论文导读：飞机结构设计思想经历了静强度设计、气动弹性（刚度）设计、疲劳安全寿命设计、破损–安全设计、损伤容限/耐久性设计的多次演变。可以预见的是综合了可靠性设计思想的损伤容限/耐久性设计是未来飞机结构设计的主导方向。
关键词：损伤容限，耐久性，综合分析
几十年来，飞机结构设计思想经历了静强度设计、气动弹性（刚度）设计、疲劳安全寿命设计、破损–安全设计、损伤容限/耐久性设计的多次演变。飞机结构设计思想的演变，对于军用飞机而言，主要取决于战术性能和成本方面的要求；对于民用飞机而言，特别重要的是安全性和经济性。免费论文。无论是军机还是民机，实现长寿命、高可靠性和低维修成本是飞机结构设计的主题，另外根据目前的使用情况和发展趋势来看，可以预见的是综合了可靠性设计思想的损伤容限/耐久性设计是未来飞机结构设计的主导方向。
1损伤容限耐久性设计的基本思想1.1 耐久性设计
（1）耐久性设计基本概念
结构耐久性的定义是“在规定的使用和维修条件下寿命的一种度量，它是结构可靠性的一种表现形式”[1]。认为飞机结构在使用前(在制造、加工、装配、运输时)就存在着许多微小的初始缺陷, 结构在载荷/环境谱的作用下, 逐渐形成一定长度和一定数量的裂纹和损伤, 继续扩展下去将造成结构功能损伤或维修费用剧增, 影响飞机的使用, 此时必须进行修理(经济修理) , 这种修理可以进行若干次, 直到满足使用寿命。用公式表示为:
式中， 为设计使用寿命；n为修理期(经济修理期) 次数； 为第i次大修期(寿命) 。
（2）耐久性设计目的
通过对裂纹萌生阶段进行研究来预测结构的使用（经济）寿命并确定结构的大修。
（3）耐久性设计基本准则
式中，为使用寿命； 为耐久性寿命。
1.2 损伤容限设计
（1）损伤容限设计基本概念
承认结构在使用前就带有初始缺陷, 在使用中不可避免受到外来物的损伤, 但必须把这些缺陷和损伤在规定的未修使用期内的增长控制在一定的范围内, 使得裂纹不发生不稳定(快速)扩展, 并在此期间, 结构应满足规定的剩余强度要求, 以满足飞机结构的安全性和可靠性[2]。用公式表示为:
式中, 为可能出现的最大裂纹尺寸； 为对应的临界裂纹尺寸； 为可能承受的最大载荷； 为满足剩余强度要求的许用载荷。
（2）损伤容限设计的目的
通过对裂纹扩展阶段进行研究来确定结构的检查间隔，确保结构的安全。
（3）损伤容限设计基本准则
在规定的未经维修的服役周期内或结束时都应有规定的剩余强度水平。对于破损安全结构,通过使用多路传力或止裂措施, 局部地控制不稳定裂纹扩展。对于裂纹缓慢扩展结构, 其疵瑕或缺陷不允许达到不稳定快速扩展所需要的尺寸。
2损伤容限耐久性分析的基本方法2.1 耐久性分析方法
国内外建立和发展的耐久性设计方法主要有概率断裂力学方法[2]（PFMA）、裂纹萌生方法（CIA）和确定性裂纹增长方法（DCGA）。
（1）概率断裂力学法
概率断裂力学方法是20世纪80年代以来发展的耐久性分析技术。它以结构细节模拟试件耐久性试验所获得的裂纹形成时间（TTCI）数据集为基础，应用概率断裂力学原理，建立描述结构原始疲劳质量（IFQ）的通用当量初始缺陷尺寸（EIFS）分布，进而给出损伤度随时间变化的函数关系，依据指定的损伤度要求（允许的裂纹超越数（百分）数和可靠度）预测结构的经济寿命。这种方法能准确地应用经济寿命准则进行耐久性分析，但必须以3种（或更多）应力水平下结构细节模拟试件耐久性试验为应用前提，而且最好在试验中采用真实结构的详细设计阶段飞－续－飞谱或实测的飞－续－飞谱。
（2）确定性裂纹增长方法
确定性裂纹增长方法是在损伤容限设计中较长裂纹扩展寿命计算方法基础上发展而来。它以典型的假设初始缺陷尺寸、相对小裂纹（当量）扩展速率和裂纹扩展计算程序为基础，结构细节的IFQ用假设初始缺陷尺寸和相对小裂纹（当量）扩展速率来表示[3,4]。它可以给出最严重应力区典型细节在2倍设计使用寿命时的裂纹尺寸，也可以给出各应力区最差的细节在1倍设计使用寿命的裂纹尺寸，检验这些裂纹尺寸是否超过经济修理极限，即可判断所设计的结构能否达到耐久性的基本要求。但是，它不能综合各应力区损伤而给出结构损伤度随时间变化的函数。这种方法应用的前提条件是依据结构细节在一种基本的载荷谱的模拟试件耐久性试验数据而得到的相对小裂纹扩展公式。
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