,100米的高度时，早天候良好的情况下机身解体并有部分起火燃烧，坠落在意大利厄尔巴岛（Elba）畔的地中海。
但在复飞仅16天后的1954年4月8日，又一架已飞行903架次、2,703飞行小时的“彗星”1执行从罗马飞往开罗的任务。
在起飞约半小时，估计已爬升到最高巡航高度时突然完全失去联络，稍后在意大利南部那普勒斯（Naples）畔的地中海发现飞机残骸。
从地中海捞起的第一架“彗星”1失事残骸“彗星”1的水槽试验裂纹发生的原因是蒙皮太薄。
“彗星”1安装4台德哈维兰发动机公司（de Havilland Engine Company Limited）生产的“幽灵”（Ghost）涡喷发动机，由于当时的喷气式发动机仍在起步阶段，为了减轻机体重量以弥补推力不足，“彗星”1机身蒙皮厚度只有0.07厘米，窗户边蒙皮加厚到0.09厘米，薄蒙皮在舱压作用下的应力（stress，单位面积承受的负载）居高不下，而窗户角落的应力集中（Stress Concentration）效应使高应力情况更加恶化，最后导致产生疲劳裂纹。
另外出厂前的结构测试也有问题，“彗星”1执行全尺寸机体疲劳试验时，机体约经过18,000次的加减舱压后才毁坏，大约是真实疲劳寿命的15倍，与实际情况完全不符。
3.4飞机结构耐久性分析解析
1 ln x / x u exp ;0 x xu Q
ln x / x u Fx x exp ;0 x xu Q
1.基本概念 耐久性是飞机结构固有的一种基本能力，它 是结构在规定时间内，抵抗疲劳开裂、腐蚀、热 退化、剥离、磨损和外来物损伤作用的能力。 飞机结构耐久性设计是从安全寿命设计发展而 来，其关键是提高设计的精确性、降低寿命的分散 性、确保安全可靠性。为此，在耐久性设计中，采 取了一系列措施，研究、发展了一些专用的新技术 和新方法，形成了一套具有鲜明特色的耐久性设计 体系。
2.2.2 各应力区的裂纹超越数 指定细节群给定应力区的裂纹超 越数是指该应力区在指定时间t时裂纹 尺寸超过ae的数量，其数学期望（平 均裂纹超越数）和标准差分别为
2.2 裂纹超越数
2.2.1各应力区的裂纹超越数概率
ln xu / x Fx x exp ;0 x xu Q
ln xu / y1i (t ) p (i, t ) 1 exp ;0 y1i (t ) xu Q p (i, t ) 0; y1i (t ) xu
1 结构原始疲劳质量评估
初始缺陷形态 不一，尺寸微 小，往往并非 裂纹，不能直 接观察到。 EIFS-当量初始 裂纹尺寸
图1 由TTCI数据确定EIFS分布
TTCI--为到出现尺寸为ar之裂纹的时间 T(或寿命)，一般用Weibull分布描述。
1 结构原始疲劳质量评估
da / dt Qa(t )
探析飞机结构耐久性与损伤容限的设计
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。
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
航空器结构强度与损伤容限研究
航空器结构强度与损伤容限研究航空器是现代工业的重要组成部分，常见的有飞机、直升机、无人机等。
而航空器的结构是保障其飞行安全的基础，其强度与损伤容限研究也成为航空器制造、维护和修复的重点课题之一。
航空器结构强度研究航空器结构强度通常指的是杆件、板件、壳体及其组合体的抗弯、抗剪、抗扭、抗拉等变形和破坏的能力。
杆件、板件、壳体等结构部件具有不同的受力特征和强度限度。
在航空器的飞行中，气动作用使得航空器的结构处于一个复杂的载荷状态，达到其强度极限，可能导致航空器结构的破坏。
因此，航空器结构强度研究是非常重要的。
为满足航空器结构强度的要求，需要进行强度分析和设计。
强度分析是指根据航空器材料、结构尺寸和飞行条件等确定载荷状态，然后通过理论计算和数值模拟等方法，确定结构的强度和疲劳寿命。
而强度设计是指基于航空器结构的强度分析结果，确定材料、尺寸、结构形式等具体设计方案。
强度分析和设计需要考虑到各种不利因素（如制造工艺、装配误差、结构缺陷等），以确保航空器结构能够在飞行中保持良好的强度。
航空器损伤容限研究航空器损伤容限是指航空器结构未修补的损伤下，仍能安全飞行的最大寿命。
损伤容限研究主要针对航空器结构损伤进行，损伤形式包括表面裂纹、腐蚀孔洞、疲劳裂纹等。
损伤容限是航空器维护和修复过程中的重要参考依据，可以用来指导保养和修理工作，并保证航空器的安全飞行。
由于航空器结构经常受到各种机械和热的荷载作用，其损伤容限在设计过程中需要已经考虑到。
损伤容限计算的过程中需要考虑哪些因素呢？比如，需要先确定损伤类型、尺寸和形态，以及航空器物理性质和运行条件等因素，最后利用测试和模拟方法计算出失效时间和寿命等值。
这些值可借助研究相应的机械性能和断裂行为得到，以确定改变具体损伤类型的容限、其最小值以及哪些因素可能会改变其容限等。
通过损伤容限的研究，可以有效提高航空器的运行寿命和修理效率，降低航空器的维护成本和延长航空器的使用寿命。
对于维修失误的情况，损伤容限研究也可以为判断、防止乘客和机组人员可能遭受的威胁提供保护。
民用飞机结构损伤容限研究分析
民用飞机结构损伤容限研究分析随着科学技术的发展，公众对民用飞机的安全要求提出了更高的要求，业内对飞机的型号审定及持续适航关注度越来越高。
在民用飞机适航领域，结构安全性作为重要的审查环节，其设计及维护理念也在随着科技的进步不断革新。
本文通过对民用飞机结构损伤容限的分析，借助简单实例对评定方法进行梳理，并阐述了相应的损伤处理程序，以供参考。
标签：民用飞机；适航；结构；损伤容限一、损伤容限概述民用飞机在整个使用寿命期间应避免由于疲劳、腐蚀、制造缺陷或意外损伤引起的灾难性破坏。
损伤容限准则是通过一套科学方法确保飞机在使用过程中的损伤在达到临界尺寸之前能够被检查发现且完成修理，使得飞机结构可持续满足剩余强度的要求，保证飞机的使用安全。
二、损伤容限与耐久性的关系耐久性和损伤容限是民用飞机结构设计必须满足的结构特性，根源在于民用飞机经济型和安全性的权衡，二者的简单含义如下：耐久性是结构防止和抵抗损伤产生（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）白勺能力。
损伤容限是结构防止损伤增长至灾难性破坏的能力。
现实中，耐久性和损伤容限很难完全分开，二者互为基础和制约。
但二者的设计目标差异较大，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。
损伤容限设计的目的是：使结构受损伤的危险性减至最小，通过断裂控制，保证在损伤使强度降至适航条例规定值（剩余强度要求）之前，以高概率及时检测出损伤，使结构修复后回到条例要求的强度，从而确保民用飞机的安全可靠。
三、损伤容限分析评定（一）损伤容限评定任务民用飞机结构的损伤容限分析评定任务包括飞机使用情况确认，重心过载系数谱编制，确定主要结构的危险部位，建立危险部位的应力谱，给出裂纹扩展速率，裂纹扩展分析，获得材料及相应构型的断裂韧性值，确定限制载荷下各部位的最大損伤程度，剩余强度分析，确定损伤部位的结构类型，生成裂纹扩展缺陷，确定检查方法和检查周期。
航空器结构设计的疲劳寿命预测
航空器结构设计的疲劳寿命预测在航空领域，航空器的结构设计至关重要，而其中疲劳寿命的预测更是关键环节之一。
航空器在飞行过程中，会承受各种复杂的载荷和环境条件，长期的反复作用容易导致结构的疲劳损伤。
因此，准确预测航空器结构的疲劳寿命，对于确保飞行安全、降低维护成本以及提高航空器的可靠性和经济性具有极其重要的意义。
疲劳是指材料在循环载荷作用下，经过一定次数的循环后产生裂纹并逐渐扩展，最终导致结构失效的现象。
对于航空器结构而言，疲劳失效可能会引发严重的安全事故。
例如，机翼结构的疲劳裂纹可能导致机翼在飞行中折断，从而造成机毁人亡的惨剧。
因此，在航空器结构设计的早期阶段，就需要对其疲劳寿命进行准确的预测，以便采取相应的措施来提高结构的抗疲劳性能。
影响航空器结构疲劳寿命的因素众多，包括材料特性、载荷类型、结构形状和尺寸、加工工艺以及环境条件等。
首先，材料的疲劳性能是决定结构疲劳寿命的基础。
不同的材料具有不同的疲劳强度和疲劳寿命曲线，因此在设计时需要根据具体的使用要求选择合适的材料。
其次，载荷类型对疲劳寿命的影响也很大。
航空器在飞行中会受到多种载荷的作用，如拉伸、压缩、弯曲、扭转等，不同类型的载荷以及载荷的幅值、频率和加载顺序都会影响结构的疲劳寿命。
此外，结构的形状和尺寸也会对疲劳寿命产生影响。
例如，尖锐的拐角和缺口会导致应力集中，从而加速疲劳裂纹的萌生和扩展。
加工工艺也会影响材料的微观结构和表面质量，进而影响结构的疲劳性能。
最后，环境条件如温度、湿度、腐蚀等也会降低材料的疲劳强度，缩短结构的疲劳寿命。
为了准确预测航空器结构的疲劳寿命，需要采用多种方法和技术。
其中，试验研究是最基本也是最可靠的方法之一。
通过对试件进行疲劳试验，可以直接获得材料和结构的疲劳性能数据。
然而，试验研究往往需要耗费大量的时间和成本，而且对于复杂的航空器结构，很难通过试验完全模拟实际的使用条件。
因此，在试验研究的基础上，还需要结合理论分析和数值模拟方法来进行疲劳寿命预测。
复合材料飞机结构耐久性损伤容限设计指南
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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。
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。
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。
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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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。
3、损伤容限设计原理
3.1损伤容限工程
（1）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。
3.2飞机结构主要损伤源
（1）疲劳损伤（包括腐蚀疲劳）重复载荷在正常空气或环境介质联合作用下产生的疲劳成核、短裂纹及长裂纹扩展导致剩余强度降低和最终结构破坏。
（2）环境损伤（腐蚀损伤）环境可造成三个方面的问题，一般腐蚀（简称腐蚀），应力腐蚀和腐蚀疲劳，腐蚀疲劳已纳入疲劳范畴。
腐蚀是材料与腐蚀介质化学或电化学作用造成的，与力学系统无直接联系。
其破坏过程是：腐蚀初期形成腐蚀坑，逐步扩展并聚合导致结构有效截面减小，最后因静强度或功能上不能满足要求而失效。
应力腐蚀是在材料—静应力—腐蚀介质系统中产生。
经历腐蚀成核并形成裂纹，裂纹在静载荷下随持续时间而扩展，最后导致裂纹非稳态扩展而结构失效。
（3）意外损伤外来物对飞机结构相关部位的袭击，击中部位产生直接或间接的损伤，使剩余强度降低，导致结构破坏，它是一种离散的随机事件。
包括：外来物击伤，如雨水、冰雹、雷电、跑道碎石等；与机械设备撞伤，如登机门附近结构与地面设备碰撞，货舱门与卸货设备碰撞等；加工制造及维修中的刀伤，印伤，刻伤，划伤，维修中操作失当或错误引起的意外损伤等；其它以外情况，如泄漏等。
（4）离散源损伤也是一种意外损伤，属离散的随机事件，但其损伤尺寸大，涉及的范围广，而且有一定的范围和方向性，包括：鸟撞；非包容发动机、风扇叶片的损坏；非包容高能旋转机械的损坏。
4、损伤容限设计要素
组成结构损伤容限特性有三个主要的要素，是损伤容限分析的主要内容：
（1）临界裂纹尺寸或剩余强度包括两个方面的工作：在剩余强度载荷要求下结构能允许的最大损伤，即临界裂纹尺寸；在规定的损伤尺寸下结构能承受的剩余强度。
此两项工作由剩余强度分析完成。
（2）裂纹扩展在该结构部位的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）至临界裂纹尺寸之间的裂纹扩展期。
该工作由裂纹扩展分析完成。
影响裂纹扩展寿命的主要因素有：载荷谱、材料抗力结构型。
其中材料裂纹扩展抗力主要由的疲劳速率参数来确定，它们是材料种类、材料厚度和环境的函数，结构型对裂纹影响由尖端应力强因子系数来确定。
裂纹扩展模型则把上述三大因素联系起来，为分析提供基础。
（3）损伤检查利用规定的检测和维护手段，对损伤进行检测和评定，保证及时地发现、预防或修复由疲劳、环境或意外损伤引起的损伤，以维持飞机在设计服役目标期内的适航性，此即检查大纲的任务。
损伤检查要解决检查部位、检查地点、检查方法及检查间隔等四个方面的问题，并将这些方面纳入结构维修大
纲中统一考虑和实施。
上述的三个组成损伤容限特性的要素同等重要，三个要素可以单独或组合作用，使结构的安全性达到一个规定的水平。
图1表示为达到同一安全和经济寿命期，三要素可能的匹配关系。
图a：最理想的设计，依靠很长的临界裂纹尺寸、明显可检或安全脱离的结构；
图b：良好的设计，主要依靠较长的临界裂纹尺寸或选择有良好的裂纹扩展抗力的材料来达到；
图c：依赖更多的检查，支付较昂贵的检查费用，达到安全和经济的要求。
图d：在不能实现或极少可能进行检查的地方，只能进行安全寿命设计。
5、结论
本文总结了耐久性和损伤容限设计的基本思想，基本原理和相关要素，对飞机结构设计具有一定的参考意义。
参考文献
[1]《飞机设计手册》总编委编.飞机设计手册第9 册“ 载荷、强度和刚度”[M].航空工业出版社，2002.
[2]黄其青.应用断裂力学讲义.西北工业大学
[3]CCAR-25-R3.中国民用航空规章第25部.2001年第三次修订版
[4]孙侠生主编.民用飞机结构强度刚度设计与验证指南[M].航空工业出版社，2012.。