复合材料损伤容限设计的基本方法

复合材料结构分析作业题 目：复合材料损伤容限设计的基本方法姓 名：潘清学 号：SQ10018014033完成时间： 2011-5-28复合材料损伤容限设计的基本方法一、 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。二、损伤容限设计思想1基本概念损伤容限是指结构在规定的未修使用周期内，抵抗由缺陷、裂纹或其他损伤而导致破坏 的能力。简单地说，就是指飞机结构中初始缺陷及其飞机在使用中缺陷发展的允许程度。因 此，损伤容限设计概念是承认结构在使用前就带有初始缺陷，但必须通过设计的方法把这些 缺陷或损伤在规定的未修使用期内的增长控制在一定的范围内，在此期间，结构应满足规定 的剩余强度要求（含缺陷或含裂纹结构的承载能力），以保证飞机结构的安全性和可靠性。因 此，损伤容限设计思想研究的对象是那些影响飞行安全的结构部件在使用寿命期内的安全裕 度问题从损伤容限设计的基本内容上看，就是通过设计、分析和试验验证，对可检结构给 出检修周期，对不可检结构提出严格的剩余强度要求和裂纹增长限制，以保证结构在给定的 使用寿命期内，不至因未桩发现的初始缺陷扩展失控而造成飞机的灾难性事故。故此损伤容 限设计所追求的目标就是通过设计、分析、试验与监测维修的各种手段，保证飞机在使用寿 命期内其剩余结构(带损伤结构)仍然能够承受使用载荷的作用，不发生结构的破坏或过分变 形，井提供保证安全性所要求的检查水平。图 1.损饬容限设计的概念图1 说明了结构损饬容限设计的基本概念。下面，对损伤容限设计、分析、试验以及 使用维修四大方面的技术内容作一简单罗列：(1) 设计： 制定设计规范与设计要求； 结构分类划分及其设计选择原则； 结构材料的选择； 结构布局、结构细节设计； 制造装配中的质量控制设计。(2) 分析：危险部位的选择与分析， 载荷和应力谱的分析； 初始损伤品质的评定； 裂纹扩展分析； 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；结构损伤的无损检测：检查能力评估与检查间隔制定2与安全寿命设计方法的区别安全寿命设计概念在于认为飞机在使用前结构是完好无损的，在使用寿命期内也不应出 现可检裂纹，一旦在疲劳关键部位出现宏观可检裂纹就认为结构已经破坏。这就是说安全寿 命设计只考虑裂纹形成寿命，不考虑裂纹扩展寿命，并规定安全寿命的给出必须通过全尺寸 疲劳试验进行验证，对疲劳破坏固有的分散性及一些不确定的因素用分散系数来考虑。安全 寿命设计的目标是通过对疲劳关键部位进行合理的选材，开展抗疲劳结构细节设计，适当控 制应力水平，改善结构细节的抗疲劳品质，注意降低几何、材料和载荷不连续造成的应力集 中，以及在生产过程中贯彻良好的质量控制，使飞机结构在谐载荷作用下，保证飞机在安全 使用寿命期内疲劳破坏概率最小通过设计、分析和试验所给出的安全寿命应满足订贷方提 出的设计使用寿命要求。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 共同之处图2 以工程上直观的形式给出了这两种设计所关心的裂纹或损伤不同阶段的示意曲线。 图中所列的几个特征性损伤尺寸意义如下：q对应疲劳启裂点(对应主导裂纹的形成点),山对应安全寿命(又称疲劳寿命)终结点的宏观可检裂纹； d：对应外场使用中检测仪器手段所能n定的裂纹尺寸;山对应损伤容限设计起点的按规范规定的初始裂纹尺寸do对应裂纹不稳定扩展的临界裂纹尺寸。图 2. 损伤尺寸与载荷循环数的关系由图2可见，由疲劳源引发的疲劳裂纹总寿命应是由裂纹形成寿命Nl和裂纹扩展寿命N2 两部分组成。即N = N + N(1)z12在按损伤容限设计的寿命估算中，因首先承认存在初始缺陷，故Nl=0,裂纹扩展寿命 即为总寿命，即N = N(2)z2要注意疲劳诱发裂纹山和损伤容限设计中的初始缺陷(裂纹)是两个不同的概念，不能把 它们混同起来。山的确定在规范中另有规定，目前在工程上，经常是根据无损检测能力来确 定的，通过试验按 90的觉察概率和 95置信水平要求确定。还应当指出，作为损伤容限 设计在确定结构的初始缺陷。上仍是一个难点，往往掩盖了结构件的裂纹形成寿命段。事实 上，在实践中形成了一种安全寿命损伤容限设计思想，即用抗疲劳设计方法确定飞机的安 全寿命，用损伤容限设计确定结构损伤的检查间隔，以进一步保证飞机的飞行安全。目前已 较多采用了这种组合设计方案。3与断裂力学的关系结构中存在的缺陷、损伤或裂纹实际上都是指结构内部的受损状态，只不过是这些术语 所描述的受损几何形态不同而已。损伤容限设计方法中对这些受损的几何形态都等效成简单几何形态的裂纹来处理，这是因为断裂力学在含裂体方面的众多研究成果为损伤容限的设计 分析方法提供了强有力的理论基础。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。图 3 描述了一个含裂纹结构随循环交变载荷作用或由于载荷和环境侵蚀的联合作用下 裂纹随时间扩展、剩余强度随裂纹长度增加而逐渐降低的情况。经过一段时间，剩余强度就 会低到无法承受工作中可能出现的意外高载荷如果不出现意外高载荷，那么裂纹将继续扩 展，剩余强度将继续降低，最后在正常工作载荷下就会断裂。当预先存在缺陷或有应力集中 时就更是如此。为了使结构在整个工作寿命期间，破坏的可能性维持在可以接受的低的程度 以保证安全，损伤容限设计对以下问题十分关心。(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，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，允许存在多大的韧始缺陷?a)(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)? 上述问题断裂力学都可给出满意或十分有价值的回答。因此，要深入理解损伤容限设计体系， 必须将它和断裂力学的理论基础结合起来。设计强度斗声期的規鬲工憎載科-十常工作荷b) 图 3. 含裂纹结构裂纹及剩余强度的演变(a)裂纹扩展曲线；(b)剩余强度曲线三、损伤容限设计方法1基本要素与工作内容飞机结构的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。这一设计方法是对安全寿命、破损安 全等设计方法的补充和发展，既能较好地保证飞机结构的安全性和可靠性，又是较经济、合 理的设计方法。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末被发现的初 始缺陷、裂纹和其他损伤，然后通过损伤容限特性分析与试验，对可检结构给出检修周期； 对不可检结构给出矗大允许初始损伤以保证结构在给定的使用寿命期限内，不至于因未被 发现的初始缺陷、裂纹或其他损伤扩展而出现灾难性的事故。由此，组成损伤容限结构的特 性具有以下三个同等重要的因素：(1) 临界裂纹尺寸或剩余强度。它表明在剩余强度要求的载荷作用下，诙结构允许存在 的最大损伤；或在某一规定的损伤情况，结构剩余强度能力应大于对该结构的剩余强度要求 值(即损伤容限载荷)。(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)至临界裂纹尺寸值之间的裂纹扩展期。(3) 损伤检查。各种检查方法及检查周期的选择。以上三要素可以单独作用亦可组合作用，使飞机结构的安全性及可靠性达到一个规定的 水平。实践表明，无论从材料、设计、工艺和维修诸方面采取何种措施，要完全避免各种损 伤是不可能的。在飞机结构中常见的损伤或缺陷主要来自材料、加工和装配工艺；在航线服 役中，又遭受疲劳载荷、各种腐蚀环境和离散源载荷造成的损伤。把结构设计成能承受定量 损伤，并实施计划检查的损伤容限结构，是提高机队安全水平的有效途径因此，损伤容限 设计方法是在应用断裂力学的基本原理基础上。从设计、制造、分析评估、试验及维护诸方 面全方位地实施结构控制，最终完成损伤容限设计的要求和目标。由此，从损伤容限设计工 作内容上看，可大致包括以下诸方面：(1) 对结构材料的精心选择、使用和控制；(2) 选择结构设计类型并进行相应的结构布局(如多路传力结构、多重元件或止裂构件的 布置)，以及高度开敞并可检的损伤容限结构的设计与使用，零、构件的精心细节设计等断 裂设计概念的应用；(3) 合理地使用应力水平控制；(4) 制造和工艺的控制；(5) 采用精细的检验程序(根据结构不同的类型和不同的可检度，分类提出损伤检查的详 细要求和检查间隔、检查手段和灵敏度要求等)。从损伤容限设计分析工作的步骤上看，可大致为：(1) 确定设计使用载荷谱，根据疲劳损伤的统计分析理论，把实际使用中的复杂载荷简 化成能在设计和试验中使用的计算谱和试验潜然后根据使用载荷谱算出危险部位的应力谐 及其相应的应力强度因子，(2) 选取关键件。根据设计、使用经验和结构的应力分析，确定结构关键件及关键件的 危险部位，进行损伤容限的裂纹扩展和剩余强度分析，从而有效地实施断裂控制。(3) 合理地选材兼顾静强度、刚度和疲劳，选择抗断裂性能好的材料，并依据重量、 可加工性、成本、抗腐蚀等多种因素综合考虑研究后加以确定。(4) 进行结构分类。根据裂纹可检度要求对结构进行分类。再按结构分属的类型设计成 相应的飞行安全结构。(5) 进行结构细节设计。除按用一般抗疲劳细节设计要求外，还应根据结构分类开展结 构细节设计，对可检结构应尽可能地提高裂纹可检性。(6) 确定初始缺陷尺寸。按飞机损伤容限要求的规范规定，对不同的关键部位，不同的 结构设计类型确定初始缺陷的尺寸、位置和方向。(7) 损伤容限分析。对根据结构材料的断裂特性、结构型式、可检度和受毅情况确定的 危险部位，用断裂力学萋本原理和方法进行分析，确定这些危险部位的临界裂纹尺寸、剩余 强度、裂纹扩展速率和裂纹扩展寿命(不同设计阶段，可用计算精度不同的方法)，并进行必 需的试验验证，反复改进设计直到满足设计要求。(8) 损伤容限试验。损伤容限试验的目的是验证机体结构是否满足损伤容限规范规定的 设计要求。可以采用设计研制试验件或作全尺寸的试验件。(9) 给出使用维护大纲。根据分析与试验结果给出检查方法、检修周期和允许的最大初 始损伤尺寸等。2损伤容限结构分类与选择我国现行规范规定；为了使因滑检缺陷或损伤所引起的结构破坏概率减至最小，对危及 飞机机体安全的主要结构，应采用损伤容限设计：损伤容限设计的结构应该是敲胡安全结构 或缓慢裂纹扩展结构，或者这两种类型的组合。为了评定结构的裂纹扩展特性和剩余强度特 性，应进行损伤容限试验和损伤容限分析。从损伤容限设计的可检性要求上看，结构的可检 查度由结构所处的部位、可达性、可检性、损伤发生发展的性质与程度以及检查经验来确定。 因此，依据结构的可检性采取不同的设计方法是损伤容限设计的重要概念，也是首先考虑的 问题，即依据结构布局、几何构型及所处的部位进行结构类型的划分，制定合理的分类选择 及设计的原则是捐伤容限设计工作的首要步骤。（1）结构按可检查度分类。结构的可检查度与检查时的方法、设备有关，与被检查结构部位的可达性有关，也与检 查地点外场或场站）有关。通常，按可捡查度可把飞机结构分为以下几类：1）飞行明显可检结构如果飞行中发生损伤的性质和程度使飞行人虽能立即而无误地觉 察已发生重大损伤，而不应再继续执行任务，这种结构为飞行申明显可检。2）地面明显可检结构。检查损伤的性质和程度无需地勤人员对结构进行特殊的检查就可 迅速、无误、明显察觉时，则结构为地面明显可检结构。3）目视可检结构。如果损伤的性质和程度不会被进行结构目检的人员漏检则结构为目 视可拉结构。这种检查一般是从地面对结构外部目视捡童，不需要拆下检查口盏或窗口，也 不需要特殊的检查工具。4）特殊目视可检结构，如果损伤的性质和程度不会被为寻找损伤结构而对飞机进行详细 目检的人员所漏检，则结构为特殊目视町检结构。这种检查包括拆下粒查口盖和窗口，并允 许用简单助视器如反光镜和放大镜。但是，需除油漆和密封等，并需采用渗透法、X射线等 无损探伤检测技术进行检测的可检结构，不属于特殊目视可检结构。5）翻修级或基地级可检结构。如果损伤的性质和程度需用一种或多种选定的无损检测方 法才能发觉，则结构为翻修级或基地级水平可检结构。检查方法可包括如渗透、X射线、超 声波等无损检验方法。检查时的可达性包括拆卸为此而设计的部件。6）使用中不可检结构。如果损伤尺寸，通过前述的一项或多项检查不能检测到，则结构 为使用中不可检结构。（2）结构设计类型按损伤容限设计规范的要求，结构的设计类型由设计概念和结构的可检查度两项来决 定。正如规范提出，损伤容限结构可归纳为两种结构类型，即缓慢裂纹扩展结构和破损安全 结构。缓慢裂纹扩展结构又称为安全裂纹扩展结构：破损安全结构又分为破损安全止裂结构 和破损安全多路传力结构。以下我们从设计概念和可检度两项原则出发，简单分析这些结构 类型。1）缓慢裂纹扩展结构。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，一些多路传力结构也可设计为缓慢裂纹扩展结构，这主要是出于减少分析工作 的复杂性来考虑的。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。这类结构被设计成初始损伤将以稳定、缓慢的速度扩展，以保证在规 定的检修周期内，在使用载荷环境作用下，结构内的初始缺陷、裂纹或其他损伤不至扩展 到临界裂纹尺寸。飞行的安全是靠裂纹的缓慢扩展串以及结构的剩余强度来保证的。这种方 法使用起来简单可靠，分析工作量少，一般安全储备较大。这类结构主要要求结构材料的裂 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（包括分散系数2）大 于规定的飞机检修期。应通过断裂试验和分析来确定在规定的检修期内可能扩展到临界裂纹 尺寸的最小初始缺陷尺寸d，一旦规定了d值，就要制定质量控制程序，采用小于含有这 00种初始缺陷尺寸的构件。如果所确定的d小于质量控制检查能力，那么应该或者改变材料，0或者改变应力水平，或者同时改变这两个因素，以便容许较大的初始缺陷尺寸d。总之，0当结构被确定为缓慢裂纹扩展类型时，应特别注意设计应力水平和材料因素的控制。2）破损安全结构。一个破损安全结构当其某个传力途径破坏（对破损安全多路传力结构） 或一个正在扩展的裂纹止裂后（对破损安全止裂结构）并不会危及结构的飞行安全，而且这种 大的损伤很容易被某种目视检查及时、准确地发现，且不易被漏检。从设计角度看，这类结 构应满足：剩余结构能经受最大预计载荷和使用载荷两者中较大者（也有的资料介绍，取 为80%的设计载荷）；可以在设计速度范围内操纵飞机；剩余结构在重复载荷作用下到 下次检查损伤前不会发生灾难性破坏。对这类结构应该通过主要构件上的裂纹从初始缺陷扩展到损坏的时间来验证剩余结构 重复承受载荷的能力，从而保证剩余结构的寿命（包括分散系数60一40）等于或大于所 规定的到下次检查的时间间隔（即剩余强度要求）。下面分两种结构情况分别介绍：1）破损安全多路传力结构。这类结构具有多个传力途径，甚至把本来可以设计成一体的结构也人为地分成若干部分，其作用是把损伤控制在局部范围内，以防止在规定的检修周期 内，结构在载荷环境谱的作用下完全破坏。这类结构的安全性是通过剩余结构到后续检查 以前的缓慢裂纹增长来实现。现代飞机结构上采用破损安全多路传力结构的实例相当众多。 这类结构的情况之一是用两条或两条以上的传力路线来传递载荷，当其中的一条传力途径上 的元件毁坏后，其他传力途径仍能传递破损安全载荷。如机翼、尾翼设计中采用的多梁、多 腹板或多桁条结构，都可以看成是一种分散传力结构布局的多路传力结构。2）破损安全止裂结构。这类结构在设计时，采取了各种止裂措施，如筋条、止裂带等在 规定的检修周期内，在使用载荷环境谱作用下，当结构的裂纹扩展到使结构完全破坏之前， 用止裂措施使不稳定快速扩展的裂纹停止在事先设计的止裂区内。因此，它的安全在后续检 查之前，由剩余结构的裂纹缓慢扩展来保证，而且在未修使用期内不允许剩余结构强度下降 到规定水平以下。这类结构的止裂设计和布局形式是从狭义上加以安全保证的。（3）结构类型的选用原则。在损伤容限结构设计中，结构类型的选择与结构的可检程度、 表面结构还是内部结构、结构的可更换性、静定结构还是静不定结构以及应力水平、所用材 料有关。通常按如下原则选择结构类型：1）场站级或基地级不可检结构和使用中不可检结构应设计成缓慢裂纹扩展结构。2）飞行明显可检结构、地面明显可检结构、目视可检结构、特殊目视可检结构和翻修级 或基地级可检结构原则上设计成破损安全止裂结构或破损安全多传力途径结构。3）表面结构一般为可检结构，可考虑设计成破损安全结构内部结构当为不可检结构时， 应设计成缓慢裂纹扩展结构。4）易更换的结构容易实现破损安全设计；不易更换的结构以采取缓慢裂纹扩展结构为 宜。5）静定结构是单传力途径结构，例如起落架支柱等不能实现多传力途径，它是单传力途径结 构；又如大屉弦比直机翼双粱式结构（其根部接头为一固接和一铰接时）属于静定结构。这些 布局和传力形式的结构必须设计成缓慢裂纹扩展结构静不定结构增加了结构的安全度，是 实现多传力途径的基础，应当尽可能设计成破损安全多传力途径或破损安全止裂结构。6）当选用的设计类型为缓慢裂纹扩展结构时，应该特别注意应力水平和材料因素的控 制。7）当破损安全的要求有一部分不能满足，或者进行缓慢裂纹扩展分析不复杂时，可以把 多传力途径的结构看作是缓慢裂纹扩展结构。8）对于一些特殊的结构件，例如，气密座舱、整体袖箱，其设计类型的选择应做特殊考 虑。这类构件不允许采用破损安全设计类型，而应采用缓慢裂纹扩展设计并有适当止裂措施。 一个结构或构件应选择何种结构类型，还必须视情况具体分析。3损伤容限结构材料的设计选择根据损伤容限设计原则进行飞机结构设计时，对结构材料的要求是多方面的，几乎不可 能找到一种全面优异性能的材料来全面满足损伤容限设计的各种要求，有时又是不必要的， 结构设计人员需要根据不同的结构类型、不同的使用部位和工作条件权衡利弊、综合处理好 性能成本等各方面关系，以求作出结构用材的合理选择。以下依据损伤容限结构的设计特 点，谈谈结构材料选择中的若干关系。（1）材料强度和韧度的关系。按静强度观点设计结构，往往追求材料的静强度指标以求减轻结构重量。但从断裂力学 观点看这是不充分的。因为静强度高的材料往往断裂韧度偏低，抗疲劳性能较差。一旦材料 有某种缺陷或裂纹，便易于导致构件的低应力脆性断裂。因此，对一些承受拉伸或弯曲作用 的损伤容限设计的关键构件，在选择材料时宁肯牺牲一些静强度指标，也要选取裂纹扩展速 率低、断裂韧度高的材料，以期提高材料的抗疲劳能力，改善结构的损伤容限特性。材料的抗断裂性能包括以下几方面内容：材料本身的初始裂纹和初始缺陷尺寸d0必 须足够小；比断裂韧度Kt足够大；裂纹扩展速率da/dN小；临界裂纹尺寸较长； 在应力腐蚀条件下的抗断裂性能好。由于上述某些性能，如Ktc, da / dN等与材料的加工方法、热处理、使用环境等均有关， 因此对零件要选择合适的加工方法、热处理和表面处理方法。井应注意尽可能选用断裂性能 和强度等综合性能为最佳的材料。一般说，对于现有国产材料，如机翼下蒙皮、下壁板、机 身气密舱蒙皮可选用 LYl2 之类的钼合金，而不宜采用 LC4 这类高强度铝合金。(2) 材料与载荷/环境谐的关系。一种材料在给定温度和介质下表现出的损伤容限特性可能优于其他材料，但是在另一种 环境下可能会出现相反的结果。一种材料在等幅加载时可船衰现出较好的特性；但在谱载下 可能另外一种材料显示出较好的断裂特性。因此，不能仅考虑等幅加载下的da/dN特性， 还应考虑迟滞效应、应力比只及环境等影响因素。为了延长零、构件的裂纹形成寿命，并得到好的抗腐蚀、抗应力腐蚀断裂、抗氢脆的性 能，以提高材料的耐久性，除合理选材外，还应选择合适的热处理和表面处理方法。由此可 见，精心选材是个综合权衡的复杂过程，考虑因素很多，不仅要作计算分析，还要进行试 验验证。同时对材料的采购、加工等一系列过程实施有效控制，才能达到损伤容限结构用材 的完整性要求。4损伤容限结构细节设计飞机结构使用中的破坏统计裹明，由于疲劳断裂而引起的破坏概串很高。为了提高结构 的抗疲劳断裂能力，保证飞机在整个设计使用寿命期间，不致因裂纹扩展而导致结构断裂破 坏，对损伤容限设计的结构同样要在设计中对应力水平、结构布置、表面质量、结构几何形 状等细节设计提出一系列要求。这些要求与安全寿命设计中抗疲劳细节设计原则是一致的， 只有把注意力放在提高结构细节设计水平上，通过认真而精细的构形，改善结构细节的应力 分布，控制应力集中因素，才能有效提高结构细节自身的抗疲劳能力和改善损伤容限特性。 正如第2 点指出的那样，对损伤容限结构还应当注意按不同的结构类型进行细节设计。对不 易更换或不可检等缓慢裂纹扩展结构类型，其细节设计应注意材料的合理选择，细节应力水 平、应力集中控制以及加工制造、装配过程的工艺质量控制。除此而外，利用装配衬套改善 零构件上孔的维修性，利用开口设计提高结构的开敞性与可达性，都是有效的损伤容限设计 方法。对破损安全结构类型，其损伤容限设计更应注意结构布局，传力途径与多重元件的布 置、元件刚度的合理搭配等在此基础上，开展元件合理的细节设计以及加工质量的合理控 制。5检修周期与检验程序的合理确定 。飞行安全结构的损伤检验与修复是损伤容限设计的最重要环节之一，而损伤检验又与结 构类型、结构的开敞性与可达性以及可检度等密切相关。所以，损伤容限设计中检验程序就 是根据不同类型的结构（缓慢裂纹扩展结构及破损安全结构）和不同的可检度（飞行明显可检 等六种可柱度）来分类提出损伤检查的详细要求、检查间隔、检查手段以及检查设备的灵敏 度要求等同时，配合结构损伤容限特性分析和全尺寸试验结果，对使用可检结构给出检修 周期，对使用不可检结构给出允许的最大初始损伤、以防止在给定的寿命期限内由于未被发 现的缺陷、裂纹或其他损伤的扩展而导致灾难性的疲劳破坏事故。（1）检验程序的确定。飞机结构的主要检查手段是肉眼检查。已知损伤位置的注意检查和未知损伤位置进行的 一般检查，情况大不一样。目视检查时要有100%发现率的量小尺寸约为1mm。在场站或基 地中利用各种无损探伤技术，如超声波、着色渗透、磁粉探伤等的100%发现能力也在0. 6 0.8mm的量级。若不知道损伤位置进行普查，则发现能力要大为降低，此时可发现的最小损 伤尺寸为 58mm。 X 射线可探测内部裂纹，但发现能力稍差。涡电流探伤可用于表面裂纹的 检查。检查周期是指飞机结构两次检查之间的时间间隔。从原则上讲，应该在裂纹扩展到临 尺是，损伤容限设计概念要求裂纹在达到危险的临界尺寸前，有把握把它检查出来，即要有 100%的可靠性，因此，必须考虑一次或几次漏检的可能性，并由此来确定检查周期。这样， 检查周期的长短将由裂纹扩展速率和允许的漏检次数来确定。检查周期短，允许漏检的次数 多，安全性较好。可是检查过于频繁则工作量大，经济性不好，也妨碍飞机的正常使用。而 检查周期太长又不能确保安全。一般检查周期取二分之一的裂纹扩展寿命。另外检查间隔还 应考虑到不同的可检度来定。如地面明显可检的检直间隔为一次飞行，巡回可检为十次飞行等等。四、损伤容限设计的综台评估损伤容限结构的综合评估是损伤容限设计工作的重要步骤，其目的是确定飞行安全结构 的裂纹扩展规律和剩余强度特性，以便提供具有足够安全性所要求的检查水平，为制定合理 的检修周期和检查方式提供科学依据。为达到上述损伤容限评估的目的，一般遵循下列工作 步骤：(1) 确定进行损伤容限评估的结构部位。(2) 确定构件的初始裂纹长度。(3) 确定构件的应力谐。(4) 确定受损结构的剩余强度。(5) 确定构件的裂纹扩展寿命。(6) 进行结构损伤容限试验。以下按所列工作内容分别介绍。1损伤容限危险部位的确定飞机结构的破坏往往是由危险部位(薄弱环节)的破坏而引起。所以，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危险部位的确定主要与下列因素有关。(1)损伤容限设计的主要对象是飞行安全结构(即其破坏会直接导致飞机失事，或破坏持 续未被查出而造成飞机失事的结构)，故首先应判断结构是否属于飞行安全结构。凡属于飞 行安全结构，必须确定为断裂关键件，也即是损伤容限危险构件，必须进行损伤容限分析， 进行断裂控制。(2) 其次考虑破坏的后果和危险程度。例如当该部位的损伤将严重影响飞机的使用功能、 飞行性能，危及飞机及人员的安全或导致主要系统失效时，应选为危险部位。(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)；拉或剪应力水平高，并且由于开口、孔、偏心、结构突变以及断开等原因 引起的严重应力集中的部位，刚度不足振动较强的部位，应选为危险部位。(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。（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、生产周期长的部位也应作为 着重考虑的部位。2初姑裂坟长度的确定假定装配后飞机结构所存在的缺陷尺寸刚刚小于无损检验的最大不可检尺寸，我们把存 在的这种缺陷尺寸规定为初始缺陷尺寸或称初始裂纹长度卸。初始裂纹尺寸的长短对计算剩 余寿命影响很大，这是因为在短裂纹阶段裂纹扩展较慢，较小的初始裂纹尺寸差别将引起裂 纹扩展寿命的较大变化。因此，对飞行安全结构进行损伤容限评估时，合理地确定初始裂纹 长度是一件十分重要的工作为了确保飞行安全，在规范中规定“应假设组成主要结构的每一 元件均存在有未被发现的初始缺陷或损伤”。这种初始缺陷有两种不同类型的裂纹尺寸，一 种是用各种无损检测（包括目视检查）能力确定的最小可检裂纹尺寸，另一种是用显微断口反 推技术等方法确定的当量裂纹尺寸（0.125mm孔边角裂纹）。前者主要用作计算未修使用期和 进行裂纹扩展寿命分析的起点。以实现损伤容限设计的一个主要方面检查保障安全；后 者可作为对紧固件分析的基础。并构成连续损伤、剩余结构损伤假设组成的部分，其用意代 表材料。艺实际可能产生的最差质量。用无损检测决定的裂纹尺寸与结构类型和可检查度有关。无论对材料还是对结构件，只 有对裂纹捡出概率和相应的置信水平有明确定义，最大不可检裂纹尺寸才有确定意义。规范 中要求对缓慢裂纹扩展和破损安全（主结构）类型，检出概率和置信水平分别为90和95。 选择 90和 95是因为它是航空结构金属材料和元件质量检查的基础，也是较经济的。对 于损伤容限所允许的最大初始裂纹长度则可依据两倍使用寿命期内不应扩展到裂纹容限的 要求，反推出允许的最大初始裂纹长度但它应不小于损伤容限要求规定的初始裂纹尺寸， 或按90%检出概率和95%置信度要求由无损探伤稠t试确定的初始裂纹尺寸。 3.应力谱的制定在飞行安全结构的裂纹扩展分析中，直接使用的是飞一续一飞随机应力谱。只有采用 这种随机应力谐才能较好地刻画结构件各危险部位裂纹扩展的真实过程（裂纹扩晨过程中的 高载迟滞以及小载加速作用较疲劳微裂纹形成过程的同样作用要明显得多）。关于由飞机重 心过载谱转换成相应与各危险部位的随机应力谱方法已做了简单介绍，可基本掌握其计算原 理。有了结构危险部位的随机应力谱进行裂纹扩展寿命的估算，选择恰当的裂纹扩展速率 公式由数值积分即可获得，最后将所获得的由初始长度扩展到裂纹容限所经过的载荷反复次 数按随机应力谱的飞行小时的定义转换成为飞行小时数或起落次数。 4剩余强度和裂纹扩展限制的确定。剩余强度定义为：带有损伤的结构在连续使用期内任一时刻的有效强度值，或简单地说， 受损结构的承载能力就是该结构的剩余强度，也就是受损结构在检测周期内所能承受的不危 及飞行安全或降低飞行性能的载荷。所谓危及飞行安全或降低飞行性能是指结构丧失强度、 丧失刚度、过度永久变形、丧失控制以及颤振速度降到临界以下等。结构剩余强度通常随着 损伤尺寸的增加而下降。当裂纹扩展到临界尺寸时，对应的载荷就是临界载荷，实际上即是 最小剩余强度，若该值小于损伤容限载荷，结构就会发生断裂。损伤容限载荷代表在两次检 查间隔内飞机可能遇到的最大载荷。一般来说，对所有完整结构不管是裂纹扩展类型或破损 安全类型，要求损伤容限载荷至少是使用载荷。对于不同的规范有不同的规定。如有的定为 设计载荷的 80：有的根据检查周期的长短来定：检查周期短，裂纹扩展有限，该值可取 低些，反之亦然例如每次飞行都检查的结构，可取67；50 次飞行（约一个月）才检查一 次的结构可取为极限载荷的87%；大修（飞行250h）时才检查的结构，则取为极限载荷（即设 计载荷）的100。而有的规范，则由可检度类别来定。对于裂纹扩展限制主要根据结构的类型和可检查度来制定。规范中推荐对于缓慢裂纹扩 展在场站或基地级可检时的检查间隔为14寿命，使用中不可检，当然意味着在1个设计 寿命期末为 l 倍检查间隔。对于破损安全结构必须设计成在某主要传力途径破坏后，在规定 的检查间隔内具有要求的剩余强度。为了确保在梭查间隔内查出任何主要元件的提前破坏， 必须确定初始检查间隔和后续检查间隔。5.损伤容限试验通常损伤容限试验是采用全尺寸结构进行试验。全尺寸结构是指真实结构，可以是构件、 部件和全机。全尺寸结构损伤容限特性试验可分为两种情况：一是对主要结构单独取样进行 考核，二是用飞机部件或全机试验来考核主要结构。后一种情况结合疲劳试验和耐久性试验 完成，即用同一个试件来完成疲劳试验（或耐久性试验）和损伤容限试验。前一种视具体情况 而定。（1） 损伤容限试验的目的与要求。全尺寸结构损伤容限试验的主要目的为：1）最终考查所研究结构的裂纹扩展寿命和剩余强度，为确定检修周期或允许的最大初始损伤 提供依据。2）用以发现和排除结构可能存在的局部高应力集中区，以实现裂纹缓慢扩展。为了确保实现可靠的断裂控制，必须对所有关系到飞机结构完整性和飞机安全的主要结 构的损伤容限特性进行试验验证不论采用安全寿命设计还是采用耐久性设计研制的飞机结 构，均必须通过损伤容限设计与试验，以进行断裂控制。全尺寸结构损伤容限试验的要求：1）除了应用飞机部件或全机试验来考核主要结构损伤容限特性外，对无法用飞机部件或全机 试验进行考核的主要结构还要单独取样考核。2）当用同一个试件来完成耐久性（或疲劳）试验和损伤容限试验时，首先必须保证耐久性（或 疲劳）试验任务的完成，给出结构经济寿命或形成疲劳裂纹的试验寿命，在完成耐久性（或 疲劳）试验后，如果要考核的主要结构已损坏（包括出现远大于初始裂纹的损伤），则此试件 就不能再作损伤容限试验用。如果要求考核的主要结构未损坏，但试件的其他部分损坏，则 允许修复后接着供损伤容限试验用。对于前一种情况，可以通过重新对此主要结构单独取样 进行试验来弥补。3）可预期在耐久性（或疲劳）试验过程中在最关键元件的应力集中部位能自动形成初始裂纹。 如果未能形成，则通过人工切口来模拟可能存在的漏检缺陷、裂纹、或其他损伤，经疲劳预 裂出规定的初始裂纹。（2）全尺寸结构损伤容限试验的结构项目。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）： 机身气密舱 机身与机翼的结合部 发动机架或接头 前缘襟翼 后缘襟翼与副冀 机体结构的大型锻件 前起落架部件 主起落架部件 全机，带一段机身的机翼，带一段机翼和一段尾翼的机身。（3）裂纹扩展寿命试验。全尺寸结构损伤容限试验包括裂纹扩展寿命试验和剩余强度试验。裂纹扩展寿命系由初 始裂纹扩展到裂纹容限的寿命来描述的，但必须是满足剩余强度要求前提下的裂纹扩展寿 命。因此，在试验开始之前，应通过结构剩余强度分析和主要结构元件试验给出预测的裂纹 容限。在所有主要结构的元件中都应该假设存在着裂纹。在规定的设计使用载荷谐和规定的 使用期间内，初始裂纹不能扩展到容限裂纹尺寸。要满足此要求必须对裂纹扩展速率进行测 定，并用以判断可能的裂纹扩展寿命。需要给出裂纹扩展寿命的结构范围仅限于场站级或基 地级可检结构和使用中不可捡结构，而且应该是关系到飞机结构完整性和飞行安全的主要结 构，即仅对需要进行断裂控制的结构定寿。可按图4 所示原则选择需要进行断裂控制的结构。图 4.选择断裂控制结构的原则（4）剩余强度试验。全尺寸结构剩余强度试验是一种静力破坏试验，用以检查含裂纹结构当裂纹扩展至裂纹 容限时，是否具有承受100X损伤容限载荷的能力。同样，进行剩余强度试 验的结构也是场站级或基地级可检结构，而且是关系到飞机完整性和飞行安全的主要结 构剩余强度试验应在裂纹扩展寿命试验完成后进行，即裂纹扩展至接近但小于依据分析和 主结构元件试验所预测的裂纹容限时，终止裂纹扩展试验改为进行剩余强度试验 在飞机结构损伤容限试验规范中对结构剩余强度试验验证作了如下规定：1）通过疲劳裂纹扩展寿命试验使裂纹扩展到裂纹容限，也可用人工开切口预制出容限裂纹来 模拟，可以认为仅结构关键部位存在有由规定尺寸的初始裂纹扩展成的裂纹容限。2）试验时，结构关键部位所有主要设计情况均需加载至100损伤容限载荷，然后选取最主 要情况加载至破坏。若加载至125损伤容限载荷，结构尚未破坏，允许终止试验3）结构必须能承受 100损伤容限载荷。加载至100损伤容限载荷再卸载到零，允许结构 有残余变形，但所产生的残余变形应不妨碍结构正常工作。