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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

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飞机在外场主要靠目视检查，一架大型飞机的检查面积约15,000in,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。

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（3）选择评定的临界部位。

（4）建立每一部位的环境条件。

（5）建立每一部位的裂纹增长速率数据。

（6）确定基本的裂纹增长分析方法。

（7）得到每一材料和几何的断裂韧性数据。

（8）确定每一部位在限制载荷下损伤的最大尺寸。

（9）确定剩余强度分析方法。

（10）确定每一部位的结构等级。

（11）绘制每一部位的裂纹增长曲线。

（12）召集使用、制造和适航部门的会议。

（13）正确地确定检查方法和与经济性一致的检测频度。

6．结构等级

（1）安全寿命；

（2）单传力路径——损伤容限；

（3）多传力路径——外部可检；

（4）多传力路径——较小载荷元件破坏不可检；

（5）多传力路径——较小载荷元件破坏可检。

7．单传力路径结构—安全寿命（如起落架和发动机架）

（1）仅用于被证明损伤容限不能实行的结构。

（2）要求试验证明。

（3）散布系数要求：欧洲起落架分散系统取5，俄国取7.2，FAA取3。

8．单传力路径结构（如机翼翼盒的整体壁板）

（1）如翼盒下壁采用整体机加的7178—T6壁板(A)，当蒙皮温度-65度时，其

临界裂纹长度仅0.3”（应力3ksi），这样的裂纹认为是不可检的。因此，

这种结构不能认为是损伤容限结构，这种结构是不允许的；

（2）如翼盒下壁采用整体机加的2024—T3壁板(B)，在限制载荷下其临界裂纹

长度为16”。在裂纹可检并达到临界裂纹之前，有充分的检测周期。因此，

这种结构可认为是损伤容限结构。这种结构是允许的，但不推荐。如果采

用，必须证明：损伤在使用中是可检的（主要是目检）。FAA要求，这种

结构的安全裂纹扩展周期应除以散布系数3；

（3）7000系材料有较高的裂纹扩展速率，且这种材料不能喷丸强化，因为对大

宽度（60”），在低温下，其断裂韧性Kc与未喷丸的相同。

9.多传力路径结构—外部可检的损伤容限结构（如7075—T6长桁和2024—T3

蒙皮组成的