北航-结构与耐久性损伤容限设计-考试题目范围-关老师
北航航概期末考试复习参考试题范文
航概期末考试复习参考试题1.第三代战斗机的标志性特点有哪些?第三代战斗机的性能有了明显的提升，具有更高的机动性能和超视距攻击能力，具有多用途、大航程、敏捷性、先进的综合航空电子和火控系统，更大的武器外挂能力，是名副其实的“空中优势”战斗机。
采用多种气动布局形式。
出现鸭式布局、无尾布局、三翼面布局、翼身融合、大边条翼、前缘机动襟翼、腹部进气等布局形式。
采用了更为先进的发动机，涡轮风扇发动机广泛应用于三代机，推重比（发动机推力/飞机重量）达到并超过1.0第三代战斗机开始采用大量的诸如主动控制、空中加油、复合材料、放宽静稳定、电传操纵等先进技术。
第三代战斗机的使用过载达到9左右，使用寿命一般在3000飞行小时上，机体除满足强度、刚度设计要求外，还考虑了安全寿命设计、破损安全或损伤容限设计。
为减轻结构重量，第三代战斗机的框、梁、壁板等主体结构多采用整体构件，钛合金、铝锂合金、复合材料等先进轻质材料的用量明显增加。
2.第四代战斗机的标示性特点有哪些？具备隐身能力。
采用了推重比大于10并带有“矢量喷管”的涡轮风扇发动机。
具有超机动、超声速巡航、中远程攻击能力。
四代机很好的兼顾了隐身性和机动性，在不开加力燃烧的情况下可以进行超声速巡航。
具有多目标攻击武器系统、综合式航电系统，主要机载武器为超视距攻击空空导弹。
大量采用比强度、比刚度更高的轻质材料，其中复合材料、钛合金、铝锂合金等高性能轻质材料的用量大幅度增加，传统铝合金和钢的用量显著减少，机体按耐久性/损伤容限设计。
3.什么是正常式气动布局？正常式气动布局有哪些优缺点？(1)正常式布局是指机翼在前、水平尾翼在机身后段的布局型式。
(2)正常式布局广泛采用，技术成熟，数据资源、知识储备和设计经验丰富，理论研究完善，生产技术也成熟稳定，同其他气动布局型式相比各项性能比较均衡。
正常式布局飞机机翼-尾翼的组合具有较好的纵向和横航向稳定性。
对于静稳定的正常式布局飞机而言，水平尾翼需产生负升力，全机升力减小，升阻比降低。
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
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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。
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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？
民用航空器维修执照考试：飞机结构修理考试题库(题库版)
民用航空器维修执照考试：飞机结构修理考试题库（题库版）1、单选在损伤容限设计中，对于缓慢裂纹扩展结构，初始裂纹的检测概率和置信水平应分别为（）。
A、90%和95%B、90%和90%C、90%和50%D、100（江南博哥）%和60%正确答案：A2、单选在进行复合材料变厚度结构设计时，铺层数递减形成台阶，每层台阶的宽度是多少（）？A、1/4inB、5mmC、2.5mmD、0.5in正确答案：C3、单选压力和环境密封剂常用在哪些部位（）？A、燃油箱B、发动机防火墙C、APU排气口D、客舱、货舱正确答案：D4、单选外用千分表不能做什么用（）？A、检查不平行度B、圆柱体的椭圆度C、圆柱体锥度D、斜度正确答案：D5、单选下列关于紧固件的叙述错误的是（）？A、当需要紧固件传递较低的分布剪切载荷时，一般选用普通实芯铆钉B、当做临时性修理时，可考虑采用盲铆钉C、当被连接构件均为铝合金构件时，应采用钢紧固件D、尽量不要在同一部位或同一行中混合使用两种不同类型的紧固件。
正确答案：C6、单选修理薄壁杆件时，如果原构件是7075－T6铝合金，则加强件厚度应加大（）？A、10％B、20％C、25％D、35％正确答案：D7、单选当构件厚度大于或等于多少时，使用Hi－Lock紧固件（）？A、0.05inB、0.08inC、0.1inD、0.2in正确答案：B8、单选关于选用螺栓时应错误的做法是（）？A、镀镉螺栓和螺钉不能用于温度超过450℉的地方；B、对于主要承力结构的连接，使用直径小于0.25in的螺栓；C、螺栓与孔的接触面处应无螺纹，否则易产生疲劳裂纹；D、当需要借用原螺栓孔时，一般应扩孔，将螺栓直径加大一级。
正确答案：B9、单选钢铁和铝合金发生腐蚀的临界相对湿度是（）？A、50％B、60％C、65％D、90％正确答案：C10、单选复合材料主要以什么形式在飞机上应用（）？A、层合板B、蜂窝结构C、泡沫夹芯结构D、编织纤维直接铺成正确答案：B11、单选下列哪种情况飞机承受不对称载荷（）？A、飞机三点或两点接地时的外载荷B、飞机在平飞和在垂直平面内做机动飞行时的外载荷C、飞机侧滑时的外载荷D、由机翼和水平尾翼的固定接头传给机身的外载荷正确答案：C12、单选当修理蒙皮时，补强件或拼接连接件的厚度应加大（）？A、越厚越好B、40％－50％C、1级或2级D、等厚度正确答案：C13、单选哪一项不是蜂窝夹芯压瘪的原因（）？A、当夹芯承受弯矩作用时，夹芯要受到压缩作用B、不正确的维护行为（如工具脱落等）C、声振环境的作用D、外来物的撞击正确答案：C14、单选剖面线之间的距离至少是粗实线的多少倍（）？A、2倍B、3倍C、4倍D、5倍正确答案：A15、单选7075铝合金是一种什么铝合金（）？A、AL－Mg合金B、AL－Zn合金C、AL－Cu合金D、AL－Si合金正确答案：B16、单选桁条损伤大多数为腐蚀损伤若清除损伤后，腐蚀深度小于行条厚度的10％，宽度小于行条宽度的2/3，应做什么修理（）？A、更换长桁B、贴补修理C、不修理修理D、镶平修理正确答案：B17、单选什么样的疲劳断口的扩展区呈现明显的贝壳状条纹（）？A、恒应力－恒应变断口B、低周疲劳断口C、高周疲劳断口D、低应力高周疲劳断口正确答案：D18、单选压力和环境密封剂是一种（）？A、不含铬酸盐的聚硫化物密封剂；B、含有铬酸盐的聚硫化合物密封剂；C、黑色硅酮密封剂；D、绿色硅酮密封剂。
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。
北航-结构与耐久性损伤容限设计-考试题目范围-关老师
结构耐久性和损伤容限设计理论与方法 梁昆2012年12月7日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。
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。
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。
2、应力强度因子：应力强度因子K 则是构件几何、裂纹尺寸与外载荷的函数，它表征了裂纹尖端受载和变形的强度，是裂纹扩展趋势或者裂纹扩展推动力的度量。
三种种类：受双向拉伸载荷情况、无穷远处收均匀建立情况、受离面建立情况分别对应I 、II 、III 型裂纹的应力场和位移场可表达为：a K I πσ=，a K II πτ=，a q K III π=3、应力强度因子求法：1、解析法a 、无限大板含有无限多个均匀相距2b 而各长2a 的共线裂纹可见，无限大板上有共线的无限多裂纹时，其应力强度因子等于只有一个裂纹时的应力强度因子乘以一个系数 ，此系数永远大于1.0b 、含中心裂纹无限大板受楔力P2.数值解法数值方法有边界积分方程法、边界配置法、有限元法以及一些建立在能量原理上的方法。
下面简要介绍使用有限元法求解应力强度因子的原理。
用有限元法计算应力强度因子，可用两种方法：一种方法是直接应用裂纹尖端应力或位移场渐进解的表达式：另一种方法是通过能量关系，例如应用J 积分计算，用 来计算应力强度因子。
3.实验方法应力强度因子不可能通过实验直接求得，但可以通过它与某些可测量的量的关系求得。
4.叠加法由于应力强度因子的概念是建立在线弹性力学基础上的，叠加原理可用于求应力强度因子。
4、求下图所示情况的应力强度因子已知图1.7(b)的应力强度因子解为：，利用叠加原理可知图1.7(a)的应力强度因子为，所以，解为5、断裂韧度是材料抵抗裂纹扩展的抗力。
Kc ，Gc 等称为材料的断裂韧度。
断裂韧度的特点1、与试件厚度有关系2、与材料状态(热处理等)有关3、与温度有关。
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
航天器结构与机构题库及答案
《航天器结构与机构》题库及参考答案1.1什么是航天器结构？主要功能有哪些?指为航天器提供总体构型，为各分系统仪器设备提供支撑，承受和传递载荷，并保持一定刚度和尺寸稳定性的部件或附件的总称。
功能：承受载荷，安装设备，提供构型1.2什么是航天器机构？主要功能有哪些？指使航天器及其部件或附件完成规定动作或运动的机械部件。
功能：连接（压紧），释放，展开，分离，指向，承载1.3目前我国卫星的主结构采用的形式有哪些?中心承力筒结构，杆系结构，箱型板式结构，壳体结构1.4我国返回式航天器的主结构形式是什么?壳体结构：密封舱等舱体结构1.5航天器鉴定试验和验收试验有何不同？鉴定试验是初样阶段，是设计验证的最有效手段，是对设计思想和设计方法的验证验收试验是正样阶段，是对飞行产品的试验1.6什么是航天器的附件结构？特指在空间伸展在航天器本体之外的部件，如太阳翼和可展开天线。
1.7航天器机构与航天器结构的最主要区别是什么？机构指实现动作和运动的部件，结构指提供稳定构型的部件1.8航天器上的一次性机构有哪些？压紧与释放机构，展开机构，连接与分离机构1.9航天器的研制共分为哪几个阶段？可行性论证阶段，方案阶段，初样阶段，正样阶段1.10航天器的初样研制阶段工作重点是什么？通过初样产品的设计、制造和试验，对航天器结构与机构的设计进行全面鉴定，包括：设计对设计要求的符合程度；设计所采用的分析方法和分析结果的正确性；设计所采用的材料工艺的合理性和可行性；设计所需地面试验的合理性和可行性；设计的可靠性和质量保证措施，等等。
2.1 一般说，航天器承受的载荷最严重的时刻是在哪个过程？起飞（最大噪声）和跨音速时（最大气动载荷）2.2 在下面四个环境中，对航天器机构的影响最大的环境是哪个？（1）地面环境；（2）发射环境；（3）空间环境；（4）再入环境。
（2）发射环境2.3 分别简述发射环境和在轨环境对航天器结构与机构的影响。
（1）发射环境：起飞冲击与噪声：排气压力产生瞬态空气压力脉动，噪声诱发火箭和航天器振动。
航空器结构损伤评估与修复策略考核试卷
C.提高结构的疲劳寿命
D.减少结构的重量
17.以下哪些因素会影响航空器结构损伤修复后结构的完整性？（）
A.修复材料的粘接强度
B.修复区域的处理工艺
C.修复后的结构应力分布
D.修复环境的温湿度
18.以下哪些情况下，可能需要对航空器结构进行临时修复？（）
A.损伤在关键部位，需要临时加固
航空器结构损伤评估与修复策略考核试卷
考生姓名：__________答题日期：__________得分：__________判卷人：__________
一、单项选择题（本题共20小题，每小题1分，共20分，在每小题给出的四个选项中，只有一项是符合题目要求的）
1.下列哪种方法不适用于航空器结构损伤的初步检测？（）
A.目视检查
B.超声波检测
C.红外热成像
D.电阻率测量
2.在航空器结构损伤评估中，下列哪个因素不是必须考虑的？（）
A.损伤的位置
B.损伤的大小
C.损伤的形状
D.飞行员的体重
3.关于复合材料结构损伤，以下哪项描述是正确的？（）
A.复合材料损伤通常是线性的
B.复合材料损伤不可逆
C.复合材料损伤仅限于表面
D.复合材料损伤可以通过涂漆修复
4.下列哪种情况下，航空器结构损伤必须立即修复？（）
A.损伤小于允许的最大尺寸
B.损伤位于不易观察的区域
C.损伤导致结构强度降低
D.损伤对飞行性能没有影响
5.在航空器结构损伤评估中，下列哪项不是应力集中效应的体现？（）
A.损伤尖角
B.损伤孔洞
C.损伤长度
D.损伤颜色
6.以下哪项技术常用于确定损伤对航空器结构完整性的影响？（）
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结构耐久性和损伤容限设计理论与方法 梁昆2012年12月7日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。
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。
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。
2、应力强度因子：应力强度因子K 则是构件几何、裂纹尺寸与外载荷的函数，它表征了裂纹尖端受载和变形的强度，是裂纹扩展趋势或者裂纹扩展推动力的度量。
三种种类：受双向拉伸载荷情况、无穷远处收均匀建立情况、受离面建立情况分别对应I 、II 、III 型裂纹的应力场和位移场可表达为：a K I πσ=，a K II πτ=，a q K III π=3、应力强度因子求法：1、解析法a 、无限大板含有无限多个均匀相距2b 而各长2a 的共线裂纹可见，无限大板上有共线的无限多裂纹时，其应力强度因子等于只有一个裂纹时的应力强度因子乘以一个系数 ，此系数永远大于1.0b 、含中心裂纹无限大板受楔力P2.数值解法数值方法有边界积分方程法、边界配置法、有限元法以及一些建立在能量原理上的方法。
下面简要介绍使用有限元法求解应力强度因子的原理。
用有限元法计算应力强度因子，可用两种方法：一种方法是直接应用裂纹尖端应力或位移场渐进解的表达式：另一种方法是通过能量关系，例如应用J 积分计算，用 来计算应力强度因子。
3.实验方法应力强度因子不可能通过实验直接求得，但可以通过它与某些可测量的量的关系求得。
4.叠加法由于应力强度因子的概念是建立在线弹性力学基础上的，叠加原理可用于求应力强度因子。
4、求下图所示情况的应力强度因子已知图1.7(b)的应力强度因子解为：，利用叠加原理可知图1.7(a)的应力强度因子为，所以，解为5、断裂韧度是材料抵抗裂纹扩展的抗力。
Kc ，Gc 等称为材料的断裂韧度。
断裂韧度的特点1、与试件厚度有关系2、与材料状态(热处理等)有关3、与温度有关。
6、比较脆性断裂与准脆性断裂之间的异同脆性断裂：材料是理想脆性，裂纹尖端无塑性区，可用K 或G 准则。
准脆性断裂：裂纹尖端附近材料存在小范围屈服，但仍使用K 或G 准则。
7、能量释放率G 与应力强度因子K 的关系：见书P188、J 积分定义：⎰⎰ΓΓ⎪⎭⎫ ⎝⎛∂∂-=⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛∂∂⋅-=ds x u T Wdy x u T Wdy J iiJ积分守恒（即其值与积分回路无关），证明：见书P37.9、J积分使用前提条件：1、塑性力学中形变理论结果；他实质上与非线性弹性理论相当，即εij由σij位移确定，而与加载过程无关。
在真实情况下，意味着不允许发生卸载；因为若发生卸载，εij与σij的关系就不是唯一的了；函数W(εij)就没有确定的意义了。
2、要求结构在裂纹附近为小变形，3、是无体力条件下的平衡方程。
10、COD断裂准则：当裂纹顶端张开位移达到其临界值值，裂纹将会起裂扩展，断裂准则可写成：。
J积分和COD的关系：利用J积分值与积分回路无关的这一特性，通过Dugdale模型求J积分和COD的关系，得到如下表达式：其中为裂纹尖端张开位移，即COD。
实际上许多材料都存在硬化现象。
由实验和有限元计算证明，J积分与COD之间存在更一般的关系：11、耐久性设计的定义：耐久性是指在规定期限内，飞机结构抵抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离、磨损和外来损伤作用的能力。
目的：是确保飞机结构在整个使用寿命期间结构强度、刚度、维形、保压和运动功能可靠和最经济的维修使飞机经常处于良好的适航状态。
（安全性、经济性）准则：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）12、破损安全结构三种类型及如何保证安全：1、缓慢裂纹扩展结构：该结构通过取决于可检查度所规定的使用周期内缓慢裂纹扩展来保证安全。
2、多传力途径—破损安全结构：通过残存结构在后续检查前缓慢裂纹扩展来保证安全3、破损安全止裂：通过残存结构中的缓慢裂纹扩展和在后续检查中察觉损伤来保证安全。
*13*、飞机结构设计对结构选材的一般要求：可划分为飞行安全结构和一般结构两类飞行安全结构：凡是此部分结构的破坏会直接引起飞机失事，或者它的破坏如保持不被觉察，则会导致飞机失事的结构。
对此类飞机安全结构必须按损伤容限设计。
飞行安全结构中属于按损伤容限设计规范来确定结构尺寸的部件、构件、零件或区域，称为断裂关键结构。
14、损伤容限设计的要点（原则）1、尽量将结构设计成破损安全结构，并且使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的对结构进行检查或考验性试验。
对于易于产生裂纹的重要构件，要尽量设计成可检结构，以使日常维护、检查、修理和更换。
3、正确合理地确定检查周期，以保证结构破损安全。
确定检查周期要考虑的因素4、采用断裂韧度高、抗裂纹扩展性能好的材料，以保证结构具有交稿的剩余强度和缓慢裂纹扩展特性。
5、改善结构损伤检测手段，提高检测灵敏度。
6、对于较长较大的零件考虑止裂措施，以防止裂纹快速扩展。
7、合理地控制结构设计应力水平，应综合强度、刚度、损伤容限、耐久性和可靠性几方面的要求。
15、损伤容限设计的步骤1、确定使用载荷谱。
2、确定飞行安全结构和断裂关键件。
3、合理选择材料。
4、进行结构分类。
5、进行细节结构设计。
6、确定初始缺陷尺寸。
7、对关键部位进行结构裂纹扩展和剩余强度分析，确定临界裂纹长度、剩余强度水平和裂纹扩展寿命。
修改结构设计知道满足设计要求。
8、进行结构损伤容限试验。
9 制定结构维修计划，给出使用维修大纲。
10、使用期间进行跟踪。
16、损伤容限设计的内容：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3、初步确定损伤容限设计结构类型4、确定初始裂纹尺寸17、结构剩余强度：含裂纹结构在使用期中任一时刻所能达到的静强度值。
（在使用过程中随裂纹增长而递减） 特点：对于缓慢裂纹扩展结构和单传力途径结构，在全寿命期内，其剩余强度的最小值大于设计极限载荷。
对于检查期短的可检多传力途径－破损安全结构和破损安全止裂结构，剩余强度的最小值可低于设计极限载荷。
18、飞机设计思想的发展：静强/刚度设计，安全寿命设计，损伤容限设计，耐久性设计，可靠性设计。
1、飞机设计早起，约20世纪40年代前，飞机结构的强度准则是静强度和刚度，因此这一时期飞机设计主要是静强度和刚度设计。
2、20世纪50、60年代，随着飞机性能提高，使用寿命延长，新的结构形式和高强度材料采用，飞机结构在使用中疲劳破坏和安全可靠之间的矛盾逐渐暴露，不少惊奇那孤独足够的飞机在使用中相继发生严重事故，因此引入疲劳安全寿命概念，进入强度、刚度、疲劳安全寿命设计阶段。
3、60年代末，由于f-111发生机翼断裂而坠毁等“低应力脆断”事故表明安全寿命设计不能确保安全，进一步引入损伤容限设计概念，进入了强度、刚度、损伤容限和耐久性设计阶段。
4、目前随着设计手段的提高，采用可靠性设计，考虑影响结构的各种因素，保证结构的可靠性、完整性。
19、钢制压力容器，，，，21、简述复合材料损伤特点：1、结构选材：着重考虑材料体系的韧性性能和最高使用温度等环境因素。
2、确定损伤容限设计使用值时，主要考虑典型层板试样的冲击后压缩应变；开孔拉伸破坏应变和连接许用值，同时考虑环境影响。
3、结构细节设计，着重考虑结构形式对冲击损伤性能的影响。
4、典型结构和全尺寸结构件耐久性/损伤容限试验验证。
22、复合材料结构耐久性/损伤容限设计应考虑的问题1、 确定关键结构部位和结构元件。
2、 确定可能出现的缺陷/损伤类型、位置及其相对严重性。
3、 确定初始可检缺陷/损伤尺寸。
4、 确定剩余强度评定时的损伤范围。
5、 评定主要结构对疲劳载荷的敏悉性。
1/245IC K MP m =⋅6、验证剩余强度。
7、确定检查间隔。
8、考虑可能出现多损伤时的损伤容限特性。
9、考虑环境的影响。
10、评定飞机结构受到意外目视易检损伤时的损伤容限特性。
23、复合材料结构耐久性/损伤容限设计的一般原则1、合理控制设计应变/应力水平。
2、结构形式的选择和铺层设计。
3、细节设计。
4、可修理性、可更换性。
5、可检查性。
24、采用概率断裂力学方法(PFMA)是以某个完整结构的细节群作为研究对象，研究该结构内全部相同细节的裂纹尺寸随时间的变化规律，从而得到损伤度与使用时间的关系，按照裂纹超越数概率准则或修理/更换费用比准则确保耐久性设计要求与目标的实现。
基本思想：PFMA方法是将结构的某种细节的整体的原始疲劳质量(IFQ)用一个随机变量——当量初始裂纹尺寸(EIFS)表示。
EIFS是通过结构细节的试件施加几种不同应力水平下的指定载荷谱所得的裂纹形成时间TTCI分布通过裂纹扩展控制曲线推算而得的。
结合EIFS和裂纹扩展方程，用概率统计的方法确定指定使用时间下裂纹尺寸超越指定参考裂纹尺寸的结构细节数，从而确定损伤度。
基本假设：（1）沿裂纹扩展方向上所测量的疲劳裂纹长度作为耐久性损伤的基本度量。
（2）结构细节在给定载荷谱作用下达到某一指定裂纹尺寸值所经理的时间TTCI服从三参数Weibull分布。
PFMA的一般步骤：（1）确定耐久性分析对象和范围。
（2）对每个细节群进行应力区划分。
（3）按各个应力水平区，对需要进行损伤评定范围内结构细节确定原始疲劳质量IFQ或当量初始缺陷尺寸EIFS。
然后确定通用EIFS分布。
（4）对每个细节群，确定各应力区的使用期裂纹扩展控制曲线(SCGMC)。
（5）确定各应力区的裂纹超越数概率和裂纹超越数，从而确定每个细节群的裂纹超越数和结构的裂纹超越数。
（6）进行结构的损伤度平谷和经济寿命预测。
（7）给出合理的结构修理大纲及对应的结构经济寿命，判断其是否可以达到结构的设计使用寿命。
25、IFQ（原始疲劳质量模型）：表征结构细节原始疲劳品质的参量或模型称原始疲劳质量模型。
它表示了材料质量，结构几何参数误差、工艺过程中加工质量等对疲劳品质的影响。
合理地确定IFQ是结构耐久性分析，评估损伤度，预测经济寿命的基础和关键。
TTCI（裂纹萌生时间）：是结构细节在给定载荷谱作用下达到某一指定裂纹尺寸值所经历的时间，简写为T。
TTCI是一个随机变量，与载荷谱及指定的值有关。
EIFS（当量初始缺陷尺寸）：是结构细节在使用前所包含的假想的初始缺陷尺寸，它表征结构细节所包含的真实初始缺陷尺寸的当量影响。
EIFS是一个随机变量，在指定载荷谱、应力水平和参考裂纹尺寸情况下，EIFS是裂纹形成时间TTCI的函数。
SCGMC（使用期裂纹扩展控制曲线）：是指在结构使用载荷谱作用下，针对制定的应力水平，在达到使用时间τ时恰好扩展到指定尺寸x1所对应的当量初始裂纹尺寸y1。