疲劳损伤容限简介
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3.2 设计准则及设计规范的演变
服役中的飞机由于结构损伤而造成的事故
• 1954 – 由观察于窗材开料口、处制出现造了等疲原劳因裂，纹导飞致机飞结机构在使用前不可避免
空中解体(彗星1号)
存在初始缺陷和损伤，加上使用不当和意外损伤或设
• 1969 – F111坠机
• 1973 – F计-4缺机陷翼等、机，身在接使合用处载翼下荷耳/环片境断裂作用下会发生不同程度 • 1976年-的“鹰扩74展8”在，阿从根而廷影坠响机飞机的正常功能。因此，如何确保 • 1977 – 飞平尾机后可梁靠出而现安了裂全纹的导飞致行飞又机坠不毁至(于赞使维修费用昂贵到不
比亚 BO可EIN接G 受707，) 这是促使耐久性与损伤容限设计技术发展的 • 1979 - 吊挂和发动机连接部位损坏背导致景飞。机失
事 (芝加哥)
• 1988 – 前机身上蒙皮撕裂( BOEING 737-200)
12
பைடு நூலகம்.2 设计准则及设计规范的演变
飞机结构的设计准则
设计时间
设计准则
假设的结构形式
下面是适航条例和咨询通报中常用的术语定义：
（1）耐久性—结构具有在使用寿命期内承受重复荷谱作用而 不产生功能性损坏或引起不经济维修等问题的特性
（2）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。
（3）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，结构保持其所要求剩余强度的能力。
7
2 结构强度设计工作内容
设计载荷 材料、紧固件选择
静强度
刚度和颤震
维护 • 修理 • 检查
结构设计准则
耐久性 • 疲劳 • 腐蚀
可生产性
防坠撞性
损伤容限和安全寿命
8
3 耐久性与损伤容限设计概念
3.1 基本术语定义 3.2 设计准则及民用飞机设计规范的演变 3.3 耐久性与损伤容限的工作内容
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3.1 基本术语定义
➢ 利用合理的分析方法和适当的试验手段，保 证飞机结构设计满足强度、刚度、耐久性和 损伤容限、振动和颤振设计要求；
职责
➢ 对飞机结构各部件的理论分析和进行的试验 以报告形式给出，对结论的正确性、真实性 负责；
➢ 保证飞机在使用过程中的安全性和可靠性；
➢ 开展有关的课题研究；
5
2 结构强度设计工作内容
民机结构设计中
3
耐久性与损伤容限评定
田海玲 2008-12-9
1
目录
目录
• 民机结构设计思想 • 结构强度设计工作内容 • 耐久性损伤容限设计概念 • 耐久性损伤容限设计思想的贯彻 • 耐久性损伤容限评定
2
1 民机结构设计思想
随着航空科学技术的飞速发展，为满足飞机综合性 能不断提高的客观需求，飞机结构设计思想不断更新， 长寿命、高可靠性、高出勤率和低维修成本的综合要 求已成为现代飞机结构设计的一项极为重要而必须遵 循的准则。对于民机而言，安全是永恒的主题，是结 构设计的基本要求，长寿命、低维修成本构成的经济 性是实现其市场价值的保证，而结构耐久性与损伤容 限设计则是达到上述要求的重要设计原则与方法。
3
适航要求
制造静商强度
剩余强度
安全性 经济设性计规范
损伤容限 设计, 分析, 试验,颤和振验证
裂纹扩展 损伤检测 （检查要求）
维护成本
检查成本 维护成本
维护和检查
用户要适求航当局
购买价格 制造成本 使用方
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2 结构强度设计工作内容
2.1 强度专业职责
➢ 技术、经济可行性论证，负责强度规范、准 则的选用、编制等工作；
修改完善并正式发出详细设计中的各种计算和分析报告，跟 产处理试制中的更改、超差、代料等问题；完成各部件、各系统 有关试验、全机静力试验、起落架落震试验、前起落架摆振试验、 全机地面共振试验等大型试验的大纲、任务书、配套交付技术条 件的编发，完成试验。解决试飞中的有关强度问题，完成设计定 型（适航审定）之前的耐久性和损伤容限分析与试验，完成全部 强度计算报告、试验报告、攻关排故总结等定型文件的编发。完 成适航符合性验证报告。开始全尺寸疲劳损伤容限试验。
强度校核、耐久性损伤容限设计分析及新工艺、新材料、新结构
形式的设计研究试验，提出合理的刚度布局要求，进行初步的颤
振、振动分析、风洞试验模型设。
6
2 结构强度设计工作内容
详细设计阶段
进行详细的应力分析和强度校核；完成颤振模型风洞试验和 飞机颤振分析；给出关键件、重要接头、组合件耐久性和损伤容 限分析及耐久性特性验证的初步结论；给出预计振动环境，完成 有关部位的振动分析和耐振试验。
（7）单途径传力—外加载荷明显地通过一个单元件承受，该单元的破坏将导致 结构承受外加载荷能力的丧失。
（8）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而不致引起结构承受外加载荷能力的丧失。
（9）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25.571（b）条例所规定的剩余强度要求。 (a) 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。 (b) 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。
（4）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 、或飞行小时数计）。
（5）设计服役目标—是设计和（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10 构 应当不出现重大开裂。
3.1 基本术语定义
（6）主要结构件（PSE）--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。
2.2 结构强度专业主要工作内容
可行性论证阶段
依据总体性能部门确定的技术指标要求，估算型号强度设计 经费，论证型号强度设计关键技术和预研课题。 总体方案阶段
参与结构布局传力路线分析，确定最佳结构形式，编制结构
完整性准则及顶层设计文件，开展型号课题预研。
详细初步设计阶段
进行打样强度载荷计算、总体应力分析、重要件和关键件的
设计要求
1 飞机早期设计 （1950年以前）
静强度
未受损的完整结构
σσ限制 σ极限＝1.5 σ限制
3.2 设计准则及设计规范的演变
服役中的飞机由于结构损伤而造成的事故
• 1954 – 由观察于窗材开料口、处制出现造了等疲原劳因裂，纹导飞致机飞结机构在使用前不可避免
空中解体(彗星1号)
存在初始缺陷和损伤，加上使用不当和意外损伤或设
• 1969 – F111坠机
• 1973 – F计-4缺机陷翼等、机，身在接使合用处载翼下荷耳/环片境断裂作用下会发生不同程度 • 1976年-的“鹰扩74展8”在，阿从根而廷影坠响机飞机的正常功能。因此，如何确保 • 1977 – 飞平尾机后可梁靠出而现安了裂全纹的导飞致行飞又机坠不毁至(于赞使维修费用昂贵到不
比亚 BO可EIN接G 受707，) 这是促使耐久性与损伤容限设计技术发展的 • 1979 - 吊挂和发动机连接部位损坏背导致景飞。机失
事 (芝加哥)
• 1988 – 前机身上蒙皮撕裂( BOEING 737-200)
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பைடு நூலகம்.2 设计准则及设计规范的演变
飞机结构的设计准则
设计时间
设计准则
假设的结构形式
下面是适航条例和咨询通报中常用的术语定义：
（1）耐久性—结构具有在使用寿命期内承受重复荷谱作用而 不产生功能性损坏或引起不经济维修等问题的特性
（2）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。
（3）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，结构保持其所要求剩余强度的能力。
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2 结构强度设计工作内容
设计载荷 材料、紧固件选择
静强度
刚度和颤震
维护 • 修理 • 检查
结构设计准则
耐久性 • 疲劳 • 腐蚀
可生产性
防坠撞性
损伤容限和安全寿命
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3 耐久性与损伤容限设计概念
3.1 基本术语定义 3.2 设计准则及民用飞机设计规范的演变 3.3 耐久性与损伤容限的工作内容
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3.1 基本术语定义
➢ 利用合理的分析方法和适当的试验手段，保 证飞机结构设计满足强度、刚度、耐久性和 损伤容限、振动和颤振设计要求；
职责
➢ 对飞机结构各部件的理论分析和进行的试验 以报告形式给出，对结论的正确性、真实性 负责；
➢ 保证飞机在使用过程中的安全性和可靠性；
➢ 开展有关的课题研究；
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2 结构强度设计工作内容
民机结构设计中
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耐久性与损伤容限评定
田海玲 2008-12-9
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目录
目录
• 民机结构设计思想 • 结构强度设计工作内容 • 耐久性损伤容限设计概念 • 耐久性损伤容限设计思想的贯彻 • 耐久性损伤容限评定
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1 民机结构设计思想
随着航空科学技术的飞速发展，为满足飞机综合性 能不断提高的客观需求，飞机结构设计思想不断更新， 长寿命、高可靠性、高出勤率和低维修成本的综合要 求已成为现代飞机结构设计的一项极为重要而必须遵 循的准则。对于民机而言，安全是永恒的主题，是结 构设计的基本要求，长寿命、低维修成本构成的经济 性是实现其市场价值的保证，而结构耐久性与损伤容 限设计则是达到上述要求的重要设计原则与方法。
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适航要求
制造静商强度
剩余强度
安全性 经济设性计规范
损伤容限 设计, 分析, 试验,颤和振验证
裂纹扩展 损伤检测 （检查要求）
维护成本
检查成本 维护成本
维护和检查
用户要适求航当局
购买价格 制造成本 使用方
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2 结构强度设计工作内容
2.1 强度专业职责
➢ 技术、经济可行性论证，负责强度规范、准 则的选用、编制等工作；
修改完善并正式发出详细设计中的各种计算和分析报告，跟 产处理试制中的更改、超差、代料等问题；完成各部件、各系统 有关试验、全机静力试验、起落架落震试验、前起落架摆振试验、 全机地面共振试验等大型试验的大纲、任务书、配套交付技术条 件的编发，完成试验。解决试飞中的有关强度问题，完成设计定 型（适航审定）之前的耐久性和损伤容限分析与试验，完成全部 强度计算报告、试验报告、攻关排故总结等定型文件的编发。完 成适航符合性验证报告。开始全尺寸疲劳损伤容限试验。
强度校核、耐久性损伤容限设计分析及新工艺、新材料、新结构
形式的设计研究试验，提出合理的刚度布局要求，进行初步的颤
振、振动分析、风洞试验模型设。
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2 结构强度设计工作内容
详细设计阶段
进行详细的应力分析和强度校核；完成颤振模型风洞试验和 飞机颤振分析；给出关键件、重要接头、组合件耐久性和损伤容 限分析及耐久性特性验证的初步结论；给出预计振动环境，完成 有关部位的振动分析和耐振试验。
（7）单途径传力—外加载荷明显地通过一个单元件承受，该单元的破坏将导致 结构承受外加载荷能力的丧失。
（8）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而不致引起结构承受外加载荷能力的丧失。
（9）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25.571（b）条例所规定的剩余强度要求。 (a) 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。 (b) 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。
（4）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 、或飞行小时数计）。
（5）设计服役目标—是设计和（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10 构 应当不出现重大开裂。
3.1 基本术语定义
（6）主要结构件（PSE）--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。
2.2 结构强度专业主要工作内容
可行性论证阶段
依据总体性能部门确定的技术指标要求，估算型号强度设计 经费，论证型号强度设计关键技术和预研课题。 总体方案阶段
参与结构布局传力路线分析，确定最佳结构形式，编制结构
完整性准则及顶层设计文件，开展型号课题预研。
详细初步设计阶段
进行打样强度载荷计算、总体应力分析、重要件和关键件的
设计要求
1 飞机早期设计 （1950年以前）
静强度
未受损的完整结构
σσ限制 σ极限＝1.5 σ限制