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從60年代末期起的幾年當(dāng)中。原按疲勞安全壽命設(shè)計的多種美國空軍飛機(jī)出現(xiàn)了某些斷裂事故，因此，按安全壽命設(shè)計并不能確保飛機(jī)的安全，因為它沒有考慮到實際結(jié)構(gòu)在使用之前，由于材料、生產(chǎn)制造和裝配過程中已存在不可避免的漏檢的初始缺陷和損傷；加之當(dāng)時使用的高強(qiáng)度或超高強(qiáng)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(fù)載荷作用下將不斷擴(kuò)展，直至擴(kuò)展失控造成結(jié)構(gòu)破壞和災(zāi)難性事故。

 

因此美國于1974-1975年頒布了第一部損傷容限設(shè)計規(guī)范。

 

損傷容限基本概念

 

損傷容限是指結(jié)構(gòu)在規(guī)定的未修使用周期內(nèi)，抵抗由缺陷、裂紋或其他損傷而導(dǎo)致破壞的能力。簡單地說，就是指飛機(jī)結(jié)構(gòu)中初始缺陷及其在使用中缺陷發(fā)展的允許程度。因此，損傷容限設(shè)計概念是承認(rèn)結(jié)構(gòu)在使用前就帶有初始缺陷，但必須通過設(shè)計的方法把這些缺陷或損傷在規(guī)定的維修使用期內(nèi)的增長控制在一定的范圍內(nèi)，在此期間，結(jié)構(gòu)應(yīng)滿足規(guī)定的剩余強(qiáng)度要求(含缺陷或含裂紋結(jié)構(gòu)的承載能力)，以保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全性和可靠性。

 

因此，損傷容限設(shè)計思想研究的對象是那些影響飛行安全的結(jié)構(gòu)部件在使用壽命期內(nèi)的安全裕度問題。

 

從損傷容限設(shè)計的基本內(nèi)容上看，就是通過設(shè)計、分析和試驗驗證，對可檢結(jié)構(gòu)給出檢修周期，對不可檢結(jié)構(gòu)提出嚴(yán)格的剩余強(qiáng)度要求和裂紋增長限制，以保證結(jié)構(gòu)在給定的使用壽命期內(nèi)，不至因未被發(fā)現(xiàn)的初始缺陷擴(kuò)展失控而造成飛機(jī)的災(zāi)難性事故。

 

因此損傷容限設(shè)計所追求的目標(biāo)就是通過設(shè)計、分析、試驗與監(jiān)測維修的各種手段，保證飛機(jī)在使用壽命期內(nèi)其剩余結(jié)構(gòu)(帶損傷結(jié)構(gòu))仍然能夠承受使用載荷的作用，不發(fā)生結(jié)構(gòu)的破壞或過分變形，并提供保證安全性所要求的檢查水平。

結(jié)構(gòu)損傷容限設(shè)計的基本概念

 

損傷容限設(shè)計、分析、試驗以及使用維修四大方面的技術(shù)內(nèi)容：

 

(1) 設(shè)計

 

· 制定設(shè)計規(guī)范與設(shè)計要求；

 

· 結(jié)構(gòu)分類劃分及其設(shè)計選擇原則；

 

· 結(jié)構(gòu)材料的選擇；

 

· 結(jié)構(gòu)布局、結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)設(shè)計；

 

· 制造裝配中的質(zhì)量控制設(shè)計。

 

(2) 分析

 

· 危險部位的選擇與分析；

 

· 載荷和應(yīng)力譜的分析；

 

· 初始損傷品質(zhì)的評定；

 

· 裂紋擴(kuò)展分析；

 

· 剩余強(qiáng)度分析。

 

(3) 試驗

 

重要結(jié)構(gòu)部件與全機(jī)損傷容限試驗。

 

(4) 使用與維修

 

· 結(jié)構(gòu)損傷的無損檢測；

 

· 檢查能力評估與檢查間隔制定。

 

損傷容限設(shè)計與安全壽命設(shè)計方法的區(qū)別

 

總結(jié)安全壽命設(shè)計思想可以看出，安全壽命設(shè)計概念在于認(rèn)為飛機(jī)在使用前結(jié)構(gòu)是完好無損的，在使用壽命期內(nèi)也不應(yīng)出現(xiàn)可檢裂紋。一旦在疲勞關(guān)鍵部位出現(xiàn)宏觀可檢裂紋就認(rèn)為結(jié)構(gòu)已經(jīng)破壞。這就是說安全壽命設(shè)計只考慮裂紋形成壽命，不考慮裂紋擴(kuò)展壽命，并規(guī)定安全壽命的給出必須通過全尺寸疲勞試驗進(jìn)行驗證，對疲勞破壞固有的分散性及一些不確定的因素用分散系數(shù)來考慮。

 

安全壽命設(shè)計的目標(biāo)是通過對疲勞關(guān)鍵部位進(jìn)行合理的選材，開展抗疲勞結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)設(shè)計，適當(dāng)控制應(yīng)力水平，改善結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的抗疲勞品質(zhì)，注意降低幾何、材料和載荷不連續(xù)造成的應(yīng)力集中，以及在生產(chǎn)過程中貫徹良好的質(zhì)量控制，使飛機(jī)結(jié)構(gòu)在譜載荷作用下，保證飛機(jī)在安全使用壽命期內(nèi)疲勞破壞概率最小。通過設(shè)計、分析和試驗所給出的安全壽命應(yīng)滿足訂貨方提出的設(shè)計使用壽命要求。

 

對比前面所講的損傷容限設(shè)計思想。我們可知這兩種不同的設(shè)計原理在對結(jié)構(gòu)初始缺陷狀態(tài)的認(rèn)識出發(fā)點(diǎn)上就存在著差異，這樣，在結(jié)構(gòu)設(shè)計方法、分析評估體系以及試驗驗證的關(guān)心焦點(diǎn)等諸方面也就存在著差異。因此，安全壽命設(shè)計與損傷容限設(shè)計在概念內(nèi)容、方法等方面有著實質(zhì)的不同。但應(yīng)當(dāng)說是在不同意義上解決結(jié)構(gòu)的使用壽命設(shè)計及飛機(jī)安全問題，總的目標(biāo)是一致的，而且在結(jié)構(gòu)件抗疲勞細(xì)節(jié)設(shè)計的原理上仍有許多共同之處。

損傷尺寸與載荷循環(huán)數(shù)的關(guān)系

 

上圖以工程上直觀的形式給出了這兩種設(shè)計所關(guān)心的裂紋或損傷不同階段的示意曲線．圖中所列的幾個特征性損傷尺寸意義如下：

 

ai——對應(yīng)疲勞起裂點(diǎn)(對應(yīng)主導(dǎo)裂紋的形成點(diǎn)；

 

a1——對應(yīng)安全壽命(又稱疲勞壽命)終結(jié)點(diǎn)的宏觀可檢裂紋；

 

a2——對應(yīng)外場使用中檢測儀器手段所能測定的裂紋尺寸；

 

a0——對應(yīng)損傷容限設(shè)計起點(diǎn)的按規(guī)范規(guī)定的初始裂紋尺寸；

 

acr——對應(yīng)裂紋不穩(wěn)定擴(kuò)展的臨界裂紋尺寸。

 

由上圖可見，由疲勞源引發(fā)的疲勞裂紋總壽命應(yīng)是由裂紋形成壽命N1和裂紋擴(kuò)展壽命N2兩部分組成。即

在按損傷容限設(shè)計的壽命估算中，因首先承認(rèn)存在初始缺陷a0，故N1=0，裂紋擴(kuò)展壽命即為總壽命，即 

事實上，在實踐中形成了一種安全壽命／損傷容限設(shè)計思想，即用抗疲勞設(shè)計方法確定飛機(jī)的安全壽命，用損傷容限設(shè)計確定結(jié)構(gòu)損傷的檢查間隔，以進(jìn)一步保證飛機(jī)的飛行安全。目前已較多采用了這種組合設(shè)計方案。