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World File Search System损伤容限
国家航空研究所
• AH-64 Apache 数字孪生，美国陆军航空兵 • B-1B Lancer 数字孪生，空军 • B-1B 工程和修改支持，美国空军 • F-16 数字孪生，美国空军 • F-35 拆卸，空军、海军、海军陆战队 • FirePoint 联合研发项目：技术开发和转型，美国陆军 AMRDEC • KC-135 结构拆卸数据管理可视化，空军 • M113 数字孪生，陆军 AMC • MQ-9 Reaper 机身耐久性和损伤容限测试，空军 • MQ-9 Reaper 机身静态测试，空军 • MQ-4 Triton 机身耐久性和损伤容限测试，海军 • Skyborg 原型设计、实验和自主开发，空军 • UH-60L Black Hawk 数字孪生，陆军 AMC • 经济实惠、可持续复合材料建模 (MASC) 研究计划，空军研究实验室 • 多所大学 / 机构研究合作伙伴关系旨在开发技术，以增强先进材料特性和结构认证，并借助高保真损伤模型和用于证实先进复合结构的有效协议 - AFRL、ONR、NAVAIR、DURIP、SBIR/STTR • 国家国防原型中心 • 国防部高速导弹应用的新兴材料 • 美国空军 B-52 同温层堡垒、C-130 大力神、F-16 战隼、B-1 枪骑兵的数字工程和技术 • 美国陆军地面系统综合技术现代化 (MINT-GS)
风洞模型系统标准
图 4-1。典型转子叶片的坎贝尔图 ...................................................................................... 35 图 A-1。交替应力定义 ...................................................................................................... 60 图 A-2。典型 S-N 曲线 .................................................................................................... 61 图 A-3。线性疲劳曲线 ...................................................................................................... 62 图 A-4。Goodman 图 .................................................................................................................... 63 图 B-1。两种钢材在 70 o F 和 –275 o F 下的疲劳裂纹扩展数据（da/dN vs. ΔK）和曲线拟合 ................................................................................................................................ 67 图 B-2。图 2 循环应力示意图 ...................................................................................... 67 图 B-3。损伤容限疲劳寿命管理示意图 .............................................................. 71
FAA 先进材料联合卓越中心 (...
1. 制定表征新材料形式和评估制造成熟度的指南 1. 开发新材料数据库协议 2. 评估相对于现有数据库的材料和工艺变化的等效性 3. 评估选定的新材料和新工艺的关键工艺参数和关键特性，以及制造控制和检测方法的有效性，包括现场监测和 NDI 2. 评估长期材料和结构行为以及相关的维护活动 1. 评估老化对选定材料或结构细节的影响 2. 评估粘合接头的疲劳和损伤容限行为 3. 评估金属 AM 材料的疲劳行为
ESA 普通文件（银色）
ESTEC 任务概述：结构机制和材料部门是该机构在所有与航天器和运载火箭结构、机制、摩擦学和烟火装置以及材料和工艺相关的领域的能力中心。这包括航天器和运载火箭轻型结构、稳定结构、先进机械材料应用、结构动力学、损伤容限、可展开结构/吊杆、主动结构、压紧和释放装置、空间机制电动机、运载火箭和再入飞行器热结构和冷结构、着陆衰减系统、密封件、阀门、降落伞系统、分离系统、太阳能电池阵列驱动机制、反作用轮、指向机制、烟火技术、轴承和摩擦学方面。它为项目、筹备计划和技术计划提供支持。
裂纹尖端变形和疲劳的全场表征...
量化疲劳裂纹扩展对于断裂关键工程部件和结构的损伤容限评估至关重要。疲劳裂纹扩展表征历史上的第一个重大事件是使用应力强度因子范围 D K 来关联疲劳裂纹扩展速率，由 Paris 等人 1 基于三项独立研究得出。Rice 2 在连续力学框架内进一步合理化了这种方法，认为疲劳裂纹扩展速率数据可能与应力强度因子范围相关。此后，人们普遍认为，在小规模屈服 (SSY) 条件下的大多数工程应用中，使用弹性应力强度因子范围 D K 就足够了，尽管大约在同一时间人们也认识到了载荷比 R 的作用，3
2021 年非财务信息报表 - AERnnova
该集团为民用飞机、公务机和直升机设计和制造各种技术先进的航空结构和部件。作为一级供应商，该集团生产集成航空结构，并在原始设备制造商之前负责管理涉及各种技术和活动的完整工作包。该集团专门从事机翼和尾翼，包括其移动和二级结构，还设计和生产机身部分和其他集成航空结构。其一级能力还包括为客户提供的工程服务，包括概念和初步设计、详细设计（基于模型）、负载分析和静力学、疲劳、损伤容限、冲击、热等的高级模拟。制造工程和原型设计也是 Aernnova 向客户提供的服务的一部分，拥有独立的多功能团队和 MRB、材料和工艺，
人机工程学的融合 - NDT.net
1. 引言 工程结构设计以损伤容限准则的实施为基础。该准则假设在制造和生命周期维护操作过程中存在不可检测的缺陷，且不存在任何安全问题 [1,2]。每个结构及其组装件在其使用寿命期间都由设计服务目标保证，并根据航空公司的要求选择材料、设计和特定计算。飞机在使用寿命期间的检查由不同部门根据无损检测方法和材料通过排气计算确定。无损检测 (NDT) 是每个部件内部的关键步骤，可确定检测能力是否满足特定要求。每种 NDT 方法都涉及多个应用参数，量化检测能力的结果因应用而异。
AIAA SciTech 2025 结构技术委员会
结构技术学科涵盖任何与飞机和/或航天器（例如运载火箭）相关的科学和技术，包括设计、分析、计算机建模、优化、制造和测试。其主题包括传统结构和创新概念的最新发展，从优惠券和组件到车辆，包括金属、复合材料和/或混合材料。它还涵盖当前方法的改进、改进和发展，以及结构修复、损伤、疲劳、断裂、稳定性和制造方面的探索。我们也鼓励提交有关耐久性、损伤容限、老化、故障安全和/或安全寿命方面进展的论文。我们欢迎有关最佳实践、历史经验教训和结构应用进展的论文。我们也强烈鼓励提交有关上述未明确提及的其他结构主题的论文。
SSC-354 连续结构冗余...
为了生产出在所需使用寿命内性能更安全、更高效的结构，并计划一定程度的损伤容限，在设计开发和验证过程中充分考虑冗余的影响非常重要。大多数传统设计实践使用线性弹性模型解决整体全局响应，随后使用合理的极限状态方法检查局部组件响应，包括计算局部坍塌。因此，整体结构的安全性和可靠性评估实际上是在组件级别进行的。因此，不允许考虑冗余效应可能对安全性和可靠性产生重大影响的整体结构固有的真正强度储备。同样，通常不考虑某种形式的局部损坏后结构的残余强度，其中冗余提供了维持整体稳定性的机制。
裂纹尖端变形和疲劳的全场表征...
量化疲劳裂纹扩展对于断裂关键工程部件和结构的损伤容限评估非常重要。疲劳裂纹扩展表征历史上的第一个重大事件是使用应力强度因子范围 D K 来关联疲劳裂纹扩展速率，由 Paris 等人 1 基于三项独立研究得出。Rice 2 在连续力学框架内进一步合理化了这种方法，认为疲劳裂纹扩展速率数据可能与应力强度因子范围相关。此后，人们普遍认为，在小规模屈服 (SSY) 条件下的大多数工程应用中，使用弹性应力强度因子范围 D K 就足够了，尽管大约在同一时间人们也认识到了载荷比 R 的作用， 3