第二篇(現代飛機結構綜合設計
"—極限載荷。
也有用元件極限應力大于、等于設計應力作設計準則的，其表達式如下：
［］（ %& %’）式中(［］—
—元件極限應力，當元件受拉時即為材料抗拉極限應力（或稱材料抗拉
強度 )），當元件受壓時為抗壓臨界應力；
———由設計載荷引起的元件應力。
*靜強度和剛度設計階段
隨著飛機飛行速度和戰術技術性能要求的提高，要求采用阻力系數較小的薄翼型，使氣動彈性問題變得突出起來。因此要求結構不僅要具有足夠的靜強度，而且還應有足夠的剛度，以避免結構處于結構共振點附近，也不能出現過大結構變形以至影響飛機的性能，并能滿足設計中對顫振臨界速度（動氣動彈性問題）和靜氣動彈性問題提出的剛度要求。其表達式：
+ ,+（ %& %/）
-.
+, 012（33+3，34+4，31+1）（ %& %5）
-.
式中( + —
—設計速度；
+-. ———氣動彈性臨界速度；
+3，+4，+1 ———顫振速度、機翼發散速度與副翼失效速度；
33，34，31 —
—相應的安全系數。
設計準則為最大飛行速度小于、等于上述氣動彈性設計速度，也即
+012 %+（ %& %6）
’*強度、剛度、疲勞安全壽命設計階段
在第二次世界大戰以后的 &7年中，世界各國的軍用和民用飛機相繼出現因疲勞破壞而造成的災難性事故，尤以 &8/5年英國彗星 9號客機連續兩次墜入大海而引人注目。之后大量的分析和研究表明，只按靜強度、剛度設計的飛機并不安全。隨著飛機使用壽命的提高（這 /7余年來，飛機的使用壽命，戰斗機由 &577飛行小時提高到了 5777 : ;777飛行小時；運輸機由 777飛行小時提高到 ’7777—67777飛行小時），加之高強度材料的應用（一般疲勞性能較差）和使用應力水平的提高均增加了結構疲勞破壞的可能性。因此飛機設計在靜強度、剛度基礎上，又引入了抗疲勞的安全壽命設計思想。安全壽命設計思想從 57年代起延續至今，積累了豐富的經驗。其設計準則如下：
<%<41 ,<=2 >?3（ %& %@）
=
式中( <41 —
—安全壽命；
<= ———使用壽命；
< =2———試驗壽命；
•&5;•
" ———分散系數。分散系數 "一般取 。 強度、剛度、損傷容限和耐久性（經濟壽命）設計階段從 %&年代末期起的幾年當中，原按疲勞安全壽命設計的多種美國空軍飛機出現
了某些斷裂事故，見表 ’ () ()。表 ’ () ()*斷裂事故對照表
年*份 飛*機 破壞情況 疲勞試驗驗證 + , 使用到破壞 + ,
)-%- .—))) 機翼樞軸接頭板斷裂 / &&&& 0 )&&
)-1& .—23 機翼中部切面斷裂 0 )%&&& 0 )&&&
)-1’ 45—)62 機翼蒙皮壁板斷裂
)-16 .— 機、機身身接合處的機翼下耳片斷裂 / ))7&& )’&&
由表列事實看出，按安全壽命設計并不能確保飛機的安全，因為它沒有考慮到實際上結構在使用之前，由于材料、生產制造和裝配過程中已存在有不可避免的漏檢的初始缺陷和損傷；加之當時使用的高強度或超高強度合金的斷裂韌性降低等原因，這些缺陷、損傷于使用過程中在重復載荷作用下將不斷擴展，直至擴展失控造成結構破壞和災難性事故。因此美國空軍于 )-1)年的軍用規范中提出了安全壽命 +破損安全設計思想作為過渡性措施，曾得到廣泛應用。 )-1 0 )-12年美國頒布了第一部損傷容限設計規范。
損傷容限設計概念承認結構在使用前就帶有初始缺陷，但必須把這些缺陷或損傷在規定的未修使用期內的增長控制在一定的范圍內，在此期間，受損結構應滿足規定的剩余強度要求，以保證飛機結構的安全性和可靠性，同時不致使飛機結構過重。它有兩種結構類型，一為破損安全結構類型，另一為緩慢裂紋擴展結構類型。設計準則表達式分別為：
（)）破損安全結構 "8 9: ;+"（" :)2）（’ () (7）式中 * ———剩余強度系數，腳注 "<表示破損安全。 =9>，"< +?（’ () (-）式中 *?———檢查間隔期限。所謂破損安全即指有某個結構元件破損后，其殘余結構尚能承受一定的載荷，并在下一次檢查前不會出現結構破壞；檢查出此破損后，當然應加以維修甚至更換。（’）緩慢裂紋擴展結構 =<&&<，@A =9（’ () ()&） •)2-•
式中腳注 "代表初始裂紋長度；即 ，代表臨界裂紋長度。
緩慢裂紋擴展結構通常適用于不可檢測處的結構，此時要求在整個使用壽命期內，裂紋應緩慢發展，以使其不會達到臨界裂紋長度。
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