損傷容限要求-2009匯總

1、第七章?lián)p傷容限設計要求第1節(jié)概述1、設計思想的轉變飛機結構平安性的要求, ,主要依賴于結構的損傷容限設計技術.損傷容限設計成為保證結構平安、預防發(fā)生災難性破壞事故的重要設計原那么和方法.損傷容限是在“平安壽命和“破損平安之后開展起來的一項工程技術.它是以斷裂力學為根底,以保證結構平安為目標,以損傷檢查為手段.涉及結構設計、載荷、強度、材料、工藝、試驗質量限制、使用維修和組織治理各環(huán)節(jié)的系統(tǒng)工程.在各環(huán)節(jié)中的重要改變對傳統(tǒng)理論和方法是一個巨大的沖擊和革新.表現(xiàn)在：(1)(1) 設計思想成認損傷不可預防, ,不斷開展新的設計準那么；(2)(2) 結構提出新的結構設計概念, ,進行結構分類, ,完善

2、結構總體安排和細節(jié)設計要求；(3)(3) 載荷和環(huán)境要求飛續(xù)飛載荷譜,強調溫度、濕度和介質環(huán)境,考慮離散源損傷；載荷譜的譜型分為“等幅譜、程序塊譜、飛續(xù)飛譜 3 3 種簡化的排列形式.飛續(xù)飛載荷譜是以一次飛行接一次飛行地排列飛機所經歷的載荷時間歷程.每次飛行代表飛機一種特定的典型使用任務,該譜一般以一定的時間作為循環(huán)周期,在一個循環(huán)周期內,各次飛行之間的載荷歷程有差別,但它們的總和代表飛機所有典型使用任務.飛機將周而復始地依次重復該周期內的各次飛行,直至飛機的總壽命結束為止.(4)(4)材料大量增加了對材料性能的嚴格要求, ,增加裂紋擴展及斷裂、腐蝕的十余個材料常數(shù),提出新的選材準那么；(5)

3、(5)強度貫徹損傷容限準那么和新的分析方法；(6)(6)工藝對損傷容限重要結構件實施工藝限制；(7)(7)試驗增加全尺寸損傷容限試驗(裂紋擴展和剩余強度試驗)；(8)(8)質量限制無損檢驗,重要結構件跟蹤限制；(9)(9)使用和維修制定并實施結構維修大綱,機隊監(jiān)測監(jiān)控；(10)(10)組織治理要實現(xiàn)損傷容限需要設計方(設計、 分析、 制造、 用戶保證)、 使用方(檢查、維護、修理、報告)和適航治理部門(治理條例、機隊監(jiān)控)三方明確分工,緊密合作,才可能實現(xiàn).平安性在整個預期使用壽命期內,每架飛機的飛行結構的平安性將到達和保持規(guī)定的剩余強度水平(存在未發(fā)現(xiàn)的損傷)的保證.在任何結構材料可能出現(xiàn)失

4、效的情況中,裂紋狀缺陷的存在只會加大失效的危險性.因此,從飛行平安的立場出發(fā),假定結構可能而且總是經常含有初始損傷是謹慎的.2 2、根本思想損傷容限結構在規(guī)定的未修使用周期內,反抗由缺陷、裂紋或其它損傷而導致破壞的水平.在規(guī)定的壽命增量內,結構能成功地遏制損傷而無損于飛行平安的水平.在遭受疲勞、腐蝕、意外或離散源引起的定量損傷后,在一定使用期內,結構保持其剩余強度的水平.損傷容限設計思想的根本點成認結構中存在著未被發(fā)現(xiàn)的初始缺陷、裂紋或其它損傷,使用過程中,在重復載荷作用下將不斷擴展.通過分析和試驗驗證,對可檢結構給出檢修周期,對不可檢結構提出嚴格的剩余強度要求和裂紋增長限制,以保證結構在給定

5、使用壽命期內,不至因未被發(fā)現(xiàn)的初始缺陷的擴展失控造成飛機的災難性事故.3 3、根本內容損傷容限分析技術設計飛機從設計、制造、使用包括檢查、t t 護、修理直到退役的全過程.主要包括裂紋擴展分析和含裂紋結構剩余強度分析.損傷容限 3 3 個重要組成局部損傷容_限設計結構檢查維修大綱損傷容限設計整個工作的主體和根底損傷容限評定檢查設計質量、進行設計改良的根本手段評定包括：損傷容限分析1.L損傷容限汰驗使用經驗剌余強$裂蚊擴展剩余強度裂蚊獷展損傷容限評定損傷客限分析評定專家系統(tǒng)(輔助系統(tǒng)?機群和各航線相關數(shù)據分析,大局部重要結構件PSEPSE試驗,最重要的 PSEPSE使用經驗或其綜合結構檢查維修大

6、綱保證結構平安的重要舉措另：損傷容限設計及評定專家系統(tǒng)輔助完成損傷容限分析和評定的任務損傷容限設計要素?臨界裂紋尺寸或剩余強度它說明在剩余強度要求的載荷作用下,該結構允許存在的最大損傷.或在某一規(guī)定的損傷情況下,結構剩余強度水平應大于該結構的剩余強度要求值.?裂紋擴展在該結構部位的載荷譜和環(huán)境譜作用下,裂紋長度從可檢裂紋尺寸初始裂紋尺寸至臨界裂紋尺寸之間的裂紋擴展期.?損傷檢查各種檢查方法及檢查間隔的選擇.三個組成損傷容限特性的要素同等重要,三個要素可以單獨或組合作用,使結構的平安性到達一個規(guī)定的水平.結構的損傷容限性能裂紋擴展速率、剩余強度及結構細節(jié)的可達性、可檢性和對各種裂紋檢測方法的適應

7、性等綜合因素的結合.4 4、目標意義損傷容限設計目標保證飛機在使用壽命期間未修使用期內可能的最大初始損傷不會增長到危及飛行平安的尺寸.對每個重要結構元件制定出一個檢查大綱,使得在檢測之前,由疲勞損傷、意外損傷或腐蝕損傷引起的裂紋擴展不會擴展到使結構破壞.損傷容限設計目的損傷容限設計要求,旨在為飛行平安結構和其它選定結構規(guī)定最低限度的損傷容限水平.實踐和分析說明,把結構設計成具有足夠的反抗損傷的水平、 易于實施檢查的損傷容限結構,是提升機隊平安水平的有效途徑.損傷容限設計是整個損傷容限系統(tǒng)工程的主體局部.其目的是通過：合理的材料選擇恰當?shù)慕Y構布局縝密的細節(jié)設計有效的檢查和維修以保證飛機結構在使用

8、壽命期內不會因疲勞、腐蝕、意外及離散源損傷導致飛機結構發(fā)生災難性破壞.疲勞損傷包括腐蝕疲勞重復載荷在正常空氣或環(huán)境介質聯(lián)合作用下產生的疲勞成核、短裂紋及長裂紋擴展導致剩余強度降低和最終結構破壞.環(huán)境損傷腐蝕損傷環(huán)境可造成三個方面的問題,一般腐蝕簡稱腐蝕,應力腐蝕和腐蝕疲勞,腐蝕疲勞已納入疲勞范疇.腐蝕是材料與腐蝕介質化學或電化學作用造成的,與力學系統(tǒng)無直接聯(lián)系.其破壞過程是： 腐蝕初期形成腐蝕坑,逐步擴展并聚合導致結構有效截面減小,最后因靜強度或功能上不能滿足要求而失效.應力腐蝕是在材料一靜應力一腐蝕介質系統(tǒng)中產生.經歷腐蝕成核并形成裂紋,裂紋在靜載荷下隨持續(xù)時間而擴展,最后導致裂紋非穩(wěn)態(tài)擴展

9、而結構失效.意外損傷外來物對飛機結構相關部位的襲擊,擊中部位產生直接或間接的損傷,使剩余強度降低,導致結構破壞,它是一種離散的隨機事件.包括：外來物擊傷,如雨水、冰雹、雷電、跑道碎石等；與機械設備撞傷,如登機門附近結構與地面設備碰撞,貨艙門與卸貨設備碰撞等；加工制造及維修中的刀傷,印傷,刻傷,劃傷,維修中操作失當或錯誤引起的意外損傷等；其它以外情況,如泄漏等.離散源損傷也是一種意外損傷,屬離散的隨機事件,但其損傷尺寸大,涉及的范圍廣,而且有一定的范圍和方向性,包括：鳥撞；非包容發(fā)動機、風扇葉片的損壞；非包容高能旋轉機械的損壞.在主要采用損傷容限準那么嚴格保證結構平安性,滿足適航性條例的同時,必

10、須在設計階段就對結構的維修性、 經濟性給以充分的重視.兩者的有效結合,是飛機結構設計到達新階段的標志.第2節(jié)設計類型1 1、兩個類型損傷容限要求是根據不同結構類型分別規(guī)定的,結構類型取決于設計概念和可檢查度.根據損傷容限要求設計的結構可分為兩大類,如圖 7-2-17-2-1 所示圖 7-2-17-2-1 損傷容限結構設計類型緩慢裂紋擴展結構結構被設計成初始損傷在使用環(huán)境下以穩(wěn)定的、 緩慢的速率擴展,并且損傷尺寸不會擴大到引起快速不穩(wěn)定擴展.損傷容限平安性保證條件：損傷擴展保持低速率,保持有一定的剩余強度水平,對亞臨界擴展保證要么在場站級檢查就被查出； 要么在幾倍設計壽命時間內不會到達不穩(wěn)定擴展

11、的尺寸.破損平安結構結構設計成用破壞一條主傳力途徑或用其它損傷抑制來平安地遏制正在擴展的損傷.損傷容限平安性保證條件：允許局部結構破壞,在結構全部損壞以前有發(fā)現(xiàn)這種損傷的水平,在檢查前有局部損傷的結構仍具有平安工作的水平,并且在整個期間有規(guī)定的剩余強度.破損平安多傳力途徑結構將本來可以設計成一體的結構人為地分成假設干局部,其作用是將損傷控制在局部范圍內,以預防在規(guī)定的檢修周期內,在使用載荷/ /環(huán)境譜作用下結構完全破壞,平安是通過殘存結構中到后續(xù)的檢查之前的緩慢裂紋增長來保證的.破損平安止裂結構這種結構通常由多個元件組成,其作用是使結構在規(guī)定的檢修周期內,在使用載荷/ /環(huán)境譜作用下,當結構內

12、的初始缺陷、裂紋或其它損傷擴展到完全破壞之前,使不穩(wěn)定快速擴展的裂紋停止在事先設計的止裂區(qū)內,例如停止在止裂桁條或鉚釘孔處,平安是通過剩余結構的緩慢裂紋增長和在后續(xù)的檢查中覺察損傷來保證的.2 2、選擇方案單途徑傳力結構無止裂特性的單途徑傳力結構“整體結構必須視為“緩慢裂紋擴展結構多傳力途徑結構和有止裂特性的結構或者規(guī)定為“緩慢裂紋擴展結構,或者在指定的可檢查度下規(guī)定為“破損平安結構多途徑傳力結構可以視為“緩慢裂紋擴展結構的兩種理由：1 1）難以滿足破損平安結構局部要求2 2對“緩慢裂紋擴展結構進行分析減少復雜性利用多傳力途徑和止裂舉措的設計概念在適當?shù)目蓹z查級別下可定為緩慢裂紋增長或破損平安

13、結構,單傳力途徑結構沒有止裂舉措時在適當?shù)目蓹z查級別下必須定為緩慢裂紋擴展結構.結構設計的方法可能與所選擇的設計類型不一致,一旦選定設計類型,結構就必須滿足標準對這一類型的所有要求例 7-2-17-2-1 靜不定結構的識別圖 7-2-27-2-2 耳片實例在銷子連接的地方有多個耳片,當耳片中的一個A A疲勞或局部破壞,可允許載荷重新分布在其它完好的結構上,局部靜不定通常是有利的,本例是一個很好的設計實踐.但這個接頭不能視為“破損平安多途徑傳力結構,由于在典型的部位B B發(fā)生損傷和擴展將導致結構不能工作,保證這一結構件平安的唯一方法就是將它視為“緩慢裂紋擴展結構.識別一個結構為破損平安結構是一個

14、需要判斷和分析的復雜過程,因此,常常不管結構是什么形式都選用設計類型為“緩慢裂紋擴展結構.第3節(jié)檢查類型和檢查間隔1、使用中檢查概要表 7-3-17-3-1 使用中檢查概要檢查水平的等級檢測手段典型的檢查間隔飛行中明顯可檢一如果飛行中發(fā)生損傷的性質和程度導致飛行員能立即而無誤地覺察已經發(fā)生了的嚴重的損傷,而且不能繼續(xù)執(zhí)行任務,結構為飛行中明顯可檢1 1 次飛行地面明顯可檢一如果損傷的性質和程度不需要對結構損傷進行特殊的檢查,地勤人員就可以迅速無誤的判明,結構為地面明顯可檢目視1 1 天2 2 次飛行巡回目視可檢一如果損傷的性質和程度/、可能被進行結構目視檢查人員被漏看,結構為巡回可檢目視,無需

15、拆下壁板或窗口,無需特殊的檢查工具1010 次飛行特殊目視可檢一如果損傷的性質和程度不大可能為尋找損傷結構而進行飛機詳細目視檢查人員所漏檢,結構為特殊目視可檢包括拆下壁板或窗口,并可以用簡單的助視器,如反光鏡和放大鏡1 1 年場站或基地級可檢一如果損傷的性質和程度需使用一種或更多種選定的無損檢驗方法才能被察覺,結構為基地或場站級可檢包括無損檢驗技術,如滲透、X X 射線、超聲波等,可達性可以包括可以拆下設計成可拆的那些部件四分之一設計使用壽命期使用中不口檢結構一如果損傷尺寸和 T T可達性在上述的一項或更多項檢查中不可能被發(fā)現(xiàn),結構為使用中不可檢一個設計使用壽命期2 2、設計類型的不同選擇對于

16、緩慢裂紋擴展結構和破損平安結構的完整結構,具損傷可供選擇的可檢查度只有后兩種.也就是,緩慢裂紋擴展結構有兩種結構設計類型,即場站或基地級可檢結構和使用中不可檢結構.對于破損平安結構,當主傳力途徑破壞或快速失穩(wěn)擴展裂紋被止裂后,由于損傷尺寸較大,可能用更多的檢查方法檢出損傷,故對破損平安結構的剩余結構,可供選擇選擇的可檢查度為前 5 5 種.第4節(jié)缺陷假設1 1、檢測概率和置信度初始裂紋尺寸a07-4-17-4-1 初始裂紋尺寸分布7-4-27-4-2 無損檢測水平的鑒定發(fā)生頻率隨裂紋長度增大而發(fā)生較小一較大一小的變化,總體看,小的裂紋發(fā)生頻率大對于平安極限的預測,主要關心初始裂紋大于無損檢驗可

17、檢測性極限驗證鑒定檢查裂紋的水平是否小于規(guī)定的無損檢驗極限檢測概率和置信度對緩慢裂紋擴展類型分別取 90%95%;90%95%;對破損平安類型分別取 90%90%和 50%50%.100%檢測概率檢測的門檻值所有裂紋被檢測到圖 7-4-37-4-3 合理選擇初始損傷尺寸示意圖兩種設計類型所規(guī)定的裂紋尺寸的差異,局部地根據無損檢驗的可靠性和局部地受到緩慢裂紋擴展結構要求到達高水平的損傷容限所支配.破損平安類型規(guī)定與緩慢裂紋擴展類型規(guī)定的相同的檢測概率值,是由于無損檢測水平是不因類型而異的.由于破損平安類型的斷裂可容水平和要求在使用中可檢,所以它有理由接受一個較低的值一一 50%50%.這一規(guī)定在

18、進一步研究后已經放棄,美國航空系統(tǒng)部要求設計單位作這一改變,在美國飛機結構通用標準中已做改變,國軍標 GJB776-89GJB776-89 中亦將以上兩種初始裂紋值選得相同2 2、初始裂紋尺寸假定在裝配式結構中存在的缺陷在尺寸上剛小于生產線上無損檢驗的最大不可檢缺陷.最小假定初始損傷尺寸一一最小類裂紋缺陷,用作分析結構剩余強度和裂紋擴展的起點最小假定使用中損傷尺寸一一完成一次使用中檢查后假設在結構中存在的最小損傷一初始裂紋尺寸是用特定的裂紋形狀來規(guī)定,如孔邊的穿透裂紋或角裂紋、非孔邊的半橢圓外表裂紋或穿透裂紋.元件厚度小于或等于規(guī)定的角裂紋外表深度時,就假定它為穿透裂紋.I,JJ圖 7-4-4

19、7-4-4 完整結構初始缺陷假設示意圖緩慢裂紋擴展結構在孔邊,材料厚度 0.050.05 英寸時 1.27mm1.27mm , ,假設初始裂紋為 0.050.05 英寸長的孔單邊穿透裂紋；材料厚度0.050.05 英寸時,假設初始裂紋為 0.050.05 英寸長的孔單邊四分之一圓裂紋在非孔邊,材料厚度 0.1250.125 英寸3.175mm3.175mm時,假設初始裂紋為 0.250.25 英寸6.35mm6.35mm長的穿透裂紋；材料厚度0.1250.125 英寸時,假設初始裂紋為 0.250.25 英寸長、0.1250.125 深的半圓外表裂紋破損平安結構在孔邊,材料厚度 0.020.0

20、2 英寸0.508mm0.508mm時,假設初始裂紋為 0.020.02 英寸長的孔單邊穿透裂紋；材料厚度0.020.02 英寸時,假設初始裂紋為 0.020.02 英寸長的孔單邊四分之一圓裂紋在非孔邊,材料厚度 0.050.05 英寸時,假設初始裂紋為 0.100.102.54mm2.54mm英寸長的穿透裂紋；材料厚度0.050.05 英寸時,假設初始裂紋為 0.100.10 英寸長、0.050.05 英寸深的半圓外表裂紋表 7-4-17-4-1 完整結構初始缺陷假設主損傷英寸/毫米緩慢裂紋擴展破損女全a a0.05/1.270.05/1.270.02/0.5080.02/0.508b b0

21、.25/6.350.25/6.350.1/2.540.1/2.54C C(b(b0.125/3.1750.125/3.1750.05/1.270.05/1.271 1 英寸=25.4mm,0.0=25.4mm,0.05 5 英寸=1.27mm=1.27mm 常取 1.25mm1.25mm ,0.0,0.02 2 英寸=0.508mm=0.508mm 常取 0.5mm0.5mm ,0.12,0.125 5英寸=3.175mm=3.175mm常取 3.2mm3.2mm,0.25,0.25 英寸=6.35mm=6.35mm常取 6.4mm6.4mm國軍標兩種初始裂紋選得相同,例如,對于 a a 情況

22、,均為 1.25mm1.25mm3 3、連續(xù)損傷假設因結構不連續(xù)或元件破壞主裂紋終止時,應考慮連續(xù)裂紋擴展假設：當緊固件孔出現(xiàn)主裂紋并擴展至構件或元件破壞前終止時,從假設初始裂紋的緊固件孔直徑對面射出的 0.0050.005 英寸(0.127mm)(0.127mm)的四分之一圓角裂紋；當主裂紋由于構件破壞而終止時,在剩余元件或結構的最嚴重部位上假設半徑 0.0050.005 英寸(0.127mm)(0.127mm)的角裂紋或長為 0.00.02 2 英寸(0.508mm),(0.508mm),深為 0.00.01 1 英寸(0.254mm)(0.254mm)的外表裂紋+ +a a(元件破壞以前

23、發(fā)生的擴展量););當從假設初始裂紋開始的裂紋擴展進入并終止在一緊固孔時,從在主要損傷終止的緊固件孔的直徑對面射出 0.0050.005 英寸(0.127mm)(0.127mm)四分之一圓角裂紋+ +a a.桁東破球時尺.|I I/初始損傷尺寸尸初端尺寸-I-I怖/尸質條破壞時尺寸一 J J刃刃 ILiTL2;J 加條破耳時尺寸I圖 7-4-67-4-6 由于零件破壞主損傷終止時,假定的連續(xù)損傷類型的位置實例圖 7-4-67-4-6 描述幾種可能的位置選擇,連續(xù)損傷在這些位置上,就假定桁條破壞后損傷發(fā)生.位置 1 1 假設是一個相鄰孔,裂紋在蒙皮上擴展,方向與蒙皮上的主裂紋相反.這樣一個情況最

24、終產生沿著裂紋途徑逐步移動.這個損傷型式可能被假定存在于蒙皮的主損傷位置,即,長桁一旦發(fā)生破壞,沿孔的直徑方向的另一側是最合理的.位置 2 2 位于蒙皮上并將提供一個和主裂紋連通的途徑.位置 3 3 位于一個平行長桁一蒙皮連接孔處,并也有與主裂紋相連通的可能.4 4、剩余結構損傷假設主傳力途徑破壞時和破壞后,在其主要破壞部位的鄰近傳力途徑中,假設存在如下?lián)p傷：多途徑傳力依賴結構損傷假設：與完整結構初始缺陷假設中“破損平安結構的規(guī)定一樣,加上傳力途徑破壞以前發(fā)生的增長量a；多途徑傳力獨立結構損傷假設：與連續(xù)損傷中“主裂紋由于構件破壞而終止時的規(guī)定一樣,加上傳力途徑破壞以前發(fā)生的增長量a.主損傷傳

25、為次要位MaMa多途徑傳力一一依賴結構(多途徑傳力非獨立結構)如果從設計上,由于裝配或制造程序的性質,在幾個鄰近傳力途徑中在一個位置上存在共同的開裂源,多途徑傳力結構歸類為依賴的.如拼合受拉蒙皮,用共同緊固件共同鉆孔和裝配操作拼界接起來.多途徑傳力一一獨立結構如果從設計上,不可能在多于一個傳力途徑在一個位置上,由于裝配或制造程序存在共同的開裂源,多途徑傳力結構歸類為獨立的.5 5、使用中檢查損傷假設最小假設使用中損傷為在完成一次使用中檢查后,結構中應假設存在最小損傷.1)1)如果部件能從飛機上取下,并進行生產中同樣的無損檢查程序進行充分地檢查,最小假設損傷尺寸如前規(guī)定.2)2)在不取下部件或緊

26、固件進行滲透、磁粒或超聲等無損檢測技術的部位：禮和切口處當材料厚度等于或小于 0.250.25 英寸(6.35mm)(6.35mm)時,從孔的一邊射出的有 0.250.25英寸(6.35mm)(6.35mm)的不遮擋長度的穿透裂紋；當材料厚度大于 0.250.25 英寸(6.35mm)(6.35mm)時,初始裂紋應為從孔的一邊射出的 0.250.25 英寸(6.35mm)(6.35mm)的不遮蔽長度的四分之一圓角裂紋.孔以外的位置當材料厚度等于或小于 0.250.25 英寸(6.35mm)(6.35mm)時,應為 0.50.5 英寸(12.7mm)(12.7mm)長的穿透裂紋；當材料厚度大于

27、0.250.25 英寸(6.35mm)(6.35mm)時,初始裂紋應為長度等于 0.50.5 英寸(12.7mm)(12.7mm)和深度等于 0.250.25 英寸(6.35mm)(6.35mm)的半圓外表裂紋.3)3)在可達性容許接近目檢的部位,應以有至少 2 2 英寸(50.8mm)(50.8mm)不遮擋長度的張開的穿透裂紋為最小假設損傷尺寸.4)4)在可達性, ,油漆, ,密封或其它因素使接近目檢或采用諸如無損檢測不可能的地方,緩慢裂紋擴展結構應認為不可檢,而破損平安結構應認為只對主要損傷(如一傳力途徑破壞或止裂的不穩(wěn)定結構)為可檢.*0.25l0,Z5一口以外圖 7-4-77-4-7

28、使用中可檢結構初始裂紋概要6 6、緊固孔初始質量作為評定軍用飛機上緊固件孔質量的一種手段,曾進行過裂紋擴展實驗的回歸分析,結果說明,對緊固件孔初始質量的估計可以用視在分析的初始缺陷來確定,因此,它的質量等級可以用視在的初始缺陷尺寸來表示.視在的初始裂紋越大,質量越低.假設結構中任一個緊固件孔都可能是臨界合格孔,弁且都假設可能存在一個 0.0050.005 英寸0.127mm0.127mm的角裂紋的初始損傷.對緊固件孔進行回歸分析說明,初始質量可以用當量初始裂紋來評定圖 7-4-87-4-8 所示,其當量初始裂紋為 0.050.050.25mm0.25mm 的徑向角裂紋,因此,標準假設結構中任一

29、緊固件孔都可能是臨界合格孔,都可能存在一條單邊 0.125mm0.125mm 的徑向角裂紋, ,以此作為緊固件初始損傷假設的根底.圖 7-4-87-4-8 緊固件初始質量假設在規(guī)定的初始裂紋假設中,有兩種不同類型的裂紋尺寸,一種是用各種無損檢測包括目視檢查水平確定的最小可檢裂紋尺寸；另一種是用顯微斷口反推技術等方法確定的當量裂紋尺寸.前者主要用作計算未修使用期和進行裂紋擴展壽命分析的起點,以實現(xiàn)損傷容限的一個主要方面檢查保證平安；后者可作為對緊固件分析的根底,并構成連續(xù)損傷、剩余結構損傷假設的組成局部,其意圖代表材料、加工工藝實際可能產生的最差質量.第5節(jié)剩余強度要求1 1、根本概念圖 7-5

30、-17-5-1 剩余強度圖剩余強度一一連續(xù)使用期間內,任一時刻有效的靜強度值,其隨裂紋的增長而減小剩余強度要求一一用最小內部元件載荷Pxx(Psyu)來規(guī)定的,這是飛機在有損傷存在并在未修使用的最小周期中不危及飛行平安和降低飛行性能下必須承受的載荷.P.取決于結構的總可檢查度,并意圖表示飛機在規(guī)定的檢查間隔內,或對不可檢結構為一個設計壽命內,可能遭遇的最大載荷.腳注 XXXX 為特定的可檢查度最低要求的剩余強度載荷一一在規(guī)定的最小未修使用周期內,由于損傷的存在,飛機必須承受的不危及飛行平安或不降低飛機性能的最小內部結構載荷.最一由于剩余強度通常隨損傷尺寸的增加而下降,剩余強度和損傷擴展的要求與

31、最大允許損傷尺寸相關,這種損傷尺寸的擴展限制是通過要求的最小強度載荷來建立的.2 2、要求的剩余強度載荷表 7-5-17-5-1 剩余強度載荷與檢查間隔放大倍數(shù)Psyu可檢查度典型檢查間隔放大倍數(shù) M MPFE飛機明顯可檢1 1 次飛行100100PGE地面明顯可檢2 2 次飛行T100100PWV巡回可檢1010 次飛行100100PSv特殊可檢1 1 年5050PDM場站或基地級可檢1/41/4 個壽命期2020PLT不可檢1 1 個壽命期2020Psyu等于在 M M 倍檢查間隔內將出現(xiàn)一次的最大平均內部元件載荷.3 3、放大倍數(shù) M MM M 值的規(guī)定是根據使用經驗的統(tǒng)計數(shù)據規(guī)定的,例

32、如,對運輸機來說,將超越次數(shù)放大100100 倍,其載荷約增至 1.51.5 倍；對戰(zhàn)斗機,從超越曲線導得的Psyu接近或超過限制載荷值是可能的,但由于飛行器和機組人員承受水平的限制,遠超過限制載荷值通常是沒有必要和沒有意義的.圖 7-5-27-5-2 用于超越曲線的 M M 因子推導方法4 4、動力效應對破損平安結構,主要元件傳力途徑破壞時,其破壞前承受的載荷將分配給剩余結構.在主要元件傳力途徑破壞的瞬間,由于動力效應,剩余結構分配到的載荷增量大于破壞前主傳力途徑所承受的載荷.剩余結構應能承受的最小載荷PYY(PSS)等于動荷系數(shù)與傳力途徑破壞瞬間重新分配的載荷增量乘積加上傳力途徑破壞前的內

33、部元件載荷.在沒有分析或試驗數(shù)據的情況下,金屬結構的動荷系數(shù)取 1.151.15.第6節(jié)平安損傷擴展要求的周期未修使用周期1 1、根本概念最小未修使用周期一一假定結構中出現(xiàn)了一定程度的損傷假定的初始損傷或使用中的損傷尚未進行修復而允許其擴展的這段時間期限.最一平安擴展周期未修使用周期與飛行器的設計壽命要求或安排使用中間隔有關平安擴展要求的周期規(guī)定用設計使用壽命時間或方案檢查間隔來表示.最一在未修使用的最小周期內假設適當水平的損傷假設初始的或使用中的保持未修并讓它在結構內增長.損傷尺寸擴展極限剩余強度水平不降低至要求的剩余強度水平時,初始損傷或使用中損傷允許擴展到的最大尺寸完整結構即在一傳力途徑

34、破壞前的結構；殘存結構在一個單傳力途徑失效后的結構2 2、要求的未修使用周期緩慢裂紋擴展,不可檢結構要求的周期為 2 2 倍設計壽命時間,系數(shù) 2 2 用于包含所有與使用期中裂紋擴展有關的不確定因素.緩慢裂紋擴展,場站級可檢結構要求的周期為 2 2 倍的場站級檢查間隔,系數(shù) 2 2 用于允許有一次漏檢,但在破壞前缺陷能被檢查出來并且修復.破損平安完整結構如果為了發(fā)現(xiàn)損傷而必須使主傳力途徑破壞,那么要求的周期為 1 1 個設計壽命時間如能在主傳力途徑破壞前發(fā)現(xiàn)損傷,那么要求的周期為 1 1 個場站級檢查間隔這項要求嚴格說并不是為了平安,而是借助這一要求預防多傳力途徑中有可能產生的耐久性問題,它危

35、及飛機的使用效能破損平安一殘存結構 對于損傷為飛行明顯可檢結構,這一周期為返回基地所需要的時間,系數(shù)取 1 1損傷肯定查出系數(shù)低是由于損傷大,易發(fā)現(xiàn)決定的 對于損傷為地面明顯可檢結構,這一周期為 2 2 次飛行,系數(shù)取允許 1 1 次漏檢對于巡回檢查,510510 次飛行,檢查間隔系數(shù)取 5 5任意一次檢查中,損傷不一定查出 對于特殊目視檢查,2121 年,檢查間隔系數(shù)取 2 2比巡回檢查更詳細,提升檢查的置信度系數(shù)降為 2 2 是由于檢查置信度提升而決定的對于場站級或基地級可檢一一 21/421/4 壽命期3 3、使用中可檢查結構最小未修使用期表 7-6-17-6-1 使用中可檢查結構最小未

36、修使用期破損平安類型殘存結構Pc1syu可檢查度最小未修使用周期PFE飛機明顯可檢飛回基地PGE地面明顯可檢2 2 次飛行PWV巡回可檢5 5 倍檢查間隔PSV特殊可檢2 2 倍檢查間隔PDM場站或基地級可檢2 2 倍檢查間隔第7節(jié)損傷容限設計要求概括1 1、損傷容限設計類型相關圖損傷容限結構設計類型由設計概念和可檢查度確定,根據設計概念,可將結構分為緩慢裂紋擴展結構和破損平安結構兩種,破損平安結構又可以進一步分為破損平安多途徑傳力結構和破損平安止裂結構.圖7-7-1損傷容限設計類型相關圖2 2、需要評述的參數(shù)對于每一個結構,以下參數(shù)都是需要評述的：1)1)設計類型一一設計人員選定2)2)使用

37、中可檢查等級限定檢查類型一一大綱選定3)3)檢查間隔對各種類型的規(guī)定值一一在設計中使用,對一些特殊設計也可以根據單獨系統(tǒng)的需要改變4)4)初始損傷(使用中損傷和連續(xù)損傷假設)一一規(guī)定值,經過證實和論證允許更改5)5)最低要求的剩余強度(以檢查種類和檢查時間間隔規(guī)定的值)一一不能任定6)6)損傷尺寸擴展限制一一規(guī)定值7)7)未修使用周期一一規(guī)定值8)8)未存結構損傷尺寸一一規(guī)定值3 3、要求概括表 7-7-17-7-1 緩慢裂紋擴展結構要求可檢查度平安裂紋擴展間隔剩余強度PXX場站或基地級可檢1/21/2 壽命在 5 5 倍壽命期中最大載荷不可檢2 2 倍壽命在 2020 倍壽命中最大載荷表 7

38、-7-27-7-2 破損平安結構要求可檢查度完整結構殘存結構平安裂紋擴展間隔剩余強度PXX平安裂紋擴展間隔剩余強度PXX飛行中明顯可檢返回基地100100 次飛行中取人或何地面明顯可檢1 1 倍壽命2020 倍壽命期中最大載荷2 2 次飛行200200 次飛行中取人或何巡回可檢5050 次飛行10001000 次飛行中取人或何特殊目視可檢2 2 年5050 年中最大載荷場站或基地級可檢1/41/4 壽命期5 5 倍壽命期中最大載荷1/21/2 壽命期5 5 倍壽命期中取人或何第8節(jié)應用舉例1 1、破損平安結構下翼面蒙皮結構,由多塊蒙皮和桁條組成,蒙皮壁板由右向左排列為壁板、 壁板、 、壁板,是

39、主傳力結構.每一個展向拼接處均有一主要連接長桁,結構傳力途徑互不影響.結構由于能夠承受一個主傳力途徑或蒙皮壁板的破壞并仍能保持剩余強度及殘存結構要求而可以被設計成破損平安結構.每一主傳力途徑必須滿足完整結構要求,且主傳力結構破壞后的剩余強度應滿足主傳力途徑破壞時的剩余強度要求和主傳力途徑破壞后的裂紋擴展壽命和剩余強度要求.圖 7-8-17-8-1 下翼面蒙皮結構例如,選定壁板為臨界傳力途徑完整結構要求,必須獨立地對每一主傳力途徑進行校核 .為了滿足破損平安多途徑傳力結構要求.需要有一個使用中檢查方案,假定下翼面僅以巡回目視檢查在外場進行定期檢查,此檢查每 1010 次飛行進行一次.此外大約 1

40、/41/4 設計壽命期,結構進行一次場站或基地級檢查.主傳力途徑主傳力途位對于破損平安的結構的完整結構,可供選擇的可檢查度有兩種：使用中不可檢和場站或基地級可檢.使用中不可檢類型主損傷為 1.25mm1.25mm 的緊固件孔邊角裂紋, ,由于蒙皮和長桁一起鉆孔, ,故假定兩個元件上同時存在 1.25mm1.25mm 的裂紋.其余孔假定典型制造孔質量缺陷,即 0.125mm0.125mm 的徑向角裂紋.在進行分析時不必考慮相鄰主損傷間的相互影響,但必須考慮 0.125mm0.125mm角裂紋與主損傷之間的相互影響.連接長桁./*I1主撮物處圖 7-8-27-8-2 初始缺陷假設場站或基地級可檢查

41、類型假定檢查后禁固件孔的主損傷為無遮擋長度的 6.4mm6.4mm 的穿透裂紋 檢查后使用中的缺陷假設, ,或孔邊角裂紋.蒙皮和長桁上的 6.4mm6.4mm 裂紋應處于最不利的位置上.連接長桁10.125mm0.125mm 初始壁板注意：從兩面進行檢查.檢查后|.裂紋處于最不利的位置圖 7-8-37-8-3 場站級檢查后的主損傷假設主傳力途徑完全破壞后的剩余結構損傷,由于主損傷的長桁除外的其它部位為獨立結構,故假設每一緊固孔都含有一個 0.125mm0.125mm 的典型制造孔質量缺陷+ +a a.圖 7-8-47-8-4 主傳力途徑破壞后的主損傷假設假定正常的檢查可以發(fā)現(xiàn)小于一條破壞的傳力途徑的損傷的情況,完整結構的具體要求是在場站或基地級檢查后假定結構存在如圖 7-8-37-8-3 所示的損傷,并且在下一次檢查之前該損傷不會導致主傳力途徑壁板的破壞,圖 7-8-57-8-5 說明了完整結構必須滿足的裂紋擴展及剩余強度要求.0 0 125mmT125mmTd 式典第J J一一個場站級檢宣間隔一0-125mm+&/E0-125mm+&/E典型圖 7-8-57-8-5 場站或基地級檢查后完整結構的裂紋擴展及剩余強度要求如果能確定場站或基地級檢查不能發(fā)現(xiàn)比