圖  )* ).增壓座艙壓力的調(diào)節(jié)曲線
對于飛行高度更大的殲擊機來說是否要求保持更大的內(nèi)外壓差呢？那就不是了，因為壓差越大結(jié)構(gòu)強度要求越高，從重量來看是不合適的。另外壓差過大，在高空一旦座艙漏氣（作戰(zhàn)時的可能性更大），壓力迅速下降，會引起駕駛員生理上的不適應而失去知覺，嚴重的甚至可能造成死亡，所以壓差也不能過大，有的飛機在作戰(zhàn)時還有意把壓差減少以防萬一。假若以 ( "%&的壓差在 - ’的高度飛行，駕駛艙內(nèi)的壓力只相當于 * ’高度的標準大氣壓力，顯然駕駛員也是很難忍受的，不過可以通過戴上氧氣面罩來克服。
圖  )* )表示一個具有球形端部的氣密座艙，設沿縱向的正應力為 /，沿圓周方向的正應力為 " 0，應力的大小可由平衡條件求出。
由圖  )* )可見，分布壓力 1沿 /方向的合力為 10-�？v向正應力 " /在壁厚為 的圓環(huán)形剖面上的合力為 " / -0。由圖  )* )所示半球形端部的平衡條件可得
10-) " / -0 2（ )* )）
" / 210 （ )* )-）
-•-(•
 
若從圖  " "（）中切出單位長度的一個半圓環(huán)，如圖  " "（ %）所示，則研究此半圓環(huán)的平衡可得 &’( "’(" )*（ " "+） ( )&(
"（ " ",）

圖  " "氣密座艙內(nèi)壓力分布
比較式（ " "’）和（ " ",）可見，沿圓周方向的正應力 (是縱向正應力 -的兩倍。如果已知壓力 &的大小及座艙的幾何尺寸，就可以進行強度計算。
現(xiàn)在再分析氣密艙蓋及座艙口框的構(gòu)造及受力特點。風檔的正前方裝有平面防彈玻璃，兩側(cè)為曲面有機玻璃。固定玻璃的骨架由鉚釘鉚在機身蒙皮上。活動艙蓋也是由金屬框架制成，上面鑲有較厚的有機玻璃�；顒优撋w可以設計成推動式或翻轉(zhuǎn)式。不論那一種活動艙蓋，都應連接在座艙口框上，而且在緊急時還能自動拋蓋。
在氣密載荷的作用下，艙蓋通過滑輪把載荷傳給機身口框上的滑軌。所以由艙蓋傳來的集中力 (，(’及 (+經(jīng)過許多鉚釘，由滑軌傳至口框再到機身蒙皮，應力由不均勻逐漸變得均勻。
從結(jié)構(gòu)重量的觀點來看，氣密座艙使得飛機結(jié)構(gòu)重量增加不少。為了安置氣密座艙，不僅蒙皮要加厚，而且鉚縫還需用密封，同時還要考慮飛機的疲勞，所以必然會引起結(jié)構(gòu)重量的增加。
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第九章 飛機結(jié)構(gòu)的疲勞及損傷容限設計
第一節(jié) 概述
飛機結(jié)構(gòu)的受載不僅具有靜載荷的特點，而且還具有周期性載荷的性質(zhì)。例如，飛機的起飛 "飛行 "著陸為一個周期，其所受到的地—空—地載荷具有周期性。又如，氣密座艙的增壓載荷也為一周期性載荷。因此，飛機所受到的載荷具有周期性重復載荷的性質(zhì)。在此重復載荷作用下，即使應力水平很低，飛機構(gòu)件也有可能發(fā)生疲勞破壞，導致災難性的事故。因此，只按靜強度和剛度要求設計的飛機并不能很好地保證飛機的飛行安全，必須在飛機結(jié)構(gòu)中引入疲勞設計概念和損傷容限設計概念。

圖  " "飛機結(jié)構(gòu)設計思想的發(fā)展
飛機設計思想的發(fā)展大致經(jīng)歷了 %個階段，如圖  " "所示。在 &’世紀 %’年代以前，基本按靜強度設計； &’世紀 %’至 (’年代，逐步采用“安全壽命”思想設計； &’世紀 )’年代又提出“破損 "安全”設計思想，即“損傷容限”設計。
一、疲勞和斷裂的聯(lián)系
當結(jié)構(gòu)受到循環(huán)重復載荷時，可能發(fā)生疲勞形式的破壞，這就是所謂的“疲勞”問題；“斷裂”問題是由于各類結(jié)構(gòu)物中的預存缺陷及其增長造成了斷裂破壞事故而提出的。人類對斷裂力學的研究是從 &’世紀 %’年代開始并在 )’年代迅速發(fā)展起來 •&%•
 
的。疲勞和斷裂過程之間，存在著因果關(guān)系，圖 " "即表示疲勞與斷裂發(fā)展的關(guān)
系。圖中幾個特征性損傷尺寸表示： %& —
—在無裂紋假設下對應疲勞起裂點； % ———對應疲勞壽命終結(jié)點的宏觀可檢裂紋； % ———對應外場使用中，檢測儀器手段所能測定的損傷尺寸； %’ ———對應斷裂設計起點的按規(guī)范規(guī)定的初始裂紋尺寸； %() —
—對應裂紋不穩(wěn)定擴展的臨界裂紋尺寸。

圖  " "*損傷尺寸與載荷循環(huán)數(shù)的關(guān)系
由圖  " "可見，由疲勞源引發(fā)的疲勞斷裂全過程的總壽命 +應是由裂紋形成壽命 +和裂紋擴展壽命 +兩部分組成的。即
+,+ -+在按斷裂力學設計的壽命估算中，因首先承認存在初始缺陷 %’，故 + %.，裂紋擴展壽命即為總壽命，即

+ ,+ %’是根據(jù)無損檢測，通過試驗 ’/的覺察概率和 0/的置信水平要求確定。

二、疲勞設計和斷裂設計
疲勞設計（安全壽命設計）是建立在無裂紋的基礎上，只考慮無裂紋（即可檢裂紋）壽命，而不考慮帶裂紋壽命，為了提高結(jié)構(gòu)疲勞強度，可適當選擇材料，控制應力水平，通過細節(jié)設計改善抗疲勞品質(zhì)，降低外形、材料、載荷不連續(xù)造成的應力集中，在生產(chǎn)過程中控制好質(zhì)量。
斷裂設計即損傷容限設計，它不考慮無裂紋壽命，只考慮帶裂紋壽命。并認為由初始裂紋到臨界裂紋的裂紋擴展壽命即是總壽命，因此對預存的或偶然的損傷更為安全。這種設計概念引入與裂紋擴展速率相關(guān)的“檢查周期”，以控制裂紋擴展壽命
•1•
 

和剩余強度；還可通過質(zhì)量控制、無損檢測和合理選材來提高可靠性。
由此可見，安全壽命設計的缺點是： 結(jié)構(gòu)一旦出現(xiàn)疲勞裂紋就算破壞，而實際上此時的結(jié)構(gòu)還有剩余強度和剩余壽命，因此沒 有充分利用結(jié)構(gòu)的壽命潛力。 "對漏檢和使用損傷無法計及，所以不能確保安全。但安全壽命設計概念已用了幾十年，經(jīng)驗豐富，其中改善疲勞品質(zhì)的設計方法、生產(chǎn)上強化質(zhì)量控制的方法均被吸收用于損傷容限設計和耐久性設計中。我國目前由于條件尚不成熟，近期內(nèi)仍主要按安全壽命原則設計飛機，但對危及飛機機體安全的主要結(jié)構(gòu)，采用損傷容限設計。
　
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