损伤容限设计基本概念原理和方法
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 。
09_损伤容限设计
飞机结构损伤容限设计第9讲损伤容限设计内容概要1.损伤容限设计内容2.损伤容限结构类型3.损伤容限设计一般流程4.损伤容限设计要点5.损伤容限设计措施损伤容限设计技术的总目标：保证含裂纹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遭遇到的最大载荷，从而使飞机结构不会因裂纹存在而发生灾难性破坏，保证飞机结构的安全。
飞机损伤容限设计内容：初始裂纹尺寸假设临界裂纹长度问题剩余强度问题裂纹扩展寿命问题设计方法论初始裂纹尺寸假设：新飞机出厂时，或已服役飞机经返修后可能预先存在于结构中的最大初始裂纹。
临界裂纹长度问题：在可能遭遇到的最大载荷作用下，允许结构存在的最大裂纹长度。
剩余强度问题：一个含裂纹结构在规定寿命期或检修期内要承受的可能遭遇到的最大载荷。
裂纹扩展寿命问题：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。
设计方法论：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。
根据国军标GJB776-89的规定，按照损伤容限要求设计的结构分为两大类:缓慢裂纹扩展结构破损安全结构1) 破损安全多途径传力结构2) 破损安全止裂结构缓慢裂纹扩展结构使用环境中，结构缺陷或裂纹不允许达到不稳定扩展规定的临界尺寸，并在可检查度确定的规定使用期内，由裂纹缓慢扩展保证安全。
同时，在未修使用期内，带有亚临界裂纹的结构强度和安全性不应降到规定的水平以下。
破损安全多途径传力结构采用一个或多个元件组成的成段设计和制造的结构，来抑制局部损伤，以防止结构完全损坏，在后续检查以前，由剩余结构的裂纹缓慢扩展来保证安全，在未修使用期内不允许结构强度和安全性下降到规定水平以下。
破损安全多途径传力结构又分为两类：9多途径传力独立结构设计时，在多于一条传力途径的某个结构位置上不会存在由装配或制造过程引起的共同开裂源。
9多途径传力非独立结构设计时，在几个相邻传力途径的某个结构位置可能存在由装配或制造过程产生的共同开裂源。
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。
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
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
损伤容限
• 所设计的结构
破损安全结构
• 缓慢裂纹扩展结构（提高检测水平） • 多传力途径--破损安全结构 • 破损安全止裂结构
确定 • 初步确定损伤容限设计结构类型 • 确定初始缺陷尺寸
耐久性设计
• 概念：在规定期限内，飞机结构抵抗疲劳开裂腐 蚀、磨损等的能力。 • 设计准则：
经济寿命 ≥ 设计寿命
• 理论基础：疲劳强度、断裂力学 • 结构特点：经济性好
可靠性设计
• 对系统和结构进行可靠性分析和预测，采 用简化系统和结构、余度设计和可维修设 计等措施以提高系统和结构可靠度的设计。
谢谢大家
• 理论基础：结构疲劳强度理论 • 特点：剖面尺寸庞大，结构重 量加大
1969年F111左翼脱落坠毁
损伤容限设计
• 概念：在规定的未经检验的介质内，结构有 抵抗由于缺陷或损伤所导致的破坏的能力。 • 设计准则：
剩余强度 ≥ 设计载荷
• 理论基础：断裂力学 • 特点：注重安全性
损伤容限设计
• 检修周期=裂纹扩展周期/分散系数
静强度设计
1.设计准则： σ ≤ [σ ] = σ b max n 2.理论基础：理论力学 材料力学 结构力学 弹性力学 塑性力学 3.特点：寿命短，应力 水平低，强度储备大 4.问题：疲劳强度问题
δ max ≤ δ c
彗星号客机的爆炸坠毁
安全寿命设计
• 设计寿命的概念（设计准则）：
平均试件寿命 设计寿命 ≤ n
金属结构材料的设计发展
DY1105101 郭翔DY1101101 董建民DY110110 王弘 DY110110 卢国鑫DY1101110 刘杨 PT1101 马楠楠 PT1101
• 损伤容限设计是怎么来的
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。
第七章损伤容限要求-2009
第七章损伤容限设计要求第1节概述1、设计思想的转变飞机结构安全性的要求, 主要依赖于结构的损伤容限设计技术。
损伤容限设计成为保证结构安全、防止发生灾难性破坏事故的重要设计原则和方法。
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。
表现在：(1) 设计思想承认损伤不可避免, 不断发展新的设计准则；(2) 结构提出新的结构设计概念, 进行结构分类, 完善结构总体安排和细节设计要求；(3) 载荷和环境要求飞—续—飞载荷谱，强调温度、湿度和介质环境，考虑离散源损伤；——载荷谱的谱型分为“等幅谱”、程序块谱、飞—续—飞谱3种简化的排列形式。
——飞—续—飞载荷谱是以一次飞行接一次飞行地排列飞机所经历的载荷—时间历程。
每次飞行代表飞机一种特定的典型使用任务，该谱一般以一定的时间作为循环周期，在一个循环周期内，各次飞行之间的载荷历程有差别，但它们的总和代表飞机所有典型使用任务。
飞机将周而复始地依次重复该周期内的各次飞行，直至飞机的总寿命结束为止。
(4) 材料大量增加了对材料性能的严格要求, 增加裂纹扩展及断裂、腐蚀的十余个材料常数，提出新的选材准则；(5)强度贯彻损伤容限准则和新的分析方法；(6)工艺对损伤容限重要结构件实施工艺控制；(7)试验增加全尺寸损伤容限试验（裂纹扩展和剩余强度试验）；(8)质量控制无损检验，重要结构件跟踪控制；(9)使用和维修制定并实施结构维修大纲，机队监测监控；(10) 组织管理要实现损伤容限需要设计方（设计、分析、制造、用户保证）、使用方（检查、维护、修理、报告）和适航管理部门（管理条例、机队监控）三方明确分工，紧密合作，才可能实现。
安全性在整个预期使用寿命期内, 每架飞机的飞行结构的安全性将达到和保持规定的剩余强度水平(存在未发现的损伤)的保证。
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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要求全尺寸损伤容限试验的结构
对一架新研制的飞机，通常全尺寸损伤容限试验的结构项 目包括(不限于如下项目) ① 机身气密舱 ② 机身与机翼的结合部 ③ 发动机架或接头 ④ 前缘襟翼 ⑤ 后缘襟翼与副翼 ⑥ 机体结构的大型锻件 ⑦ 前起落架部件 ⑧ 主起落架部件 ⑨ 全机，带一段机身的机翼，带一段机翼和一段尾翼的机身
适当的选择结构类型式进行损伤容限设计的第一步。
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缓慢裂纹扩展结构
缓慢裂纹扩展结构是根据结 构中的缺陷或瑕疵不允许达到不 稳定快速扩展所要求的裂纹临界 尺寸设计概念所设计的结构。
在未修理的使用周期内，亚 临界裂纹扩展阶段结构的强度不 应下降到规定的限度以下。
该结构是通过使用周期内缓 慢裂纹扩展来保证安全。
(7)强度计算、试验中发现的薄弱环节，试飞中发生过故 障，以及根据以往经验可判断为易出故障的结构部位，均应选 作危险部位．
(8)对施工困难，工艺质量、表面质量不易保证，费用大、 生产周期长的部位应作为着重考虑的部位。
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损伤容限危险部位的确定
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F-111关键钢结构
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F-4危险部位
考虑到破坏的后果，结构型式和危险程度，根据全
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损伤容限设计所关心的问题
(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？ (3) 在结构工作寿命开始时，允许存在多大缺陷? (4) 裂纹初始尺寸扩展到临界尺寸需要多长时间? (5) 裂纹检查周期的确定?
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本讲内容
1 损伤容限设计概念和原理
2 损伤容限设计对象
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多传力途径-破损安全结构
多传力途径-破损安全结构是由多 个元件或分段组成多条传力途径 的结构，结构分段可控制局部损 伤，从而防止结构安全破坏。
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损伤容限危险部位的确定
(4) 材料的理化、机械、工艺等特性。如采用对疲劳和缺 口比较敏感的材料制成的结构件。
(5)零、构件所处的环境条件。如振动、腐蚀、高温、高 压等，其中对经常承受高温和腐蚀介质的部位应重点考虑为危 险部位。
(6)可检查度及维护、更换的可能性。对不可检结构应考 虑选为危险部位。
第7讲 损伤容限设计原理、内容和方法
本讲内容
1 损伤容限设计概念和原理
2 损伤容限设计对象 3 破损安全结构 4 损伤容限设计内容和方法
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损伤容限设计原理
3
损伤容限设计原理
损伤容限设计方法是在总结以往飞机设计、使用 经验并在断裂力学理论的发展基础上，以设计规范形 式确定下来的一种设计准则。
损伤容限设计的基本出发点就是承认结构中存在 着一定程度的未被发现的初始缺陷，然后通过损伤容 限特性分析与试验：
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。
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损伤容限设计目标
将飞机结构设计成在使用载荷/环境谱载荷下，在 给定的设计使用寿命期限内具有高安全性。
对于可检结构给出检查周期，以确保结构有足够 的剩余强度；
对于不可检结构给出最大允许初始损伤，以确保 在给定的使用寿命期限内，不至于由于未被发现的损 伤导致灾难性的事故。
分散系数
4-7
2
S-N曲线 理论基础
疲劳累积损伤理论
线弹性断裂力学
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疲劳安全寿命设计和损伤容限设计对比
a1:安全寿命终结点的宏观可检裂纹；a2 :外场检测手段能测定的裂纹尺寸； a0 :损伤容限设计起点的初始裂纹尺寸；acr—不稳定扩展的临界裂纹尺寸。
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疲劳安全寿命设计和损伤容限设计对比
均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，
损伤检查
包括各种检查方法及检查周期的选择
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疲劳安全寿命设计和损伤容限设计对比
设计方法 基本假设
疲劳安全寿命 无缺陷存在
损伤容限 存在初始损伤
界限
至宏观可检裂纹 可检裂纹至临界裂纹尺寸
严重部位
结构中应键结构
寿命计算 平均试件寿命/分散系数 裂纹扩展周期/分散系数
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缓慢裂纹扩展结构的设计特点
这种方法使用起来简单可靠，分析工作量少，安全储备 较大．这类结构要求结构材料的裂纹扩展速率较低，而 且应设计成其初始缺陷扩展到临界裂纹尺寸的寿命大于 规定的飞机检修期。
从设计概念而言，这类结构多属于单传力途径结构或静 定结构以及整体结构。
从可检度方面而言，只有场站或基地级可检与使用中不 可检的结构适用于缓慢裂纹扩展结构。
对可检结构给出检修周期； 对不可检结构给出最大允许初始损伤．
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损伤容限设计的三个要素
临界裂纹尺寸或剩余强度
剩余强度要求的载荷作用下，结构允许存在的最大损伤； 或在某一规定的损伤下，结构剩余强度应大于对该结构的 剩余强度要求值(即损伤容限载荷)。
裂纹扩展周期
结构部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
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本讲内容
1 损伤容限设计概念和原理 2 损伤容限设计对象
3 破损安全结构
4 损伤容限设计内容和方法
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破损安全结构定义和分类
按损伤容限的观点，在使用中结构的某些部分产生 裂纹，要求通过定期检查发现这些裂纹前，还能承受足 够的载荷，此类结构称为破损安全结构。
破损安全结构可分三种类型： 缓慢裂纹扩展结构 多传力途径-破损安全结构 破损安全止裂结构
机疲劳和部队使用经验确定危险区域。对100多个不同 危险程度的区域进行筛选，详细研究了50个区域，其 中39个区域被鉴定为危险区域。下表给出主要结构部 件中通常关心的区域：
部件
危险部位
机身 机翼
蒙皮和内部结构的孔边裂纹 油箱裂纹；发动机架
下表面和内部结构的孔边裂纹 外翼折迭肋处裂纹
尾翼
安定面蒙皮；垂直指形板
3 破损安全结构 4 损伤容限设计内容和方法
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结构分类
飞机结构
损伤容限设计
飞行安全结构 断裂关键结构
一般结构
断裂部位
断裂型式
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损伤容限危险部位的确定
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。