深紫外固态激光器40.1 引言
导针
疲劳设计包括以下两层含义：
(1) 所设计的结构使用寿命满足设计目标寿命要求； (2) 防止结构在预定的使用寿命期内发生灾难性疲劳破坏。
目前用于指导军用飞机疲劳设计要求和评定准则的规范主要有GJB67.6—85《军用飞机强度和刚度规范可靠性要求和疲劳载荷》；GJB775.1—89《军用飞机结构完整性大纲飞机要求》。前者在一般要求中规定：“应当把安全寿命设计作为满足设计使用寿命和可靠性要求的基本方法”，并要求“对飞机的完整性和人员安全非常关键的结构适当采用损伤容限设计”。后者在结构设计准则中规定：“新设计的飞机宜采用耐久性设计准则”；“某些飞机也可采用安全寿命设计准则”；“应用损伤容限设计来保证结构的安全；用耐久性设计保证机体结构在其整 个设计使用寿命期内具有良好的战备状态和低的使用维护费用”。这两个先后颁布的规范，对如何进行疲劳设计提出了明确要求。
安全寿命设计是两个规范都推荐的方法，这种方法在飞机设计中已被广泛采用。为提高飞机结构的安全寿命，需要从材料和应力水平的选择，避免或减缓局部应力集中，避免不对称或偏心受力，控制表面粗糙度和注意制造工艺对疲劳强度的影响等各个方面进行考虑。特别要重视过去的实践经验，注意设计工作中的继承性，尽量采用经过实践考验证明是有效的、高疲劳寿命的结构形式。 安全寿命设计是以飞机安全寿命期内结构不萌生疲劳裂纹或不出现工程可检裂纹为基础的。方法的基本思想是通过合理的抗疲劳设计及适当的工艺使结构的初始缺陷减至最小，通过计算分析和疲劳试验确定飞机结构的疲劳危险部位和疲劳寿命，再通过考虑适当的疲劳分散系数给出飞机的安全寿命。
《军用飞机结构完整性大纲飞机要求》在疲劳设计要求上则不局限于安全寿命设计，因为安全寿命设计有其自身的缺陷。由于使用载荷、环境条件的不确定性，由于疲劳试验结果具有较大的分散性，特别是结构本身往往存在着初始缺陷(或裂纹)和意外损伤，采用安全
寿命设计准则设计的飞机并不能确保安全。如果采用较大的疲劳分散系数来提高飞机安全寿命又会使设计过于保守，影响飞机的其他性能。因此不宜把安全寿命的评定范围覆盖全部飞机结构，最好是限制在局部区域，例如，单传力重要受力结构，使用中不可检疲劳危险部位，难以通过细节设计控制应力集中以实现裂纹缓慢扩展结构等。
本章所述疲劳分析方法是安全寿命设计常用的方法。
40.1.2 分析方法的选择
在飞机研制过程中进行疲劳寿命估算已是一个不可缺少的环节。通过计算分析可以在设计的早期发现结构细节是否合适，选材是否得当，以便对不能满足寿命指标要求的设计进行更改。通过计算分析还可帮助确定所需进行的试验项目，以及需对试验件中的哪些部位进行重点检查和观测。特别是对一些不能进行试验验证的结构，可以通过计算分析对寿命指标进行评定。
疲劳分析方法近年来发展较快，方法也较多，但因疲劳破坏的分散性较大，无论哪种方法都不一定能与试验结果十分吻合。因此，各种方法大多是以一定破坏准则为前提，以相应
玻璃钢冷却塔图解
的试验结果为依据，并结合大量的工程统计数据或使用经验来进行。正因如此，无论采用哪种方法进行分析都有适用性和局限性问题。本册仅介绍四种工程上常用并比较有效的方法。
（1）传统疲劳分析方法是一种早期发展起来的应力疲劳分析方法。这种方法主要是基于材料或结构的S—HDPE多孔加筋缠绕波纹管N曲线和以弹性分析为基础的应力数据、理论应力集中系数等。
实践表明，对于疲劳损伤主要是由低应力循环引起的结构细节，采用这种方法具有较好的效果。
（2）应力严重系数法与（1）中所述传统疲劳分析方法相似，也是一种应力疲劳分析方法。这种方法更适用于连接件结构的细节应力分析和寿命估算。计算时以更能反映连接件结构细节的应力严重系数SSF代替理论应力集中系数来进行寿命估算。
（3）电渗析实验装置细节疲劳额定值法也是应力疲劳分析方法的一种，该方法的最大特点是引入了一个细节疲劳额定值(DFR)概念，对于拥有比较可靠的细节疲劳额定值的设计单位或某种系列飞机，该种方法的优越性比较明显。
（4）应变疲劳分析方法发展得较晚，但已在机动类飞机设计中得到了广泛的应用。这种方法基于材料的ε—N曲线和以弹塑性分析为基础的局部应力—应变行为。由于该方法利用了材料的记忆特性，可以考虑载荷顺序效应对寿命估算的影响。实践表明，疲劳损伤主要是针对由高应力循环引起的结构细节，采用这种方法进行寿命估算，可以得到更加满意的结果。
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