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最后通過損傷容限試驗加以驗證。
到 %"年代末美國逐步放棄了安全壽命概念，而用按耐久性考慮的經(jīng)濟壽命取代安全壽命。其設計準則用經(jīng)濟壽命 &’取代按疲勞設計的安全壽命 &(。
&’) *&’ *&’，’+, +（-./ .//）
式中，腳注 ’代表經(jīng)濟、’+代表耐久性；+為分散系數(shù)，一般取 -。此時結(jié)構(gòu)須通過耐久性試驗和損傷容限試驗驗證。所謂經(jīng)濟壽命是指出現(xiàn)某種損傷使進行修復反而是不經(jīng)濟的時限。
我國的新機設計也經(jīng)歷了以上演變過程。目前在結(jié)構(gòu)設計中也遵循以上各準則，并制訂了相應的規(guī)范性文件。目前耐久性設計概念仍是一種較新的方法，還有待于在今后的實踐中進一步發(fā)展和完善。根據(jù)我國具體情況，新機設計可有兩種典型配套方案—
—安全壽命（疲勞）,損傷容限設計；損傷容限 ,經(jīng)濟壽命（耐久性）設計。從而形成了包括結(jié)構(gòu)強度（靜、動強度）、剛度、損傷容限、安全壽命（疲勞）或經(jīng)濟壽命（耐久性）的結(jié)構(gòu)完整性設計要求。上述兩套方案，就具體型號與訂貨方商定后確定。
01結(jié)構(gòu)可靠性設計試用階段
結(jié)構(gòu)可靠性設計運用可靠性原理，把上述的各種定量設計準則變換成隨機變量設計準則，現(xiàn)屬于試用發(fā)展階段。目前一般按結(jié)構(gòu)完整性要求設計后，對某些重點結(jié)構(gòu)進行可靠性分析和評估。其設計準則為：
2(3 2(3’（-./ ./-）式中4 2( ———結(jié)構(gòu)體系的可靠度；
3———分別對應于靜強度、動強度、損傷容限、壽命等情況，角標’代表對應的
可靠性要求值（或稱可靠性指標）。
三、飛機的綜合設計思想
分析飛機結(jié)構(gòu)設計的各項要求，其中氣動要求和使用要求對結(jié)構(gòu)設計而言通常是“前提性”要求，基本上必須予以滿足。而工藝要求往往要結(jié)合產(chǎn)品的數(shù)量和工廠條件。就結(jié)構(gòu)設計而言，一般講重量要求是主要要求。因為結(jié)構(gòu)重量密切關(guān)系到飛機的各項性能和經(jīng)濟性。由于現(xiàn)代飛機使用壽命長（運輸機一般為 5""""飛行小時或服役 -" 6-0年），若減輕重量用以增加有效載重（如商載），則增加的經(jīng)濟效益將十分可觀。而戰(zhàn)斗機則可用于增加油量或機載設備、武器等。因而減輕重量是結(jié)構(gòu)設計的主要目標，往往以一個飛機結(jié)構(gòu)重量占全機重量的比值來衡量該飛機結(jié)構(gòu)設計
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的先進性。
從“一”中各項要求不難看出，這些要求相互之間是互相聯(lián)系、互相制約的，在具體進行結(jié)構(gòu)設計時有的還是互相矛盾的。如按良好的維修性和按損傷容限設計準則設計的飛機，要求有大量的開口和檢修通道（包括飛機表面和某些內(nèi)部結(jié)構(gòu)上）以提高結(jié)構(gòu)的可達性和開敞性，但這必定會增加結(jié)構(gòu)重量。而結(jié)構(gòu)完整性與重量本身就是一組矛盾。例如高壽命要求結(jié)構(gòu)設計要考慮疲勞問題，而金屬材料的疲勞極限遠小于其靜抗拉極限應力 ，有時只有 " 左右；按損傷容限設計的結(jié)構(gòu)要控制應力水平，有時可能只有（%&’），甚至更小，以上這些要求顯然與減輕結(jié)構(gòu)重量之間存在著矛盾。因此在設計結(jié)構(gòu)時，必須分析各結(jié)構(gòu)設計要求之間，以及結(jié)構(gòu)設計要求與飛機的（戰(zhàn)術(shù)或使用）技術(shù)要求之間的相互關(guān)系，結(jié)合具體情況，分清主次，綜合考慮。
目前飛機性能和壽命要求越來越高，高科技飛速發(fā)展，飛機越來越復雜，機載設備不斷更新，新材料、新工藝、新結(jié)構(gòu)不斷出現(xiàn)，交叉學科、邊緣學科的發(fā)展以及新技術(shù)的大量涌現(xiàn)，都使飛機設計的綜合設計思想愈顯重要。這種綜合性已滲透到現(xiàn)代飛機設計和飛機結(jié)構(gòu)設計的各個層次和頂層設計、平臺設計、具體技術(shù)設計等各個設計階段中。以隱身飛機為例，隱身技術(shù)是一項跨學科的綜合技術(shù)，它涉及到電磁原理、新材料、能量轉(zhuǎn)化、信息處理及大量高難度動態(tài)測試等多種專業(yè)，設計時必須運用系統(tǒng)工程方法，綜合應用飛機、動力裝置和電子對抗等技術(shù)。而正在發(fā)展中的 (%世紀第四代戰(zhàn)斗機，還需同時兼有隱形、超音速巡航、高機動性和綜合程度更高的航空電子系統(tǒng)等多項高性能，則更需統(tǒng)籌協(xié)調(diào)有關(guān)專業(yè)之間的關(guān)系，謀求飛機性能的最佳化。又如在 %)))年科索沃戰(zhàn)爭之后，美國空軍在未來攻擊機計劃下制訂今后 "年戰(zhàn)略轟炸機新的概念設計，提出將配備具有隱形能力和廣泛應用新技術(shù)的新型的亞音速、超音速（*+ ,( -.）、高超音速（ *+ /.）三者配套的高性能轟炸機，有可能是有人駕駛的，也可能是無人駕駛的。實踐表明，要設計出各種高性能的飛機絕不是靠某幾項單項技術(shù)突破就可以實現(xiàn)的，而必須是多項技術(shù)的綜合效果。這種綜合效果得到的總體綜合性能超過了簡單堆砌的局部性能之和，這正是系統(tǒng)工程和綜合設計的意義和重要性所在。也只有以綜合設計的思想和應用與之相適應的新研制模式— ——并行工程的方法進行結(jié)構(gòu)設計，方能設計出滿意的、先進的飛機結(jié)構(gòu)。
第四節(jié) 0飛機結(jié)構(gòu)設計方法
一、引言
在 (世紀 .年代前后，飛機結(jié)構(gòu)設計一般根據(jù)所設計對象的具體要求、條件， •%1%•
 
根據(jù)經(jīng)驗或參考原準機，結(jié)合設計原理、知識進行定性分析，選出結(jié)構(gòu)方案；然后進行初步的設計計算（初定量計算），以確定結(jié)構(gòu)主要元件的截面尺寸（對桿元即為桿的橫截面尺寸，對板元即為板的厚度）；最后進行強度、剛度校核，以驗算截面尺寸能否保證安全。如果滿足強度要求，即認為設計完畢；當強度不夠，或設計人員認為剩余強度太大時則修改設計。再估算、修改主要截面尺寸，然后再進行強度校核，一般可能重復  "次。計算分析均以工程梁理論為基礎，并對結(jié)構(gòu)中受力特性不符合工程梁基本假設的結(jié)構(gòu)進行修正計算。這種計算分析方法對于大展弦比直機翼與小尺寸機身等尚有一定的精確度，與試驗結(jié)果基本符合。但由于當時計算方法和計算工具的限制，計算中作了許多簡化處理，總的說計算結(jié)果的精度不高。需要說明的是，現(xiàn)代飛機廣義的結(jié)構(gòu)強度不僅僅指強度，還包括了剛度和穩(wěn)定性。而目前的設計分析中對飛機結(jié)構(gòu)完整性的評定則包含了更多的內(nèi)容。
隨著科學技術(shù)的發(fā)展，飛機結(jié)構(gòu)設計方法也在不斷進步。 %年代以后，由于電子計算機的出現(xiàn)，極大地提高了計算能力，成功地發(fā)展了適用于復雜結(jié)構(gòu)的應力分析有限元方法和結(jié)構(gòu)優(yōu)化設計方法，使飛機結(jié)構(gòu)設計從定性和初定量設計向比較精確的定量設計和優(yōu)化設計跨進了一大步。并且出現(xiàn)了結(jié)構(gòu)設計與總體、氣動、工藝等設計緊密配合、互相協(xié)調(diào)的計算機輔助一體化設計方法。以下將目前采用的這些方法作一概要介紹。
　
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