各幾何參數(shù)的定義見圖 " (（9），是大于 +" 的數(shù)值。
對于裂紋擴展限制主要根據(jù)結(jié)構(gòu)的類型和可檢查度來制定。規(guī)范中推薦對于緩慢裂紋擴展在場站或基地級可檢時的檢查間隔為 +7壽命；使用中不可檢，當然意味著在 +個設(shè)計壽命期末為 +倍檢查間隔。對于破損安全結(jié)構(gòu)必須設(shè)計成在某主要傳力途徑破壞后，在規(guī)定的檢查間隔內(nèi)具有要求的剩余強度。為了確保在檢查間隔內(nèi)查出任何主要元件的提前破壞，必須確定初始檢查間隔和后續(xù)檢查間隔。
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"損傷容限試驗
通常損傷容限試驗是采用全尺寸結(jié)構(gòu)進行試驗。全尺寸結(jié)構(gòu)是指真實結(jié)構(gòu)，可以是構(gòu)件、部件和全機。全尺寸結(jié)構(gòu)損傷容限特性試驗可分為兩種情況：一是對主要結(jié)構(gòu)單獨取樣進行考核，二是用飛機部件或全機試驗來考核主要結(jié)構(gòu)。后一種情況結(jié)合疲勞試驗和耐久性試驗完成，即用同一個試件來完成疲勞試驗（或耐久性試驗）和損傷容限試驗。前一種視具體情況而定。
（）損傷容限試驗的目的與要求。全尺寸結(jié)構(gòu)損傷容限試驗的主要目的為：
）最終考查所研究結(jié)構(gòu)的裂紋擴展壽命和剩余強度，為確定檢修周期或允許的最大初始損傷提供依據(jù)。 ）用以發(fā)現(xiàn)和排除結(jié)構(gòu)可能存在的局部高應(yīng)力集中區(qū)，以實現(xiàn)裂紋緩慢擴展。為了確保實現(xiàn)可靠的斷裂控制，必須對所有關(guān)系到飛機結(jié)構(gòu)完整性和飛機安全
的主要結(jié)構(gòu)的損傷容限特性進行試驗驗證。不論采用安全壽命設(shè)計還是采用耐久性設(shè)計研制的飛機結(jié)構(gòu)，均必須通過損傷容限設(shè)計與試驗，以進行斷裂控制。
全尺寸結(jié)構(gòu)損傷容限試驗的要求：
）除了應(yīng)用飛機部件或全機試驗來考核主要結(jié)構(gòu)損傷容限特性外，對無法用飛機部件或全機試驗進行考核的主要結(jié)構(gòu)還要單獨取樣考核。
）當用同一個試件來完成耐久性（或疲勞）試驗和損傷容限試驗時，首先必須保證耐久性（或疲勞）試驗任務(wù)的完成，給出結(jié)構(gòu)經(jīng)濟壽命或形成疲勞裂紋的試驗壽命，在完成耐久性（或疲勞）試驗后，如果要考核的主要結(jié)構(gòu)已損壞（包括出現(xiàn)遠大于初始裂紋的損傷），則此試件就不能再做損傷容限試驗用。如果要求考核的主要結(jié)構(gòu)未損壞，但試件的其他部分損壞，則允許修復后接著供損傷容限試驗用。對于前一種情況，可以通過重新對此主要結(jié)構(gòu)單獨取樣進行試驗來彌補。
%）可預(yù)期在耐久性（或疲勞）試驗過程中在最關(guān)鍵元件的應(yīng)力集中部位能自動形成初始裂紋。如果未能形成，則通過人工切口來模擬可能存在的漏檢缺陷、裂紋或其他損傷，經(jīng)疲勞預(yù)裂出規(guī)定的初始裂紋。
（）全尺寸結(jié)構(gòu)損傷容限試驗的結(jié)構(gòu)項目。對一架新研制的飛機，通常全尺寸損傷容限試驗的結(jié)構(gòu)項目包括（不限于如下項目）：機身氣密艙； "機身與機翼的結(jié)合部； 發(fā)動機架或接頭； 前緣襟翼； %后緣襟翼與副翼； &機體結(jié)構(gòu)的大型鍛件； ’前起落架部件； (主起落架部件； )全機，或帶一段機段的機翼，和一段尾翼的機身。
（%）裂紋擴展壽命試驗。全尺寸結(jié)構(gòu)損傷容限試驗包括裂紋擴展壽命試驗和剩余強度試驗。
裂紋擴展壽命系由初始裂紋擴展到裂紋容限的壽命來描述的，但必須是滿足剩余強度要求前提下的裂紋擴展壽命。因此，在試驗開始之前，應(yīng)通過結(jié)構(gòu)剩余強度分析和主要結(jié)構(gòu)元件試驗給出預(yù)測的裂紋容限。在所有主要結(jié)構(gòu)的元件中都應(yīng)該假設(shè)
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存在著裂紋。在規(guī)定的設(shè)計使用載荷譜和規(guī)定的使用期間內(nèi)，初始裂紋不能擴展到容限裂紋尺寸。要滿足此要求必須對裂紋擴展速率進行測定，并用以判斷可能的裂紋擴展壽命。
需要給出裂紋擴展壽命的結(jié)構(gòu)范圍僅限于場站級或基地級可檢結(jié)構(gòu)和使用中不可檢結(jié)構(gòu)，而且應(yīng)該是關(guān)系到飛機結(jié)構(gòu)完整性和飛行安全的主要結(jié)構(gòu)，即僅對需要進行斷裂控制的結(jié)構(gòu)定壽。
（）剩余強度試驗。全尺寸結(jié)構(gòu)剩余強度試驗是一種靜力破壞試驗，用以檢查含裂紋結(jié)構(gòu)中當裂紋擴展至裂紋容限時，是否具有承受 "損傷容限載荷的能力。同樣，進行剩余強度試驗的結(jié)構(gòu)也是場站級或基地級可檢結(jié)構(gòu)，而且是關(guān)系到飛機完整性和飛行安全的主要結(jié)構(gòu)。剩余強度試驗應(yīng)在裂紋擴展壽命試驗完成后進行，即裂紋擴展至接近但小于依據(jù)分析和主結(jié)構(gòu)元件試驗所預(yù)測的裂紋容限時，終止裂紋擴展試驗改為進行剩余強度試驗。
在飛機結(jié)構(gòu)損傷容限試驗規(guī)范中對結(jié)構(gòu)剩余強度試驗驗證做了如下規(guī)定：
"）通過疲勞裂紋擴展壽命試驗使裂紋擴展到裂紋容限，也可用人工開切口預(yù)制出容限裂紋來模擬，可以認為僅結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位存在有由規(guī)定尺寸的初始裂紋擴展成的裂紋容限。
%）試驗時，結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位所有主要設(shè)計情況均需加載至 "損傷容限載荷，然后選取最主要情況加載至破壞。若加載至 "%&損傷容限載荷，結(jié)構(gòu)尚未破壞，允許終止試驗。
’）結(jié)構(gòu)必須能承受 "損傷容限載荷。加載至 "損傷容限載荷再卸載到零，允許結(jié)構(gòu)有殘余變形，但所產(chǎn)生的殘余變形應(yīng)不妨礙結(jié)構(gòu)正常工作。
第五節(jié) (耐久性設(shè)計方法
一、耐久性設(shè)計思想
")基本含義
飛機結(jié)構(gòu)的耐久性是指飛機結(jié)構(gòu)在規(guī)定的經(jīng)濟壽命期間內(nèi)，抵抗疲勞開裂、腐蝕、熱退化、剝離、磨損和外來物偶然損傷作用的一種固有能力。經(jīng)濟壽命是由執(zhí)行耐久性試驗計劃的結(jié)果所表示的工作壽命，當被試驗的結(jié)構(gòu)出現(xiàn)遍布損傷時，要修理又不經(jīng)濟（維修成本大幅度提高）；不修理則又影響結(jié)構(gòu)使用功能時，則認為結(jié)構(gòu)已達到經(jīng)濟壽命。
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