针对不同的结构类型、裂纹形式和可检查度有不同的初始 裂纹尺寸。
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损伤容限设计内容
4.确定初始缺陷尺寸
初始裂纹尺寸与保证结构安全性和维修经济性关系密切。 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，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．
另一种是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)，主要用作对紧固件分析的。
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．
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。
静定结构是单传力途径结构，应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, 应尽可能设计成破损安全多传力途径或破损安全止裂结构．
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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设计实例
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。
(a)由三块整体壁板通过钢铆钉连接组成的下翼面；(b)B707飞机平尾的三缘条结构形式；
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损伤容限设计步骤
损伤容限设计目的是保证飞机的安全性，为此损伤容 限设计工作必须从飞机总体设计阶段开始。在飞机结构型 式确定、受力构件安排、材料选择和构造工艺方法确定等 均应考虑损伤容限设计原则。尽量将结构设计成破损安全 结构，并具有良好的可检查性。
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设计步骤
1.确定设计使用载荷谱； 2.确定飞行安全结构和断裂关键结构； 3.合理选择材料，兼顾静强度、刚度和疲劳设计要求； 4.进行结构分类，确定结构类型和检查级别； 5.进行结构细节设计 6.确定初始缺损尺寸 7.对关键部位进行裂纹扩展和剩余强度分析，确定临界裂
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
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整体壁板—桁条起到止裂带的作用
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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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损伤容限设计要点
1.尽量将结构设计成破损安全结构，具有缓慢裂纹扩展特性 2.保证结构破损安全的关键是定期进行检查或考验性试验 3.正确合理地确定检查周期是保证结构破损安全的关键 4.采用断裂韧度高、抗裂纹扩展性能好的材料
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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ห้องสมุดไป่ตู้容限设计概念和原理
2 损伤容限设计对象
纹长度、剩余强度水平和裂纹扩展寿命。 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 10.使用期间进行跟踪。
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损伤容限设计内容
1.确定飞行安全结构和断裂关键结构 2.载荷谱和应力谱确定
高低载荷的排列顺序问题 高载的截取问题 低载的截除问题
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几种典型谱型
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损伤容限设计内容
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。
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，
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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
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
2
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：
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。
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F104G机翼结构
单铰点轴承式变后掠机翼
米格21机翼结构
全动平尾大轴 37
结构类型的选用原则
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．
对于一些特殊的结构件，如气密座舱、 整体油箱，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， 而应采用缓慢裂纹扩展设计，并有适当 止裂措施。
(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
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。
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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。
3.初步确定损伤容限设计结构类型
结构的设计类型由设计概念 和可检查度两项来决定。
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结构类型的选用原则
场站级或基地级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．
飞行明显可检结构、地面明显可检结构、目视可检结构、特 殊目视可检结构和场站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。
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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。
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