疲劳损伤容限简介

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最新第07讲：损伤容限设计基本概念、原理和方法电子教案精品课件

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第三十二页，共39页。
几种(jǐ zhǒnɡ) 典型谱型
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第三十三页，共39页。
损伤(sǔnshāng)容限设计内容
3.初步确定(quèdìng)损伤容限设计结构类型
结构的设计(shèjì)类型由设计 (shèjì)概念和可检查度两项来决定。
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第三十四页，共39页。
结构类型的选用(xuǎnyòng)原则
断裂部位
断裂型式
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第十一页，共39页。
损伤容限危险(wēixiǎn)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(tújìng)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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第二十五页，共39页。
整体(zhěngtǐ)壁板—桁条起到止裂带的作用
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本讲内容 (nèiróng)
1 损伤容限设计概念(gàiniàn)和原理
2 损伤容限设计对象 3 破损(pòsǔn)安全结构
4 损伤容限设计内容和方法
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损伤(sǔnshāng)容限设计要点
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(shèjì) 实例

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。

s-n曲线的参数

S-N曲线是一种用于描述材料疲劳寿命和应力水平之间关系的曲线。

S-N曲线的参数通常包括以下几个方面：
1. 应力幅值（σ）：指材料在循环加载下所承受的应力大小，通常以兆帕（MPa）为单位。

2. 循环次数（N）：指材料在循环加载下所能承受的循环次数，通常以十亿次（109）为单位。

3. 疲劳极限（σ_f）：指材料在循环加载下所能承受的最大应力水平，超过该应力水平时材料将发生疲劳断裂。

4. 疲劳寿命（N_f）：指材料在循环加载下所能承受的最大疲劳寿命。

5. 疲劳损伤容限（N_f_c）：指材料所能承受的最大疲劳寿命，超过该疲劳寿命时材料将发生疲劳断裂。

6. 疲劳损伤累积（N_c）：指材料在循环加载下所累积的疲劳损伤程度，通常以循环次数（N_c）为单位。

这些参数可以用来评估材料的疲劳寿命和疲劳强度，从而指导材料的选择、设计和使用。

第06讲：复合材料损伤容限设计

波音777水平安定面结构如图6-4所示，翼展13.4m。水平安定面翼盒采用双梁、多肋、加筋壁板蒙皮结构。梁为工字形层合结构梁、肋为蜂窝夹层板结构、加筋壁板蒙
波音777尾翼安定面适航符合性验证试验
波音777水平安定面翼展13.4m 水平安定面翼盒采用双梁、多肋、加筋壁板蒙皮结构梁为工字形层合结构梁、肋为蜂窝夹层板结构
冲击损伤
主要考虑的损伤形式
损伤容限问题中主要研究孔、冲击损伤、分层3种有代表性、对结构承载能力影响严重的损伤冲击造成的损伤可以覆盖上述3种损伤形式
吸湿后的疲劳
疲劳裂纹门槛值
冲击损伤
冲击损伤不可避免
常用工具坠落冲击，冰雹冲击，跑道碎石或轮胎碎片冲击，飞鸟撞击，维护和修理工具设备碰撞

裂纹扩展周期
结构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

损伤检查
包括各种检查方法及检查周期的选择
复合材料损伤的概念及特征
复合材料危险载荷为压缩和剪切
采用损伤无扩展的概念，即在通常的设计应力水平下，结构对疲劳不敏感损伤检测困难
适航审定内容
结构适航性载荷和强度气动弹性与刚度结构动力响应疲劳∕损伤容限结构试验系统适航性可靠性失效模式和效应分析发动机限制卫生管理系统试验
适航证书
模拟分析抗坠毁性客舱设计应急措施坠毁情况结构吸能
飞行试验
使用适航性速度和性能控制操纵和飞行品质飞行员工作负荷
相关条例和规范
飞机结构分类
飞机结构飞行安全结构一般结构
其他
断裂关键结构
战斗机：30~40处客机：100多处

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。

铁道车辆转向架构架疲劳寿命及损伤容限研究

铁道车辆转向架构架疲劳寿命及损伤容限研究作者：邓志焱来源：《名城绘》2019年第02期摘要：随着我国高速铁路的不断发展，高速列车运行速度在不断提高。

转向架是铁路车辆运行过程中轨道激励的主要接收部件，而构架是转向架的主要承载结构，在复杂的交变载荷作用下，转向架焊接构架焊缝容易形成疲劳裂纹，威胁列车运行的安全性和可靠性。

基于此，本文主要研究焊接结构疲劳强度方法以及抗疲劳设计中的损伤容限设计。

旨在同行参考借鉴。

关键词：铁道车辆；转向架；构架；疲劳寿命；损伤容限1 导言铁路车辆结构的安全性与耐久性一直是国内外重要研究内容。

在铁道车辆组成部件之中，转向架焊接构架是牵引电机、齿轮箱、横向止挡和抗蛇行减振器等重要部件的基本载体，承受着极为复杂的疲劳载荷。

尤其是对高速列车转向架构架，其运行时的承载情况要比传统车辆更为严苛，焊接构架的疲劳强度能否达到设计及运行要求将直接影响高速列车的安全性、平稳性、舒适性与经济性。

因此，本文就针对铁道车辆转向架构架疲劳寿命及损伤容限展开研究。

2 研究铁道车辆转向架构架疲劳寿命及损伤容限的必要性转向架是铁道车辆运行过程中轨道激励的主要接收部件，而构架是转向架的主要承载结构。

它既支撑车体在轨道上运行，又连接各种零部件，承受和传递来自各方向的交变载荷，是铁道机车车辆上最重要的部件之一，焊接构架的疲劳强度能否达到设计要求将直接影响铁道车辆运行时的安全性和可靠性。

分析国内外相关研究文献可看到，铁道车辆运行过程中承受的主要载荷是复杂的交变载荷，在这种载荷长期作用下，转向架燥接构架的辉缝极易产生疲劳损伤，导致安全事故发生。

所以，针对转向架焊接构架的可靠性，在对其疲劳强度和疲劳寿命进行评估和预测时，使用何种理论方法分析和试验方法得到的结果更加准确，是目前的研究重点。

我國铁道车辆承载结构设计和强度可靠性研究长期停留在静强度水平，无法满足铁道车辆轻量化和疲劳可靠性要求。

在20世纪末开始参照国外相关标准，主要是国际铁路联盟标准、欧洲标准和工业标准，并根据我国铁路线路的实际情况，在此基础上形成了部分国内行业标准。

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

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。

抗疲劳制造原理与技术概论

抗疲劳制造原理与技术概论一、抗疲劳制造定义1964年国际标准化组织(ISO)在《金属疲劳试验的一般原理》中给疲劳下了一个描述性定义: 金属材料在应力或应变的反复作用下所发生的性能变化叫疲劳。

所谓的抗疲劳制造技术是指在不改变零件材料和截面尺寸的前提下，通过在制造工艺过程中改变材料的组织及应力分布状态来提高零部件疲劳寿命的制造技术。

这种技术的一个突出的特点是不改变零件的结构和材料，不增加材料重量，但能大幅度提高材料的疲劳寿命。

二、抗疲劳制造设计与制造的重要性在现代工业各个领域中，大约有50-90%以上的结构强度破坏都是由于疲劳破坏造成的，如轴、曲轴、连杆、齿轮、弹簧、螺栓、压力容器、海洋平台、汽轮机叶片和焊接结构等，很多机械零部件的结构件的主要破坏方式都是疲劳，而且遍布在工业、交通、军事等要害部门，给航空、造船、交通运输、动力机械、化工机械、工程机械等工业造成严重威胁[1-2] 。

因此，认识疲劳，了解疲劳破坏的机理，探求抗疲劳制造的方法并去指导现代工业技术的发展，已经成为现代工业生产中的重要课题。

三、抗疲劳制造技术的原理疲劳是一个非常复杂的过程，疲劳寿命受许多因素的影响，其中包括零件表面残余应力、表面显微组织、缺口效应、尺寸效应、表面效应、材料静强度以及腐蚀环境等多种因素。

一些对材料或构件的静态特性影响很小的因素，如构件和结构的表面状态、缺口形式等，在疲劳现象中却起到非常显著的作用。

因此，提高金属材料抗疲劳性能应主要从以下四方面来进行:(1) 合理选材，注意零件的细节设计，提高加工精度和降低表面粗糙度，尽量减少形成应力集中的各种因素。

(2) 在金属材料表层，特别是局部应力集中的薄弱部位引人高的残余压应力。

(3) 细化材料的表层显微组织，细化亚晶粒，减少材料内部的非金属夹杂物，提高冶炼精度。

(4) 在保证芯部具有足够强度的前提下，提高材料表层的硬度和强度，抑制在循环应力作用下表层产生局部塑性形变。

四、疲劳设计方法1、无限寿命设计法。

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。

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。

◆ 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。

从安全寿命到损伤容限——结构设计的观念演变

从安全寿命到损伤容限——结构设计的观念演变摘要结构的设计，必须在性能、安全、成本三者间取得平衡。

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”， 50年代改进为“破损安全”；而70年代则使得“损伤容限”成为现今的标准结构设计准则。

1988年揭示了散布型疲劳损伤（亦称为“广布疲劳”）成为“损伤容限”结构设计的新课题。

1、静力强度早期应用中，由于金属材料极富韧性（ductility），结构设计方法很保守，因此结构的安全裕度（Margin of Safety）相当大。

在结构遭遇疲劳问题之前，设备早就因为其它使用原因而失效了，因此结构疲劳寿命不是此时的设计重点。

结构设计只要满足材料静力强度（Static Strength）就不会有问题，结构分析则以静力试验为佐证，试验负载是使用负载乘以一个安全系数，以计入不确定因素，比如：负载不确定、结构分析不准确、材料性质变异、制造质量变异……等。

为了减轻结构重量以提升使用性能，在材料静力强度主导结构安全的思想下，一些强度高但韧性低的金属材料开始出现在设备结构上。

只是此时的设备运行工况已非昔日设计工况可比，结构应力大增，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，降低了结构安全裕度，材料静力强度已不足以保证设备运行的结构安全。

2. “安全寿命”“安全寿命”（Safe Life）设计观念。

在这种设计观念里，设备在预定的运行期间内需能承受预期的反复性负载，当结构运行时数到达运行寿命时，认定结构疲劳寿命已经完全耗尽，设备必须报废。

“安全寿命”设计观念的缺点，在于它的疲劳分析与设计一般是采用“疲劳强度耐久限制”（Fatigue Strength‐Endurance Limit）的方法，也就是所谓的麦林法则（Miner's Rule）。

它是在实验室里对多片截面积各异的小尺寸材料试片，施加不同的等振幅（Constant Amplitude）负载，直到试片疲劳破坏为止，以获得此材料在各种施加应力和发生疲劳破坏的负载周期之数据，称之为S‐N曲线（S‐N Curve，S代表施加应力，N代表负载周期数），再以实际结构件在各种设计运行条件下的应力，找到相对应的疲劳破坏负载周期数，依线性累加的方式加总，就可预测结构的疲劳寿命，并应用于设计。

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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-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
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。
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
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。
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。
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；
➢ 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
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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3.2 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
（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。
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。
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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
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
（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。

疲劳损伤容限简介

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