新华正版 飞机结构耐久性与损伤容限设计 安海 9787566134288 哈尔滨工程大学出版社有限公司

第1章绪论

1.1安全寿命设计思想

1. 2破损安全与损伤容限设计思想

1.3耐久性设计

1.4耐久性设计和损伤容限设计之间的联系与区别

第2章 疲劳破坏断口分析

2. 1交变应力与疲劳破坏

2. 2疲劳破坏的断口分析

2. 3交变应力与S-N曲线

2.4安全寿命设计等寿命曲线与广义S-N曲面

习题

第3章影响疲劳强度的因素及改进措施

3.1缺口效应

3.2尺寸效应

3.3表面加工及表面处理

3.4机械零件疲劳强度

习题

第4章提高疲劳强度的措施

4.1减缓局部应力

4.2提高疲劳强度的工艺方法

4.3连接件的细节设计

习题

第5章疲劳载荷谱

5.1飞机疲劳载荷谱的特点及其分类

5.2随机载荷谱及雨流法

5.3裂纹形成及扩展的损伤当量折算

习题

第6章飞机结构安全寿命设计方法

6.1名义应力法

6.2应力严重系数法

6.3局部应力-应变法

习题

第7章飞机结构的损伤容限设计

7.1飞机结构损伤容限设计概要

7.2结构剩余强度分析·

7.3疲劳裂纹扩展

7.4飞机结构损伤容限设计实例

习题

第8章飞机结构耐久性设计

8.1耐久性分析概述

8.2结构原始疲劳质量评估

8.3概率断裂力学方法

8.4确定性裂纹增长方法与裂纹萌生方法

习题

参考文献

第1章绪论

20世纪50年代以前，飞机结构是单纯采用静强度设计准则与刚度设计准则进行设计的，之后，基于以往的经验教训和科学技术的讲步，以及飞机使用要求的不断提高，飞机安全和寿命的设计思想发生了很大变化，20世纪50年代中期以后，逐渐发展起来以安全寿命为设计准则的设计和评估思想。这是飞机结构设计思想的一次重大变革。

安全寿命设计思想是以构件无初始损伤的假设为基础的。显然，这是理想化的条件，事实上，构件可能存在这样或那样的始缺陷。因此，安全寿命设计思想并不一定能保证飞机安全可靠。于是，在1960年相关研究者提出了破损安全设计概念。20世纪60年代初期到70年代初期，飞机结构设计采用破损安全与安全寿命相结合的设计思想，这种设计思想可在这个时期的国外民用飞机设计规范中看到。这种破损安全与安全寿命相结合的设计思想，具有一定的局限性，仍不足以解决安全和寿命问题。

随着断裂力学和其他学科的发展，出现了耐久性与损伤容限设计思想。1969年，美国空军开始规定对飞机结构采用耐久性与损伤容限设计。1978年，美国联邦航空局（FAA）规定在民用机上采用耐久性与损伤容限设计来代替原来的破损安全与安全寿命设计。耐久性与损伤容限设计思想的核心是承认结构件中存在初始缺陷的可能性，并设法控制损伤的扩展，从而使飞机结构在规定期限内具有规范要求的抗破坏能力和经久耐用的品质。耐久性与损伤容限设计是一次变革性质的设计思想发展。

1.1安全寿命设计思想

安全寿命设计思想是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。到了安全寿命的构件需进行修理或更换。

采用安全寿命设计思想设计飞机结构件，应对其进行安全寿命估算和评定，使得在构件的使用期内，不大可能出现由使用中的重复载荷引起的灾难性疲劳破坏事故。进行安全寿命估算和评定，需要做以下几方面工作：

（1）用实测统计方法确定飞机的疲劳载荷谐；

（2）进行结构应力分析，包括对应力集中的分析；

（3）确定飞机结构的危险部位；

（4）确定危险部位的应力谱：

（5）取得对应部位的S-N曲线：

（6）根据累积损伤理论，进行疲劳寿命估算；

（7）进行全尺寸结构（全机或部件）疲劳试验，发现和改进结构的薄弱环节，提供结构的安全寿命（或构件更换时间），并验证理论分析与计算结果的正确性。计方法

飞机结构的安全寿命需要通过分析和试验来确定。安全寿命设计方法的经验表明，理论计算的结构寿命是不可靠的心i全机或部件疲劳寿命试验，确定安全寿命（使用寿命）。考虑到试验寿命的分散性，通常

应当指出，安全寿命设计是静强度设计和刚度设计的补充和发展，它不能代替静强度设计和刚度设计。

如前所述，安全寿命设计思想是以结构无初始缺陷的假设为基础的。事实上，即使在严格的质量控制条件下，在构件中也总有可能出现未被发现的初始缺陷（类裂纹）或裂纹。如果这些裂纹达到了失控性扩展，就会造成结构失效。因此，采用安全寿命设计方法估算的寿命与试验寿命很不一致，有的飞机结构甚至在试验中不到一个设计寿命期就出现一些部位的开裂和破坏问题。试验寿命也与实际使用寿命很不一致。例如，F-4飞机机翼在飞行1200h发生破坏，而试验却飞行11800h；F-15飞机机翼在飞行1000h破坏，而试验寿命大于16000h；F-111飞机机翼枢轴断裂时飞行仅100h，而试验已顺利飞行40000h。因此，安全寿命设计方法及相应的规范不能够确保飞机结构的安全性。另外，靠用大的分散系数来保证安全性和可靠性，又往往使构件设计得太保守，所以该种设计方法需要改进。

美国波音公司规定，对采用安全寿命设计的构件必须做经常性检查，并且禁止在受飞行载荷的安全寿命结构中使用合金钢。

确定了安全寿命，也就确定了部件或构件的更换时间。在一定条件下，可能将构件或部件更换时间延长，但这时至少应做以下两方面工作：

（1）通过测量飞机的空速、高度及载荷-时间历程，或者空速、高度和应变-时间历程，获得飞机所经受的实际载荷或典型的应力实测结果，进行必要的统计分析，修改估算的疲劳载荷谱。

（2）进行附加的分析和试验，依据附加试件的疲劳试验结果，并且通过原始寿命评定与使用情况的对比分析，对安全寿命进行重新评定。也可用更换下来的部件进行重复的加载试验，重新评定已确定的安全寿命。试验应该准确地模拟使用加载条件。

……

这是一门讲述飞行器结构安全寿命设计、损伤容限设计、耐久性设计思想和方法的课程。《飞机结构耐久性与损伤容限设计》一书围绕构件疲劳断裂机理及其影响因素，阐述了结构抗疲劳断裂的细节设计技术与措施。目标是使用这些设计方法和措施，精确合理地对工程实际结构进行定量分析与设计，主动制订工程结构详细的抗疲劳断裂细节设计方案。通过本书的学习，应使学生掌握飞行器结构疲劳与寿命设计的基本理论和基本方法，并善于应用这些理论和方法解决工程实际问题。