各幾何參數(shù)的定義見圖 " (（9），是大于 +" 的數(shù)值。
對(duì)于裂紋擴(kuò)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(duì)于緩慢裂紋擴(kuò)展在場站或基地級(jí)可檢時(shí)的檢查間隔為 +7壽命；使用中不可檢，當(dāng)然意味著在 +個(gè)設(shè)計(jì)壽命期末為 +倍檢查間隔。對(duì)于破損安全結(jié)構(gòu)必須設(shè)計(jì)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(qiáng)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。
•)::•
"損傷容限試驗(yàn)
通常損傷容限試驗(yàn)是采用全尺寸結(jié)構(gòu)進(jìn)行試驗(yàn)。全尺寸結(jié)構(gòu)是指真實(shí)結(jié)構(gòu)，可以是構(gòu)件、部件和全機(jī)。全尺寸結(jié)構(gòu)損傷容限特性試驗(yàn)可分為兩種情況：一是對(duì)主要結(jié)構(gòu)單獨(dú)取樣進(jìn)行考核，二是用飛機(jī)部件或全機(jī)試驗(yàn)來考核主要結(jié)構(gòu)。后一種情況結(jié)合疲勞試驗(yàn)和耐久性試驗(yàn)完成，即用同一個(gè)試件來完成疲勞試驗(yàn)（或耐久性試驗(yàn)）和損傷容限試驗(yàn)。前一種視具體情況而定。
（）損傷容限試驗(yàn)的目的與要求。全尺寸結(jié)構(gòu)損傷容限試驗(yàn)的主要目的為：
）最終考查所研究結(jié)構(gòu)的裂紋擴(kuò)展壽命和剩余強(qiáng)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(shí)現(xiàn)裂紋緩慢擴(kuò)展。為了確保實(shí)現(xiàn)可靠的斷裂控制，必須對(duì)所有關(guān)系到飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性和飛機(jī)安全
的主要結(jié)構(gòu)的損傷容限特性進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。不論采用安全壽命設(shè)計(jì)還是采用耐久性設(shè)計(jì)研制的飛機(jī)結(jié)構(gòu)，均必須通過損傷容限設(shè)計(jì)與試驗(yàn)，以進(jìn)行斷裂控制。
全尺寸結(jié)構(gòu)損傷容限試驗(yàn)的要求：
）除了應(yīng)用飛機(jī)部件或全機(jī)試驗(yàn)來考核主要結(jié)構(gòu)損傷容限特性外，對(duì)無法用飛機(jī)部件或全機(jī)試驗(yàn)進(jìn)行考核的主要結(jié)構(gòu)還要單獨(dú)取樣考核。
）當(dāng)用同一個(gè)試件來完成耐久性（或疲勞）試驗(yàn)和損傷容限試驗(yàn)時(shí)，首先必須保證耐久性（或疲勞）試驗(yàn)任務(wù)的完成，給出結(jié)構(gòu)經(jīng)濟(jì)壽命或形成疲勞裂紋的試驗(yàn)壽命，在完成耐久性（或疲勞）試驗(yàn)后，如果要考核的主要結(jié)構(gòu)已損壞（包括出現(xiàn)遠(yuǎn)大于初始裂紋的損傷），則此試件就不能再做損傷容限試驗(yàn)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(fù)后接著供損傷容限試驗(yàn)用。對(duì)于前一種情況，可以通過重新對(duì)此主要結(jié)構(gòu)單獨(dú)取樣進(jìn)行試驗(yàn)來彌補(bǔ)。
%）可預(yù)期在耐久性（或疲勞）試驗(yàn)過程中在最關(guān)鍵元件的應(yīng)力集中部位能自動(dòng)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(yàn)的結(jié)構(gòu)項(xiàng)目。對(duì)一架新研制的飛機(jī)，通常全尺寸損傷容限試驗(yàn)的結(jié)構(gòu)項(xiàng)目包括（不限于如下項(xiàng)目）：機(jī)身氣密艙； "機(jī)身與機(jī)翼的結(jié)合部； 發(fā)動(dòng)機(jī)架或接頭； 前緣襟翼； %后緣襟翼與副翼； &機(jī)體結(jié)構(gòu)的大型鍛件； ’前起落架部件； (主起落架部件； )全機(jī)，或帶一段機(jī)段的機(jī)翼，和一段尾翼的機(jī)身。
（%）裂紋擴(kuò)展壽命試驗(yàn)。全尺寸結(jié)構(gòu)損傷容限試驗(yàn)包括裂紋擴(kuò)展壽命試驗(yàn)和剩余強(qiáng)度試驗(yàn)。
裂紋擴(kuò)展壽命系由初始裂紋擴(kuò)展到裂紋容限的壽命來描述的，但必須是滿足剩余強(qiáng)度要求前提下的裂紋擴(kuò)展壽命。因此，在試驗(yàn)開始之前，應(yīng)通過結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度分析和主要結(jié)構(gòu)元件試驗(yàn)給出預(yù)測(cè)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)
•%&•
存在著裂紋。在規(guī)定的設(shè)計(jì)使用載荷譜和規(guī)定的使用期間內(nèi)，初始裂紋不能擴(kuò)展到容限裂紋尺寸。要滿足此要求必須對(duì)裂紋擴(kuò)展速率進(jìn)行測(cè)定，并用以判斷可能的裂紋擴(kuò)展壽命。
需要給出裂紋擴(kuò)展壽命的結(jié)構(gòu)范圍僅限于場站級(jí)或基地級(jí)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(jī)結(jié)構(gòu)完整性和飛行安全的主要結(jié)構(gòu)，即僅對(duì)需要進(jìn)行斷裂控制的結(jié)構(gòu)定壽。
（）剩余強(qiáng)度試驗(yàn)。全尺寸結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度試驗(yàn)是一種靜力破壞試驗(yàn)，用以檢查含裂紋結(jié)構(gòu)中當(dāng)裂紋擴(kuò)展至裂紋容限時(shí)，是否具有承受 "損傷容限載荷的能力。同樣，進(jìn)行剩余強(qiáng)度試驗(yàn)的結(jié)構(gòu)也是場站級(jí)或基地級(jí)可檢結(jié)構(gòu)，而且是關(guān)系到飛機(jī)完整性和飛行安全的主要結(jié)構(gòu)。剩余強(qiáng)度試驗(yàn)應(yīng)在裂紋擴(kuò)展壽命試驗(yàn)完成后進(jìn)行，即裂紋擴(kuò)展至接近但小于依據(jù)分析和主結(jié)構(gòu)元件試驗(yàn)所預(yù)測(cè)的裂紋容限時(shí)，終止裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)改為進(jìn)行剩余強(qiáng)度試驗(yàn)。
在飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷容限試驗(yàn)規(guī)范中對(duì)結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度試驗(yàn)驗(yàn)證做了如下規(guī)定：
"）通過疲勞裂紋擴(kuò)展壽命試驗(yàn)使裂紋擴(kuò)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(rèn)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(kuò)展成的裂紋容限。
%）試驗(yàn)時(shí)，結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位所有主要設(shè)計(jì)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(yàn)。
’）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(jì)方法
一、耐久性設(shè)計(jì)思想
")基本含義
飛機(jī)結(jié)構(gòu)的耐久性是指飛機(jī)結(jié)構(gòu)在規(guī)定的經(jīng)濟(jì)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(jì)壽命是由執(zhí)行耐久性試驗(yàn)計(jì)劃的結(jié)果所表示的工作壽命，當(dāng)被試驗(yàn)的結(jié)構(gòu)出現(xiàn)遍布損傷時(shí)，要修理又不經(jīng)濟(jì)（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(shí)，則認(rèn)為結(jié)構(gòu)已達(dá)到經(jīng)濟(jì)壽命。
中國航空網(wǎng) www.k6050.com
航空翻譯 www.aviation.cn
本文鏈接地址：飛機(jī)檢測(cè)與維修實(shí)用手冊(cè) 1(83)
