结构损伤容限分析
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。
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
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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？
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。
典型结构的损伤容限设计方法课件
29
本讲内容
1
加劲板结构的断裂分析
2
3 4
壳体结构断裂特性分析
焊接结构中的断裂问题
提高结构损伤容限特性的措施
30
工艺措施
在结构开孔及断面突变的应力集中部位，容易发 生构件的疲劳断裂破坏。为了提高结构件的抗疲劳/ 断裂能力，常采用以下工艺措施： 结构钉孔的挤压强化；
零件表面的喷丸强化； 干涉配合；
有加强桁条时，桁条阻止平 板材料在垂直裂纹方向的收 缩，桁条承受压缩应力，板 在铆钉处收到拉伸载荷，增 加了应力强度因子。
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横向加强件的约束作用
横向加强件使加劲板附近的面板处于双向受拉状 态，使得裂纹边缘失稳或内压鼓出减轻，从而使应力 强度因子降低。
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压力容器的设计准则
含裂纹压力容器有两种失效模式： 脆断—穿透前到达临界尺寸—断裂韧性控制 断裂前渗漏—穿透前未到临界尺寸—强度控制 为了减小压力容器危害性，在高压状态下工作的 容器一般根据“断裂前渗漏”准则设计。
喷丸强化在结构内产生“循环应变层”，该层内产生组织变化 和残余压应力，改善零件表面的完整性，从而提高疲劳断裂和 应力腐蚀断裂抗力。
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采用干涉配合
连接件和孔之间采用干涉配合，使孔周围产生预应力。高 干涉配合情况，平均应力降低，应力幅值降低，提高结构疲劳 寿命有益。
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设计措施改善损伤容限特性
初步设计阶段的损伤容限设计考虑
第10讲 典型结构断裂特性分析
本讲内容
1
加劲板结构的断裂分析
壳体结构断裂特性分析
焊接结构中的断裂问题 提高结构损伤容限特性的措施
2
3 4
2
加劲板结构的断裂分析
加劲板剩余强度和裂纹扩展规律研究在飞机 损伤容限设计中具有重要意义。对于加劲板的断 裂特性研究必须回答以下问题：
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。
飞机结构的损伤容限及其耐久性分析
飞机结构的损伤容限及其耐久性分析【摘要】随着航空航天技术的发展，飞机结构设计的理论与思想也不断更新，从静强度、动强度、疲劳强度及断裂强度的进化，而损伤容限/耐久性分析也已成为目前飞机结构设计的重要规范。
本文将从飞机结构设计的发展历史说起，详细介绍飞机损伤容限与耐久性分析的设计思想、理论和基本方法，为飞机结构设计提供理论基础。
【关键词】飞机结构设计思想；耐久性分析；损伤容限1、前言随着航空技术的快速进步，基础力学包括结构力学，断裂力学等基础理论的发展，飞机结构设计的方法也日新月异。
飞机结构的损伤容限及耐久性分析在理论的基础上，以及长期的飞机结构设计经验和服役工作历史的数据积累上，国际航空届以标准设计规范的形式确立下来的一种飞机设计方法。
基于损伤容限和耐久性分析的飞机结构设计方法延续以往的设计方法的优点，并相应的补充发展，经过不断的实践发展，目前已具备实用性和形成了相对完整的设计系统。
目前各国的适航认证规定最新设计的民用飞机必须按照损伤容限设计，这充分说明了损伤容限及耐久性分析设计方法的重要性，因此其在国内的推广与应用是必然。
2、飞机结构设计理论的进程从飞机诞生以来，飞机的飞行实践应用推动者飞机设计思想的不断进化。
飞机分为军用机和民用机，民用飞机注重安全与成本，军用机则更加注重飞机的战斗能力和存活性能等方面。
因此飞机结构设计思想随着对飞机要求的不断变化而更新，目前正向着高机动、高稳定性、低成本、长使用寿命的全面设计方法方向进步。
飞机结构最初是采用目前熟知的静强度分析，即对飞机结构的抗拉、压、扭转等各种强度与载荷进行设计计算，引入一定的安全余量系数，使其满足各种结构强度设计的规范。
这是最早期的设计方法，静强度设计的要求主要考虑的飞机结构强度，但相对来说过于简单不够全面。
随着第一次世界大战的进行，在飞机使用的过程中发现，飞机的结构设计不断要有强度上的要求，而且在刚度方面也要满足，这对于飞机的振动有很大的影响。
复合材料结构损伤容限设计的两个关键参数
复合材料结构损伤容限设计的两个关键参数＊冯振宇，郝 鹏，邹田春（中国民航大学航空工程学院，天津３００３００）摘要 综合分析研究了复合材料飞机结构损伤设计和合格审定中的两个关键参数（损伤尺寸参数和冲击能量截止值）。
研究结果表明，当复合材料结构损伤阻抗较低时，可按损伤尺寸（采用冲击凹陷深度表征）确定损伤结构的剩余强度；当复合材料结构损伤阻抗较高时，可按冲击能量截止值确定损伤结构的剩余强度。
为民用飞机复合材料结构设计和合格审定提供了参考。
关键词 飞机结构 复合材料 损伤容限 设计参数Ｔｗｏ Ｃｒｉｔｉｃａｌ Ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ ｉｎ Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ Ｄａｍａｇｅ Ｔｏｌｅｒａｎｃｅ ＤｅｓｉｇｎＦＥＮＧ Ｚｈｅｎｙｕ，ＨＡＯ Ｐｅｎｇ，ＺＯＵ Ｔｉａｎｃｈｕｎ（Ｃｏｌｌｅｇｅ ｏｆ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｃｉｖｉｌ Ａｖｉａｔｉｏｎ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ｃｈｉｎａ，Ｔｉａｎｊｉｎ ３００３００）Ａｂｓｔｒａｃｔ Ｔｗｏ ｃｒｉｔｉｃａｌ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ（ｄａｍａｇｅ ｄｉｍｅｎｓｉｏｎ ｐａｒａｍｅｔｅｒ ａｎｄ ｃｕｔ－ｏｆｆ ｖａｌｕｅ ｏｆ ｉｍｐａｃｔ ｅｎｅｒｇｙ）ｉｎ ａｉｒｃｒａｆｔｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｄａｍａｇｅ ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ ａｉｒｗｏｒｔｈｉｎｅｓｓ ｃｅｒｔｉｆｉｃａｔｉｏｎ ａｒｅ ｃｏｍｐｒｅｈｅｎｓｉｖｅｌｙ ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄ．Ｒｅｓｕｌｔｓ ｓｈｏｗ ｔｈａｔｗｈｅｎ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｄａｍａｇｅ ｒｅｓｉｓｔａｎｃｅ ｉｓ ｌｏｗｅｒ，ｄｅｔｅｒｍｉｎｉｎｇ ｄａｍａｇｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｒｅｓｉｄｕａｌ ｓｔｒｅｎｇｔｈ ｉｓ ｂａｓｅｄ ｏｎ ｄａｍ－ａｇｅ ｄｉｍｅｎｓｉｏｎ（ｕｓｉｎｇ ｉｍｐａｃｔ ｄｅｎｔ ｄｅｐｔｈ ｔｏ ｉｎｄｉｃａｔｅ），ａｎｄ ｗｈｅｎ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｄａｍａｇｅ ｒｅｓｉｓｔａｎｃｅ ｉｓ ｈｉｇｈｅｒ，ｄｅｔｅｒ－ｍｉｎｉｎｇ ｄａｍａｇｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｒｅｓｉｄｕａｌ ｓｔｒｅｎｇｔｈ ｉｓ ｂａｓｅｄ ｏｎ ｃｕｔ－ｏｆｆ ｖａｌｕｅ ｏｆ ｉｍｐａｃｔ ｅｎｅｒｇｙ．Ｔｈｅ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｒｅｓｕｌｔｓ ｈａｖｅ ｇｏｏｄｒｅｆｅｒｅｎｃｅ ｖａｌｕｅ ｆｏｒ ｃｉｖｉｌ ａｉｒｃｒａｆｔ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ ｃｅｒｔｉｆｉｃａｔｉｏｎ．Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ ａｉｒｃｒａｆｔ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ，ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ，ｄａｍａｇｅ ｔｏｌｅｒａｎｃｅ，ｄｅｓｉｇｎ ｐａｒａｍｅｔｅｒ ＊中国民航局科技项目（ＭＨＲＤＺ２０１０１０） 冯振宇：男，１９６６年生，博士生，主要研究方向为复合材料结构损伤容限设计 复合材料结构对冲击损伤是极为敏感的，严重的冲击损伤可明显降低复合材料结构静强度。
损伤容限设计思想及分析方法综述
损伤容限设计思想及分析方法综述1 损伤容限设计概述1.1 损伤容限设计的技术目标保证含有裂纹的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着遇到的最大载荷，从而使机体不会由于裂纹存在而发生灾难性破坏，保证机体结构安全。
1.2 损伤容限设计内容a. 一个含有裂纹结构在规定寿命期或检修期内要承受的可能遇到的最大载荷（剩余强度问题）b. 在可能遇到最大载荷作用下，允许结构存在的最大裂纹长度（临界裂纹长度问题）c. 新飞机出厂时，或已服役飞机经返修后可能预先存留在结构中的最大初始裂纹（初始裂纹尺寸假设）d. 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（裂纹扩展寿命问题）e. 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（设计方法论）1.3 结构损伤容限设计分类按照损伤容限要求设计的结构可分为两大类：缓慢裂纹扩展结构和破损安全结构。
而后者又包括破损安全多途径传力结构和破损安全止裂结构。
我国军用飞机损伤容限要求在国军标GJB776-89《军用飞机损伤容限要求》中按不同类型分别作了规定。
1.4 缓慢裂纹扩展不可检结构损伤容限有些结构设计要保证它在整个使用期内不需要修理就能满足寿命要求。
另一个用途是缓慢裂纹扩展不可检结构分析简单而且偏于安全，而判断结构是否具备破损安全条件是个复杂的问题。
所以，工程上不管结构是什么类型都作为缓慢裂纹扩展不可检结构设计。
1.5 缓慢裂纹扩展可检结构损伤容限结构在使用中能够被检查、拆卸和更换，还可以利用结构的可检性提高它的剩余强度。
如果主受力构件在尚未达到设计要求寿命时，其剩余强度就已经下降到规定值以下，对结构进行维修更换，从而使整个结构的寿命得以延长1.6 破损安全多途径传力结构损伤容限破损安全多途径传力结构要求当主传力途径失效后残存结构仍能承担最小未修使用期内可能遭遇到的最大载荷。
因此，只有当结构满足如下条件时，才真正符合破坏安全多途径传力结构要求：a. 在主传力途径失效前，要求结构能够承担在最小未修使用期内可能遭遇的最大载荷；b. 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，再加上有断裂元件转嫁过来的载荷并考虑动载效应增量；c. 必须有足够强的紧固件以保证将失效结构上的载荷传递到残存结构上。
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飞机结构损伤容限设计第2讲结构损伤容限分析
内容概要
1.损伤容限结构定义
2.分析目标
3.分析要素
4.破坏准则
5.分析流程
损伤容限结构：
容许结构存在一定限度的损伤，并依靠检查来保证安全服役的结构。
实践和分析都表明：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，是提高装备安全水平的有效途径。
结构损伤容限分析目标：
通过损伤容限技术分析，可以准确定量评估结构的剩余强度、裂纹扩展寿命以及它们的可靠程度，并制定结构安全裂纹扩展寿命，即检查周期，保证结构在服役期内的安全。
组成结构损伤容限特性有三个同等主要的因素：
损伤检测：结构检查部位、各种
检查方法及检查间隔的选择；
裂纹扩展：在该结构部位的载荷
谱和环境谱作用下，裂纹从初始
假设尺寸至某一确定尺寸之间的
裂纹扩展期；
临界裂纹尺寸：在剩余强度要求
载荷下，结构允许存在的最大损
伤；或在某一规定的损伤情况
下，要求结构剩余强度能力大于
对该结构的剩余强度要求值。
4 破坏准则
结构损伤容限分析中的破坏准则：
开裂结构的剩余强度(σS )、承载能力随裂纹长度的增长而单调下降，当结构剩余强度降低到使用载荷历程中的最大应力水平时，结构便会发生断裂破坏。
()max S C S K f a σσσ=⎧⎨
=⎩
求临界尺寸a cr 下的疲劳寿命N C
求可检裂纹尺寸下的疲
劳寿命N D
确定结构类型
计算裂纹扩展曲线a -N 剩余强度降曲线σS -N
9GJB776-89规定；9破损安全结构；
9缓慢扩展型。
确定未修使用期PUSU=N C －N D
N C －N D ≥MPUSU
符合规定，结束
9结构材料；
9a 0, a cr ；
9裂纹扩展模型。
9断裂力学；
9传力结构类型；
9临界强度等。
9设计要求规定断裂应力。
9可检规范；
9不可检结构，按”出厂时间”或“第1次飞行时间”；9制定检测周期。
9由标准文件给出最小未修使用期。
1. 裂纹扩展曲线a-N 图
2. 结构强度降曲线σS -N 图
3. 未修使用期示意图。