复合材料结构概率损伤容限设计方法研究 1. 研究背景 现阶段在复合材料结构的损伤容限设计方法中，所考虑的主要物理量是按确定量来处理的而忽略了它们的随机性，即确定性方法。例如，复合材料结构在制造或使用期间常常会产生损伤，为了使设计的结构在经受这样的损伤之后仍能安全使用，在实践中一般的做法是限制复合材料结构中的许用应力。典型的做法是，将复合材料结构设计成经得起下述最苛刻的二个条件中的任何一个：（1）极限载荷下任何位置的6.3 mm的开孔；（2）规定尺寸的物体冲击表面时引起的损伤（代表目视勉强可见的冲击损伤威胁）。两个准则都假设在构件的寿命期内存在缺陷。很显然，这些准则降低了复合材料的许用强度。确定性方法规定一个安全系数以覆盖未知量而导致保守的设计，传统上安全系数一般取为1.5。 实际上，飞机结构的安全性要受到很多因素的影响，其中一些主要影响因素还具有明显的、不可忽视的随机特性。因此用统计模式来表征部件尺寸、环境因子、材料特性和外载荷等设计变量更为符合实际情况。确定性方法是找出并定义在设计中要满足的一个最严重情况或极值，而概率设计方法则在设计中利用统计学特征并试图提供一个期望的可靠度。概率方法依赖于一个变量的统计特征来确定它的大小和频率，较确定性方法更为合理。 当前军用和民用飞机的结构设计除满足强度和刚度要求外，已广泛采用耐久性/损伤容限设计思想。其中，损伤容限设计思想是在“破损安全”概念的基础上演变而来的，主要基于如下考虑，即结构带损伤使用是难以避免的事情。损伤容限设计思想要求含损伤结构在损伤被检出之前要保持足够的剩余强度。损伤容限设计是依靠结构对损伤容忍能力和规定的无损检测的有效性来保证安全的。目前的损伤容限设计方法属于确定性设计方法。因此，进一步的设计思想是发展一种能综合考虑各种主要因素的影响及其随机性的设计方法，即复合材料结构可靠性分析与设计方法。 2. 复合材料结构概率损伤容限设计涉及的损伤表征问题研究 2.1 损伤类型及其相应的损伤信息数据库 在复合材料材料结构损伤容限设计中的初始缺陷主要包括制造加工缺陷与使用（服役）缺陷两大类。按照损伤类型又可以分为（1）脱胶分层，（2）孔隙率，（3）开孔，（4）冲击损伤等等。 国外的研究表明，对复合材料结构可靠性进行评估而言，能够利用的有关损伤的定量信息很少。因此建立损伤数据库是实现复合材料结构概率损伤容限设计方法的最基础的工作。 进行复合材料结构概率损伤容限设计与评估需要的损伤信息包括损伤类型、导致损伤的
一、脊髓的位置 正常成人的脊髓下端平（ ）下缘
二、脊髓的外形 三、脊髓内部结构的一般形式
解析： 马尾。 解析： 中央管（中央管周围 是“H”形灰质），灰质包括前角、外侧角和后角。白质包括前索、外侧索和后索，灰质前、后连合白质前、后连合和网状结构。
解析： 脊髓的内部结构。 解析： 主要脊髓的灰、白质配布。 （一）脊髓的灰质 Gray matter 前角内的神经元包括a神经元，其支配肌梭外骨骼肌,g神经元支配肌梭内骨骼肌。(Renshaw 细胞 :对 a神经元起反馈抑制作用 ) 。前角 anterior horn ：a运动神经元：大型神经元，支配骨胳肌梭外肌纤维，引起肌肉收缩；g运动神经元：小型神经元，支配骨胳肌梭内肌纤维，保持肌肉张力；Renshaw 细胞：小型抑制性神经元。
解析： 前角运动神经元的分布方式。 前角运动神经元的分布方式包括：内侧群：见于脊髓全长，支配颈部和躯干部的固有肌，即中轴肌。外侧群：见于颈膨大和腰骶膨大节段，支配四肢肌。前角运动神经元损伤 —— 迟缓性瘫痪。 解析： 前角。 解析： 胸髓和上腰髓 C8-L2.3 ）节段：中间外侧核，为交感神经的节前神经元骶髓（ S2-4 ）节段骶副交感核，为副交感神经的节前神经元。
解析 ：胸髓和上腰髓（ C8-L2 ， 3 ）节段：中间外侧核，为交感神经的节前神经元 。 骶髓（ S2-4 ）节段：骶副交感核，为副交感神经的节前神经元。 解析： 后角内的神经元属于感觉性神经元，接受后根来的感觉信息，并将这些信息传递到脑。主要核团有 : 后角边缘核、 胶状质、 后角固有核、胸核。
耐久性和损伤容限分析软件MSC.Fatigue介绍 耐久性和损伤容限分析软件MSC.Fatigue介绍 在操作中失败的机械系统引起包括在其中的各个部件的严重问题。制造商面临高额的保证花费和负担，而更重要的是操纵有缺陷的小汽车、卡车、飞行器或机械设备的人的安全性可能是冒险的。为减少产品可能过早疲劳破坏或预料不到破坏的这些风险，制造商可能： -使用更高的安全系数保守设计部件，结果是增加了重量和费用。 -依赖于繁重的物理疲劳试验，预测疲劳情况和寿命期望。这将导致费用增加和推向市场的时间加长。同时也限制了能进行试验工况数量和操作环境。 作为用户“产品虚拟开发（VPD）”过程的一个关键环节，MSC.Fatigue可以帮助用户快速而准确地预测产品在任何与时间相关和频率相关的载荷工况作用下的寿命，并优化产品的重量和形状。 MSC.Fatigue产品家族软件提供了可以由用户根据需求而定一系列集成的产品： 核心产品：例如：Basic, Pre&Post, Strain Gauge, and Utilities。提供建模、测试、功能、评估和从耐久性观点对产品性能的提高等基本的功能。 可选产品：例如Fracture, Multiaxial,和Vibration ，扩展核心产品的能力。 工业领域专业产品：例如Spot Weld和 Wheels。为特定的工业或应用领域提供的疲劳计算。 MSC.Fatigue是MSC与MSC在疲劳和耐久性分析领域的合作伙伴nCode合作开发的。我们推荐MSC.Patran 作为MSC.Fatigue分析的前后处理软件工具。可以从其它MSC的软件产品中获得MSC.Fatigue需要的几何和有限元结果，例如MSC.Nastran, MSC.Marc和MSC.Dytran。载荷工况可以从MSC.ADAMS或物理试验中获得。需要的材料信息可以从MSC.Fatigue的标准库中获得，从MSC.EnterpriseMvision材料数据库中获得，或者由用户自己提供。 获益: -通过识别需要时间处理的部件的薄弱环节，加速创新。 -所有的可能的载荷工况情况下，对产品进行虚拟试验，增加产品最终设计时的信心。 -使新设计快速走向市场，避免沉长的物理上“装与拆”的循环，而它需要数周或数月才能充分地达到正常的循环寿命时间。 -最大限度地减少产之间品数据传递的时间，而此产品与MSC公司的其它仿真工具有很好的集成。最大限度地减少部件保守设计而节省费用。 -通过将此产品作为MSC校园Licensing系统的一部分，节省在仿真技术方面的投资。 应用: -承受低循环或随机振动载荷的飞行器。 -汽车悬架系统和刹车系统。 -非高速路行驶的车辆，具有相对粗糙的操作环境。 -发动机噪声，风力涡轮机和有随机振动的海洋钻井平台。
从安全寿命到损伤容限 ——结构设计的观念演变 摘要 结构的设计，必须在性能、安全、成本三者间取得平衡。 最早仅考虑材料静力强度；20世纪30年代后为采用线性疲劳观念的“安全寿命”， 50年代改进为“破损安全”；而70年代则使得“损伤容限”成为现今的标准结构设计准则。1988年揭示了散布型疲劳损伤（亦称为“广布疲劳”）成为“损伤容限”结构设计的新课题。 1、静力强度 早期应用中，由于金属材料极富韧性（ductility），结构设计方法很保守，因此结构的安全裕度（Margin of Safety）相当大。在结构遭遇疲劳问题之前，设备早就因为其它使用原因而失效了，因此结构疲劳寿命不是此时的设计重点。结构设计只要满足材料静力强度（Static Strength）就不会有问题，结构分析则以静力试验为佐证，试验负载是使用负载乘以一个安全系数，以计入不确定因素，比如：负载不确定、结构分析不准确、材料性质变异、制造质量变异……等。 为了减轻结构重量以提升使用性能，在材料静力强度主导结构安全的思想下，一些强度高但韧性低的金属材料开始出现在设备结构上。只是此时的设备运行工况已非昔日设计工况可比，结构应力大增，应
力集中（Stress Concentration）效应使高应力情况更加恶化，最后导致产生疲劳裂纹，降低了结构安全裕度，材料静力强度已不足以保证设备运行的结构安全。 2. “安全寿命” “安全寿命”（Safe Life）设计观念。在这种设计观念里，设备在预定的运行期间内需能承受预期的反复性负载，当结构运行时数到达运行寿命时，认定结构疲劳寿命已经完全耗尽，设备必须报废。 “安全寿命”设计观念的缺点，在于它的疲劳分析与设计一般是采用“疲劳强度耐久限制”（Fatigue Strength‐Endurance Limit）的方法，也就是所谓的麦林法则（Miner's Rule）。它是在实验室里对多片截面积各异的小尺寸材料试片，施加不同的等振幅（Constant Amplitude）负载，直到试片疲劳破坏为止，以获得此材料在各种施加应力和发生疲劳破坏的负载周期之数据，称之为S‐N曲线（S‐N Curve，S代表施加应力，N代表负载周期数），再以实际结构件在各种设计运行条件下的应力，找到相对应的疲劳破坏负载周期数，依线性累加的方式加总，就可预测结构的疲劳寿命，并应用于设计。虽然这种方法已行之多年，且普遍为一般结构设计及分析所接受，然而这种分析方法有其先天上的缺点，使得分析的结果常不符合实际。 因为一般在实验室里做这种小型试片的疲劳试验时，试片表面上都有经过特别处理，以使试片表面尽可能光滑平整而没有任何缺陷，也就是没有任何裂纹的存在。因此，由这种试片所得的疲劳寿命试验数据，就包括了裂纹初始（Crack Initiation）及裂纹生长（Crack Growth）
写在课前的话 脊髓损伤是临床上比较常见的疾病之一，本病起病急、变化快、病情重、致残率高，也是让临床医生头疼的难治疾病。近年来，本病的发病率不断增高，致残率也是逐年上升，但是在临床上并没有得到合理规范的诊治。本课件就该方面进行详细阐述，旨在促进脊髓损伤在临床中得到更加合理而有效的诊治。 一、脊髓的位置 解析：脊髓位于椎管内，上端平枕骨大孔水平。下端：第一腰椎下缘（成人）；第三腰椎下缘（新生儿）。 正常成人的脊髓下端平（）下缘 A. 第一腰椎 B. 第二腰椎 C. 第三腰椎 D. 第四腰椎 正确答案：A 解析：脊髓位于椎管内，上端平枕骨大孔水平。下端：第一腰椎下缘（成人）。
二、脊髓的外形 解析：脊髓呈现扁圆柱体形，有颈膨大、腰骶膨大、脊髓圆锥和终丝。脊髓共有 31 节：颈髓 8 节、胸髓 12 节、腰髓 5 节、骶髓 5 节和尾髓 1 节。 脊髓的位置和外形分别是什么？ 三、脊髓内部结构的一般形式 解析：脊髓内部结构：脊髓表面有 6 条纵沟：前正中裂、后正中沟、前外侧沟（前根）、后外侧沟（后根）。
解析：马尾。 解析：中央管（中央管周围是“H”形灰质），灰质包括前角、外侧角和后角。白质包括 前索、外侧索和后索，灰质前、后连合白质前、后连合和网状结构。
解析：脊髓的内部结构。 解析：主要脊髓的灰、白质配布。 （一）脊髓的灰质 Gray matter 前角内的神经元包括α神经元，其支配肌梭外骨骼肌,γ神经元支配肌梭内骨骼肌。(Renshaw 细胞 : 对α神经元起反馈抑制作用 ) 。前角 anterior horn ：α运动神经元：大型神经元，支配骨胳肌梭外肌纤维，引起肌肉收缩；γ运动神经元：小型神经元，支配骨胳肌梭内肌纤维，保持肌肉张力；Renshaw 细胞：小型抑制性神经元。
钢结构损伤机理及检测方法 姓名：** 班级：土木****班 学号：********
摘要：本文从钢结构损伤机理与损伤检测方法入手，介绍了国内外结构损伤检测方法的现状，并详细阐述了基于小波变换的结构损伤检测方法、基于柔度的结构损伤检测方法、基于神经网络的结构损伤检测方法等几种结构损伤检测方法。 关键词：钢结构损伤检测方法小波变换柔度神经网络 1 引言 重大工程诸如跨江跨海的大跨度桥梁、用于大型体育赛事的大跨度空间结构、代表城市象征的超高层建筑、开发江河能源的大型水利工程以及核电站工程等，它们的使用期长达几十年甚至上百年，在环境侵蚀、材料老化和荷载的长期效应、疲劳效应和突变效应等灾害因素的共同作用下，将必可避免地出现结构系统的损伤累积和抗力衰减，从而导致抵抗自然灾害甚至正常环境作用的能力下降。尽管这些都是设计时能够预料到的结果，但是却无法完全考虑所有因素的影响，从而无法推断结构内部应力的实时状况，也无法预知结构随着时间的推移，在一定荷载作用下的反应。 因此，为了保障结构的安全性、完整性、适用性与耐久性，已建成的重大工程结构和基础设施需采用有效地技术手段监测和评定其安全状况，并及时修复和控制结构损伤；而对于新建的大型结构和基础设施应总结以往的经验和教训，在工程建设的同时安装长期的结构健康监测体系，以监测结构的服役安全情况，同时为研究结构服役期间的损伤演化提供有效和直接的实验平台。 2 钢结构损伤机理及危害 2.1 钢结构的稳定问题 钢材的强度远较混凝土、砌体及其他常见结构材料的强度高，在通常的建筑结构中按允许应力求得的钢结构构件所需的断面较小，因此，在多数情况下，钢结构构件的截面尺寸是由稳定控制的。钢结构构件的失稳分两类：丧失整体稳定性和丧失局部稳定性。两类失稳形式都将影响结构或构造的正常承载和使用或引发结构的其他形式破坏。 影响结构构件整体稳定性的主要原因有： （1）构件设计的整体稳定不满足，即长细比不满足要求。 （2）构件的各类初始缺陷，包括初弯矩、初偏心、热轧和冷加工产生的残余应力和残余变形及其分布、焊接残余应力和残余变形等。 （3）构件受力条件的改变，如超载、节点的破坏、温度的变化、基础的不均匀沉降、
民用飞机损伤容限技术 （FAA专家Swift 在华培训班讲课摘录） 1． 损伤容限评定主要目标 （1）对强度、细节设计和制造的评定必须表明，飞机在整个使用寿命期间将避免由于疲劳、腐蚀、制造缺陷或意外损伤引起的灾难性破坏； （2） 新研制的飞机，必须进行损伤容限评定；此后更改的老机，更改部分也必须进行损伤容限评定； （3） 损伤容限评定的主要目标： a. 裂纹增长和剩余强度分析； b. 检测。 2． 损伤容限要求的主要更改 （1）剩余强度载荷为100%限制载荷；取消了动强度因子。 （2）结构必须是损伤容限的，除非是无法实施。 （3）检查必须依据谱载作用下裂纹增长速率来确定。 （4）必须考虑广布疲劳损伤的情况： a. 多条小裂纹的独立增长，即便每一条都小于可检长度，有可能突然连接起 来形成单个临界裂纹； b. 先前的疲劳暴露产生的次结构件上的裂纹，由于主结构上的破坏而引起载 荷的重新分布； c. 多传力路径结构中，有相近应力水平的独立元件，可能发生同时破坏。3． 试验支持的分析评估（略） 4． 评定临界部位的选择准则 飞机在外场主要靠目视检查，一架大型飞机的检查面积约15,000 in2,关键部位一般约150个。A320的关键部位有500个，B767则仅有27个。 （1）受拉或剪的元件； （2）低静强度裕度部位； （3）高应力集中处； （4）高载传递处； （5）当主元件破坏后，次元件出现高应力处； （6）有高裂纹扩展率的材料； （7）易受偶然性损伤的部位； （8）部件试验结果； （9）全尺寸试验结果。 5． 损伤容限评定的任务 （1）确定飞机用途。 （2）编制重心过载谱。
结构耐久性和损伤容限设计理论与方法梁昆2012年12月7日 1、张开型或I 型：外载荷为垂直于裂纹平面的正应力，裂纹面相对位移垂直于裂纹平面。 滑开型或II 型：外载荷为面内垂直裂纹前缘的剪力。裂纹在其自身平面内作垂直于裂纹前缘的滑动。 撕开型或III 型：外载荷为离面剪力。裂纹面在其自身平面内作平行于裂纹前缘的错动。 2、应力强度因子：应力强度因子K 则是构件几何、裂纹尺寸与外载荷的函数，它表征了裂纹尖端受载和变形的强度，是裂纹扩展趋势或者裂纹扩展推动力的度量。 三种种类：受双向拉伸载荷情况、无穷远处收均匀建立情况、受离面建立情况分别对应I 、II 、III 型裂纹的应力场和位移场可表达为：a K I πσ =，a K II πτ=，a q K III π= 3、应力强度因子求法： 1、解析法a 、无限大板含有无限多个均匀相距2b 而各长2a 的共线裂纹 可见，无限大板上有共线的无限多裂纹时，其应力强度因子等于只有一个裂纹时的应力强度因子乘以一个系数，此系数永远大于1.0 b 、含中心裂纹无限大板受楔力P 2.数值解法 数值方法有边界积分方程法、边界配置法、有限元法以及一些建立在能量原理上的方法。 下面简要介绍使用有限元法求解应力强度因子的原理。 用有限元法计算应力强度因子，可用两种方法： 一种方法是直接应用裂纹尖端应力或位移场渐进解的表达式： 另一种方法是通过能量关系，例如应用J 积分计算，用来计算应力强度因子。 3.实验方法 应力强度因子不可能通过实验直接求得，但可以通过它与某些可测量的量的关系求得。 4.叠加法 由于应力强度因子的概念是建立在线弹性力学基础上的，叠加原理可用于求应力强度因子。 4、求下图所示情况的应力强度因子 已知图1.7(b)的应力强度因子解为：，利用叠加原理可知图1.7(a)的应力强度因子为，所以，解为 5、断裂韧度是材料抵抗裂纹扩展的抗力。Kc ，Gc 等称为材料的断裂韧度。 断裂韧度的特点1、与试件厚度有关系2、与材料状态(热处理等)有关3、与温度有关。 6、比较脆性断裂与准脆性断裂之间的异同 脆性断裂：材料是理想脆性，裂纹尖端无塑性区，可用K 或G 准则。 准脆性断裂：裂纹尖端附近材料存在小范围屈服，但仍使用K 或G 准则。 7、能量释放率G 与应力强度因子K 的关系：见书P18 8、J 积分定义：??ΓΓ?? ? ????-=???? ?????-=ds x u T Wdy x u T Wdy J i i
文章编号:1001-2354(2000)05-0004-04 损伤容限设计方法和设计数据Ξ 赵少汴 (机械工业部郑州机械研究所先进制造技术研究中心,河南郑州 450052) 摘要:论述了损伤容限设计方法,研究了长裂纹的疲劳裂纹扩展寿命估算方法和初始裂纹尺寸a0的确定方法。并提供了常用国产机械材料的疲劳裂纹扩展速率和疲劳裂纹扩展门槛值的试验数据。 关键词:疲劳裂纹扩展速率;剩余寿命;疲劳裂纹扩展门槛值 中图分类号:TH123 文献标识码:A 1 引言 常规疲劳设计方法和局部应力应变法都是以材料的完整性为前提的。但是,实际零构件在加工制造过程中,由于种种原因,往往存在这样那样的缺陷或裂纹。为了考虑初始缺陷或裂纹对疲劳寿命的影响,便在断裂力学和破损-安全设计原理的基础上,提出了一种新的疲劳设计方法———损伤容限设计。 简单说来,损伤容限设计就是以断裂力学为理论基础,以无损检验技术和断裂韧度的测量技术为手段,以有初始缺陷或裂纹零构件的剩余寿命估算为中心,以断裂控制为保证,确保零构件在其服役期内能够安全使用的一种疲劳设计方法。 损伤容限设计,允许零构件在使用期内有初始缺陷,或在服役期内出现裂纹,发生破损,但在下次检修前要保持一定的剩余强度,能够安全使用,直至下次检修时能够发现,予以修复或更换。因此,损伤容限设计的关键问题是正确估算剩余寿命。 2 疲劳裂纹扩展速率 疲劳裂纹扩展速率d a/d N是剩余寿命估算的基础。它又可分为长裂纹的疲劳裂纹扩展速率与短裂纹的疲劳裂纹扩展速率。短裂纹的疲劳裂纹扩展速率尚在研究阶段,这里仅介绍长裂纹的疲劳裂纹扩展速率。 长裂纹的疲劳裂纹扩展速率d a/d N通常用以下的Paris公式表达: d a d N=C (ΔK)m(1)式中:ΔK———应力强度因子范围。 表1 某些国产材料的疲劳裂纹扩展速率参数材料热处理 应力 比 试验频 率(Hz) 最大载 荷(kN) Paris公式中的参数 C(×10-10)m 00Cr17Ni14Mo2油淬0.21109.26 1.0138 4.1694 0Cr19Ni9固溶处理0.21049.2646.104 3.0456 10Cr2Mo1调质0.110011.300.7240 2.9200 10Ti热轧0.1540-3170.0 1.3600 12Cr2Ni4调质0.256713.33814.14 2.2413 13MnNiMoNb调质0.1 6.013.00 1.3850 4.1700 15MnV正火0.11408.410.54165 4.6900 16Mn热轧0.115010.420.00106 4.6631 16MnCr5淬火后低温回火0.161709.810.11537 3.4737 16MnL热轧0.2095 2.459.8000 3.5220 16MnL热轧0.2095 2.450.02020 4.0430 16MnL热轧0.2095 2.45 4.6200 3.7650 16MnR热轧0.205010.78 1.7400 3.9900 16MnR热轧0.205010.78 3.9000 3.8900 16MnR热轧0.205010.78 1.2600 4.1600 16Mng热轧0.201457.60 2.1449 3.8492 18Cr2Ni4WA调质0.20150 6.5741.100 3.2108 19Mn5①正火0.10 6.012.014.900 3.5000 19Mn5①正火0.10 6.012.016.000 3.5400 1Cr17Ni2调质0.20115 5.931793.7 2.0559 1Cr18Ni9Ti淬火后时效0.101757.46 6.4535 4.0300 20正火0.100.00 6.800.21160 3.4576 20Cr2Ni4A淬火后低温回火0.10170 5.4044.771 2.0639 20CrMnSi调质0.2567 3.92148.92 2.7999 20CrMnCr5淬火后低温回火0.1017011.7724.806 2.9047 20Ni2Mo调质0.1083 4.910.01100 2.8500 20R-0.2016011.77256.10 2.3966 20R-0.2015011.77525.10 2.1849 20R-0.2016011.77677.10 2.0852 25Cr2MoV调质0.1092 4.913017.9 1.2203 25Cr2Ni3MoV调质0.10120 6.700.36300 3.2600 2Cr13调质0.2018010.87 5.5600 2.7878 28CrNiMoV调质0.20150 6.87173.90 2.7903 30Cr1Mo1V调质0.1060-0.04200 2.9800 35CrMo调质0.20200 6.8435.700 2.7800 4 可靠性与失效分析设计领域综述《机械设计》2000年5月№5 Ξ收稿日期:1999-09-06 作者简介:赵少汴(1932-),男,教授级高级工程师。曾多次获得国家、省部级科技进步奖。研究方向:疲劳设计研究。
第七章损伤容限设计要求 第1节概述 1、设计思想的转变 飞机结构安全性的要求, 主要依赖于结构的损伤容限设计技术。 损伤容限设计成为保证结构安全、防止发生灾难性破坏事故的重要设计原则和方法。 损伤容限是在“安全寿命”和“破损—安全”之后发展起来的一项工程技术。它是以断裂力学为基础，以保证结构安全为目标，以损伤检查为手段。涉及结构设计、载荷、强度、材料、工艺、试验质量控制、使用维修和组织管理各环节的系统工程。在各环节中的重要改变对传统理论和方法是一 个巨大的冲击和革新。表现在： (1) 设计思想承认损伤不可避免, 不断发展新的设计准则； (2) 结构提出新的结构设计概念, 进行结构分类, 完善结构总体安排和细节设计要求； (3) 载荷和环境要求飞—续—飞载荷谱，强调温度、湿度和介质环境，考虑离散源损伤； ——载荷谱的谱型分为“等幅谱”、程序块谱、飞—续—飞谱3种简化的排列形式。 ——飞—续—飞载荷谱是以一次飞行接一次飞行地排列飞机所经历的载荷—时间历程。每次飞行代表飞机一种特定的典型使用任务，该谱一般以一定的时间作为循环周期，在一个循环周期内，各次飞行之间的载荷历程有差别，但它们的总和代表飞机所有典型使用任务。飞机将周而复始地依次重复该周期内的各次飞行，直至飞机的总寿命结束为止。
(4) 材料大量增加了对材料性能的严格要求, 增加裂纹扩展及断裂、腐蚀的十余个材料常数，提出新的选材准则； (5)强度贯彻损伤容限准则和新的分析方法； (6)工艺对损伤容限重要结构件实施工艺控制； (7)试验增加全尺寸损伤容限试验（裂纹扩展和剩余强度试验）； (8)质量控制无损检验，重要结构件跟踪控制； (9)使用和维修制定并实施结构维修大纲，机队监测监控； (10) 组织管理要实现损伤容限需要设计方（设计、分析、制造、用户保证）、使用方（检查、维护、修理、报告）和适航管理部门（管理条例、机队监控）三方明确分工，紧密合作，才可能实现。 安全性 在整个预期使用寿命期内, 每架飞机的飞行结构的安全性将达到和保持规定的剩余强度水平(存在未发现的损伤)的保证。 在任何结构材料可能出现失效的情况中, 裂纹状缺陷的存在只会加大失效的危险性。因此, 从飞行安全的立场出发, 假定结构可能而且总是经常含有初始损伤是谨慎的。 2、基本思想 损伤容限 结构在规定的未修使用周期内, 抵抗由缺陷、裂纹或其它损伤而导致破坏的能力。 ——在规定的寿命增量内，结构能成功地遏制损伤而无损于飞行安全的能力。 ——在遭受疲劳、腐蚀、意外或离散源引起的定量损伤后，在一定使用期内，结构保持其剩余强度的能力。
飞机结构耐久性和损伤容限设计 【摘要】飞机结构设计质量的高低直接决定其耐久性与损伤容限特性的优劣。耐久性设计和损伤容限设计互相补充，共同保障飞机结构的安全性、可靠性和经济性，是保证飞机结构完整性的重要手段。本文对飞机结构设计思想的发展，损伤容限的设计原理和设计要素进行了归纳阐述。 【关键词】飞机结构设计；耐久性；损伤容限 1、飞机结构设计思想的发展 飞机设计思想的发展来源于飞机的使用实践和科学技术的不断进步。飞机设计思想的演变，对军用飞机，主要取决于飞行和战斗性能、生存能力以及经济成本等。对民用飞机特别重要的是安全性和经济性。二次大战后的几十年来航空运输市场迅猛发展，飞机的性能迅速提高，对飞机的安全性和经济性提出了越来越高的要求，同时，断裂力学等相关学科逐步发展成熟，促使飞机结构设计思想发生了深刻的变化。几十年来，飞机设计思想经历了从静强度设计、疲劳（安全寿命）设计、安全寿命/破损安全设计、安全寿命/损伤容限设计，到耐久性/损伤容限设计等多次的演变。 2、耐久性和损伤容限设计概论 结构耐久性是结构的一种基本品质，它代表飞机结构在规定的使用期内，结构抵抗疲劳开裂、腐蚀（包括应力腐蚀）和意外损伤引起开裂的能力。在规定的使用期内，不允许出现功能损伤（刚度降低、操纵效率下降、座舱减压、油箱漏油等）。耐久性设计目标是经济寿命，而不是安全寿命，也就是说具有耐久性设计的飞机在整个服役期内，能有效的使用、随时处于良好状态，不需附加的维护和操作费用。损伤容限设计承认飞机结构在使用前就带有初始缺陷，在使用过程中，在重复载荷作用下不断扩展，但必须把这些缺陷或损伤的增长控制在一定的范围内，在规定的检查期内，结构应满足规定的剩余强度要求，以保证飞机结构的安全性和可靠性。利用安全寿命给出飞机的使用寿命，或通过耐久性设计和试验保证飞机结构的经济修理极限和经济寿命满足设计使用寿命要求，用损伤容限设计来保证飞机结构的安全。目前飞机设计主要是采用这个设计思想。 3、损伤容限设计原理 3.1损伤容限工程 （1）损伤容限是在“安全寿命”和“破损—安全”之后发展起来的一项工程技术。它是以断裂力学为基础，以保证结构安全为目标，以损伤检查为手段。涉及结构设计、载荷、强度、材料、工艺、试验质量控制、使用维修和组织管理各环节的系统工程。在各环节中的重要改变对传统理论和方法是一个巨大的冲击和革新。
当构件受压时，存在两种可能破坏情况：构件受纯压破坏和受压失去稳定性。 结构件的抗拉强度极限与材料的抗拉强度极限区别：构件的抗拉强度极限小于材料的抗拉强度极限。 影响铆钉力分布的主要因素是：1、铆钉数量越多，铆钉力分布的不均匀性越大；2、铆钉间距和铆钉刚度越大，铆钉力分布的不均匀性越大；3、在被连接件的宽度和材料都相同的情况下，两被连接件的厚度相等，铆钉力的分布是对称的，若两被连接件的厚度不相等，则最大的铆钉力产生在拉伸刚度较大的被连接件端头处的铆钉上；4、若被连接件的横截面积向端头逐渐减小，则铆钉力分布的不均匀性可以减小，在塑性范围内时，铆钉力的分布趋于均匀化。 铆钉的剪切强度： 飞机结构中，相比其他形式通常传递很大的载荷的接头形式是：耳片连接的结构形式通常传递很大的载荷，是飞机结构的重要受力部位。 在飞机结构中，有一些接头往往采用耳片连接的结构形式。在飞机结构设计过程中，要做那方面的连接强度计算：耳片的拉伸强度计算、耳孔的挤压强度计算。 局部等强度修理准则的基本思想是：构件损伤部位经修理以后，该部位的静强度基本等于原构件在该部位处的静强度。 总体等强度修理准则的基本思想是：根据总体结构的构造特点和受力情况，找出最严重的受力部位；然后根据受力最严重部位的极限受力状态，确定该总体结构能够承受的最大载荷；最后，以受力最严重部位的承载能力所确定的最大载荷，考核修理部位的强度储备。 什么时候使用：当总体结构的受力最严重部位达到极限受载状态而破坏，而修理部位却没有达到极限受载状态 防止机翼弯扭颤振的方法：提高机翼弯扭颤振临界速度，缩短压心到重心的距离，尽量使重心前移，通常在翼尖前缘加配重 安全寿命设计思想：要求飞机结构在一定使用期内不发生疲劳破坏。构件出现裂纹就看作是一种破坏。构件形成可检裂纹的这段时间就是构件的疲劳寿命。到了寿命的构件需进行修理或更换。 破损安全：一个构件破坏之后，它承担的载荷可能由其他结构件继续承担，以防止飞机的破坏，或造成刚度的降低过多而影响飞机的正常使用。这种设计思想允许飞机有局部破损，但必须保证飞机的安全。 损伤容限设计基本含义：承认结构中存在着一定程度的未被发现的初始缺陷、裂纹或其他损伤。通过损伤容限特性分析与实验，对可检结构给出检查周期，对不可检结构给出最大允许初始损伤 结构损伤容限设计的核心：承认结构中存在初始缺陷、裂纹及其他缺陷的可能性，并设法控制损伤的扩展。 结构分类：缓慢裂纹增长结构；破损安全止裂结构；破损安全多传力结构 耐久性设计的含义：在规定的时间内，飞机结构抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离、磨损和外来物损伤作用的能力。 耐久性的基本要求：飞机结构应具有大于一个使用寿命的经济寿命。 耐久性设计和损伤容限设计之间的联系与区别：损伤容限设计是保证飞机结构安全性和可靠性，确定安全极限。耐久性设计是使飞机结构具有良好的经济维修性，确定飞机结构的经济极限，提供经济寿命。损伤容限设计与耐久性设计是相互联系，互相补充的。损伤容限设计的可靠性保证要以耐久性为前提。通常把损伤容限设计与耐久性设计科学的结合起来，从b 2 jq 4d p τπ=
土木工程结构的性能损伤识别分析 引言 近些年来，我国国内外的学者通过建立数学模型以及对数值进行模拟等对结构性能进行相关的研究，并取得了实质性的进展。同时，基于结构特性，如何提高结构损伤特性以及可靠性，使其为结构损伤以及修葺做出正确判断是接下来结构工程的工作重点。要想解决这一问题应该将工作重点放在如何对受损结构做出准确的识别和判断，并对有可能出现的损伤特性进行分析，对损伤结构的可靠度进行评估。社会的不断进步以及计算机信息技术的融入，使得土木工程的性能检测以及损伤机制上暴露出越来越多的问题，笔者接下来将对这些问题进行阐述和说明。 1.土木工程结构的损伤识别方法 （1）局部检测方法常见的局部检测方法有目测法以及染色法等，这些技术和方法在应用之前首先需要对结构损伤处的区域进行大致的了解，以及确保机制能够准确达到损伤位置，对一些大型复杂的结构不宜使用此方法。（2）整体检测方法整体检测方法是指采用损伤前后的结构参数来对特征进行调节和判断，通常将整体性检测方法分成以下几类：1）动力指纹法动力指纹方法是指通过动力测试来获得结构特性的定向信息以及对动力做出响应，在这当中衍生出来的物理量叫动力指纹。通过动力指纹法可以对改变量进行
及时的分析，进而实现对评估结构分析。在工程结构产生损伤时，会引起响应机构发生响应的变化，因此可以通过指纹动力来反应结构损伤的变化。换句换说，这些动力指纹是结构损伤的直观表示，可以通过动力指纹的变化来对结构损伤进行诊断。2）模型修正方法这一方法依据的原理是通过动力试验数据来对条件进行优化，以及对结构模型的刚度进行整理和排列，通过收集结构刚度的数据进行对接受损伤部位的准确定位。常用此方法来处理子结构，具有较广的应用范围。3）神经网络法这种方法是通过模拟人脑神经来实现的，是通过单元中互相连接的结构单元来依据连接权限获取信息的一种连接方式。此方法具有较高的容错率，因此常常使用在计算、记忆以及智能识别的系统中，具有较好的应用前景。4）遗传算法这种方法是根据随机产生的一组解来随机展开搜索，此方法主要是借助染色体的适用性来对其进行评价，随机选取种群中任何一个独立个体展开求解，即为“染色体”。此方法可以实现对染色体的适应性进行筛选，其中适应性强的染色体能够进入到下一代中，通过迭代的交叉、结合，染色体实现不断的优化。因此将这一方法应用到结构的损伤识别中，可以在已知信息的条件下，迅速对损伤的位置进行准确判断，在判断的过程中即使出现部分信息丢失，也不会对最终的求解产生影响。 2.国内外损伤识别与诊断方法现状 结构损伤识别机制诞生之初是在机械领域。在最初之时，主要是通过连杆以及齿轮等大型机械来认识结构的故障并进行判断。在
飞机结构的损伤容限及其耐久性分析 【摘要】随着航空航天技术的发展，飞机结构设计的理论与思想也不断更新，从静强度、动强度、疲劳强度及断裂强度的进化，而损伤容限/耐久性分析也已成为目前飞机结构设计的重要规范。本文将从飞机结构设计的发展历史说起，详细介绍飞机损伤容限与耐久性分析的设计思想、理论和基本方法，为飞机结构设计提供理论基础。 【关键词】飞机结构设计思想；耐久性分析；损伤容限 1、前言 随着航空技术的快速进步，基础力学包括结构力学，断裂力学等基础理论的发展，飞机结构设计的方法也日新月异。飞机结构的损伤容限及耐久性分析在理论的基础上，以及长期的飞机结构设计经验和服役工作历史的数据积累上，国际航空届以标准设计规范的形式确立下来的一种飞机设计方法。基于损伤容限和耐久性分析的飞机结构设计方法延续以往的设计方法的优点，并相应的补充发展，经过不断的实践发展，目前已具备实用性和形成了相对完整的设计系统。目前各国的适航认证规定最新设计的民用飞机必须按照损伤容限设计，这充分说明了损伤容限及耐久性分析设计方法的重要性，因此其在国内的推广与应用是必然。 2、飞机结构设计理论的进程 从飞机诞生以来，飞机的飞行实践应用推动者飞机设计思想的不断进化。飞机分为军用机和民用机，民用飞机注重安全与成本，军用机则更加注重飞机的战斗能力和存活性能等方面。 因此飞机结构设计思想随着对飞机要求的不断变化而更新，目前正向着高机动、高稳定性、低成本、长使用寿命的全面设计方法方向进步。 飞机结构最初是采用目前熟知的静强度分析，即对飞机结构的抗拉、压、扭转等各种强度与载荷进行设计计算，引入一定的安全余量系数，使其满足各种结构强度设计的规范。这是最早期的设计方法，静强度设计的要求主要考虑的飞机结构强度，但相对来说过于简单不够全面。 随着第一次世界大战的进行，在飞机使用的过程中发现，飞机的结构设计不断要有强度上的要求，而且在刚度方面也要满足，这对于飞机的振动有很大的影响。并确保飞机的振颤速度满足设计的规范。当引入对于飞机的气动弹性要求后，飞机的结构设计必须进行目前熟知的飞机模型风动实验和相关的振颤校核。 在20世纪60年代末，对于飞机的寿命也提出了一定的要求，因此对于飞机的疲劳安全寿命的设计方法应运而生。把飞机在使用周期内的安全问题作为飞机结构设计的目标，即保证飞机在使用过程中，不会产生疲劳裂纹。但是由于当时
耐久性——结构具有在使用寿命期内承受重复载荷谱作用而不产生功能性损坏或引起不经济维修等问题的特性。 损伤容限——结构经受定量的疲劳、腐蚀、意外或离散源损伤，在使用期内，结构保持其所要求的剩余强度的能力。 破损安全——当一主要结构件破坏或部分破坏后，在未修使用期内，结构保持其所要求的剩余强度的能力。 安全寿命——是指极小可能发生的飞机结构由于疲劳开裂，其强度降低到它的设计极限值时所经历的时间（以飞行次数、起落次数或飞行小时数计）。 设计服役目标——是设计（或）合格审定时所确定的时间期限（以飞行次数或飞行小时数计），在该时期内，主结构应当不出现重大开裂。 重要结构件（PSE或SSI）——是对承受飞行、地面和增压载荷有重要作用的结构件，其完整性是维持整个飞机结构完整性必不可少的。 单途径传力——外加载荷明显地通过一个元件承受，该单元的破坏将导致结构承受外加载荷能力的丧失。 多途径传力——属于超静定结构，当单个元件破坏
后，其外加载荷将安全地分配到其余承载元件。 广布疲劳损伤（WFD）——结构多个细节部位同时出现具有足够尺寸和密度的裂纹，从而使结构不再满足其损伤容限要求（即当部分结构破坏后，维持其剩余强度要求）。 多部位损伤（MSD）——以同一结构元件中同时出现多条疲劳裂纹为特征的一种广布疲劳损伤源，彼此合并或不合并的多条疲劳裂纹导致不满足剩余强度要求。 多元件损伤（MED）——以相邻诸结构元件中同时出现多条疲劳裂纹为特征的一种广布疲劳损伤源。分散系数——用于描述疲劳分析和实验结果的寿命缩减系数。 基本原理 耐久性和损伤容限是现代飞机结构设计必须满足的结构特性，其含义简单说来是： 耐久性是结构防止和抵抗损伤（包括疲劳、腐蚀、应力腐蚀、热退化、剥离、脱层、磨损和外来物损伤）的能力。 损伤容限是结构防止损伤增长至灾难性破坏的能力。 耐久性设计的目的是：赋予结构高的疲劳品质，使