损伤容限设计 — CAE术语解说

是的。传统的"安全寿命设计（Safe Life）"是计算裂纹发生前的时间，并在此之前进行更换、报废。损伤容限设计（Damage Tolerance Design）的思想是"即使存在裂纹，只要不超过一定尺寸就不会破坏"，计算从检验可检测的最大裂纹尺寸到灾难性破坏（Critical Crack Size）的寿命。美国联邦航空规则FAR25.571规定航空器结构必须进行损伤容限评估，现在的民用飞机都是按照这一思想设计的。

基础是Paris法则（Paris-Erdogan）。方程式是da/dN = C * (delta_K)^m，其中a是裂纹长度，N是循环次数，delta_K是应力强度因子范围，C和m是材料常数。用FEM计算各裂纹尺寸的K值，然后积分Paris法则得到裂纹达到许可最大尺寸的循环次数（寿命）。从初始裂纹尺寸a0到临界尺寸ac进行积分，所以检验能检测到的裂纹尺寸的上限成为设计的起点。

典型流程是——①进行FEM结构分析求得应力分布，②在最大应力位置或假设制造缺陷位置建立裂纹模型（XFEM或CECM），③用FEM计算各裂纹尺寸的K值（应力强度因子），④用Paris法则积分求寿命，⑤根据断裂韧性KIC和裂纹尺寸计算临界裂纹尺寸，⑥检查"初始裂纹→临界裂纹"的寿命是否大于等于检查间隔的两倍——这样的步骤。通常结合使用Ansys的Fracture Tool和专用的FATWAT/NASGRO代码。

根据损伤容限评估的结论反向推导。通常在裂纹从初始缺陷尺寸（用无损检测可检测的最小尺寸）成长到临界尺寸的计算寿命上"乘以安全系数2"的值以内进行检查。例如计算寿命为10000飞行循环，就每5000循环进行一次检查。实际上需要对多个载荷情景和裂纹发生位置进行计算，根据最短的寿命来确定检查间隔。对于波音737主翼下表面蒙皮，有每隔数千个飞行循环用超声波探伤（UTFLAW）进行全面检查的维护计划。

关系很大。1988年阿罗哈航空事故是B737在飞行中上部机身脱落，多点位损伤（MSD：Multiple Site Damage）是根本原因。多年的运用中，多个小裂纹从铆钉孔处发生并相互连接，超出了设计的损伤容限评估的预设，以意想不到的方式急速破坏。以此为教训，美国联邦航空局（FAA）的适航令（AD）强化了高循环疲劳（HCF）的损伤容限评估方法和MSD评估。不仅仅是设计思想，与实际运用数据的整合才是损伤容限设计真正的价值啊。