第二篇(现代飞机结构综合设计
"—极限载荷。
也有用元件极限应力大于、等于设计应力作设计准则的，其表达式如下：
［］（ %& %’）式中(［］—
—元件极限应力，当元件受拉时即为材料抗拉极限应力（或称材料抗拉
强度 )），当元件受压时为抗压临界应力；
———由设计载荷引起的元件应力。
*静强度和刚度设计阶段
随着飞机飞行速度和战术技术性能要求的提高，要求采用阻力系数较小的薄翼型，使气动弹性问题变得突出起来。因此要求结构不仅要具有足够的静强度，而且还应有足够的刚度，以避免结构处于结构共振点附近，也不能出现过大结构变形以至影响飞机的性能，并能满足设计中对颤振临界速度（动气动弹性问题）和静气动弹性问题提出的刚度要求。其表达式：
+ ,+（ %& %/）
-.
+, 012（33+3，34+4，31+1）（ %& %5）
-.
式中( + —
—设计速度；
+-. ———气动弹性临界速度；
+3，+4，+1 ———颤振速度、机翼发散速度与副翼失效速度；
33，34，31 —
—相应的安全系数。
设计准则为最大飞行速度小于、等于上述气动弹性设计速度，也即
+012 %+（ %& %6）
’*强度、刚度、疲劳安全寿命设计阶段
在第二次世界大战以后的 &7年中，世界各国的军用和民用飞机相继出现因疲劳破坏而造成的灾难性事故，尤以 &8/5年英国彗星 9号客机连续两次坠入大海而引人注目。之后大量的分析和研究表明，只按静强度、刚度设计的飞机并不安全。随着飞机使用寿命的提高（这 /7余年来，飞机的使用寿命，战斗机由 &577飞行小时提高到了 5777 : ;777飞行小时；运输机由 777飞行小时提高到 ’7777—67777飞行小时），加之高强度材料的应用（一般疲劳性能较差）和使用应力水平的提高均增加了结构疲劳破坏的可能性。因此飞机设计在静强度、刚度基础上，又引入了抗疲劳的安全寿命设计思想。安全寿命设计思想从 57年代起延续至今，积累了丰富的经验。其设计准则如下：
<%<41 ,<=2 >?3（ %& %@）
=
式中( <41 —
—安全寿命；
<= ———使用寿命；
< =2———试验寿命；
•&5;•
" ———分散系数。分散系数 "一般取 。 强度、刚度、损伤容限和耐久性（经济寿命）设计阶段从 %&年代末期起的几年当中，原按疲劳安全寿命设计的多种美国空军飞机出现
了某些断裂事故，见表 ’ () ()。表 ’ () ()*断裂事故对照表
年*份 飞*机 破坏情况 疲劳试验验证 + , 使用到破坏 + ,
)-%- .—))) 机翼枢轴接头板断裂 / &&&& 0 )&&
)-1& .—23 机翼中部切面断裂 0 )%&&& 0 )&&&
)-1’ 45—)62 机翼蒙皮壁板断裂
)-16 .— 机、机身身接合处的机翼下耳片断裂 / ))7&& )’&&
由表列事实看出，按安全寿命设计并不能确保飞机的安全，因为它没有考虑到实际上结构在使用之前，由于材料、生产制造和装配过程中已存在有不可避免的漏检的初始缺陷和损伤；加之当时使用的高强度或超高强度合金的断裂韧性降低等原因，这些缺陷、损伤于使用过程中在重复载荷作用下将不断扩展，直至扩展失控造成结构破坏和灾难性事故。因此美国空军于 )-1)年的军用规范中提出了安全寿命 +破损安全设计思想作为过渡性措施，曾得到广泛应用。 )-1 0 )-12年美国颁布了第一部损伤容限设计规范。
损伤容限设计概念承认结构在使用前就带有初始缺陷，但必须把这些缺陷或损伤在规定的未修使用期内的增长控制在一定的范围内，在此期间，受损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，同时不致使飞机结构过重。它有两种结构类型，一为破损安全结构类型，另一为缓慢裂纹扩展结构类型。设计准则表达式分别为：
（)）破损安全结构 "8 9: ;+"（" :)2）（’ () (7）式中 * ———剩余强度系数，脚注 "<表示破损安全。 =9>，"< +?（’ () (-）式中 *?———检查间隔期限。所谓破损安全即指有某个结构元件破损后，其残余结构尚能承受一定的载荷，并在下一次检查前不会出现结构破坏；检查出此破损后，当然应加以维修甚至更换。（’）缓慢裂纹扩展结构 =<&&<，@A =9（’ () ()&） •)2-•
式中脚注 "代表初始裂纹长度；即 ，代表临界裂纹长度。
缓慢裂纹扩展结构通常适用于不可检测处的结构，此时要求在整个使用寿命期内，裂纹应缓慢发展，以使其不会达到临界裂纹长度。
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