损伤容限技术
第07讲：损伤容限设计基本概念、原理和方法
25
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。
17
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。
39
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。
3.3飞机结构损伤容限分析
= KI
r
π
gi( I ) (θ )
，σ y = KI 2πr ,τ xy = 0
裂端正前方： θ = 0, σ x = 裂纹表面：
KI 2πr
θ = π , σ x = 0，σ y = 0,τ xy = 0
15
1.裂纹尖端应力应变场和应力强度因子
σ
(I ) ij
应力场公式的特点： 1）在裂纹尖端，即r＝0处，应力趋于无穷大，应力在裂纹尖端 出现奇异性。 2）应力强度因子KI在裂纹尖端是有限量。 3）裂纹尖端附近区域的应力分布是r和θ的函数，与无穷远处的 应力和裂纹长度无关。 可以看出，用应力作为参量来建立如传统的强度条件失去了意 义。但应力强度因子是有限量，它不代表某一点的应力，而是 表征裂端应力应变场强度的参量。所以KⅠ 可作为参量建立破 坏条件是恰当的。强调：因KⅠ 由线弹性理论推出，所以一般 只适用于线弹性材料的断裂。由此建立起来的理论称为线弹性 断裂力学。
把握好含裂结构的裂纹的基本特性－－断裂力学
6
2断裂力学基础
断裂力学概念 以含裂体的特征参数(几何、载荷)表征其内力、形变规律， 研究含裂体剩余强度规律及破坏准则, 包括交变载荷作用下 的裂纹演变规律及寿命估算分析等。
7
裂纹 按裂纹的几何特征分类
8
裂纹
按裂纹的力学特征分类
1型(张开型): 承受与裂纹面垂直的正应力σ， 裂纹面位移沿y方向，裂纹张开。 2型(滑开型): 承受xy平面内的剪应力τ， 裂纹面位移沿x方向，裂纹面沿x方向滑开。 3型(撕开型): 承受是在yz平面内的剪应力τ， 裂纹面位移沿z方向，裂纹沿 z方向撕开。
23
3.裂纹尖端塑性区
前面曾提到，根据弹性解，在裂纹尖端处应力趋于无 穷大，而实际上这是不可能的。事实上，当应力超过屈服 应力时，必然在裂纹尖端邻近区域产生塑性变形，从而使 裂纹尖端区的应力松弛，不可能达到无限大。应该说，材 料一旦屈服，就不遵从弹性规律，故线弹性断裂力学不适 用于屈服区。但如果屈服区很小(高强度、低中韧性材料 即如此)则其周围的广大区域仍是弹性区，经过必要的修 正后，线弹性断裂力学分析仍然有效。 那么如何就塑性区影响进行修正呢？
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。
复合材料的冲击、损伤容限和吸能-12
利用有限元软件，进行计算的过程
研究结果表面：在冲头上升前损伤面 积最大，并发现层合复合材料的损伤 面积与撞击能有很好的线性关系。
Hopkinson法冲击实验原理
如其核心部分是两段分离的弹性压杆: 输入和输出杆。
子弹以一定的速度撞击输入杆,在其中产生一入射脉冲 i ,
试样在该应力脉冲作用下被高速压缩变形,同时向输出杆传播
一透射波 t 和向输入杆返回一反射波 r 。
根据SHPB 实验 的一维假定和均 匀性假定,利用一 维应力波理论可 得试样的应变率εt (t) 、应变ε( t) 以 及应力σ( t) :
主要可分为如下几种： • 摆锤式冲击试验(包括简支梁型和悬臂梁型) • 落锤式冲击试验 • 弹射式实验装置 • Hopkinson压杆实验装置 • 简支梁型冲击试验是摆锤打击简支梁试样的中央； • 悬臂梁法则是用摆锤打击有缺口的悬臂梁试样的
自由端。
摆锤式实验的特点
摆锤式冲击试验试样破坏所需的能量实际 上无法测定。 试验所测得的除了产生裂缝所需的能量及 使裂缝扩展到整个试样所需的能量以外， 还要加上使材料发生永久变形的能量和把 断裂的试样碎片抛出去的能量。把断裂试 样碎片抛出的能量与材料的韧性完全无关， 但它却占据了所测总能量中的一部分。
需要确定如下物理量；
• 冲击载荷输入历程和大小； • 结构载荷响应历程、大小和分布； • 结构位移响应历程、大小和分布； • 测量的应变率响应特点
Hopkinson Pressure Bar
飞机上的缓冲吸能部件（结构）
各类吸能结构
各类吸能结构
各类吸能结构
各类吸能结构
各种缓冲结构的吸能比较
A 0 : 试样初始截面积 l 0 : 试样初始长度
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 。
飞机结构耐久性和损伤容限设计
飞机结构耐久性和损伤容限设计【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性的优劣。
耐久性设计和损伤容限设计互相补充，共同保障飞机结构的安全性、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。
【关键词】飞机结构设计；耐久性；损伤容限1、飞机结构设计思想的发展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。
对民用飞机特别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/损伤容限设计等多次的演变。
2、耐久性和损伤容限设计概论结构耐久性是结构的一种基本品质，它代表飞机结构在规定的使用期内，结构抵抗疲劳开裂、腐蚀（包括应力腐蚀）和意外损伤引起开裂的能力。
在规定的使用期内，不允许出现功能损伤（刚度降低、操纵效率下降、座舱减压、油箱漏油等）。
耐久性设计目标是经济寿命，而不是安全寿命，也就是说具有耐久性设计的飞机在整个服役期内，能有效的使用、随时处于良好状态，不需附加的维护和操作费用。
损伤容限设计承认飞机结构在使用前就带有初始缺陷，在使用过程中，在重复载荷作用下不断扩展，但必须把这些缺陷或损伤的增长控制在一定的范围内，在规定的检查期内，结构应满足规定的剩余强度要求，以保证飞机结构的安全性和可靠性。
利用安全寿命给出飞机的使用寿命，或通过耐久性设计和试验保证飞机结构的经济修理极限和经济寿命满足设计使用寿命要求，用损伤容限设计来保证飞机结构的安全。
目前飞机设计主要是采用这个设计思想。
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。
(完整版)第七章损伤容限要求-2009汇总
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。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
民用飞机损伤容限技术
（FAA专家Swift 在华培训班讲课摘录）
1． 损伤容限评定主要目标
（1）对强度、细节设计和制造的评定必须表明，飞机在整个使用寿命期间将避免由于疲劳、腐蚀、制造缺陷或意外损伤引起的灾难性破坏；
（2） 新研制的飞机，必须进行损伤容限评定；此后更改的老机，更改部分也必须进行损伤容限评定；
（3） 损伤容限评定的主要目标：
a. 裂纹增长和剩余强度分析；
b. 检测。
2． 损伤容限要求的主要更改
（1）剩余强度载荷为100%限制载荷；取消了动强度因子。
（2）结构必须是损伤容限的，除非是无法实施。
（3）检查必须依据谱载作用下裂纹增长速率来确定。
（4）必须考虑广布疲劳损伤的情况：
a. 多条小裂纹的独立增长，即便每一条都小于可检长度，有可能突然连接起
来形成单个临界裂纹；
b. 先前的疲劳暴露产生的次结构件上的裂纹，由于主结构上的破坏而引起载
荷的重新分布；
c. 多传力路径结构中，有相近应力水平的独立元件，可能发生同时破坏。
3． 试验支持的分析评估（略）
4． 评定临界部位的选择准则
飞机在外场主要靠目视检查，一架大型飞机的检查面积约15,000 in2,关键部位一般约150个。
A320的关键部位有500个，B767则仅有27个。
（1）受拉或剪的元件；
（2）低静强度裕度部位；
（3）高应力集中处；
（4）高载传递处；
（5）当主元件破坏后，次元件出现高应力处；
（6）有高裂纹扩展率的材料；
（7）易受偶然性损伤的部位；
（8）部件试验结果；
（9）全尺寸试验结果。
5． 损伤容限评定的任务
（1）确定飞机用途。
（2）编制重心过载谱。
（3）选择评定的临界部位。
（4）建立每一部位的环境条件。
（5）建立每一部位的裂纹增长速率数据。
（6）确定基本的裂纹增长分析方法。
（7）得到每一材料和几何的断裂韧性数据。
（8）确定每一部位在限制载荷下损伤的最大尺寸。
（9）确定剩余强度分析方法。
（10）确定每一部位的结构等级。
（11）绘制每一部位的裂纹增长曲线。
（12）召集使用、制造和适航部门的会议。
（13）正确地确定检查方法和与经济性一致的检测频度。
6． 结构等级
（1）安全寿命；
（2）单传力路径——损伤容限；
（3）多传力路径——外部可检；
（4）多传力路径——较小载荷元件破坏不可检；
（5）多传力路径——较小载荷元件破坏可检。
7． 单传力路径结构—安全寿命 （如起落架和发动机架）
（1）仅用于被证明损伤容限不能实行的结构。
（2）要求试验证明。
（3）散布系数要求：欧洲起落架分散系统取5，俄国取7.2，FAA取3。
8． 单传力路径结构 （如机翼翼盒的整体壁板）
（1）如翼盒下壁采用整体机加的7178—T6壁板(A)，当蒙皮温度-65度时，其临界裂纹长度仅0.3”（应力3ksi），这样的裂纹认为是不可检的。
因此，这种结构不能认为是损伤容限结构，这种结构是不允许的；
（2）如翼盒下壁采用整体机加的2024—T3壁板(B)，在限制载荷下其临界裂纹长度为16”。
在裂纹可检并达到临界裂纹之前，有充分的检测周期。
因此，这种结构可认为是损伤容限结构。
这种结构是允许的，但不推荐。
如果采用，必须证明：损伤在使用中是可检的（主要是目检）。
FAA要求，这种结构的安全裂纹扩展周期应除以散布系数3；
（3）7000系材料有较高的裂纹扩展速率，且这种材料不能喷丸强化，因为对大宽度（60”），在低温下，其断裂韧性Kc与未喷丸的相同。
9. 多传力路径结构—外部可检的损伤容限结构（如7075—T6长桁和2024—T3
蒙皮组成的翼盒下壁板,（D））
（1）断裂的7075—T6（Kc=82ksi√in)长桁外部不可检，滞后一定周期，蒙皮上将出现裂纹。
由于2024—T3（Kc=120ksi√in）有较慢的裂纹扩展速率，在达到临界裂纹之前，有足够的安全周期可从外部检查到。
FAA要求，这种结构的安全裂纹扩展周期应除以散布系数2。
（2）这种结构是推荐的，并得到广泛应用。
（B ）
（A ） （D ）
（C ）
10. 多传力路径结构—较小承载元件破坏可检的三块整体壁板组成的机翼下壁
板（C）
（1） 这种结构是允许使用的，但是主结构上的裂纹在外场必须是可检的。
（2） 壁板不应采用搭接，因为装配时某一连接孔制孔的缺陷，可能发生在两块
壁板上，从而导致两块壁板同时开裂，降低飞机的安全性。
（3） 壁板应采用带板对接，某一连接孔制孔的缺陷，只会发生在一块壁板与带
板上，不会导致两块壁板在一处同时开裂。
11. 多传力路径结构—比破坏了的传力元件载荷较小的元件的破坏是不可检的
（1） 不分解结构，要检查主结构件的裂纹是很困难的。
因此，主结构上的裂纹
可能超越临界裂纹。
（2） 主结构件完全破坏后，结构是可检的。
（3） 检查周期取决于次结构件的寿命。
12. 不能实施裂纹增长分析部位的结构损伤容限的证实 （如螺栓连接）
（1） 螺栓连接的损伤容限通过试验证实；
（2） 作用F 载荷到取下了一个螺栓的其余完好的螺栓上，完成试验直至破坏。
（3） F=散布系数，假定95%可靠性、95%的存活率。
（4） 检查要求的频度等于次级螺栓寿命除以F 。
（5） 检查依据发现破坏的螺栓。
13. 壁板中的加强件与止裂元件
（1） 机身壁板中的加强构件，主要提供静强度，有时也作为蒙皮的止裂元件。
（2） 蒙皮开裂后，其载荷要转移到长桁或框，转移量与铆钉连接刚度关系很大。
开裂处，第一个铆钉受力很大，其强度将影响壁板的剩余强度。
（3） 一般遵循“双跨准则”，即裂纹可能源自某一长桁、蒙皮连接订孔，而扩
展至旁边长桁或框上。
（4）机身中，机加或化铣的蒙皮凸台（如A320的）不起止裂作用。
因为凸台与蒙皮是同一元件，裂纹很容易穿越凸台。
（5）加强件的强度应高于蒙皮的，最好用7000系材料。
否则，壁板的剩余强度将取决于长桁，要低于蒙皮的破坏强度。
7000系长桁与2000系蒙皮可
获得最佳匹配。
分析表明，2024蒙皮可满足“双跨度裂纹”要求。
（6）机身中沿框布置的止裂带（通常为0.025”的钛板，3”宽），采用胶接或铆接方式与蒙皮相连，对壁板的止裂贡献很大，特别是胶接。
分析表明，正
则化的剩余强度，有止裂带时可达0.39，而无止裂带时仅达0.23。
（7）胶接的止裂带比铆接的有高得多的剩余强度；但在高载下，易发生开胶。
（8）增加框的强度，对壁板的剩余强度几乎无影响。
（9） A320机翼梁是整体机加成，腹板中部沿展向有一机加筋条。
由于梁腹板受剪，一般裂纹与筋条成45°，在裂纹扩展到筋条处，由于筋条的作用，裂纹将改变方向，扩展到支柱时裂纹将被止住。
FAA官员认为这是很好
的止裂设计。
（10） B777未采用止裂带，但采用了断裂韧性很好的新材料C—188。
因此，FAA同意了该方案。
14. 壁板参数对壁板剩余强度的影响
（1）长桁间距增加，剩余强度减小，但当间距过小时，剩余强度将取决于蒙皮的断裂准则。
（2）长桁截面积增加，总剩余强度有所增加。
（3）蒙皮断裂韧性提高，剩余强度提高；长桁截面增加，剩余强度有所提高。
（4）铆钉间距增加，剩余强度减小；但铆钉间距过小，将使快速断裂的裂纹长度减小。
（5）铆钉刚度增加，如从铝铆钉改为钢高锁，剩余强度稍有增加。
（6）对Z型长桁，当面积不变时，厚边与蒙皮连接的构型，剩余强度要明显高于薄边与蒙皮连接的构型。
厚边与蒙皮连接
剩余强度高
15. 腐蚀损伤与声疲劳的考虑
（1）目前在损伤容限评定中，还没有好办法去估计腐蚀损伤的影响，只好靠检查，发现腐蚀损伤及时修理、防护。
（2）通常声疲劳与疲劳严重部位不重合，因此，可分别考虑.
(ZZR)。