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以上所述安全壽命設計雖然有較大的可靠性，但因一般工程的實際結構不可避免存在缺陷，如劃傷、焊接缺陷、夾砂等，因此即使以工作應力小于疲勞極限來設計，也不能保證其壽命是無限的。也就是說，疲勞設計不能確保絕對安全，實際上真正的無裂紋壽命比例較小。為此，應重視裂紋擴展壽命即損傷容限設計，也即飛機結構的使用壽命應由裂紋形成壽命和裂紋擴展壽命兩部分組成。
第三節(jié) 損傷容限設計
一、概述
飛機結構損傷容限設計技術是在總結以往的飛機設計經驗和斷裂力學這一新興學科的建立、發(fā)展基礎上，以設計規(guī)范形式確定下來的一種新的設計方法。
斷裂力學是從零、構件中存在宏觀裂紋這一觀點出發(fā)，利用線彈性斷裂力學或彈塑性斷裂力學的分析方法，對裂紋問題進行理論分析和實驗研究的一門學科，其主要研究內容包括：在交變載荷作用下裂紋的發(fā)展規(guī)律；剩余強度與裂紋尺寸的關系；結構壽命與初始缺陷的關系；以及檢查裂紋的周期等。
損傷容限設計方法，是對傳統(tǒng)設計方法的補充和發(fā)展，是比較安全、合理和經濟的方法。它包括以下設計、分析、試驗和使用四個方面十大問題。 設計： "設計規(guī)范與設計要求； 結構分類與設計概念； 結構材料的選擇。 %分析： &嚴重部位的識別； ’載荷和應力譜的分析； (初始品質的分析； )裂紋擴展分析； *剩余強度分析。 +試驗： ,損傷容限與耐久性分析。 -使用： .無損檢驗和裂紋跟蹤。
我國現(xiàn)行設計規(guī)范規(guī)定，為了使因漏檢缺陷或損傷所引起的結構破壞概率減至最小，對危及飛機機體安全的主要結構，應采用損傷容限設計；損傷容限設計的結構應是破損安全結構、安全裂紋擴展結構，或者這兩種結構類型的組合；為了評定結構的裂紋擴展特性和剩余強度特性，應進行損傷容限試驗與損傷容限分析。同時規(guī)定，近期內主要把安全壽命設計作為飛機滿足設計使用壽命和可靠性要求的基本方法。鑒于目前我國損傷容限設計尚在研究之中，應用面較小，本節(jié)僅對損傷容限設計方法中設計方面的基本問題作一簡要介紹。
二、幾個名詞解釋
"損傷容限
結構在規(guī)定的未修使用周期內，抵抗由缺陷、裂紋或其他損傷而導致破壞的能力。具體地說，損傷容限就是允許結構存在缺陷和其他損傷，但要將這些缺陷或損傷限制在一定的范圍內，并保證這些缺陷在下次檢查之前不會擴展到使飛機出現(xiàn)災難
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性事故。 "耐久性結構在規(guī)定時間期限內，抵抗開裂、腐蝕、脫層、磨損和外界損傷的能力。 "經濟壽命是執(zhí)行耐久性試驗計劃的結果所表示的工作壽命。當被試驗結構出現(xiàn)遍布損
傷，要修理，不經濟；不修理，又影響使用功能時，則認為已達到經濟壽命。 "裂紋擴展壽命在設計應力譜作用下，由初始裂紋 %&擴展到臨界裂紋 %’(時所得的壽命。 )"剩余強度含裂紋結構的承載能力稱為該結構的剩余強度。顯然，剩余強度隨著裂紋尺寸
的增加而降低。
*"損傷容限載荷飛機在有損傷存在，并在未修使用的規(guī)定最小周期中，不危及飛行安全和降低飛
機性能必須能承受的載荷。 +"初始缺陷假定裝配后飛機結構預存的缺陷尺寸，剛小于無損檢測的最大不可檢缺陷尺寸。
它的大小和特征受無損檢測能力制約，無損檢測能為提高了，初始裂紋尺寸 %&就可定得小些。從裂紋擴展曲線（見圖 , -. -）可看出，小尺寸裂紋階段裂紋擴展較慢，較小的初始裂紋尺寸差別將引起裂紋擴展壽命的較大變化。因此，合理確定 %&之值十分重要。
/"檢查間隔
確保安全并由可檢查度類別確定的兩次檢查之間的時間間隔。
."結構的可檢查度
是飛機結構可檢性的度量。可分為以下 *種。

（,）飛行明顯可檢：指飛行中出現(xiàn)的損傷的性質和大小可使飛行人員立即且無誤地意識到飛機已有重大損傷，不應繼續(xù)執(zhí)行飛行任務。（）地面明顯可檢：指損傷的性質和大小，無需特殊檢查，即能使地勤人員迅速無誤地明顯覺察。（）巡回可檢：指損傷的性質和大小不會被結構目檢人員漏檢。目檢人員的檢查通常應不用特殊工具，不需移開檢查口蓋，對結構外表進行的目檢。（）特殊目測可檢：指損傷的性質和大小在詳細目檢人員打開口蓋艙門，使用簡單助視器（鏡子、放大鏡）的情況下不會被漏檢。（)）場站或基地水平可檢：指損傷的性質和大小能用一種或多種選定的檢驗方法來檢測。此種檢查方法可包括滲入劑、 0射線、超聲波等無損檢測技術；被檢結構的 •,•
 
可達性可包括拆卸為此而設計的部件。（）使用中不可檢：當損傷尺寸和可達性在一次或多次上述檢查中不可能被察覺，則結構為使用中不可檢。
三、損傷容限設計的目標
承認結構中存在著一定程度的未被發(fā)現(xiàn)的初始缺陷、裂紋或其他損傷，然后通過損傷容限特性分析與試驗，對可檢結構給出檢修周期，對不可檢結構給出最大允許初始損傷，以保證結構在給定的使用壽命期限內，不至于因未被發(fā)現(xiàn)的初始缺陷、裂紋或其它損傷擴展而出現(xiàn)災難性事故。其設計目標是：將飛機結構設計成在設計使用載荷 "環(huán)境譜作用下，在給定的設計使用壽命期限內具有高可靠性。就是說，要使因漏檢缺陷或損傷引起的結構破壞概率減至最小。
四、損傷容限設計的主要步驟
（）確定主要結構需進行斷裂控制的關鍵部位和零構件。
（）建立載荷譜。
（%）兼顧靜、動強度和疲勞特性，選擇抗斷裂性能好的材料。
（&）對結構進行分類。
（’）根據損傷容限設計規(guī)范要求確定假設的初始缺陷尺寸。
（）確定危險部位的臨界裂紋尺寸、剩余強度、裂紋擴展速率和裂紋擴展壽命，并進行必要的試驗驗證。（(）給出檢修周期或允許的最大初始損傷。
五、損傷容限設計中幾個主要問題的分析
)結構材料的選擇
應根據零、構件所處部位、使用環(huán)境、受力特點、壽命要求等因素，綜合考慮進行選材。對所選材料主要應滿足以下要求：（）滿足靜強度、剛度要求。（）抗斷裂性能好。指材質本身初始裂紋和初始缺陷尺寸足夠小、韌度大、裂紋
擴展速率小、臨界裂紋尺寸較長、在應力腐蝕條件下的抗斷裂性好等。上述性能還與工藝，如加工方法、熱處理、表面處理方法等有關，與使用環(huán)境也有關。
　
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