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
!"#—$—%%&&’’$ 系列 )*+), -, -) ( !"#—./0—)1-% !"#—$—&-333 !"#—$—%%&&’’4 !"#—./0—)1-%$ ( !"#—$—&+22) !"#—$—&+22)$ !"#—$—&+22)4 6..7/22%’ ( )*+2, *, ) )*+3, +, 2 )*+1, &, 22
)*+1, )2, )) 飞机结 构 完 整 性 大 纲 损 ( )*&1, 2, 2& )*&* )**1 )**&( ( ( 美空、 海军联合规范 伤容限 5 耐久性建立 飞机通用规范 损伤容限 5 耐久性完善
表 #" 相应的国军标
规范号 864’+, ) —&1 864’+, 2 —&1 864’+, - —&1 864’+, 3 —&1 864’+, 1 —&1 ( 864’+, ’ —&1 ( 864’+, + —&1 ( 864’+, & —&1 864’+, * —&1 864’+, )% —&1 864’+, )) —&1 864’+, )2 —&1 864’+, )- —&1 864++1, ) —&* 864++’ —&*( 规范名称 军用飞机强度和刚度规范 军用飞机强度和刚度规范 军用飞机强度和刚度规范 军用飞机强度和刚度规范 军用飞机强度和刚度规范 ( 军用飞机强度和刚度规范 ( 军用飞机强度和刚度规范 ( 军用飞机强度和刚度规范 军用飞机强度和刚度规范 军用飞机强度和刚度规范 军用飞机强度和刚度规范 军用飞机强度和刚度规范 军用飞机强度和刚度规范 军用飞机结构完整性大纲 军用飞机损伤容限要求(
#$ !" 设计思想的发展与设计规范 随着设计思想的演变和发展，设计规范也在 不断的更新和完善。上个世纪 *( 年代，由于一 系列飞机的疲劳破坏事故，使设计人员认识到疲 劳问题的重要性，由过去的静强度、刚度设计概 念增加了疲劳 （ 安全寿命） 设计概念。&( 年代末 5( 年代初出现的多起飞机机体断裂事故，使设计
万方数据
・ 2’ ・ 飞机设计第 3 期 2%%3 年 )2 月 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!
表 !" 相应的美军标
规范号 时间 主要特点 安全 寿 命、 破 损 安 全、 损 伤容限 飞机结构完整性大纲 损伤容限要求 耐久性要求
;, 采用破损安全或损伤容限，保证结构的 安全性。 =, 结构细节设计的疲劳试验积累了宝贵的 经验。 （ - ） 第 - 个转折点— — —破损安全到损伤容限 5 耐久性 （ )*+& 年， 民机） 9, 破除用破损安全概念可以完全解决运输 机疲劳问题的思想，对该项准则失去信任。 :, 建议采用损伤容限准则予以代替。 ;, 用耐久性代替疲劳，它包含疲劳、腐蚀、 擦伤等更广泛的内容。 — —损 伤 容 限 5 耐 久 性 （ 3 ） 第 3 个 转 折 点— （ )**1 年至今， 军机， 民机） 9, 广布损伤在一些老龄机上的存在，对损
图 ,- 耐久性要求与概念
图 *- 损伤容限设计概念
!" #$ 耐久性 . 损伤容限定寿与疲劳 . 损伤容限定 寿的区别 耐久性 . 损伤容限定寿设计思想是上世纪 /0 年代迅速发展起来的，并最具生命力的一种新的 设计思想。无论是美国、欧洲还是国内，都先后 制定并颁布了有关的设计标准和设计规范。它是 用耐久性设计定寿，用损伤容限设计保证安全。 而疲劳 . 损伤容限定寿是在上世纪 10 年代至 /0
・ J%・ 李戈岚，刘汉海：耐久性 ! 损伤容限设计简介 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!
耐久性 ! 损伤容限设计简介
李戈岚，刘汉海
（ 沈阳飞机设计研究所，沈阳" ##$$%& ） 摘" 要：概述了飞机结构耐久性 ! 损伤容限设计的基本思想、设计规范及耐久性 ! 损伤容限设计基本理论 及方法，供设计人员参考。 关键词：耐久性；损伤容限；经济寿命；耐久性使用寿命；可检查度；典型检查间隔；最小未修使用期
万方数据
・ $*・ 李戈岚，刘汉海：耐久性 < 损伤容限设计简介 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! 表 !" 疲劳、断裂设计类比
项目 !" 目标 # $" 分散 系数 ’" 界限 # %" 规范 疲劳设计 确定无裂纹寿命 （ 出现宏观裂纹之前） 即 “ 安全寿命” # 一般 ! " # % $ & % 裂纹成核后至宏观可检裂纹 （ 由检测能力确定） 可取 () *++ 左右 重复载荷和疲劳 （ 安全寿命） 规范 ,-.—/—((00&&/ （ 12/3） （ !45! ） ,-.—267—!*’( （ !45$ ） # *" 理论 # &" 细节 设计 5" 严重 设计 0" 验证 方法 # 建立在 2 9 : 曲线和累计损伤理论 # 改善抗疲劳品质， 注意降低几何、 材料和载荷的连续 造成的应力集中 结构中应力水平较高和疲劳敏感区的所有部位 # 全尺寸飞机 （ 部位） 疲劳试验， 生产型飞机， 程序块谱 或随机谱， 试验计划无明确规定 断裂设计 确定飞机结构的经济寿命 （ 首先确定各关键部位的经济极 限和安全极限） 一般 ! " # $ % 损伤容限： 以较大宏观可检测裂纹开始计算安全极限 耐久性： 从微小假想初始缺陷开始计算经济极限 耐久性 （ 经济寿命） 和损伤容限设计规范 ,-.—/—0’%%% （ !45% ） ,-.—/—((00&&8 （ !45* ） ,-.—267—!*’(/ （ !45* ） 建立在线弹性断裂力学的基础上 耐久性— — —概率统计、 小裂纹断裂力学 损伤容限— — —断裂力学模型， 裂纹扩展， 剩余强度 采用耐疲劳及抗断裂工艺措施 （ 如孔挤压、 强化等） 提高耐 久性和耐损伤能力 损伤容限分析 （ 安全考虑） ： 每架战斗机 $( ; $(( 个部位 耐久性分析 （ 经济性考虑） ： 每架飞机几千个细节设计部位 全尺寸飞机 （ 部件） 损伤容限和耐久性试验， 早期的研制、 试验计划明确 试验和鉴定 用 飞 机， 飞 9 续 9 飞 随 机 谱， — — —飞机生产前达 ! 倍寿命， 第一个生产期交付前达 $ 倍 # 4" 试验 周期 !(" 监控 措施 !!" 新机 设计 !$" 老机 评定 # %倍 （ % ; & 倍） 寿命— — —安全寿命。试验后检查无明 确要求 飞行监控系统— — —参数 （ 三向过载、 高度、 速度、 舵偏 角、 姿态角、 油量等） 记录系统 作为新机设 计， 单 纯的 疲劳 安全 寿命概 念 是 不足 取 的， 是不能确保安全的 疲劳定寿， 损伤容限评定确定检查周期 # 寿命 $ 倍寿命— — —经济寿命， 试验后要拆毁检查 # 飞行裂纹跟踪系统， 地面检查 # 引入损伤容限设计和耐久性设计技术是发展方向， 代表了 新的、 先进的设计思想 耐久性定寿， 损伤容限评定确定检查周期 #
!"#$% &’(")*+,(#)’ -.)+( /+"-.#0#(1 2 /-3-4$ 5)0$"-’,$ /$6#4’
’( )*+,- ，’(. /,-0,( （ 10*-2,-3 4(565,78 9*:(3- ; <*:*,560 =-:8(8.8* ，10*-2,-3" ##$$%& ，>0(-, ） 7.6("-,(：?0(: @,@*5 :.AA,5(B*: 80* C,:(6 6D-6*@8 ,-E E*:(3- 65(8*5(D- ,CD.8 ,(565,78 :85.68.5* E.5,C(+(82 ! E,A,3* 8D+*5,-6* E*:(3- ，,-E 80* C,:(6 @5(-6(@+* ,-E A*80DE D7 E.5,C(+(82 ! E,A,3* 8D+*5,-6* E*:(3- ,-E (: (-8*-E*E 7D5 2D.-3 E*:(3-*5:F 8$1 9)"*6：E.5,C(+(82；E,A,3* 8D+*5,-6*；*6D-DA(6,+ +(7*；E.5,C(+(82 :*5G(6* +(7*；E*35** D7 (-H :@*68,C(+(82；82@(6,+ (-:@*68(D- (-8*5G,+；A(-(A.A @*5(DE D7 .-5*@,(5*E :*5G(6* % * # 为第 # 次大修期 （ 寿命） 。用图形表 期）次数； 示，如图 # 所示。 （ % ） 损伤容限设计基本准则 在规定的未经维修的服役周期内或结束时都 应有规定的剩余强度水平。对于破损安全结构， 通过使用多路传力或止裂措施，局部地控制不稳 定裂纹扩展。对于裂纹缓慢扩展结构，其疵瑕或 缺陷不允许达到不稳定快速扩展所需要的尺寸。 （ K ） 损伤容限设计基本概念 承认结构在使用前就带有初始缺陷，在使用 中不可避免受到外来物的损伤，但必须把这些缺 陷和损伤在规定的未修使用期内的增长控制在一 定的范围内，使得裂纹不发生不稳定 （ 快速） 扩 展，并在此期间，结构应满足规定的剩余强度要 求，以满足飞机结构的安全性和可靠性。用公式
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式中，! :I 为设计使用寿命； " 为修理期 （ 经济修理
收稿日期：J$$K $M #$
万方数据
・ *2・ 飞机设计第 2 期 *002 年 ,* 月 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! 式中， ! !"# 为可能出现的最大裂纹尺寸； ! $%& 为对应 的临界裂纹尺寸；" !"# 为可能承受的最大载荷； " ’() 为满足剩余强度要求的许用载荷。 图 * 为损伤容限设计概念示意图。 （ + ） 耐久性损伤容限定寿的基本思想：由公 式 （,） 和图 , 可见， 耐久性定寿是按断裂力学概念 不断的确定修理周期 （ 修理寿命） 连续进行定寿， 使得总的寿命不小于 （ 大于或至少等于） 设计使用 寿命；又由图 * 可见，损伤容限设计是通过对裂 纹由可检裂纹到临界裂纹的扩展，确定检查周期 （ 检查间隔） ，使得结构满足规定的剩余强度要求， 保证飞机结构的安全性和可靠性。因此，耐久性 损伤容限定寿的基本思想可简言之，飞机的结构 用耐久性设计定寿，用损伤容限设计保证安全。
注：对于特定的某一新机设计，如果采用疲劳 9 断裂设计观点的“ 总寿命” 应采取下列措施： （!） 对于不可拆卸、不可检结构采用裂纹缓慢扩展概念。 （$） 对于可拆、可检结构引入疲劳 9 断裂设计概念，并要严格进行损伤监控，还需进行疲劳、损伤容限、耐久性的综合试验 验证。
#" 设计思想的发展与设计规范