 （9）
初始长度为 的裂纹,扩展时间t后的分布可通过下面的方法求得。首先,裂纹扩展公式采用随机裂纹扩展公式(10),令b = 1 , 对式(10) 积分,可得（11）式
 （10）
 （11）
随机因子X 的对数可认为服从参数 的正态分布,对上式进行变换,可得裂纹扩展时间t 后分布的概率密度函数 。
对于临界裂纹 的分布则可通过断裂韧度 的分布、裂纹的形态和结构的应力水平求得。
3.5 对结构进行检修一体化的分析,给出合理的检修方案
飞机主要的一些关键构件大都是战场或基地级可检结构,结构的检查和维修都必须进厂才能完成,而结构的修理时间和检查间隔分别由耐久性和损伤容限分析决定.显然如果飞机的检查和修理不能同时进行,必将增加飞机进厂维修的次数,增加飞机的维护费用,降低飞机的出勤率,使飞机变得不经济. 在飞机设计阶段,结构检修直接影响着整机的检修安排,因此必须对结构进行检修一体化分析. 影响结构检修一体化的因素主要包括结构应力水平、结构检查间隔和允许的修理次数等. 对于现役飞机结构,检修一体化需要分析结构的检修能否符合飞机整体的检修. 对于新研飞机结构则需分析各种因素影响,制定最佳的检修方案.
4结束语耐久性损伤容限设计是在总结吸取疲劳设计经验和教训的基础上产生和发展起来的。从时间上来看,有关疲劳的设计规范是在上世纪60年代末、70年代初制订的,而损伤容限耐久性设计是在70年代中后期制订的。从设计技术上看,损伤容限耐久性设计优越于疲劳设计,更具有科学性、理论性和实用性。从现有的一些资料来看，上世纪70年代以后，世界上所有先进飞机的结构设计及对老机的评定，无一不是遵循耐久性损伤容限有关的设计规范进行的。免费论文。近十几年来，国内在这文面的技术发展也比较快，一些单位相继完成了一系列机种的损伤容限耐久性试验研究和评定。可以这样认为，经过世界各国几十年的不断努力，作为飞机结构完整性核心技术的损伤容限耐久性设计要求，代表了新的设计规范的发展方向，也是设计先进飞机应遵循的准则。
参考文献
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