ICS 49.045 V 36
HB 8455-2014
民用飞机损伤容限要求
Requirements of damage tolerance for civil airplane
2014-05-19 发布 2014-10-01 实施
中华人民共和国工业和信息化部发布
前言
本标准按照 GB/T 1. 1-2009 给出的规则起草。
本标准由中国航空综合技术研究所归口。
本标准起草单位：中国飞机强度研究所、中国航空综合技术研究所。
本标准起草人：薛景川、贾晓、陈莉、李旭东。
民用飞机损伤容限要求
1 范围
本标准规定了民用飞机影响飞行安全的主要结构和其他选定结构的损伤容限要求，包括设计、评定、验证和适航要求。
本标准适用于民用运输类飞机。其他飞机可参照执行。
2 规范性引用文件
下列文件对于本文件的应用是必不可少的。凡是注日期的引用文件， 仅所注日期的版本适用于本文件。凡是不注日期的引用文件，其最新版本(包括所有的修改单)适用于本文件。
HB 8398 民用飞机结构耐久性设计准则
《中国民用航空规章第 25 部〈运输类飞机适航标准〉》(CCAR-25-R4) 中国民用航空局 2011年 11 月 7 日中国民用航空局令第 209 号
3 术语和定义、缩略语
3.1 术语和定义
下列术语和定义适用于本文件。
3.1.1
主要结构件 principal structural element
指对承受飞行、地面和增压载荷起重要作用，而且其破坏会引起飞机灾难性破坏的结构件。
3.1.2
结构完整性 structural integrity
当结构在安全性、功能性、耐久性和持续适航性方面是完好的未受损， 满足期望的水平时所处的状态。
3.1.3
耐久性 durability
在规定的使用(服役)期内，飞机结构抵抗开裂(包括应力腐蚀和氢脆引起的开裂)、腐蚀、高温退化、分层、磨损以及外来物损伤影响的能力。
3.1.4
损伤 damage
降低或有可能影响构件性能的任何裂纹、缺陷、腐蚀、脱胶、分层和/或其他特征。
3.1.5
损伤容限 damage tolerance
在规定的不修理使用期内，机体结构抵抗由于缺陷、裂纹或其他损伤引起破坏的能力。
3.1.6
结构剩余强度 structural residual strength
含裂纹结构承受静载的能力。
3.1.7
裂纹容限 crack tolerance
结构在给定剩余强度载荷作用下允许的最大裂纹尺寸。
3.1.8
设计载荷/环境谱 design loads/environment spectrum
在飞机设计中采用的且代表了典型的民用飞机在设计使用(服役)寿命期内预期遇到的外部载荷和环境(化学、热等)谱。
3.1.9
设计使用(服役)目标 design service goal
在设计时所确定的使用(服役)期(如：年、飞行循环数、小时、起落数等)。在此周期内，当飞机在设计载荷/环境谱下飞行时，预期可保持其结构的完整性。
3.1.10
裂纹扩展寿命 crack propagation life
飞机结构在规定的使用条件下(载荷、环境)从初始裂纹扩展到裂纹容限(或规定的裂纹尺寸)所经历的飞行次数、起落次数或飞行小时数。
3.1.11
经济寿命 economic life
一架飞机的有效维护和修理费用超过购买这架飞机的费用时所对应的使用(服役)期。
3.1.12
检修门槛值 inspection and repair threshold
假定适当的损伤水平(假设初始的或使用中的)保持不修理并允许其在结构中扩展，结构仍然安全的一个使用(服役)期。
3.1.13
破损安全 fail safe
当一个结构主元件全部或部分破坏后，在一段不修理使用(服役)期内，结构保持其剩余强度要求的能力。
3.1.14
破损安全结构 fail-safe structure
当飞行安全结构破坏或部分破坏之后，在不修理使用(服役)期内仍能保持其要求的剩余强度的结构。
3.1.15
破损安全止裂结构 fail-safe crack arrest structure
在结构完全破坏前，裂纹的不稳定快速扩展停止在结构的某个连续区内的结构，其安全性依靠剩余结构的缓慢裂纹扩展和在后续的各次损伤检测中来保证。在规定的不修理使用(服役)期内，剩余未损伤结构的强度不应降低到规定的水平以下。
3.1.16
单传力路径 single load path
单传力路径是作用载荷通过单个元件传递，它的破坏将导致结构失去承受作用载荷的能力。
3.1.17
多传力路径 multiple load path
多余度结构，在这样的结构中，即使单个元件破坏，作用的载荷可分配到其他承力元件上。
3.1.18
缓慢裂纹扩展结构 slow crack growth structure
结构的缺陷或裂纹不允许达到不稳定快速裂纹增长所需要的临界尺寸。通过缓慢裂纹扩展来保证规定使用期的安全，该使用期根据可检度而定。在不修理使用(服役)期内，存在亚临界损伤的缓慢裂纹扩展结构的强度和安全性不应降低到规定水平以下。
3.1.19
初始质量 initial quality
同基本材料中存在的或在飞机结构加工期间引入的缺陷、瑕疵或其他偏差相关的飞机结构状况的一种度量。
3.1.20
最小假设初始损伤尺寸 minimum assumed initial damage size
用作分析结构剩余强度和裂纹扩展特性的起始点的一种最小的裂纹状缺陷。
3.1.21
最小假设使用(服役)中损伤尺寸 minimum assumed in-service damage size
完成一次使用中检查后假设存在于结构中的最小损伤尺寸。
3.1.22
广布疲劳损伤 widespread fatigue damage
广布疲劳损伤发生是这样一个时刻，在此时刻裂纹在多个结构细节中出现且具有足够大的尺寸和密度，以致结构不再满足其损伤容限的要求。
3.1.23
多部位损伤 multiple site damage
同一结构元件中的不同部位同时出现彼此合并或不合并的多条疲劳裂纹特征的一种广布疲劳损伤源。
3.1.24
多元件损伤 multiple element damage
相邻诸结构元件中同时出现多条疲劳裂纹特征的一种广布疲劳损伤源。
3.1.25
无损检测 nondestructive inspection
可显示部件或材料的外表面或内部的状况，而不会对被检测的材料或部件产生有害影响的一种检测工艺或技术。
3.1.26
检出概率 probability of detection
使用一专门的检测技术发现一确定尺寸缺陷的具有一规定的置信度的似然(可能性)统计度量。
3.1.27
可检性 inspectability
采用满足最小检出概率要求的有效检测方法，能够可靠地检测出材料和用适当的工艺和连接方法加工制造的构件(同几何和可接近程度相关)的结构缺陷源和形式。
3.1.28
使用中不可检结构 in-service non-inspectable structure
受结构损伤尺寸或可达性限制使检查人员使用无损检测中的一种或多种检测方法不能查出结构中的损伤，则结构为使用中不可检。
3.1.29
检查频率 frequency of inspection
在飞机使用寿命期内，对结构进行某种稳定形式检查的次数。
3.1.30
安全寿命 safe life
指飞机结构由于疲劳开裂，其强度降低到它的设计极限值的概率很小的一段时间所经历的飞行次数、起落次数或飞行小时数。
3.2 缩略语
下列缩略语适用于本文件。
ISP——检查开始时刻(inspection starting point)
MED——多元件损伤(multiple element damage)
MSD——多部位损伤(multiple site damage)
NDI——无损检测(nondestructive inspection)
NDT/I——无损检验/检测(nondestructive test/ inspection)
POD——检出概率(probability of detection)
PSE——主要结构件(principal structural element)
SMP——结构更改时刻(structural modification point)
TC——型号合格证(type certificate)
WFD——广布疲劳损伤(widespread fatigue damage)
4 一般要求
4.1 设计原则
民用飞机损伤容限设计应遵循如下原则：
a) 为了保证民用飞机使用(服役)的安全、可靠、经济、环保，飞机结构从设计、制造、使用(服役)到退役的全过程必须贯彻耐久性/损伤容限设计思想;
b) 对结构、细节设计和制造的评定必须表明，飞机在整个使用(服役)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;
c) 损伤容限要求在设计使用(服役)寿命期内，机体结构应有足够的损伤容限能力，即当存在材料、制造及工艺缺陷以及在正常使用和维护中引起损伤以及其他损伤的情况下，直到损伤在定期的计划检查中被查出之前，影响飞行安全的重要结构和其他的选定结构应具有足够的剩余强度。
4.2 设计要求
民用飞机损伤容限设计应按如下要求进行：
a) 飞机承受重复载荷(含振动、噪声、磨损)/环境谱的结构要符合 HB 8398 中相关的耐久性(疲劳)设计要求。
b) 所有可能引起灾难性破坏的主要结构(诸如机翼、尾翼、操纵面及其系统、机身、发动机吊挂、起落架、以及上述各部分有关的主要连接)原则上都要按损伤容限要求进行设计。
c) 损伤容限要求适用于金属和非金属结构，包括复合材料结构。
d) 应通过有试验依据的耐久性/损伤容限分析和全尺寸结构耐久性/损伤容限试验验证其是否满足耐久性/损伤容限要求。同时，还应满足以下要求：
1) 对于重复载荷疲劳损伤评估，要确定使用(服役)中预期的典型载荷谱、温度和湿度;
2) 对于涡轮喷气飞机要考虑声激励环境;
3) 对于有些结构部位要考虑离散源;
4) 评估时要判明其破坏导致飞机灾难性破坏的主要结构元件和细节设计点。
e) 应制定为预防灾难性破坏所必须的检查工作或其他步骤，并将其载入 CCAR-25-R4
§25. 1529 要求的“持续适航文件”中要求的“适航限制”一节。
f) 对于高强度钢、单传力结构(如起落架结构)、可更换结构、功能损伤结构(如整体油箱)和不可检结构，尽管其破坏可能是灾难性的，由于其难以满足损伤容限要求，可按安全寿命设计准则进行设计。
5 详细要求
5.1 损伤容限设计
5.1.1 设计使用(服役)目标
任何一种民机型号在设计时首先必须确定设计使用(服役)目标，该目标通常是以飞行小时数/飞行起落数/日历年限来表征的。在此时间周期内， 当飞机在规定的设计载荷/环境谱下飞行时，可保持其结构完整性。
5.1.2 设计特征
除了结构非常复杂，在限定的结构可检性或者良好的设计实践中不能达到有效的损伤容限结构外，都要求进行损伤容限设计。在不能进行损伤容限设计的部位，采用符合疲劳评定(安全寿命)要求的设计。起落架及其连接件不适于损伤容限结构设计。
虽然评定对单传力或多传力路径均可应用，但在进行损伤容限设计时，应当最优先考虑多传力路径结构。
按损伤容限设计的结构应具有以下特征：
a) 采用多传力路径构件或止裂件以控制裂纹扩展率并提供适当的剩余强度能力;
b) 通过细节设计、材料选择和应力水平控制，提供缓慢的裂纹扩展率和高的剩余强度能力;
c) 在结构强度降低到规定的剩余强度载荷条件之前，保证具有足够高的检出概率，使之可以进行替换或维修;
d) 在达到设计使用(服役)目标或确定的有效性限制服役期之前，保证排除广布疲劳损伤(MSD 或MED)，并防止或控制这类损伤直至使用寿命超过设计使用(服役)目标或确定的有效性限制服役期。
5.1.3 腐蚀防护和控制
机体结构在热、化学和气候环境下工作，使用(服役)寿命期间不应出现影响机体结构使用状态(即从耐久性、损伤容限观点不能接受)的腐蚀损伤(包括腐蚀坑、应力腐蚀裂纹、剥蚀等)。
应制定相应的腐蚀防护和控制方法、流程和工艺，并使其与机体结构所要求的使用和维护能力相当。机体结构应满足以下腐蚀防护与控制要求：
a) 腐蚀防护要求：
1) 应采用合理的结构设计，防止腐蚀介质的进入和积留，并易检易修;
2) 利用有效的结构防腐蚀密封形式;
3) 合理选用抗腐蚀性能好的材料及其接触配置;
4) 选用耐腐蚀性能好的防护体系。
b) 腐蚀控制要求：
1) 采用适当的工艺制造方法，防止或减缓腐蚀;
2) 避免腐蚀环境下装配应力和残余应力，防止应力腐蚀;
3) 避免材料接触配置不当而产生电化学腐蚀;
4) 采用适当的维护措施防止诱导腐蚀。
c) 在环境条件下，腐蚀防护系统应在下列指定的周期内保持有效：
1) 对难以检查、修理、更换，或过分增加使用方经济负担的结构，应为机体的使用(服役)寿命期间;
2) 其他结构应为机体结构的检查门槛值和检查间隔。
5.2 制造过程中的质量控制
制造过程应严格按照设计工艺要求进行质量控制，并进行符合性检查。
制造过程应适时进行原始疲劳质量试验验证。
制造过程应接受适航监督，并应经过制造的适航符合性检查，颁发适航批准标签。
5.3 损伤容限评定要求
5.3.1 损伤容限评定的目的
评定应保证在飞机设计目标寿命期内，由于严重的疲劳、腐蚀和意外损伤引起的开裂(损伤)， 在其被检出前结构能满足剩余强度要求而不发生大的破坏和有害的变形。同时要预防广布疲劳损伤发生。
5.3.2 损伤容限评定的内容
损伤容限评定包括以下内容：
a) 评定必须包括确定因疲劳、腐蚀或意外损伤引起的预期的损伤部位和型式。
b) 评定还必须结合有试验依据和使用(服役)经验(如有使用(服役)经验)支持的重复载荷和静力分析来进行。
c) 如果设计的结构有可能产生广布疲劳损伤，则必须对此作出特殊考虑。必须用充分的全尺寸疲
劳试验依据来证明在飞机的设计使用目标寿命期内不会产生广布疲劳损伤。
d) 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，必须与初始的可觉察性以及随后在重复载荷下的扩展情况相一致。
e) 剩余强度评定必须表明，其余结构能够承受相应的剩余强度载荷(作为极限静载荷考虑)。
5.3.3 评定范围
损伤容限评定对象应是会导致飞机灾难性破坏的主要结构件(PSE)和细节部位，疲劳薄弱部位，以及功能损伤和维修会引起巨大经济负担的部位。
PSE 是用于主要承受飞行、地面或内压载荷的结构件， 它的完整性是保持整个飞机结构完整性的基础，其破坏可能导致灾难性事故，是损伤容限评定的主要损伤部位，这些元件的典型实例如下：
a) 机翼、尾翼和操纵面：
1) 控制面、襟翼、副翼和它们的机械系统和连接(包括锁钩、滑轨或固定连接);
2) 整体加筋板;
3) 主要搭接件;
4) 主要对接件;
5) 切口或不连续处的加强件;
6) 蒙皮—长桁组合件;
7) 翼梁缘条;
8) 翼梁腹板。
b) 机身：
1) 框及相邻蒙皮;
2) 门框架;
3) 驾驶窗支柱;
4) 增压舱;
5) 蒙皮及任何单框或切口周围加强件;
6) 蒙皮、蒙皮间连接区和加强件组合体;
7) 切口周围蒙皮;
8) 舱门蒙皮、门框和门闩;
9) 窗框;
10) 起落架及其连接;
11) 发动机安装装置。
评定是针对新机研制、衍生型、设计变更、使用中的维修等。
5.3.4 重复疲劳载荷作用下的损伤容限评估
5.3.4.1 概述
重复疲劳载荷作用下的损伤容限评估包括分析评估和试验评估，详见第 6 和第 7 条款。本条款重点说明广布疲劳损伤 WFD 的评定要求。
5.3.4.2 广布疲劳损伤源
广布疲劳损伤源有如下特征：
a) 在一个受力截面上有多个类似的结构细节。
b) 在这些结构细节处应力状态类似。
c) 这些类似细节产生相互影响，导致许用损伤降低，损伤增长加速。
d) 由于其相似性，所以同时开裂的概率提高。裂纹较小时，剩余强度突然降低。
在飞机结构上广布疲劳损伤源的典型例子如机身纵向蒙皮对缝，机身长桁和蒙皮连接，机翼横向对缝，机翼肋和蒙皮的连接等。
5.3.4.3 广布疲劳损伤评估过程
广布疲劳损伤的评估过程参见图 1。
5.3.4.4 广布疲劳损伤要求
广布疲劳损伤要求如下：
a) 应鉴别 WFD 敏感结构并对其予以特殊关注。
b) 应通过有试验依据的分析、全尺寸验证试验和必要的使用(服役)中的维修工作，保证飞机在整个使用(服役)期间或确定的有效性限制服役期内不会出现广布疲劳损伤。即不允许出现含广布疲劳损伤源的结构的剩余强度(平均值)(WFD 对应的剩余强度)等于或低于要求的剩余强度的情况。
c) 当初始有效性限制小于结构更改时刻(SMP)时，检查必须是有效的，当飞机的使用(服役)寿命达到 SMP 之前必须维修(修理、更换或更改)，SMP 必须通过全尺寸疲劳试验验证。
d) 特殊重复检查间隔一定要建立在检查方法的有效性基础上，因为它高度依赖于可检裂纹尺寸和指定检查方法相关的检出概率，保证在 SMP 之前一定要发现初始广布疲劳损伤。
e) 通过全尺寸疲劳试验结果分析，领先飞行飞机(机队)使用(服役)信息分析，可以调整初始有效性限制，通过适航当局批准，发布适航指令。
图 1 广布疲劳损伤的评估过程
5.3.4.5 广布疲劳损伤评估
广布疲劳损伤评估是为了排除 WFD，其流程见图 2。
5.3.5 声疲劳强度
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使用(服役)历史表明下列两者之一：
a) 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，必要时应考虑声疲劳和重复疲劳载荷联合作用的相互影响和累积损伤;
b) 通过损伤容限评定证明，声疲劳裂纹不可能引起灾难性破坏。
图 2 排除 WFD 的流程
5.3.6 离散源损伤
5.3.6.1 损伤容限(离散源)评定
评定要求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：
a) 受到 1.8 kg 重的鸟的撞击，飞机与鸟沿着飞机飞行航迹的相对速度取海平面 VC 或 2450m (8000 英尺)0.85VC，两者中的较严重者;
b) 风扇叶片的非包容性撞击;
c) 发动机的非包容性破坏;
d) 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(作为极限载荷考虑)。不需要考虑对这些静载荷的动态影响。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。如果在结构破坏或部分破坏以后引起结构刚度或几何形状的变化， 或此两者有重大变化，不会造成颤振，同时须进一步研究它们对损伤容限的影响。
尾翼结构的设计必须保证飞机在与 3.6 kg 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(沿飞机飞行航迹对于鸟)等于按海平面 VC。
通过采用静不定结构和把操纵系统元件置于受保护的部位，或采用保护装置(如隔板或吸能材料)来实现抗鸟撞损伤要求是可以接受的。在用分析、试验或两者的结合来表明符合本条要求的情况下， 使用结构设计类似的飞机的资料是可以接受的。
根据结构的实际情况，还应考虑对结构安全有影响的其他离散源和偶然损伤。
5.3.6.2 最大范围
应当确定一个由离散源直接造成的明显损伤，而残存结构在完成该次飞行中能够以可接受的置信度承受最大载荷(认为是极限载荷)下的静强度。
5.4 持续适航
持续适航阶段，损伤容限方面应进行如下工作：
a) 编制适用的适航文件：编制适航文件时承制方、营运方和适航当局充分沟通。由承制方制定，必须经适航当局批准，发布适航指令，营运方执行。包括如下内容：
1) 初始使用限制和扩展使用限制：型号合格证(TC)可以在全尺寸疲劳试验完成前颁布。为了飞机使用(服役)的安全，必须制定初始使用限制，在全尺寸疲劳试验完成之前，任何飞机的使用循环数不得超过在疲劳试验件累积的循环数的一半;随着疲劳试验的进展和完成，可以扩大初始使用限制，形成新的扩展使用限制;任何飞机的使用循环数不得超过扩展使用限制。
2) 初始检查维修大纲和补充检查维修大纲：飞机投入使用(服役)前，必须制定出初始检查维修大纲及其说明，包括检查方法、检查频数和范围， 维护和修理的方法和时间。根据疲劳试验结果和使用(服役)信息，如果需要的话，修改初始检查维修大纲，形成补充检查维修大纲。
3) 维修方案评估：使用(服役)中的维修方案必须通过有试验依据的分析评估，证明维修结果满足剩余寿命和损伤容限要求，包括不会出现广布疲劳损伤，形成适航文件。
b) 建立相应的检查机制：
1) 保证检查大纲的执行以及有资质的检测人员、利用合适的设备、执行正确的检测工艺规程是及时发现裂纹(损伤)的保证，也是飞机结构安全使用(服役)的最后保证;
2) 如果发现原检查维修大纲中未规定的新的损伤情况，应及时信息反馈;
3) 若需进行新的修理，应制定相应的方案，经适航当局批准，发布适航指令(服务通告)。
c) 单机监控：获得单架飞机的载荷/环境-时间历程，预估飞机的剩余寿命，并调整飞机的使用(服役)环境;仔细的损伤检查并与全尺寸试验结果分析对比，正确适时维修提高飞机使用(服役)的可靠性，判断裂纹扩展速率和裂纹超出概率，进而确定飞机结构的广布损伤发生的概率和经
济寿命及退役时间，确保飞机在整个使用(服役)内是安全的，经济的。
6 验证
6.1 概述
在重复疲劳载荷/环境作用下飞机主要结构(PSE)和特定结构的损伤容限特性(裂纹扩展和剩余强度)验证要求包括：分析评估和试验评估，该方法也适用于飞机使用(服役)中的结构维修评估。通过验证给出飞机结构的检查门槛值、检查周期和频次、维修方法和退役时间。
6.2 损伤容限分析评估
6.2.1 损伤容限分析的目的
损伤容限分析是为确定损伤容限关键结构裂纹扩展和剩余强度性能，以便判断结构：
a) 产生工程可检裂纹时的可靠性寿命是否满足要求，检查门槛值应足够长;
b) 结构是否满足在其预期的使用(服役)期内对任何损伤的剩余强度要求;
c) 结构的检查间隔、检查频率是否合理， 是否能保证在两倍检查间隔内及时发现裂纹，该裂纹具有缓慢扩展特性，且易于经济修理;
d) 是否能保证结构在其使用(服役)期内不发生广布疲劳损伤。
如果满足了损伤容限要求，结构设计是合理的，分析结果可为制定初期检查大纲提供技术支持;如果不满足损伤容限要求，包括结构部分破坏后对结构刚度和几何形状有有害影响应考虑重新设计。
结构损伤容限性能最终是靠验证试验确定的。如果通过有试验依据的分析证明现行结构及细节优于已经通过试验验证过的受相似载荷的同类结构，或者结构相同，现行结构所承受的载荷比原载荷低时，可以不再作验证试验。
6.2.2 分析方法和流程
损伤容限分析方法不是唯一的，只要经试验证明其是可信的即可。推荐使用概率疲劳和断裂力学分析方法，其流程见图 3。
6.2.3 设计载荷/环境谱
6.2.3.1 设计载荷谱
在设计载荷谱时应做到：
a) 在考虑裂纹扩展时应用预期的代表飞机结构在使用(服役)过程中所经受的具有统计平均意义的载荷/环境-时间历程。
b) 在使用(服役)中期望的典型载荷谱应当以政府或工业部门对载荷历程研究中对该种型号测量的载荷谱数据为基础。当无法得到充分的数据时，按飞机预期使用保守估计。
c) 在编制载荷谱时，应当考虑的重要载荷是：
1) 飞行载荷(阵风和机动)、地面载荷(滑行、着陆、冲击、转弯、发动机启动、刹车、机轮回转和牵引)和增压载荷;
2) 也应当考虑用于机组人员培训和其他有关因素(如任何柔性结构被紊流或颤振激励的动应力特性);
3) 对气密舱，载荷谱应当包括正常工作压力载荷的反复作用，飞行载荷的附加影响和外加的空气动力压力。
d) 载荷谱的编制应考虑：
1) 应尽可能按飞-续-飞顺序给出;
2) 每个任务剖面应确定重量、重心、速度和高度变化等的适当分配;
3) 编谱时可以采用高载截取、低载截除或其他合适的技术;
4) 低载截除按其对裂纹扩展的影响来考虑。
e) 对于一些部件应考虑振动和航空声响应载荷。
f) 可以采用结构设计类似的飞机使用(服役)历史，并适当考虑它们在运行条件和方法上的差异。
图 3 损伤容限分析流程
6.2.3.2 化学/热/气候环境谱
承制方应根据设计使用(服役)寿命和设计使用方法编制化学/热/气候环境谱，包括：
a) 环境谱中应包括所有重要的腐蚀环境，诸如：大气湿热腐蚀、化学腐蚀、诱导腐蚀等;
b) 根据飞机的具体使用情况，环境谱中可略去对结构损伤影响很小的腐蚀环境，或者对某些腐蚀损伤小的环境进行适当地归并;
c) 为便于分析和试验验证，环境谱应作适当的当量化处理。
6.2.3.3 设计载荷/环境谱
在设计载荷谱中应考虑所编制的环境谱，并形成设计载荷/环境谱，以用于耐久性/损伤容限设计、分析和试验验证。设计载荷/环境谱应通过适航审定。
6.2.4 剩余强度载荷
剩余强度载荷相应于下列情况的载荷(作为极限静载荷考虑)：
a) 限制对称机动情况，在直到 VC 的所有速度下按 CCAR-25-R4 §25.337、§25.345 的规定。
b) 限制突风情况，在直到 VC 的速度下按 CCAR-25-R4 §25.341、§25.345 的规定。
c) 限制滚转情况，按 CCAR-25-R4 §25.349 的规定;限制非对称情况按 CCAR-25-R4
§25.367 的规定，以及在直到 VC 的速度下，按 CCAR-25-R4 §25.427(a)到(c)的规定。
d) 限制偏航机动情况，按 CCAR-25-R4 §25.351(a)对最大到 VC 值规定速度下的规定。
e) 对增压舱，采用下列情况：
1) 正常使用压差和预期的外部气动压力相组合，并与本条 a)到 d)规定的飞机载荷情况同时作用(如果后者有重要影响);
2) 正常使用压差的最大值(包括 1 g 平飞时预期的外部气动压力)的 1. 15倍，不考虑其他载荷。
f) 对于起落架和直接受其影响的机体结构，按 CCAR-25-R4 §25.473、§25.491、§25.493规定的限制地面载荷情况。
g) 如果在结构破坏或部分破坏以后，结构刚度和几何形状，或此两者有重大变化，则必须进一步研究它们对损伤容限的影响。
h) 对于复合材料结构，剩余强度载荷对应各使用工况的极限载荷，通常极限载荷等于 1.5 倍的限制载荷。
6.2.5 金属结构的损伤容限分析
6.2.5.1 当量初始裂纹
当量初始裂纹表征结构细节的初始疲劳质量。
初始疲劳质量和结构细节的疲劳性能相关，不同的结构细节应通过疲劳试验结果的断口反推出其当量初始裂纹值，并经订货方认可。
当量初始裂纹用于耐久性分析、检修门槛值和止裂结构的连续损伤假设(安全检查周期)的分析。
6.2.5.2 初始缺陷尺寸
在规定的使用(服役)期内，含缺陷的机体结构应具有足够的剩余强度。应假定这些由制造、正常使用与维护产生的缺陷最初和一次检查之后就存在于结构中。
可参考的假设的初始缺陷尺寸汇总列于表 1、表 2、表 3 和表 4 中。如果有充分的理由证明初始缺陷尺寸小于表 1、表 2、表 3 和表 4 的数据，且能检测出来，可允许采用与表中不同的数据。
6.2.5.3 剩余强度/裂纹容限
6.2.5.3.1 剩余强度
结构的剩余强度是带裂纹的结构承受静载的能力。对于所有带损伤的影响飞行安全的主要结构和其他选定结构在要求的剩余强度载荷作用下的应力在飞机使用(服役)的任何时候都小于结构的剩余强度。
6.2.5.3.2 临界裂纹长度
在飞机使用(服役)过程中，结构的剩余强度是否满足安全要求的可观测的度量是结构中的裂纹长度。把结构中满足剩余强度要求的最大裂纹长度称作临界裂纹长度。在整个使用(服役)期内结构中的裂纹长度永远不允许达到临界裂纹长度。
6.2.5.3.3 缓慢裂纹扩展结构裂纹扩展限制
可检或使用中不可检结构适用于缓慢裂纹扩展结构。两者的检查应满足下述要求：
a) 可检可修理结构，包括：
1) 假设结构使用(服役)开始就存在初始损伤，初始缺陷假设见表 1、表 2、表 3 和表 4，在基准载荷/环境谱的作用下，在 2 倍的检查间隔(典型的检查间隔为 1/4 使用(服役)寿命)的使用(服役)期内该损伤不允许扩展到临界尺寸;
2) 在该载荷-时间历程中的结构元件中的最大载荷(剩余强度载荷)作用下不会导致结构破坏;
3) 为了保证结构的使用安全，这样的裂纹至少应在两次检查间隔内检出并及时正确维修。
b) 使用中不可检结构，包括：
1) 不可更换不可检：按安全寿命或假设结构中一开始就存在初始缺陷见表 1，这些缺陷在 2倍设计目标寿命期内不会扩展到要求的剩余强度载荷对应的临界裂纹尺寸;
2) 可更换的不可检结构：按安全寿命或假设结构中一开始就存在初始缺陷见表 1，这些缺陷在 2 倍更换期内不会扩展到要求的剩余强度载荷对应的临界裂纹尺寸。
c) 其他破损安全结构可按缓慢裂纹扩展结构处理。
d) 功能安全结构(任务关键)指结构开裂不至于造成结构破坏，而会影响结构功能，进而对飞行安全造成威胁的结构，例如整体油箱漏油，增压舱漏气等。功能安全结构应满足以下要求：
1) 损伤扩展限制以功能要求来决定，而不是以剩余强度来决定;
2) 用影响功能的裂纹尺寸代替临界裂纹尺寸。
表 1 初始缺陷假设
表 2 剩余结构损伤假设
表 3 初始缺陷在灾难性破坏之前终止扩展情况下的连续损伤假设(1)
表 4 使用中检查后的初始缺陷假设
6.2.6 复合材料结构的损伤容限分析
6.2.6.1 复合材料结构的初始缺陷尺寸
5.3 条中的损伤容限评定要求均适用于复合材料结构。
缺陷包括初始缺陷和使用损伤，其中：
a) 初始损伤主要是制造过程中产生的;
b) 使用损伤主要是由各种冲击事件引起的，以及和环境的联合作用;
c) 可将使用中外来物低速冲击源产生的损伤归入初始缺陷，用于损伤容限分析和验证。
初始缺陷形式主要包括冲击损伤、分层和划伤 3 种类型。至今仍无规范性的初始缺陷假设。工程实践中，其尺寸根据实际的检测能力、足够的统计数据和具体型号设计要求确定。表 5 给出了划伤、分层可供参考的初始缺陷假设。
6.2.6.2 使用损伤尺寸
使用损伤指鸟撞等高能量外来物冲击及雷击产生的目视易检损伤，这种损伤尺寸假设应由试验或由试验支持的分析方法确定。
表 5 复合材料结构的初始缺陷/损伤假设
6.2.6.3 复合材料结构的剩余强度和损伤扩展
复合材料结构的剩余强度和损伤扩展要求：
a) 带有在制造中和使用中检测未检出的可能损伤或缺陷的结构，必须承受极限载荷，并不得削弱飞机在其寿命期内(采用适当的寿命分散系数)的使用;
b) 带有在维护检测时可检出损伤的结构，必须承受 1 倍寿命出现一次的载荷，并要求在施加了 1倍检查间隔中出现的重复载荷后再施加该载荷;
c) 所有使强度降低到低于极限载荷的损伤，一旦发现必须立即修理;
d) 受到飞行中机组能明显可检的离散源损伤的结构，必须能承受持续安全飞行所要求的载荷;
e) 任何修理过的损伤都必须能够承受极限载荷;
f) 均应通过试验或有试验依据的分析来证明结构满足以上要求。
6.3 损伤容限试验验证
6.3.1 基本要求
应进行预发展阶段的和全尺寸验证性的损伤容限试验，以验证损伤容限设计、分析和机体结构满足损伤容限要求。
损伤容限试验可结合耐久性试验一并进行。
对于复合材料结构应采用由试样到元件、构件直至部件组成的“积木式”设计研制试验和全尺寸验证试验。
6.3.2 预发展阶段的试验
6.3.2.1 试验目的
预发展阶段试验的主要目的为：
a) 建立损伤容限设计准则和损伤容限控制要求;
b) 进行结构选型;
c) 提供分析参数和许用值;
d) 验证损伤容限分析方法与程序;
e) 评定载荷/环境谱;
f) 损伤容限关键部件的早期验证;
g) 全尺寸试验结构中引入人工损伤方法的有效性验证;
h) 全尺寸地面试验和使用(服役)中结构开裂问题的解释和评估。
6.3.2.2 试验类别
预发展阶段的试验计划要通过适航审查，并随机抽样进行全过程监控。按照试验件的规模， 预发展阶段的试验包括(但不限于)如下类别：
a) 元件试验。这类试验的试件为材料的标准件及关键部位的模拟件。通常试件数目较多， 试验应按有关标准进行，以便从统计意义上得到可用的许用值和试验结论。其内容主要包括(不限于)如下方面：
1) 材料有关的损伤容限试验。如强度性能试验， 断裂韧度和裂纹扩展特性试验，环境影响参数;用于验证设计分析中采用的有关标准及手册中数据(曲线)的合理性，并得到缺少的和不足的数据;
2) 载荷/环境谱评定(高载截取、低载截除或载荷循环置换的影响)试验;
3) 分析方法(剩余强度、裂纹扩展模型、应力强度因子)试验验证;
4) 难以分析确定的关键部位的损伤容限试验(耳片、块状接头等);
5) 生产中的质量控制(当量原始质量，无损检测能力的评估等)。
b) 构件级试验：这类试验通常采用全尺寸关键构件或包含关键部位的构件部段，该类试件数目较少，主要用于验证损伤容限分析方法和确定设计许用值，有时也用于早期的结构选型。
c) 部件及组合件试验：
1) 这类试件通常采用全尺寸的部件或组合件，其形式与数量取决于对结构风险性、进度和成本的考虑;
2) 主要用于对关键部位及组合件的最终或接近最终设计的损伤容限的早期验证，以减少全尺寸验证试验的风险;
3) 由于在损伤容限验证试验中缺陷假设的特殊性，这些裂纹大多在全尺寸结构耐久性试验中很难考核，所以一些断裂关键部位的损伤容限验证试验要在部件及组合件上进行考核。
d) 复合材料结构：
1) 复合材料的设计研制试验应使用积木式的方法，这是由于复合材料所呈现出的机械性能的易变性、复合材料结构对面外载荷的固有敏感性， 其可能的破坏模式的复杂性以及环境对破坏模式和许用值的重大影响，所以该方法对于复合材料结构概念是非常重要的;
2) 应以适当尺寸的部件进行足够的研发试验以证实在考虑严重的温度和寿命结束时的含湿量的严重设计情况下的破坏模式和破坏应变水平。
6.3.3 全尺寸验证试验
应对完整的机体结构或经批准的代用件在耐久性试验后完成反映飞机平均使用情况的损伤容限试验，或根据需要单独进行全尺寸结构的损伤容限试验，以验证 4. 1 条损伤容限要求的符合性，并对飞机结构修理方案的改进、使用情况变化时的寿命估算和挖掘延寿潜力提供试验依据。试验大纲要通过适航批准，并目击和监控试验过程。试验要求如下：
a) 试验件要求：
1) 试验用的机体或部件结构应与将要批生产的飞机机体结构等同;
2) 任何差异，包括材料和制造工艺的变化，都应对其影响做出评估;
3) 推荐和耐久性试验用同一个全尺寸试验件，在完成要求的耐久性试验后进行损伤容限试验;尽量采用耐久性试验中产生的裂纹，必要时试验件可引入人工损伤;
4) 试验件要有适航标签。
b) 试验要求：
1) 全尺寸验证试验应包括裂纹扩展试验和剩余强度试验;
2) 如果在全尺寸试验中获得的裂纹扩展速率与分析或研发试验不一致，应主要以全尺寸试验结果为依据，必要时补充分析和试验，以证实全尺寸试验的结果;
3) 对于分部段进行的损伤容限试验，应特别注意支持边界的设计。
c) 试验载荷谱要求：
1) 应由损伤容限设计载荷谱导出损伤容限飞-续-飞试验谱;
2) 在研制试验中应全面评估化学/热/气候环境的影响;
3) 在全尺寸损伤容限验证中难以施加环境谱，应通过研制试验来评估高载截取、低载截除或
载荷循环置换的影响;
4) 当全尺寸损伤容限试验在强度试飞或批生产后进行时，试验谱应尽可能考虑实测载荷谱对设计载荷谱的修正;
5) 在系列飞机的全尺寸损伤容限试验中，试验谱应充分应用已有的系列飞机载荷谱的实测结果;
6) 试验载荷谱应征得适航当局批准。
d) 裂纹扩展试验持续时间：试验持续时间应足以证实裂纹扩展速率的预计，同时受剩余强度试验的制约。
e) 检测要求：
1) 检测是损伤容限试验的组成部分;
2) 试验中要评定建议在使用(服役)中使用的检测技术;
3) 试验结束后的检测应包括结构的拆毁、裂纹区的分解和所有重要断裂面的断口分析。
f) 剩余强度试验：
1) 剩余强度载荷见 6.2.4 条，剩余强度试验在全尺寸结构耐久性/损伤容限试验中占有特别重要的地位。即剩余强度试验成功则证明了前面的试验寿命所对应的使用(服役)寿命期内结构始终满足剩余强度要求，否则，要通过进一步地分析和验证试验证明裂纹容限。
2) 剩余强度试验应施加各主要的剩余强度载荷。
3) 终止裂纹扩展试验进行剩余强度试验时，一般裂纹扩展的长度要小于预计的临界长度(如不要超过 0.7～0.8 倍的预计临界裂纹长度)。
g) 应对结果评估和说明：把需要解决的问题贯彻到生产中去，补充初始检查维修大纲，经适航批准形成适航限制文件。
6.3.4 复合材料结构损伤容限试验
6.3.4.1 试验原则
复合材料结构损伤容限试验验证的基本原则如下：
a) 对复合材料结构的损伤容限应采用积木式试验来验证：
1) 对复合材料飞机结构的合格鉴定仅通过全尺寸结构验证试验通常是不完整的，应采用全尺寸结构与由试样、元件(包括典型结构件)、组合件组成的多层次积木式设计验证试验相结合的方法来完成;
2) 对广泛使用的复合材料/金属混合结构的耐久性和损伤容限特性，可用积木式设计验证试验方法完成对复合材料结构部分的验证，而用全尺寸试验完成金属结构部分的验证。
b) 损伤容限验证试验中不同复杂程度和尺寸的试验件，在进行损伤扩展和剩余强度试验前，应引入初始缺陷/损伤。
c) 按损伤无扩展概念设计的复合材料结构，如果积木式试验的任何一级损伤扩展验证试验出现损伤明显扩展，则应修改设计，并重新进行验证。应考虑湿热环境和试验结果分散性。
6.3.4.2 试验载荷谱
编制设计使用谱和试验谱时应考虑复合材料结构的下列特点：
a) 由于复合材料无高载迟滞效应，所以在编制试验载荷谱时，高载的截取水平应高于金属结构，一般取到一倍寿命出现一次的载荷级;
b) 同类金属结构考虑的低载一般不影响复合材料结构的疲劳寿命，为了缩短试验周期，低载截除的水平通常可高于金属结构，但不能改变地空地循环;
c) 压缩应力对复合材料结构损伤扩展的影响比拉伸应力大，编制载荷谱时，应予以重视;
d) 加载顺序的影响小于金属结构。
6.3.4.3 环境谱
复合材料结构试验用的环境谱主要指湿热环境谱。湿热环境谱应为飞机预期使用中较严重地区的平均湿热谱，并应计入地面停放的影响。必要时可采用加速吸湿的环境条件， 其吸湿量应为使用寿命末期达到的平衡吸湿量。
6.3.4.4 复合材料/金属混合结构的损伤容限验证
由于复合材料结构与金属结构具有不同的损伤扩展特性，难以在同一个试验件上同时验证这两种材料结构的损伤扩展性能，为此应选用下述方法之一：
a) 应采用带结构关键特征的组合件试验件和必要的试样和元件(包括典型结构件)相结合的方法对复合材料结构部分进行损伤扩展验证，则全尺寸结构试验件可用于验证金属结构部分的损伤扩展;
b) 采用两个相同的全尺寸结构试验件分别验证金属结构部分和复合材料结构部分的损伤扩展;
c) 采用已被应用并经证实是合理的其他方法。
7 损伤容限相关的适航符合性审定
7.1 概述
按适航审定部门批复的适航审定基础，进行损伤容限相关的适航符合性审定。
7.2 要求提供的技术文件
疲劳/损伤容限适航符合性检查应提供的主要技术文件如下：
a) 疲劳/损伤容限适航符合性工作计划报告。
b) 耐久性/损伤容限设计准则报告包括：
1) 耐久性/损伤容限设计准则报告;
2) 载荷和环境谱设计准则报告;
3) 疲劳/损伤容限设计分析准则报告。
c) 载荷计算和载荷谱编制报告。
d) 结构重要件清单报告。
e) 应力分析报告。
f) 疲劳分析(耐久性分析)报告。
g) 损伤容限分析报告。
h) 离散源损伤分析报告。
i) 广布损伤发生分析报告。
j) 疲劳试验报告包括：
1) 疲劳试验计划报告(材料性能、方法验证、结构选型、型号验证);
2) 疲劳试验大纲;
3) 无损检查大纲;
4) 质量控制大纲;
5) 疲劳试验进展、数据和结果分析报告。
k) 使用限制报告(如果发证时全尺寸疲劳试验未结束的话)。
l) 使用(服役)寿命分析和疲劳监控报告包括：
1) 使用(服役)寿命分析和机队使用(服役)寿命确定报告;
2) 飞机损伤分析、无损检测方法、维修方法和检测周期——检测大纲;
3) 单机疲劳监控大纲及其相应的数据文件设备使用报告。
7.3 耐久性/损伤容限验证试验的审定要求
7.3.1 概述
耐久性/损伤容限验证试验是检验在研飞机结构耐久性/损伤容限性能的最重要的方法之一，也是适航审查的重点。适航审定机构按照验证试验计划，随机抽样审查并现场目击。但是全尺寸结构耐久性/损伤容限试验是必须审查的项目。
7.3.2 验证试验的要求
验证试验的要求如下：
a) 试验大纲：是否满足设计准则要求，特别是试验方法是否可行，试验载荷谱简化是否合理等;
b) 制造符合性：试验件按制造符合性声明检查，符合后发放适航标签;
c) 试验安装：试验设备、人员资格和试验准备状态是否满足大纲要求;
d) 试验批准：试验准备状态通过审查，适航当局批准试验;
e) 审查代表目击试验：试验过程中适航审查代表随时检查，如发现问题按程序处理;
f) 无损检测和拆毁检查，对结构的损伤状态进行完整描述;
g) 试验报告对试验大纲执行结果的总结，并评定试验对象的损伤容限。
