第八章复合材料结构耐久性损伤容限设计4-2概论
复合材料损伤机理整理_final
一、立项依据与研究内容：1.立项依据：1.1 研究意义与目的近几十年以来，随着科学技术的迅速发展，对材料的性能提出了更高的要求。
当前高技术材料一般分为:高技术陶瓷、高技术聚合物和复合材料三种类型。
由于复合材料可以根据工程结构对性能的要求来进行设计，其发展速度和规模在近几年尤为迅猛。
一些先进的复合材料己经在航空、航天、机电、化工、能源、交通运输以及生物、医疗器械等领域中得到了广泛的应用。
可以说复合材料已经深入到了我们生活的方方面面。
在航空领域，由于飞机结构设计和材料性能要求的不断提高，复合材料在飞机上的比例不断增加。
目前，波音B 787代表了当前飞机技术发展的最高水平，其基本特点之一为采用复合材料主结构，其中复合材料的用量为50%（如图1所示）。
[陈绍杰, 复合材料技术与大型飞机. 航空学报, 2008. 29(3): p. 605-610]先进战斗机上复合材料用量基本上在飞机机体结构重量的30%左右，图2为国外新一代军用飞机上复合材料的用量。
在航天方面，复合材料也被广泛用于火箭发动机壳体、航天飞机的构件、卫星构件等。
固体火箭发动机喷管的工作温度高达3000~3500℃，为了提高效率还要在推进剂中掺入固体粒子，发动机喷管的工作环境是高温、复合材料能承受这种工作环境:化学腐蚀、固体粒子高速冲刷，因此固体火箭目前只要碳/碳人造卫星每减轻Ikg，运载火箭可以减轻1000kg，因此用复合材料制造的卫星有很大的优势。
此外，复合材料还被广泛用于化学工业、电气工业、建筑工业、机械工业、体育用品等多个方面。
我国从上世纪七十年代就开始了先进复合材料方面的研究工作，到八十年代时，我国已将复合材料应用技术列入重点发展领域，通过三十多年的发展，我国航空复合材料技术应用水平己有了大幅度的提高。
目前我国军用飞机上复合材料用量已达到6%以上，已基本实现从次承力构件(如垂直安定面、水平尾翼、方向舵、前机身等)到主承力构件(如机翼、直升机旋翼等)的转变[王慧杰等.我国航空复合材料技术发展展望.第九界全国复合材料学术会议论文集，1996:l-6]。
第07讲：损伤容限设计基本概念、原理和方法
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破损安全止裂结构
破损安全止裂结构是在安全 破坏前使裂纹不稳定快速扩展停 止在结构的某一连接区域内而设 计和制造的结构。 该结构通过残存结构中的缓慢裂 纹扩展和在后续检查中觉察损伤 来保证安全。 一般结构采用多个元件组成，适 当安置止裂带。 这种设计概念对于较长较大的构 件常考虑采用．加筋板是这种结 构的典型代表。
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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
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
6
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。
7
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，
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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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。
复合材料结构设计
2、层合板极限强度
导致层合板中各铺层全部失效时的层合板正则化内力（层合板逐层失效）
层间应力
强度：复合材料层合板抵抗层间应力的能力与基体强度
为同一量级
产生原因：
1、横向载荷 2、自由边界效应
自由边、孔周边等处存在层间应力集中
后果：易导致分层破坏
飞机结构设计的基本要求
➢ 气动性能要求：保证飞机具有合理的气动外形和好的表面质量（否则飞 行性能和品质变差） ➢ 最小重量要求：保证在足够的强度、刚度、疲劳安全寿命、损伤容限等 条件下，结构重量最轻 结构重量系数：飞机结构重量/飞机正常起飞重量 的百分比
2、夹层结构
上下面板（薄层合板）
—— 承受面内载荷（轴向拉压和面 内剪切）
中间芯层 （蜂窝、泡沫、波纹板
和木材等） —— 承受垂直于面板的剪切和压缩 应力，支持面板防止失稳。
优点：
➢ 更符合最小重量原则 比重小、刚度大（芯层支持抗弯好）、强度高（承受多轴向压力载荷）、 抗失稳、耐久性/损伤容限能力强（裂纹扩展和断裂韧性、抗声疲劳） ➢ 无铆缝（故机翼表面外形质量和气动性能较好） ➢ 简化结构（减少零件数目和减少装配工作量）
层合板/层压板的表示法：
图示法（直观）和公式法（简便）
（a）正轴坐标系和应力
（b）偏轴坐标系和应力
单向层合板的基本强度
铺层的基本强度，复合材料在面内正轴向的单轴正应力或纯剪力作用下
的极限应力（5项：单向板纵向和横向拉、压强度；面内剪切强度）。
层合板的强度
1、最先一层失效强度
各单一铺层应力分析→计算各铺层强度比→比较（强度比最小的铺层最 先失效，其对应的正则化内力）（强度比：材料强度极限同结构所受对应应
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。
疲劳损伤容限简介
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。
航空航天结构材料-聚合物基复合材料的使用、设计与分析概论：4.3-4.4损伤耐久性与再循环
受到飞行中机组能明显可检的离散源损伤的结构，必须能承受持续 安全飞行所要求的载荷
任何修理过的损伤都必须能够承受极限载荷
飞机损伤容限
概念
VID
Visible Impact Damage
BVID
Barely Visible Impact Damage
检测目标
确定具体结构细节的关键损伤形式和设计准则； 确定零件生产的工艺和质量控制； 确定可靠的外场维护方法。
应通过这些研究得到表征目视可见损伤的方法来用 于例行常规检查，并以更精确可靠的NDE方法以定量给出 剩余强度。
损伤检测与损伤阻抗
飞机定期检测程序
巡回检测
——远距离目视检测，以发现孔洞和大面积凹痕或纤维 断裂，即易检损伤
一般目视检测
——对较大范围的内部和/或外部区域进行仔细的目视 检查，以发现冲击损伤的迹象（如凹坑、纤维断裂）或 其他结构异常，需要有适当的光照和易于接近的工具 （如梯子和工作平台），也可能需要辅助检测工具（如 镜子）和表面清洁
损伤容限的主要目标——安全性
损伤容限原理是从“安全寿命”和“破损安全”方法 发展而来。
飞机损伤容限
涉及到的军用和民用航空要求
带有在制造中和使用中检测时未检出的可能损伤或缺陷的结构， 必须承受极限载荷，并不得削弱飞机在其寿命期（放大适当的系 数）内的使用
带有在维护检测时可检出损伤的结构，必须承受1倍寿命出现1次 的载荷，并要求在施加了1倍检查间隔中出现的重复载荷后再施加 该载荷
损伤类型、特征和来源
使用损伤来源
冰雹 跑道碎石 地面车辆、设备和结构 雷击 工具掉落 鸟撞 涡轮发动机叶片脱落 火焰
磨蚀 弹伤（军机） 雨水腐蚀 紫外线曝露 湿热循环 氧化退化 重复载荷 化学曝露
飞机结构耐久性和损伤容限设计
（ ３ ） 损伤 检查 利 用规定 的检测和 维护手 段， 对 损伤进行检 测和 评定 ， 保证 及时地 发现 、 预 防或修 复 由疲劳、 环 境或 意外 损伤 引起 的损
伤， 以维持 飞机在设 计服役 目标期 内的适 航性 ， 此 即检查大 纲的 任务。 损伤 检查要解 决检查 部位 、 检 查地 点、 检查方法 及检查 间隔等 四个方面 的 问题 ， 并 将这些方面纳 入结构 维修大纲 中统一考虑和 实施 。 上 述 的三个组 成损 伤容 限特 性 的要素 同等 重要， 三个要 素可 以单 独 或组合作用 ， 使 结构的安 全性达 到一个规 定的水平 。 图ｌ 表示 为达到 同一 安全和经济 寿命期， 三要素可能 的匹配关系。
飞 机设 计思想 的发展来源于 飞机 的使用实 践和科 学技 术的不 断进 步。 飞机设 计思想的演 变， 对 军用 飞机 ， 主 要取决 于飞行和战 斗性能 、 生 存 能力以及经济成 本等。 对民用飞机 特另 ｑ 重要的是 安全 性和 经济 性 。 二 次 大战 后 的几十年来航 空运输 市场 迅猛 发展， 飞 机 的性 能迅 速提 高， 对 飞机 的安全 性和 经济性提 出了越 来越高 的要求 ， 同时， 断裂 力学 等相关 学科逐 步发展 成熟 ， 促使飞 机结构 设计思 想发生了深 刻的变化 。 几十年 来， 飞机设 计思想 经历 了从静 强度设 计． 疲劳 （ 安 全寿 命） 设计、 安 全寿 命 ／破损 安全设计、 安 全寿命 ／损伤 容限设计， 到耐久性 ／损伤容限 设
瓣 摭 鸯 论
飞机结构耐久性和损伤容限设计
凌和锋 张友坡 沈阳飞机工业 （ 集团） 有限公司产品研发部 １ １ ０ ８ ５ ０
风扇叶片的损 坏 ， 非包 容高能旋 转机 械的损坏 。 Ｉ 摘 要】飞机结构设计质量 的高低 直接 决定其耐久性 与损伤容 限特 非 包容发 动机 性的优劣。 耐久 Ｉ 生 设计和损 伤容限设计互相补充， － Ｘ ， － ￣保 障飞机 结构的安 ４ ， 损伤窖限设计要素 组 成结 构 损伤容 限特 性有 三个主要 的要素 ， 是损 伤容 限分析 的 主 全性 、 可靠性 和经济性 ， 是保证 飞机结构 完整性 的重要 手段 。 本文对 飞机 要 内容： 结构设计思想的发展 ， 损伤容限的设计原理 和设计要素进行 了 归纳阐述 。 Ｉ 关 键调 ｌ飞机结构设计； 耐 久性； 损伤容限 （ １ ） 临界 裂纹 尺寸或剩 余强 度 包括 两个方面的 工作： 在 剩余 强 度 载荷要 求下结 构能允 许的最大 损伤， 即临 界裂纹 尺寸， 在规 定的损伤 尺寸下结构能 承受的剩余强度 。 此两 项工作由剩余强度分析 完成 。 １ ． 飞机结构设计思想的发晨
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
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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
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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。
1.2.关键件的选择
1.2.1.评价因素
●一旦破坏或其破坏持续未被查出会对结构安全造成严重的后果的结构危
险部位和构建
✧承受的服役中出现超载能力对飞机而言就是飞行可能出现结构承
力；
✧静态试验或启动过程中附加的超大载荷对飞机而言则表示为，地面
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试验载荷。
●影响零部件服役的因素
✧零部件的功能可靠性
✧经济性
1.2.2.关键件的确定原则
●着重考虑单向传力途径结构，特别是由于装配完成后零部之间的遮挡造成
的不可检结构；
●具有高度、超高度的局部应力，或者具有高度的应力集中部位的零部件，
以及附近的影响因素；
●强度计算或试验中显示的薄弱环节，或者是在服役过程中暴露出的强度下
降的部位；
●刚度差别比较大、振动幅度较大的部位，可能造成布局失效，导致功能障
碍或消失。
1.2.3.对复合材料来讲的主要结构
●容易遭受外来物冲击的部位；
●可能承受非层板平面内的载荷（即面外载荷）、受载复杂的承力区域的构
件和部位；
●受高温、湿/热或特殊环境因素长期作用的部位；
●加工、装配困难，易产生缺陷的部位。
1.3.复合材料结构损伤容限结构类型
1.3.1损伤无扩展概念
●前提
✧在规定的检查间隔时间内不出现损伤扩展，如果出现了明显的缺陷/损
伤扩展，必须更改原有设计和所有按此方案进行的零部件或系统，并且重新
确定设计方案；
✧为了满足含有损伤时的剩余强度要求
●原因
✧隐蔽性强无论是生产现场、装配过程，还是服役过程发生的缺陷，
对于复合材料来说，都是很难发现的；
✧扩展的无规律性在疲劳载荷下的扩展目前无明确的规律性可循，因
此一般设计时将设计许用值控制在较低值；
✧有极好的疲劳性能和金属材料相比较，复合材料有极好的疲劳性能，
即使受到冲击后的疲劳性能也好于金属材料。
●验证方法
✧试验验证的支持数据
✧结构疲劳试验验证
1.3.2损伤扩展概念的前提条件
●对可能出现每种缺陷/损伤，在使用载荷谱下的扩展特性有可靠的数据和
足够可靠试验检测方法；
●对于试验件和实际服役的零部件，应该有服役的先例作为印证依据，最好
具有失效分析的数据。
1.4.复合材料结构耐久性/损伤容限的一般设计原则
1.4.1合理控制设计应变/应力水平
根据构件所受载荷的性质和大小，综合考虑强度、刚度、耐久性和损伤容限的要求，确定合理的应变水平和质量指标。
这是复合材料耐久性和损伤容限设计的关键方面。
1.4.2结构形式选择和材料选择
考虑构件使用部位、载荷类型、连接要求、工作环境、工艺性等多种因素的同时，还应该选择能够提高复合材料结构损伤特性的合理的结构形式，进行合理的材料设计—包括选择组份材料和铺层材料。
1.4.3细节设计
应该注意到复合材料层压结构层间性能比较低，在细节设计时应尽量避免使其遭受面外载荷。
对于无法避免的面外载荷和应力集中、刚度突变、传力不连续等细节处理，必须采取适当的设计措施，最好参照已有的设计事例或试验数据。
1.4.4可修理性和可更换性
复合材料呈现的脆性、易分层性，以及抗冲击性明显低于金属材料的特性，因此设计时要求考虑到结构受损时，能够方便地进行更换和修理。
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1.4.5可检查性
对于重要的接头、应力集中部位及其它关键结构部位，能方便地进行日常维护和定期检查。
1.5.复合材料结构耐久性/损伤容限的设计选材和材料设计
1.5.1影响条件
●环境因素
✧材料的韧性
✧最高使用温度
●抗冲击损伤性能
✧冲击后的剩余强度（CAI）
➢冲击抗组
➢损伤容限
✧冲击后的损伤面积
✧层间韧性C IC、C IIC
✧开控试样（零件）拉伸、压缩性能
1.5.2选取韧性好的集体
●环氧基体
✧T300/5208
✧AS6/2220-3
●双马基体
✧T300/QY8911
✧T300/5405
✧T800/5245
✧IM7/5250-4
✧AS6/5245C
●热塑性
✧IM6/APC2
✧AS6/PEEK
1.5.3利用复合材料的材料可设计性来提高韧性
●采用混合复合材料
●利用铺层设计改善损伤容限特性
1.6.设计细节
1.6.1复合材料细节设计的特殊要求
●不同铺设角的相邻铺层之间刚度特性和热膨胀性差别过大；
●各层之间出现过大的铺层应力；
●自由边或因冲击而出现层间法向应力，容易引起分层。
1.6.2胶接连接处的细节设计
1.6.3蜂窝夹层结构的设计
2.提高零部件耐久性/损伤容限的特殊设计方法
2.1.提高结构耐久性/损伤容限的特殊设计技术
2.2.采用特殊设计技术需求注意问题
2.2.1.弹性变形阶段；
3.课后作业
3.1.复合材料结构损伤容限结构类型是什么？
3.2.复合材料结构耐久性/损伤容限的一般设计原则是什么？
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