（）选择结构设计类型并进行相应的结构布局（如多路传力结构、多重元件或止裂构件的布置），以及高度开敞并可检的损伤容限结构的设计与使用，零构件的精心细节设计等断裂设计概念的应用。
（"）合理地使用应力水平控制。
（）制造和工艺的控制。
（）采用精细的检验程序（根据结构不同的类型和不同的可检度，分类提出损伤检查的详细要求和检查间隔、检查手段和灵敏度要求等）。
损伤容限设计分析工作的步骤大致为：
（%）确定设计使用载荷谱，根据疲劳损伤的统计分析理论，把实际使用中的复杂载荷简化成能在设计和试验中使用的计算谱和试验谱。然后根据使用载荷谱算出危险部位的应力谱及其相应的应力强度因子。
（）选取关键件。根据设计、使用经验和结构的应力分析，确定结构关键件及关键件的危险部位，进行损伤容限的裂纹扩展和剩余强度分析，从而有效地实施断裂控制。
（"）合理地选材。兼顾静强度、刚度和疲劳，选择抗断裂性能好的材料；并依据重量、可加工性、成本、抗腐蚀等多种因素综合考虑研究后加以确定。（）进行结构分类。根据裂纹可检度要求对结构进行分类，再按结构分属的类型设计成相应的飞行安全结构。
（）进行结构细节设计。
（&）确定初始缺陷尺寸。按飞机损伤容限要求的规范规定，对不同的关键部位、不同的结构设计类型确定初始缺陷的尺寸、位置和方向。
（’）损伤容限分析。对根据结构材料的断裂特性、结构型式、可检度和受载情况确定的危险部位，用断裂力学基本原理和方法进行分析，确定这些危险部位的临界裂纹尺寸、剩余强度、裂纹扩展速率和裂纹扩展寿命（不同设计阶段，可用计算精度不同的方法），并进行必需的试验验证，反复改进设计直到满足设计要求。
（(）损伤容限试验。损伤容限试验的目的是验证机体结构是否满足损伤容限规范规定的设计要求。可以采用设计研制试验件或全尺寸的试验件。（)）给出使用维护大纲。根据分析与试验结果给出检查方法、检修周期和允许的最大初始损伤尺寸等。
*损伤容限结构分类与选择
我国现行规范规定：为了使因漏检缺陷或损伤所引起的结构破坏概率减至最小，对危及飞机机体安全的主要结构，应采用损伤容限设计：损伤容限设计的结构应该是破损安全结构或缓慢裂纹扩展结构，或者这两种类型的组合。为了评定结构的裂纹扩展特性和剩余强度特性，应进行损伤容限试验和损伤容限分析。从损伤容限设计 •"•
的可检性要求上看，结构的可检查度由结构所处的部位、可达性、可检性、损伤发生发展的性质与程度以及检查经验来确定。因此，依据结构的可检性采取不同的设计方法是损伤容限设计的重要概念，也是首先考虑的问题，即依据结构布局、几何构型及所处的部位进行结构类型的划分，制定合理的分类选择及设计的原则是损伤容限设计工作的首要步骤。
（）结构按可检查度分类。结构的可检查度与检查时的方法、设备有关，与被检查结构部位的可达性有关，也与检查地点（外场或场站）有关。通常，按可检查度可把飞机结构分为以下几类：
）飞行明显可检结构。如果飞行中发生损伤的性质和程度使飞行人员能立即而无误地觉察已发生重大损伤，而不应再继续执行任务，这种结构为飞行中明显可检。 "）地面明显可检结构。检查损伤的性质和程度无需地勤人员对结构进行特殊的
检查就可迅速、无误、明显察觉时，则结构为地面明显可检结构。
）目视可检结构。如果损伤的性质和程度不会被进行结构目检的人员漏检，则结构为目视可检结构。这种检查一般是从地面对结构外部目视检查，不需要拆下检查口盖或窗口，也不需要特殊的检查工具。
）特殊目视可检结构。如果损伤的性质和程度不会被为寻找损伤结构而对飞机进行详细目检的人员所漏检，则结构为特殊目视可检结构。这种检查包括拆下检查口盖和窗口，并允许用简单助视器如反光镜和放大镜。但是，需除油漆和密封等，并需采用渗透法、 %射线等无损探伤检测技术进行检测的可检结构，不属于特殊目视可检结构。
&）翻修级或基地级可检结构。如果损伤的性质和程度需用一种或多种选定的无损检测方法才能发觉，则结构为翻修级或基地级水平可检结构。检查方法可包括如渗透、 %射线、超声波等无损检验方法。检查时的可达性包括拆卸为此而设计的部件。
’）使用中不可检结构。如果损伤尺寸通过前述的一项或多项检查不能检测到，则结构为使用中不可检结构。（"）结构设计类型。
按损伤容限设计规范的要求，结构的设计类型由设计概念和结构的可检查度两项来决定。正如规范提出，损伤容限结构可归纳为两种结构类型，即缓慢裂纹扩展结构和破损安全结构。缓慢裂纹扩展结构又称为安全裂纹扩展结构；破损安全结构又分为破损安全止裂结构和破损安全多路传力结构。以下我们从设计概念和可检度两项原则出发，简单分析这些结构类型。
）缓慢裂纹扩展结构。从设计概念而言，这类结构多属于单传力途径结构或静定结构以及整体结构，一些多路传力结构也可设计为缓慢裂纹扩展结构，这主要是出 •""•
于减少分析工作的复杂性来考虑的。从可检度方面而言，只有场站或基地级可检与使用中不可检的结构适用于缓慢裂纹扩展结构。这类结构被设计成初始损伤将以稳定、缓慢的速度扩展，以保证在规定的检修周期内，在使用载荷 环境作用下，结构内的初始缺陷、裂纹或其他损伤不至扩展到临界裂纹尺寸。飞行的安全是靠裂纹的缓慢扩展率以及结构的剩余强度来保证的。这种方法使用起来简单可靠，分析工作量少，一般安全储备较大。这类结构主要要求结构材料的裂纹扩展速率 " "较低，而且应设计成其初始缺陷扩展到临界裂纹尺寸的寿命（包括分散系数 %）大于规定的飞机检修期。
应通过断裂试验和分析来确定在规定的检修期内可能扩展到临界裂纹尺寸 "&’的最小初始缺陷尺寸 (。一旦规定了 (值，就要制定质量控制程序，采用小于含有这种初始缺陷尺寸的构件。如果所确定的 (小于质量控制检查能力，那么应该或者改变材料，或者改变应力水平，或者同时改变这两个因素，以便容许较大的初始缺陷尺寸 (。总之，当结构被确定为缓慢裂纹扩展类型时，应特别注意设计应力水平和材料因素的控制。
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