第三章运输类飞机适航标准(2)

1、第三章第三章 运输类飞机适航标准运输类飞机适航标准 （CCAR 25） 飞机的强度与刚度，通过统一的载荷和强度、刚度计算飞机的强度与刚度，通过统一的载荷和强度、刚度计算 方法，来保证飞行安全。方法，来保证飞行安全。 变形、应力、应变变形、应力、应变 载荷载荷：机动载荷、突风载荷、主要部件载荷、地面载荷：机动载荷、突风载荷、主要部件载荷、地面载荷 疲劳强度疲劳强度, 结构的损伤容限和疲劳评定结构的损伤容限和疲劳评定 高能转动部件的包容量和离散源损伤容限高能转动部件的包容量和离散源损伤容限 余度设计余度设计 3.4.1 变形、应力与应变变形、应力与应变 1. 变形变形 弹性变形、永久变形弹性变形、

2、永久变形 五种五种变形形式：拉变形形式：拉(tension)、压压(compression)、弯弯(bending)、 扭扭(torsion)、剪剪(shear) 2. 应力：单位面积上的内力（内力为物质抵抗变形的能力）应力：单位面积上的内力（内力为物质抵抗变形的能力） 五种五种应力应力 3. 应变：因应力造成的结构变形应变：因应力造成的结构变形 体积应变、线应变体积应变、线应变 4. 载荷：载荷：飞机的外载荷是指飞机在起飞、飞行、着陆和地飞机的外载荷是指飞机在起飞、飞行、着陆和地 面滑行等使用过程中，作用在机体各部分上的气动力、重面滑行等使用过程中，作用在机体各部分上的气动力、重 力和地面反

3、力等外力的合称。力和地面反力等外力的合称。 使用载荷使用载荷/限制载荷：结构能承受，不允许产生有害的永久变限制载荷：结构能承受，不允许产生有害的永久变 形，弹性变形在一定限度内（变形不得妨碍安全运行）形，弹性变形在一定限度内（变形不得妨碍安全运行） 飞行中可能出现飞机的过载略大于最大使用过载，为保证安飞行中可能出现飞机的过载略大于最大使用过载，为保证安 全，出现这种情况，飞机结构也不能破坏而造成飞行事故。全，出现这种情况，飞机结构也不能破坏而造成飞行事故。 F P l l 结构应具有一定的承载余量：设计载荷结构应具有一定的承载余量：设计载荷/极限载荷极限载荷 极限载荷极限载荷/设计载荷设计载荷

4、=限制载荷限制载荷/使用载荷使用载荷安全系数安全系数 安全系数确定：足够的强度刚度、结构不过重安全系数确定：足够的强度刚度、结构不过重 安全系数的大小（安全系数的大小（25部规定取部规定取1.5）使飞机主要受力结构）使飞机主要受力结构 在破坏载荷作用下刚开始破坏或接近破坏。在破坏载荷作用下刚开始破坏或接近破坏。 注：有关疲劳、热、颤振、振动等因素，有专门计算载荷注：有关疲劳、热、颤振、振动等因素，有专门计算载荷 的规定，而不是用放大安全系数的方法来解决。的规定，而不是用放大安全系数的方法来解决。 强度的要求用限制载荷（服役中预期的最大载荷）和极强度的要求用限制载荷（服役中预期的最大载荷）和极

5、限载荷（限制载荷乘以规定的安全系数）来规定。除非另限载荷（限制载荷乘以规定的安全系数）来规定。除非另 有说明，所规定的载荷均为限制载荷。有说明，所规定的载荷均为限制载荷。 3.4.2 载荷载荷 载荷要考虑全面可能的情况：高度范围内的每一临界高度；载荷要考虑全面可能的情况：高度范围内的每一临界高度； 每一重量；对于每一要求的高度和重量，使用限制内可调配每一重量；对于每一要求的高度和重量，使用限制内可调配 载重的任何实际分布。载重的任何实际分布。 过载（载荷系数）过载（载荷系数） 除重力外，作用在飞机上的某方向上所有外力之合力与当时除重力外，作用在飞机上的某方向上所有外力之合力与当时 飞机重量之比

6、值，叫载荷系数。飞机重量之比值，叫载荷系数。 载荷系数可正可负，除重力外的总合力在该方向上的分量与载荷系数可正可负，除重力外的总合力在该方向上的分量与 飞机坐标轴正方向相同的为正，反之为负。飞机坐标轴正方向相同的为正，反之为负。 其中：其中：P为推力；为推力；W为机重；为机重； L、D、Z分别为升力、阻力、侧向力。分别为升力、阻力、侧向力。 W DP nx W L n y W Z nz 由于机动飞行或飞行中遇到突风时，由于机动飞行或飞行中遇到突风时，Y方向的过载往往很大，且方向的过载往往很大，且ny对飞机结对飞机结 构的损伤也最严重，而构的损伤也最严重，而X方向除飞行加速或制动减速瞬时过载较大

7、以外，方向除飞行加速或制动减速瞬时过载较大以外， 其他情况都很小。其他情况都很小。Z轴方向除飞机侧滑受侧风有点影响外，其它情况很少产轴方向除飞机侧滑受侧风有点影响外，其它情况很少产 生侧向过载。所以我们将着重讨论生侧向过载。所以我们将着重讨论Y方向的过载。方向的过载。 飞机的外载荷按使用情况不同，分为两类：飞机的外载荷按使用情况不同，分为两类： 飞行时的外载荷；飞行时的外载荷；起飞、着陆时的外载荷。起飞、着陆时的外载荷。 下表列出了飞机承受的主要载荷类型下表列出了飞机承受的主要载荷类型 气动载荷气动载荷 机动机动 突风突风 操纵面偏转操纵面偏转 部件干扰部件干扰 起飞、滑行载荷起飞、滑行载荷

8、弹射弹射 中断起飞中断起飞 颠簸颠簸 转弯转弯 着陆载荷着陆载荷 着陆撞击着陆撞击 回弹回弹 侧偏运动侧偏运动 单轮着地单轮着地 动力装置载荷动力装置载荷 推力推力 扭矩扭矩 陀螺力矩陀螺力矩 振动振动 进气道压力进气道压力 惯性载荷惯性载荷 加速加速 滚转滚转 振动振动 颤振颤振 其他载荷其他载荷 牵引牵引 顶起顶起 增压增压 鸟撞鸟撞 坠撞坠撞 这些类型的载这些类型的载 荷可以是静载荷可以是静载 荷、动载荷、荷、动载荷、 疲劳载荷和温疲劳载荷和温 度载荷，它们度载荷，它们 均必须在设计均必须在设计 中予以考虑。中予以考虑。 1. 飞行机动载荷飞行机动载荷 匀速平飞时：匀速平飞时：ny=1

9、垂直平面内机动飞行受载情况垂直平面内机动飞行受载情况 飞机由俯冲拉起时飞机由俯冲拉起时 )(cos 2 gr v GY gr v ny 2 cos 飞机由平飞推杆进入下滑时，飞机由平飞推杆进入下滑时， r v g G GY 2 cos gr v G Y ny 2 cos 水平平面内机动飞行受载情况水平平面内机动飞行受载情况 飞机水平转弯时，飞机水平转弯时，GYcos cos 1 G Y ny 飞行机动包线飞行机动包线 机动载荷的限制：机动载荷的限制：ny =L/W 是机动性好坏的指标，要受到两方是机动性好坏的指标，要受到两方 面的限制：面的限制： a. 气动力限制气动力限制 在较小速度下飞行时

10、，飞机能达到的过载受在较小速度下飞行时，飞机能达到的过载受C L限制。限制。 对给定的对给定的V，为增大过载，可增大升力系数，但，为增大过载，可增大升力系数，但CL的增加是有的增加是有 限制的，当迎角达到临界迎角时，升力系数也达到最大。负迎限制的，当迎角达到临界迎角时，升力系数也达到最大。负迎 角的情况也这样，所以升力系数只能在角的情况也这样，所以升力系数只能在C Lmax和和C Lmin之间变化。之间变化。 （负过载时的（负过载时的CLmin是正过载的是正过载的CLmax的的0.7倍）倍） 假设飞机以正临界迎角飞行，假设飞机以正临界迎角飞行， C L =C Lmax， ， SvC W SvC

11、 W n ELLy 2 0max 2 maxmax 2 11 2 11 b. 结构限制载荷结构限制载荷 飞机设计时，要先确定最大重量、要求的过载（由飞机的预定飞机设计时，要先确定最大重量、要求的过载（由飞机的预定 的使用目的决定：机动性能、飞行员生理限制、突风）。的使用目的决定：机动性能、飞行员生理限制、突风）。 对于民用运输机，对于民用运输机，CCAR 25规定正的限制机动载荷系数在直到规定正的限制机动载荷系数在直到 VD速度内，不得小于速度内，不得小于2.1+24000/(W+10000)，且不得小于，且不得小于2.5， 但不必大于但不必大于3.8。（。（W为设计最大起飞重量）为设计最大起

12、飞重量） 当当W50kLb时，时， 2.1+24000/(W+10000)2.5，所以民航机设计，所以民航机设计 时，时，Ny取取2.5。 负的过载在直到负的过载在直到VC速度内，不得小于速度内，不得小于-1.0，在，在VCVD范围内，范围内， 可线性减小到可线性减小到0。 光洁外形光洁外形 -1.0 ny 2.5 襟、缝翼伸出状态襟、缝翼伸出状态 0 ny 2.0 飞行载荷因子限制反映了允许的飞机机动能力范围，飞行载荷因子限制反映了允许的飞机机动能力范围，在此范围内，在此范围内， 不会造成机体结构损坏和不允许的变形，不会造成机体结构损坏和不允许的变形，n=n=2.5对应于飞机作对应于飞机作6

13、6.4度侧度侧 倾的机动飞行。倾的机动飞行。 特征速度特征速度 VA：设计机动速度。按此速度设计舵面积和操纵机构，使得在舵面全：设计机动速度。按此速度设计舵面积和操纵机构，使得在舵面全 偏转时，刚好能产生偏转时，刚好能产生ny = 2.5 VC：设计巡航速度。飞机设计部门选定的一个速度，：设计巡航速度。飞机设计部门选定的一个速度，VC应充分大于应充分大于VB （以应付严重大气紊流使（以应付严重大气紊流使V增大），如无更合理的理由，增大），如无更合理的理由，VC VB+43节，节， 但不必大于由但不必大于由MCT所确定的最大平飞速度。所确定的最大平飞速度。 VB：对应最大阵风强度的设计速度。：对

14、应最大阵风强度的设计速度。 VD：设计俯冲速度。：设计俯冲速度。VD应选择足够大，使得在偏离巡航状态加速后所应选择足够大，使得在偏离巡航状态加速后所 达到的速度不超过达到的速度不超过VD，VD应选得应选得 VC 0.8VD VD应大于下列二者中大的一个应大于下列二者中大的一个 飞机以飞机以VC正常巡航，沿下滑角正常巡航，沿下滑角7.5度飞行度飞行20秒，以秒，以ny=1.5拉起，拉起， 在这个过程中所能达到的最大速度。在这个过程中所能达到的最大速度。 MDMC0.05 VD、VC最小余量必须足以应付大气条件的变化，及仪表误差。最小余量必须足以应付大气条件的变化，及仪表误差。 2. 飞行突风载荷

15、飞行突风载荷 垂直阵风的影响垂直阵风的影响-使迎角变化使迎角变化-CL增大或减小增大或减小 FAR 25 中对所要考虑的阵风规定如下中对所要考虑的阵风规定如下（注：此处阵（注：此处阵 风速度为当量速度）风速度为当量速度） 在速度在速度VB时，在时，在20000英尺以下，垂直阵风英尺以下，垂直阵风66fps 在在20000-50000英尺，线性减至英尺，线性减至38fps 在速度在速度VC时，在时，在20000英尺以下，垂直阵风英尺以下，垂直阵风50fps 在在20000-50000英尺，线性减至英尺，线性减至25fps 在速度在速度VD时，在时，在20000英尺以下，垂直阵风英尺以下，垂直阵风

16、25fps 在在20000-50000英尺，线性减至英尺，线性减至12.5fps L L L C C C W SCV SVCC W n LE ELLy 2 1 2 1 )( 1 2 0 2 01 688. 1 E de V u )/(498 1 688. 12 1 2 0 SW uVC V u W SCV n deEL E deLE y 引入阵风缓和因子引入阵风缓和因子Kg )/(498 1 SW uVCK n deELg y g g g K 3 . 5 88. 0 gCc SW L g )/(2 飞机质量比 突风载荷包线又称突风包线，是指突风引起的飞机法向过载与飞行速度形成的突风载荷包线又称

17、突风包线，是指突风引起的飞机法向过载与飞行速度形成的 关系包线。突风的出现会增大飞行载荷和载荷因子，考虑到实际飞行中可能遇关系包线。突风的出现会增大飞行载荷和载荷因子，考虑到实际飞行中可能遇 到的突风，给出突风载荷包线作为飞机强度设计的载荷依据之一。到的突风，给出突风载荷包线作为飞机强度设计的载荷依据之一。 3. 主要部件载荷主要部件载荷 操纵面、操纵系统载荷操纵面、操纵系统载荷 必须考虑各种飞行情况（机动、突风）及地面突风（操纵系统止必须考虑各种飞行情况（机动、突风）及地面突风（操纵系统止 动器、操纵系统锁及支撑件设计用）情况产生的限制载荷进行设动器、操纵系统锁及支撑件设计用）情况产生的限制

18、载荷进行设 计，并考虑下列要求：计，并考虑下列要求： 平行于铰链线的载荷平行于铰链线的载荷 操纵面及支撑铰链架必须按平行于铰链线作用的惯性载荷进行设计；操纵面及支撑铰链架必须按平行于铰链线作用的惯性载荷进行设计； 飞行员作用力限制飞行员作用力限制 纵向、横向、航向和阻力操纵系统及其支承结构，必须按相应于操纵向、横向、航向和阻力操纵系统及其支承结构，必须按相应于操 纵面铰链力矩的纵面铰链力矩的125%的载荷进行设计。的载荷进行设计。 系统限制载荷，除地面突风所引起的载荷外，不必超过一名（或两系统限制载荷，除地面突风所引起的载荷外，不必超过一名（或两 名）驾驶员和自动的或带动力的装置操作操纵系统时

19、所能产生的载名）驾驶员和自动的或带动力的装置操作操纵系统时所能产生的载 荷。荷。 系统限制载荷不得小于施加规定的最小作用力所产生的载荷。系统限制载荷不得小于施加规定的最小作用力所产生的载荷。 配平调整片的影响；配平调整片的影响； 只有在操纵面载荷受到驾驶员最大作用力限制时才必须只有在操纵面载荷受到驾驶员最大作用力限制时才必须 计入。在这些情况下，认为配平调整片朝帮助驾驶员的计入。在这些情况下，认为配平调整片朝帮助驾驶员的 方向偏转。方向偏转。 非对称载荷；非对称载荷； 平尾及其支承结构，必须按各种规定的飞行情况同由偏平尾及其支承结构，必须按各种规定的飞行情况同由偏 航和滑流效应所产生的非对称载

20、荷的组合进行设计。航和滑流效应所产生的非对称载荷的组合进行设计。 外侧垂直安定面。外侧垂直安定面。 当垂直安定面安装在平尾外侧时，平尾必须按最大的平当垂直安定面安装在平尾外侧时，平尾必须按最大的平 尾载荷同由端板效应在垂尾上引起的相应载荷的组合进尾载荷同由端板效应在垂尾上引起的相应载荷的组合进 行设计。这些端板效应不必同其它垂尾载荷相组合。行设计。这些端板效应不必同其它垂尾载荷相组合。 当平尾将外侧垂直安定面分成上、下两部分时，要考虑当平尾将外侧垂直安定面分成上、下两部分时，要考虑 非对称载荷。非对称载荷。 增压舱载荷增压舱载荷 飞机结构必须有足够的强度来承受飞行载荷和由零到释压活飞机结构必须

21、有足够的强度来承受飞行载荷和由零到释压活 门最大调定值的压差载荷的组合作用。门最大调定值的压差载荷的组合作用。 必须计及在飞行中的外部压力分布以及应力集中和疲劳影响。必须计及在飞行中的外部压力分布以及应力集中和疲劳影响。 如允许机舱带压差着陆，则着陆载荷必须和由零到着陆期间如允许机舱带压差着陆，则着陆载荷必须和由零到着陆期间 所允许的最大压差载荷相结合。所允许的最大压差载荷相结合。 增压舱内部或外部的任何结构、组件或零件，如因其破坏而增压舱内部或外部的任何结构、组件或零件，如因其破坏而 可能妨碍安全飞行和着陆时，则必须设计成能够承受在任何使可能妨碍安全飞行和着陆时，则必须设计成能够承受在任何使

22、 用高度由于以下每一情况使任何舱室出现孔洞而引起的压力突用高度由于以下每一情况使任何舱室出现孔洞而引起的压力突 降：发动机碎裂后发动机的一部分穿通了增压舱；不超过降：发动机碎裂后发动机的一部分穿通了增压舱；不超过1.86 平米的孔洞。平米的孔洞。 载人增压舱内的隔框、地板和隔板必须采取合理的设计预防载人增压舱内的隔框、地板和隔板必须采取合理的设计预防 措施，以尽量减小由于零件的脱落而伤害座位上乘员的概率。措施，以尽量减小由于零件的脱落而伤害座位上乘员的概率。 飞机结构必须有足够的强度来承受下述压差载荷，该载荷为飞机结构必须有足够的强度来承受下述压差载荷，该载荷为 相应于释压活门最大调定值的压差

23、载荷的相应于释压活门最大调定值的压差载荷的1.33倍，并略去其它倍，并略去其它 载荷。载荷。 发动机扭矩和发动机架的侧向载荷发动机扭矩和发动机架的侧向载荷 发动机架及其支承结构必须设计成能承受下列每一种载荷：发动机架及其支承结构必须设计成能承受下列每一种载荷： 由于故障或结构损坏（例如压气机卡住）造成发动机突然停车所产由于故障或结构损坏（例如压气机卡住）造成发动机突然停车所产 生的发动机限制扭矩载荷；发动机最大加速所产生的发动机限制扭生的发动机限制扭矩载荷；发动机最大加速所产生的发动机限制扭 矩载荷。矩载荷。 发动机架及其支承结构必须按横向限制载荷系数（作为作用在发动发动机架及其支承结构必须按

24、横向限制载荷系数（作为作用在发动 机架上的侧向载荷）进行设计，此系数至少等于由偏航情况得到的机架上的侧向载荷）进行设计，此系数至少等于由偏航情况得到的 最大载荷系数，但不小于最大载荷系数，但不小于1.33，也不得小于情况，也不得小于情况A限制载荷系数的限制载荷系数的1/3。 增升装置增升装置 机动过载机动过载2.0 正、负突风正、负突风7.6米米/秒（秒（25英尺英尺/秒）秒） 4. 地面载荷地面载荷 目的：起落架及相关构件设计目的：起落架及相关构件设计 着陆情况：水平着陆、尾沉、侧向着陆、单轮着陆、回跳着陆情况：水平着陆、尾沉、侧向着陆、单轮着陆、回跳 计算条件（垂直载荷）计算条件（垂直载荷

25、） 设计最大着陆重量时，下沉速度为设计最大着陆重量时，下沉速度为3.05米米/秒（秒（10英尺英尺/秒）秒） 设计最大起飞重量时，下沉速度为设计最大起飞重量时，下沉速度为1.83米米/秒（秒（6英尺英尺/秒）秒） 在整个着陆撞击过程中，飞机升力不超过飞机重量，并作用在整个着陆撞击过程中，飞机升力不超过飞机重量，并作用 于飞机重心。（一般可以取于飞机重心。（一般可以取Y=G） 侧向载荷、侧向载荷、 水平载荷水平载荷 在确定的起落架垂直载荷及其它载荷共同作用下，起落架及与起落架在确定的起落架垂直载荷及其它载荷共同作用下，起落架及与起落架 相连的机体结构不应破坏，也不能产生有害的永久变形。相连的机体

26、结构不应破坏，也不能产生有害的永久变形。 三点着陆时，三点着陆时， 两点着陆时，两点着陆时， Py前 前+2 Py主主=G+N-Y 2 Py主主=G+N-Y G飞机着陆时的重量飞机着陆时的重量 N-飞机着陆时，垂直方向的惯性力飞机着陆时，垂直方向的惯性力 Y-飞机着陆时，作用在飞机上的升力飞机着陆时，作用在飞机上的升力 飞机着陆时，起落架承受的垂直载荷主要和惯性载荷飞机着陆时，起落架承受的垂直载荷主要和惯性载荷N有关。有关。 惯性载荷惯性载荷N又取决于着陆时飞机的重量，接地时垂直地面的又取决于着陆时飞机的重量，接地时垂直地面的 分速度分速度V下沉 下沉（与着陆时飞行速度及下滑角有关），起落架减

27、 （与着陆时飞行速度及下滑角有关），起落架减 震器对地面撞击能的吸收特性。震器对地面撞击能的吸收特性。 3.4.3 疲劳强度基本知识疲劳强度基本知识 1. 疲劳定义疲劳定义 疲劳：结构或零件在交变应力重复作用下，导致破坏的过程疲劳：结构或零件在交变应力重复作用下，导致破坏的过程 叫疲劳，这种破坏叫疲劳破坏。叫疲劳，这种破坏叫疲劳破坏。 交变载荷（或交变应力）是指载荷（或应力）的大小、方向交变载荷（或交变应力）是指载荷（或应力）的大小、方向 随时间作周期性或不规则改变的载荷或应力。随时间作周期性或不规则改变的载荷或应力。 例如：突风、机动载荷；地面滑行载荷；着陆撞击载荷；气密例如：突风、机动载荷

28、；地面滑行载荷；着陆撞击载荷；气密 座舱的增压载荷也为一周期性载荷座舱的增压载荷也为一周期性载荷 由裂纹产生、扩展、断裂三阶段组成由裂纹产生、扩展、断裂三阶段组成 疲劳破坏不像静力破坏那样在一次最大载荷作用下发生断裂，疲劳破坏不像静力破坏那样在一次最大载荷作用下发生断裂， 而一般要经历一定的甚至是很长的时间。而一般要经历一定的甚至是很长的时间。 影响疲劳强度的因素影响疲劳强度的因素 应力集中的影响：当构件受力时，在截面突变处应力会应力集中的影响：当构件受力时，在截面突变处应力会 局部增大。这种应力局部增大的现象称为应力集中。应力局部增大。这种应力局部增大的现象称为应力集中。应力 集中会使疲劳强

29、度大大降低。集中会使疲劳强度大大降低。 表面加工的影响：表面光洁度高，疲劳强度也提高。表面加工的影响：表面光洁度高，疲劳强度也提高。 高温工作；温度梯度，膨胀收缩，交变热应力（热疲劳）高温工作；温度梯度，膨胀收缩，交变热应力（热疲劳） 噪声环境：如靠近发动机喷口附近部位的飞机结构因受噪声环境：如靠近发动机喷口附近部位的飞机结构因受 到高声强噪音的激励而产生振动，产生到高声强噪音的激励而产生振动，产生“声疲劳声疲劳”。 腐蚀促进疲劳裂纹的产生与发展。腐蚀促进疲劳裂纹的产生与发展。 疲劳破坏常具有局部性，而并不牵涉到整个结构的所有构件，疲劳破坏常具有局部性，而并不牵涉到整个结构的所有构件， 因而改

30、变局部细节设计或工艺措施，即可明显地增加疲劳寿命；因而改变局部细节设计或工艺措施，即可明显地增加疲劳寿命； 如在发现裂纹后，更换损伤构件或制止裂纹扩展，结构还可继如在发现裂纹后，更换损伤构件或制止裂纹扩展，结构还可继 续使用。续使用。 就就“彗星彗星”号飞机来说，机身疲劳是飞机在多次起降过程中，号飞机来说，机身疲劳是飞机在多次起降过程中， 其增压座舱壳体经反复增压与减压引起的。针对这个问题，其增压座舱壳体经反复增压与减压引起的。针对这个问题， 德德哈维兰公司对哈维兰公司对“彗星彗星”号飞机进行了改进设计，加固了机号飞机进行了改进设计，加固了机 身，采用了椭圆形航窗，使疲劳问题得到很好的解决。身

31、，采用了椭圆形航窗，使疲劳问题得到很好的解决。 从此，在飞机设计上将飞机结构的疲劳强度正式列入了强度从此，在飞机设计上将飞机结构的疲劳强度正式列入了强度 规范而加以要求。规范而加以要求。 2. 疲劳强度设计的概念、方法疲劳强度设计的概念、方法 安全寿命：安全寿命： 所谓安全寿命是要求飞机结构在一定使用期内不发生疲劳破坏。波所谓安全寿命是要求飞机结构在一定使用期内不发生疲劳破坏。波 音公司对疲劳破坏是这样定义的：构件出现可检裂纹就看作是一种破音公司对疲劳破坏是这样定义的：构件出现可检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。到了寿命的坏。构件形成可检裂纹的这段时间就是

32、构件的疲劳寿命。到了寿命的 构件需进行修理或更换。构件需进行修理或更换。 安全寿命设计方法安全寿命设计方法 设计使用载荷谱（结构承受载荷随时间变化的历程）设计使用载荷谱（结构承受载荷随时间变化的历程）-根据大根据大 量实测的疲劳载荷及其时间历程，再经过统计分析和简化量实测的疲劳载荷及其时间历程，再经过统计分析和简化 局部危险部位的应力谱：对应不同载荷系数在飞机结构上的分布局部危险部位的应力谱：对应不同载荷系数在飞机结构上的分布 载荷，通过计算获得零构件的作用载荷，再通过计算分析获得构载荷，通过计算获得零构件的作用载荷，再通过计算分析获得构 件局部细节部位的应力。件局部细节部位的应力。 疲劳试验

33、疲劳试验 分析结果给出寿命分析结果给出寿命 提供检查资料，维修说明等提供检查资料，维修说明等 疲劳寿命曲线疲劳寿命曲线 特点特点 安全寿命设计思想是以结构无初始缺陷为基础的。事实上，安全寿命设计思想是以结构无初始缺陷为基础的。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。如果这些裂纹扩展，就会发现的初始缺陷（类裂纹）或裂纹。如果这些裂纹扩展，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。验寿命很不一致。

34、采用大的安全寿命系数来保证安全性和可靠性又往往使构件采用大的安全寿命系数来保证安全性和可靠性又往往使构件 设计得太保守。设计得太保守。 无法预计生产、使用、维护中不能完全避免的意外损伤。无法预计生产、使用、维护中不能完全避免的意外损伤。 主要用于不易检修的内部结构，目前主要设计起落架结构。主要用于不易检修的内部结构，目前主要设计起落架结构。 损伤容限：损伤容限： 损伤容限，是指结构在规定的未修使用周期内，抵抗由缺损伤容限，是指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。即指飞机结构中初陷、裂纹或其它损伤而导致破坏的能力。即指飞机结构中初 始缺陷及其飞机在使用中缺陷

35、发展的允许程度。始缺陷及其飞机在使用中缺陷发展的允许程度。 承认结构中存在一定程度的未被发现的初始缺陷、裂纹或其它损承认结构中存在一定程度的未被发现的初始缺陷、裂纹或其它损 伤。通过损伤容限特性分析与试验，对可检结构给出检修周期，对伤。通过损伤容限特性分析与试验，对可检结构给出检修周期，对 不可检结构提出严格的剩余强度要求和裂纹扩展限制。以保证结构不可检结构提出严格的剩余强度要求和裂纹扩展限制。以保证结构 在给定的使用寿命期限内，不致由于未被发现的初始缺陷、裂纹或在给定的使用寿命期限内，不致由于未被发现的初始缺陷、裂纹或 其它损伤扩展而发展成灾难性的破坏事故。其它损伤扩展而发展成灾难性的破坏事

36、故。 破损安全：指一个构件发生破坏之后，它所承担的载荷可以由其破损安全：指一个构件发生破坏之后，它所承担的载荷可以由其 它残存结构件继续承担，以防止飞机的破坏，或造成飞机刚度降低它残存结构件继续承担，以防止飞机的破坏，或造成飞机刚度降低 过多而影响飞机的正常使用。过多而影响飞机的正常使用。 与与安全寿命设计方法的区别安全寿命设计方法的区别 安全寿命设计的目标是通过对疲劳关键部位进行合理的选材，开展安全寿命设计的目标是通过对疲劳关键部位进行合理的选材，开展 抗疲劳结构细节设计，适当控制应力水平等，使飞机结构在载荷谱抗疲劳结构细节设计，适当控制应力水平等，使飞机结构在载荷谱 作用下，保证飞机在安全

37、使用寿命期内疲劳破坏概率最小。通过设作用下，保证飞机在安全使用寿命期内疲劳破坏概率最小。通过设 计、分析和试验所给出的安全寿命应满足订货方提出的设计使用寿计、分析和试验所给出的安全寿命应满足订货方提出的设计使用寿 命要求。命要求。 与断裂力学的关系与断裂力学的关系 损伤容限设计使结构在整个工作寿命期内，破坏的可能性维持在可损伤容限设计使结构在整个工作寿命期内，破坏的可能性维持在可 以接受的低的程度以保证安全。以接受的低的程度以保证安全。 剩余强度与裂纹尺寸的关系如何？剩余强度与裂纹尺寸的关系如何？ 在预期的工作载荷下，能容许多大的裂纹（临界裂纹尺寸）？在预期的工作载荷下，能容许多大的裂纹（临界

38、裂纹尺寸）？ 裂纹从一定长度的初始尺寸，扩展到临界尺寸需多长时间？裂纹从一定长度的初始尺寸，扩展到临界尺寸需多长时间？ 在结构工作寿命开始时，允许存在多大的初始缺陷？在结构工作寿命开始时，允许存在多大的初始缺陷？ 每隔多长时间，应对结构进行一次裂纹检查？每隔多长时间，应对结构进行一次裂纹检查？ 裂纹扩展曲线裂纹扩展曲线 剩余强度曲线剩余强度曲线 损伤容限设计方法损伤容限设计方法 确定设计使用载荷谱确定设计使用载荷谱 合理选材合理选材 根据可检度进行结构分类：缓慢裂纹扩展结构（多属于单传根据可检度进行结构分类：缓慢裂纹扩展结构（多属于单传 力结构、整体结构）；破损安全结构（多传力、止裂设计）力结

39、构、整体结构）；破损安全结构（多传力、止裂设计） 进行结构细节设计进行结构细节设计 确定初始缺陷尺寸确定初始缺陷尺寸 损伤容限分析：对根据结构材料的的断裂特性、结构形式、损伤容限分析：对根据结构材料的的断裂特性、结构形式、 可检度和受载情况确定的危险部位，用断裂力学分析，确定这可检度和受载情况确定的危险部位，用断裂力学分析，确定这 些危险部位的临界裂纹尺寸、剩余强度、裂纹扩展寿命等，并些危险部位的临界裂纹尺寸、剩余强度、裂纹扩展寿命等，并 进行必要的试验，反复改进，直到满足设计要求。进行必要的试验，反复改进，直到满足设计要求。 损伤容限试验：验证是否满足损伤容限规范规定的设计要求。损伤容限试验

40、：验证是否满足损伤容限规范规定的设计要求。 给出使用维护大纲：检查方法、检修周期、允许的最大初始给出使用维护大纲：检查方法、检修周期、允许的最大初始 损伤尺寸等。损伤尺寸等。 损伤容限设计特点损伤容限设计特点 充分利用飞机强度的潜力充分利用飞机强度的潜力 考虑生产、使用、维护中潜在或意外的损伤。考虑生产、使用、维护中潜在或意外的损伤。 对危及飞机机体安全的主要结构，应采用损伤容限设计。对危及飞机机体安全的主要结构，应采用损伤容限设计。 3.4.4 高能转动部件的包容量和离散源损伤容限高能转动部件的包容量和离散源损伤容限 1. 意外损伤意外损伤 鸟鸟击击 飞鸟撞击飞机，由于相对速度大，鸟又有一定

41、的质量，因而会把结构（风飞鸟撞击飞机，由于相对速度大，鸟又有一定的质量，因而会把结构（风 挡玻璃等）撞出一个大洞，飞鸟还可能经进气道被吸入发动机内。鸟撞会挡玻璃等）撞出一个大洞，飞鸟还可能经进气道被吸入发动机内。鸟撞会 引起复合材料结构强度、刚度剧烈下降。引起复合材料结构强度、刚度剧烈下降。 (a)风挡玻璃风挡玻璃 内层玻璃必须用非碎裂性材料制成。内层玻璃必须用非碎裂性材料制成。 驾驶员正前方的风挡玻璃及其支承结构，必须能经受住驾驶员正前方的风挡玻璃及其支承结构，必须能经受住1.8公斤（公斤（4磅）的磅）的 飞鸟撞击而不被击穿，此时飞机的速度等于海平面飞鸟撞击而不被击穿，此时飞机的速度等于海平

42、面VC值。值。 除非能用分析或试验表明发生风挡破碎临界情况的概率很低，否则飞机必除非能用分析或试验表明发生风挡破碎临界情况的概率很低，否则飞机必 须有措施将鸟撞引起的风挡玻璃飞散碎片伤害驾驶员的危险减至最小。须有措施将鸟撞引起的风挡玻璃飞散碎片伤害驾驶员的危险减至最小。 驾驶员正面风挡玻璃必须布置成，如果丧失了其中任何一块玻璃的视界，驾驶员正面风挡玻璃必须布置成，如果丧失了其中任何一块玻璃的视界， 余下的一块或几块玻璃可供一个驾驶员在其驾驶位置上继续安全飞行和着余下的一块或几块玻璃可供一个驾驶员在其驾驶位置上继续安全飞行和着 陆。陆。 (b)尾翼结构：保证飞机在与尾翼结构：保证飞机在与3.6公

43、斤（公斤（8磅）重的鸟相撞之后，仍磅）重的鸟相撞之后，仍 能继续安全飞行和着陆，相撞时飞机的速度（沿飞行航迹相对于能继续安全飞行和着陆，相撞时飞机的速度（沿飞行航迹相对于 鸟）等于海平面鸟）等于海平面VC。 (c)两套空速系统两套空速系统 (d)发动机防鸟击发动机防鸟击 外来物外来物 每台活塞式发动机必须有一个能防止雨水、冰块或任何其它外来每台活塞式发动机必须有一个能防止雨水、冰块或任何其它外来 物进入的备用进气源。物进入的备用进气源。 涡轮发动机飞机和装有涡轮发动机飞机和装有APUAPU的飞机，必须设计成能防止跑道、滑行的飞机，必须设计成能防止跑道、滑行 道或机场其它工作场所上危险量的水或雪

44、水直接进入发动机或道或机场其它工作场所上危险量的水或雪水直接进入发动机或APUAPU 的进气道，并且进气道的位置或防护必须使其在起飞、着陆和滑的进气道，并且进气道的位置或防护必须使其在起飞、着陆和滑 行过程中吸入外来物的程度减至最小。行过程中吸入外来物的程度减至最小。 如果发动机进气系统中的零件和部件有可能被进入进气口的外来如果发动机进气系统中的零件和部件有可能被进入进气口的外来 物所损坏，则必须通过试验或分析来表明该进气系统的设计能够物所损坏，则必须通过试验或分析来表明该进气系统的设计能够 经受发动机适航标准中有关外来物吸入试验，而零件或部件的损经受发动机适航标准中有关外来物吸入试验，而零件

45、或部件的损 坏不会造成危害。坏不会造成危害。 CCAR 33部部 发动机有防护装置发动机有防护装置（规定尺寸的外来物不能通过防护装置；该防（规定尺寸的外来物不能通过防护装置；该防 护装置能经受外来物撞击；不能妨碍空气流入发动机造成持续功护装置能经受外来物撞击；不能妨碍空气流入发动机造成持续功 率或推力减少不超过规定值）。率或推力减少不超过规定值）。 或进气道吸入鸟后功率或进气道吸入鸟后功率/推力减小不能太多，也不能使发动机着火、推力减小不能太多，也不能使发动机着火、 破裂、失去停车能力、载荷过大。破裂、失去停车能力、载荷过大。 吸入水、冰或冰雹不得引起持续的功率或推力损失，或要求发动吸入水、冰

46、或冰雹不得引起持续的功率或推力损失，或要求发动 机停车。必须验证当发动机在水对空气质量流量比至少为机停车。必须验证当发动机在水对空气质量流量比至少为4的条的条 件下于飞行慢车和起飞功率调定值两种状态下稳定工作后，当发件下于飞行慢车和起飞功率调定值两种状态下稳定工作后，当发 动机吸入至少含发动机空气质量流量动机吸入至少含发动机空气质量流量4的水的混合物时，发动机的水的混合物时，发动机 能够安全地加速和减速。能够安全地加速和减速。 高能转动部件的包容性高能转动部件的包容性 (a) 含高能转子的设备必须符合本条含高能转子的设备必须符合本条(b)或或(c)，或或(d)的规定。的规定。 (b)设备中的高

47、能转子必须能承受因故障、振动、异常速度和异常设备中的高能转子必须能承受因故障、振动、异常速度和异常 温度引起的损伤。此外，还要满足下列要求：温度引起的损伤。此外，还要满足下列要求： 辅助转子机匣必须能包容住高能转子叶片破坏所引起的损伤；辅助转子机匣必须能包容住高能转子叶片破坏所引起的损伤； 设备控制装置、系统或仪表设备必须合理地保证，在服役中不会设备控制装置、系统或仪表设备必须合理地保证，在服役中不会 超过影响高能转子完整性的使用限制。超过影响高能转子完整性的使用限制。 (c)必须通过试验表明，含高能转子的设备能包容住高能转子在最必须通过试验表明，含高能转子的设备能包容住高能转子在最 高速度下

48、发生的任何破坏（当正常的速度控制装置不工作时能达高速度下发生的任何破坏（当正常的速度控制装置不工作时能达 到的最高速度）。到的最高速度）。 (d)含高能转子的设备必须安装在转子破坏时既不会危及乘员，也含高能转子的设备必须安装在转子破坏时既不会危及乘员，也 不会对继续安全飞行有不利影响的部位。不会对继续安全飞行有不利影响的部位。 CCAR 25 结构的损伤容限和疲劳评定结构的损伤容限和疲劳评定 (a)总则总则 对强度、细节设计和制造的评定必须表明，飞机在整个使对强度、细节设计和制造的评定必须表明，飞机在整个使 用寿命期内将避免由于疲劳、腐蚀或意外损伤引起的灾难性破坏。用寿命期内将避免由于疲劳、腐

49、蚀或意外损伤引起的灾难性破坏。 对可能引起灾难性破坏的每一结构部分（例如机翼、尾翼、操纵面对可能引起灾难性破坏的每一结构部分（例如机翼、尾翼、操纵面 及其系统、机身、发动机、起落架、以及上述各部分有关的主要连及其系统、机身、发动机、起落架、以及上述各部分有关的主要连 接），除本条（接），除本条（c）规定的情况以外）规定的情况以外，必须，必须 按本条按本条(b)和和(e)的规定进的规定进 行这一评定。对于涡轮喷气飞机，可能引起灾难性破坏的结构部分，行这一评定。对于涡轮喷气飞机，可能引起灾难性破坏的结构部分， 还必须按本条还必须按本条(d)评定。此外，采用下列规定：评定。此外，采用下列规定： 本条

50、要求的每一评定，必须包括下列各点：服役中预期的典型本条要求的每一评定，必须包括下列各点：服役中预期的典型 载荷谱、温度和湿度载荷谱、温度和湿度（环境谱：腐蚀、疲劳）（环境谱：腐蚀、疲劳）；判明其破坏会；判明其破坏会 导致飞机灾难性破坏的主要结构元件和细节设计点。导致飞机灾难性破坏的主要结构元件和细节设计点。 根据本条要求的评定，必须制订为预防灾难性破坏所必须的检根据本条要求的评定，必须制订为预防灾难性破坏所必须的检 查工作或其它步骤，必须将其载入查工作或其它步骤，必须将其载入“持续适航文件持续适航文件”中的中的“适适 航限制航限制”一节。一节。 (b)损伤容限评定损伤容限评定 由有试验依据以及

51、服役经验（如果有服役经验）支持的分析来确定由有试验依据以及服役经验（如果有服役经验）支持的分析来确定 因疲劳、腐蚀或意外损伤引起的预期的损伤部位和型式。在使用寿因疲劳、腐蚀或意外损伤引起的预期的损伤部位和型式。在使用寿 命期内的任何时候，剩余强度评定所用的损伤范围，必须与初始的命期内的任何时候，剩余强度评定所用的损伤范围，必须与初始的 可觉察性以及随后在重复载荷下的扩展情况相一致。可觉察性以及随后在重复载荷下的扩展情况相一致。 剩余强度评定必须表明，其余结构能够承受相应于下列情况的载荷剩余强度评定必须表明，其余结构能够承受相应于下列情况的载荷 （作为极限静载荷考虑）：（作为极限静载荷考虑）：

52、限制对称机动情况；限制突风情况；限制滚转情况；限制偏航机动限制对称机动情况；限制突风情况；限制滚转情况；限制偏航机动 情况；增压舱载荷；地面载荷。情况；增压舱载荷；地面载荷。 (c) 疲劳（安全寿命）评定疲劳（安全寿命）评定 如果申请人确认，本条如果申请人确认，本条(b)对损伤容限的对损伤容限的 要求不适用于某特定结构，则不需要满足该要求。这些结构必须用要求不适用于某特定结构，则不需要满足该要求。这些结构必须用 有试验依据的分析表明，它们能够承受在其服役寿命期内预期的变有试验依据的分析表明，它们能够承受在其服役寿命期内预期的变 幅重复载荷作用而没有可觉察的裂纹。必须采用合适的安全寿命散幅重复载

53、荷作用而没有可觉察的裂纹。必须采用合适的安全寿命散 布系数。布系数。 (d) 声疲劳强度声疲劳强度 必须用有试验依据的分析，或者用具有类似必须用有试验依据的分析，或者用具有类似 结构设计和声激励环境的飞机的服役历史表明下列两者之一：结构设计和声激励环境的飞机的服役历史表明下列两者之一： 承受声激励的飞行结构的任何部分不可能产生声疲劳裂纹；承受声激励的飞行结构的任何部分不可能产生声疲劳裂纹； 假定本条假定本条(b)（损伤容限评定）（损伤容限评定）规定的载荷作用在所有受疲劳规定的载荷作用在所有受疲劳 裂纹影响的部位，声疲劳裂纹不可能引起灾难性破坏。裂纹影响的部位，声疲劳裂纹不可能引起灾难性破坏。

54、(e) 损伤容限（离散源）评定损伤容限（离散源）评定 在下列任一原因很可能造成结构损在下列任一原因很可能造成结构损 伤的情况下，飞机必须能够成功地完成该次飞行：伤的情况下，飞机必须能够成功地完成该次飞行： 在海平面至在海平面至8000英尺的各种高度上，在英尺的各种高度上，在VC速度下，受到速度下，受到1.8公斤公斤 （4磅）重的鸟的撞击；磅）重的鸟的撞击； 风扇叶片的非包容性撞击；风扇叶片的非包容性撞击； 发动机的非包容性破坏；发动机的非包容性破坏； 高能旋转机械的非包容性破坏。高能旋转机械的非包容性破坏。 损伤后的结构必须能够承受飞行中可合理预期出现的静载荷（作损伤后的结构必须能够承受飞行中

55、可合理预期出现的静载荷（作 为极限载荷考虑）。必须考虑驾驶员在出现事故后采取的纠正动为极限载荷考虑）。必须考虑驾驶员在出现事故后采取的纠正动 作，诸如限制机动，避开紊流以及降低速度。如果在结构破坏或作，诸如限制机动，避开紊流以及降低速度。如果在结构破坏或 部分破坏以后引起结构刚度或几何形状，或此两者有重大变化，部分破坏以后引起结构刚度或几何形状，或此两者有重大变化， 则须进一步研究它们对损伤容限的影响。则须进一步研究它们对损伤容限的影响。 3.4.5 余度设计余度设计 可靠性设计可靠性设计 结构在规定的使用载荷结构在规定的使用载荷/环境作用下及规定的时间内，为防止各种失环境作用下及规定的时间内

56、，为防止各种失 效或有碍正常工作功能的损伤，应保持其必要的强刚度、抗疲劳开效或有碍正常工作功能的损伤，应保持其必要的强刚度、抗疲劳开 裂以及耐久性能力。裂以及耐久性能力。 可靠度则应是这种能力的概率度量可靠度则应是这种能力的概率度量，当然具体的内容是相当广泛的。，当然具体的内容是相当广泛的。 例如，结构元件或结构系统的静强度可靠性是指结构元件或结构系例如，结构元件或结构系统的静强度可靠性是指结构元件或结构系 统的强度大于工作应力的概率；结构安全寿命的可靠性是指结构的统的强度大于工作应力的概率；结构安全寿命的可靠性是指结构的 裂纹形成寿命小于使用寿命的概率；结构的损伤容限可靠性则一方裂纹形成寿命

57、小于使用寿命的概率；结构的损伤容限可靠性则一方 面指结构剩余强度大于工作应力的概率，另一方面指结构在规定的面指结构剩余强度大于工作应力的概率，另一方面指结构在规定的 未修使用期间内，裂纹扩展小于裂纹容限的概率。未修使用期间内，裂纹扩展小于裂纹容限的概率。 结构体系中的元件通常不能简单地简化为串联和并联结构，每当结结构体系中的元件通常不能简单地简化为串联和并联结构，每当结 构体系内有一个元件达到临界状态后，体系内各元件的内力通常将构体系内有一个元件达到临界状态后，体系内各元件的内力通常将 发生变化（内力重新分配）。发生变化（内力重新分配）。 结构体系余度：指结构体系能够承受体系内元件失效能力的一

58、种度结构体系余度：指结构体系能够承受体系内元件失效能力的一种度 量。量。 结构体系的破坏可归结为两大类：结构体系的破坏可归结为两大类： 由于出现了超过设计载荷的非预期的过大载荷而导致结构体系的整由于出现了超过设计载荷的非预期的过大载荷而导致结构体系的整 体破坏，如大地震、特大暴风雪等；体破坏，如大地震、特大暴风雪等； 由于意外事件引起的结构体系内一部分元件的失效而导致的整个结由于意外事件引起的结构体系内一部分元件的失效而导致的整个结 构体系的破坏，如疲劳、断裂、腐蚀、颤振等。构体系的破坏，如疲劳、断裂、腐蚀、颤振等。 对第一类问题，通常以加一个统一的安全系数来处理。对第二类问对第一类问题，通常

59、以加一个统一的安全系数来处理。对第二类问 题，解决途径是使结构具有一定的余度。结构体系的余度分三个等题，解决途径是使结构具有一定的余度。结构体系的余度分三个等 级：级： 0级结构余度级结构余度-结构体系内任意一个元件的失效就会导致整个结构体系内任意一个元件的失效就会导致整个 结构体系的破坏。结构体系的破坏。 1级结构余度级结构余度-结构体系内的一些次要元件失效后，残余结构结构体系内的一些次要元件失效后，残余结构 仍具有承受大部分原设计载荷的能力。仍具有承受大部分原设计载荷的能力。 2级结构余度级结构余度-结构体系内的一个主要元件失效后，残余结构结构体系内的一个主要元件失效后，残余结构 仍具有承

60、受大部分原设计载荷的能力。仍具有承受大部分原设计载荷的能力。 实际的工程结构通常都采用实际的工程结构通常都采用1级结构余度。级结构余度。 结构要有适当的余度。为了保证结构有足够的可靠度，特别是结构要有适当的余度。为了保证结构有足够的可靠度，特别是 抵御由于结构中部分元件失效而导致整个结构破坏的能力，结抵御由于结构中部分元件失效而导致整个结构破坏的能力，结 构应具有一定量的静不定度以及具有合理的静不定度分配，多构应具有一定量的静不定度以及具有合理的静不定度分配，多 路传力和多重元件就是很好的方式。路传力和多重元件就是很好的方式。 为了使结构体系在具有较高可靠性的同时又具有较好的重量特为了使结构体