图 )* ).增压座舱压力的调节曲线
对于飞行高度更大的歼击机来说是否要求保持更大的内外压差呢？那就不是了，因为压差越大结构强度要求越高，从重量来看是不合适的。另外压差过大，在高空一旦座舱漏气（作战时的可能性更大），压力迅速下降，会引起驾驶员生理上的不适应而失去知觉，严重的甚至可能造成死亡，所以压差也不能过大，有的飞机在作战时还有意把压差减少以防万一。假若以 ( "%&的压差在 - ’的高度飞行，驾驶舱内的压力只相当于 * ’高度的标准大气压力，显然驾驶员也是很难忍受的，不过可以通过戴上氧气面罩来克服。
图 )* )表示一个具有球形端部的气密座舱，设沿纵向的正应力为 /，沿圆周方向的正应力为 " 0，应力的大小可由平衡条件求出。
由图 )* )可见，分布压力 1沿 /方向的合力为 10-。纵向正应力 " /在壁厚为 的圆环形剖面上的合力为 " / -0。由图 )* )所示半球形端部的平衡条件可得
10-) " / -0 2（ )* )）
" / 210 （ )* )-）
-•-(•
若从图 " "（）中切出单位长度的一个半圆环，如图 " "（ %）所示，则研究此半圆环的平衡可得 &’( "’(" )*（ " "+） ( )&(
"（ " ",）
图 " "气密座舱内压力分布
比较式（ " "’）和（ " ",）可见，沿圆周方向的正应力 (是纵向正应力 -的两倍。如果已知压力 &的大小及座舱的几何尺寸，就可以进行强度计算。
现在再分析气密舱盖及座舱口框的构造及受力特点。风档的正前方装有平面防弹玻璃，两侧为曲面有机玻璃。固定玻璃的骨架由铆钉铆在机身蒙皮上。活动舱盖也是由金属框架制成，上面镶有较厚的有机玻璃。活动舱盖可以设计成推动式或翻转式。不论那一种活动舱盖，都应连接在座舱口框上，而且在紧急时还能自动抛盖。
在气密载荷的作用下，舱盖通过滑轮把载荷传给机身口框上的滑轨。所以由舱盖传来的集中力 (，(’及 (+经过许多铆钉，由滑轨传至口框再到机身蒙皮，应力由不均匀逐渐变得均匀。
从结构重量的观点来看，气密座舱使得飞机结构重量增加不少。为了安置气密座舱，不仅蒙皮要加厚，而且铆缝还需用密封，同时还要考虑飞机的疲劳，所以必然会引起结构重量的增加。
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第九章 飞机结构的疲劳及损伤容限设计
第一节 概述
飞机结构的受载不仅具有静载荷的特点，而且还具有周期性载荷的性质。例如，飞机的起飞 "飞行 "着陆为一个周期，其所受到的地—空—地载荷具有周期性。又如，气密座舱的增压载荷也为一周期性载荷。因此，飞机所受到的载荷具有周期性重复载荷的性质。在此重复载荷作用下，即使应力水平很低，飞机构件也有可能发生疲劳破坏，导致灾难性的事故。因此，只按静强度和刚度要求设计的飞机并不能很好地保证飞机的飞行安全，必须在飞机结构中引入疲劳设计概念和损伤容限设计概念。
图 " "飞机结构设计思想的发展
飞机设计思想的发展大致经历了 %个阶段，如图 " "所示。在 &’世纪 %’年代以前，基本按静强度设计； &’世纪 %’至 (’年代，逐步采用“安全寿命”思想设计； &’世纪 )’年代又提出“破损 "安全”设计思想，即“损伤容限”设计。
一、疲劳和断裂的联系
当结构受到循环重复载荷时，可能发生疲劳形式的破坏，这就是所谓的“疲劳”问题；“断裂”问题是由于各类结构物中的预存缺陷及其增长造成了断裂破坏事故而提出的。人类对断裂力学的研究是从 &’世纪 %’年代开始并在 )’年代迅速发展起来 •&%•
的。疲劳和断裂过程之间，存在着因果关系，图 " "即表示疲劳与断裂发展的关
系。图中几个特征性损伤尺寸表示： %& —
—在无裂纹假设下对应疲劳起裂点； % ———对应疲劳寿命终结点的宏观可检裂纹； % ———对应外场使用中，检测仪器手段所能测定的损伤尺寸； %’ ———对应断裂设计起点的按规范规定的初始裂纹尺寸； %() —
—对应裂纹不稳定扩展的临界裂纹尺寸。
图 " "*损伤尺寸与载荷循环数的关系
由图 " "可见，由疲劳源引发的疲劳断裂全过程的总寿命 +应是由裂纹形成寿命 +和裂纹扩展寿命 +两部分组成的。即
+,+ -+在按断裂力学设计的寿命估算中，因首先承认存在初始缺陷 %’，故 + %.，裂纹扩展寿命即为总寿命，即
+ ,+ %’是根据无损检测，通过试验 ’/的觉察概率和 0/的置信水平要求确定。
二、疲劳设计和断裂设计
疲劳设计（安全寿命设计）是建立在无裂纹的基础上，只考虑无裂纹（即可检裂纹）寿命，而不考虑带裂纹寿命，为了提高结构疲劳强度，可适当选择材料，控制应力水平，通过细节设计改善抗疲劳品质，降低外形、材料、载荷不连续造成的应力集中，在生产过程中控制好质量。
断裂设计即损伤容限设计，它不考虑无裂纹寿命，只考虑带裂纹寿命。并认为由初始裂纹到临界裂纹的裂纹扩展寿命即是总寿命，因此对预存的或偶然的损伤更为安全。这种设计概念引入与裂纹扩展速率相关的“检查周期”，以控制裂纹扩展寿命
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和剩余强度；还可通过质量控制、无损检测和合理选材来提高可靠性。
由此可见，安全寿命设计的缺点是： 结构一旦出现疲劳裂纹就算破坏，而实际上此时的结构还有剩余强度和剩余寿命，因此没 有充分利用结构的寿命潜力。 "对漏检和使用损伤无法计及，所以不能确保安全。但安全寿命设计概念已用了几十年，经验丰富，其中改善疲劳品质的设计方法、生产上强化质量控制的方法均被吸收用于损伤容限设计和耐久性设计中。我国目前由于条件尚不成熟，近期内仍主要按安全寿命原则设计飞机，但对危及飞机机体安全的主要结构，采用损伤容限设计。
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