损伤容限准则设计的结构，在结构达到损伤容限设计指标时，如果材料能够 满足结构在含裂纹状态下的静强度和刚度要求，仅需根据备选材料的比初度进行对比排 序，比初度最大的材料最优。
[0070] 对于同时按照至少两种准则设计的结构，选择材料应本着材料性能与各设计指标 协调一致的原则，否则，可能会造成材料的某些指标刚达到设计要求，而另一些指标已大幅 超出了设计所需，运样不仅会造成材料某些性能指标的浪费，而且会由于材料的"短板"指 标的限制使结构的重量增大。因此，首先要根据各设计准则的偏重程度，即各设计准则对应 的设计指标之比，根据疲劳强度比、静强初比或疲劳强初比进一步缩小备选材料的范围。上 述Ξ个参数，疲劳强度比考察的是安全寿命准则或耐久性准则与静强度准则之间的偏重程 度;静强初比考察的是损伤容限准则与静强度准则之间的偏重程度;疲劳强初比考察的是 损伤容限准则与安全寿命准则或耐久性准则之间的偏重程度。
[0071] 在缩小后的备选材料范围内，根据最偏重即最优先保证的结构设计准则，W其对 应的材料性能参数为准进行材料排序，性能指标越大的材料越优。其中，静强度准则对应的 材料性能参数为比静强度；刚度准则对应的材料性能参数为比刚度;安全寿命准则和耐久 性准则对应的材料性能参数为比疲劳强度;损伤容限准则对应的材料性能参数为比初度。
[0072] 比静强度指的是比强度，也就是丫。/P，单位为N · m/kg，是指材料的抗拉强度曰b与 材料密度P的比值，即丫。/P = 〇b/p，材料的抗拉强度Ob是指材料断裂时的临界应力，反映了材 料的断裂抗力，单位为MPa,材料的比静强度越高表明结构在达到相应静强度时所用的材料 质量越轻。
[0073] 比刚度就是丫。/P，单位为N · m/kg，指的是材料的弹性模量E与材料密度P的比值， 即丫 6/p = E/p;其中，材料的弹性模量E表征了材料在某一应力状态下的变形量大小，反映了 材料的抗变形能力，弹性模量越大，变形量越小，单位为MPa,材料的比刚度越大表明结构在 达到相应刚度时所用的材料质量越轻。
[0074] 比初度就是丫 k/p，单位为K指的是材料的断裂初性KiG与材料密度P的比 值，即丫 s/p = Kig/P，断裂初性KiG是指含裂纹材料在张开型裂纹模式和平面应变状态下裂纹 发生失稳扩展的临界应力强度因子，表征了材料阻止裂纹扩展的能力，是度量材料初性好 坏的标准，单位为。
[0075] 比疲劳强度就是丫 S/P，单位为N · m/ks，指的是材料的疲劳极限S-1与材料密度P的 比值，即丫 s/p = S-i/p，材料的疲劳极限S-1是指在应力比R = -l的等幅疲劳载荷下，材料可W 承受无限次应力循环而不发生破坏的最大应力，其反映了材料抵抗疲劳开裂或材料疲劳性 能的水平，单位为MPa,材料的比疲劳强度越高表明结构在达到相应的疲劳强度时所用的材 料质量越轻。
[0076] 疲劳强度比就是丫 S/。，为无量纲量，指的是材料的疲劳极限S-1与抗拉强度Ob的比 值，即丫 s/n = S-l/〇b，疲劳强度比表示的是耐久性准则与静强度设计准则之间的偏重程度； 疲劳强度比反映了材料疲劳强度与静强度的比例关系，材料的疲劳强度比越大，说明由材 料制成的结构在达到相应的静强度要求时，结构抵抗疲劳开裂的能力越强，疲劳性能越好。
[0077] 静强初比就是丫 S/。，单位是ν?，指的是材料的断裂初性Kie与抗拉强度Ob的比值， 即丫 k/n = Klc/〇b，静强初比表示的是损伤容限设计准则与静强度设计准则之间的偏重程度； 静强初比反映了材料的断裂初性与静强度的比例关系，材料的静强初比越大，说明由材料 制成的结构在达到相应的静强度要求时，结构开裂后抵抗疲劳裂纹破坏的能力越强。
[007引疲劳强初比就是丫 k/s，单位是》滿，指的是材料的断裂初性Kic与疲劳极限S-1的比 值，即Tk/s = Kic/S-i，疲劳强初比反映了材料的断裂初性与疲劳强度的比例关系，材料的疲 劳强初比越大，说明由材料制成的结构在达到相应的疲劳强度要求时，结构抵抗由疲劳裂 纹引起的突然破坏的能力越强，结构的破损安全性越好。
[0079] 如图1所示，第一步:确定选材的结构对象，选材的结构对象为某小型飞机的机翼 大梁，机翼大梁是飞机的主承力结构之一，其发生断裂失效或变形失效会直接影响飞机的 飞行安全。
[0080] 第二步:确定结构功能与设计要求，机翼大梁的作用一是承力作用，其承受机翼各 部件传来的气动载荷W及机翼油箱的自重;二是传力作用，将所受载荷传递给机身，在飞机 起飞时给机身提供向上的升力，在飞机停放时给机身传递向下的压力W及相应的弯矩;Ξ 是保持机翼的气动外形，使机翼的变形维持在一定的范围内，W保证不发生气动失效。由于 此机翼大梁经整体锐切制成，对材料的供应尺寸有具体要求，要求原材料截面至少不小于 200mmX60mm，长度不小于4m，若机翼大梁的外层防护体系失效，其在飞机停放状态时将受 到应力腐蚀的作用，在飞机低空飞行时受到腐蚀疲劳的作用，从安全的角度出发，要求制成 大梁材料的应力腐蚀断裂初度大于10,机翼大梁的工作溫度区间为-55°C至80°C。
[0081 ]第Ξ步:确定结构重要度和维修成本，结构重要度指的是结构失效后对飞行安全 的影响程度。
[0082] 第四步:确定结构受力情况和功能需求。
[0083] 第五步:根据结构重要度和维修成本确定结构设计准则，根据飞机结构的设计需 求初步设定备选材料范围，在根据结构受力情况、功能需求进一步设定备选材料范围。
[0084] 由于直接影响飞行安全，机翼大梁设计为破损安全结构，即采用损伤容限设计准 贝1J;从经济修理的角度出发，机翼大梁同时采用耐久性设计准则;此外，机翼大梁的设计需 要同时满足静强度和刚度要求，特别是裂纹在快达到临界长度时的极限状态仍要满足上述 要求。
[0085] 作为飞机的主承力结构，从材料的力学性能方面考虑，备选材料分为四类，分别是 钢、侣合金、铁合金和复合材料。
[0086] 由于满足结构静强度要求的钢材为高强度钢，而高强度钢普遍对应力集中敏感， 破损安全性差，且加工难度大，将钢材进行剔除；由于铁合金对应力集中也很敏感，且材料 成本高，将铁合金进行剔除；从经济性、后期维护、材料生产技术成熟度W及材料可靠度的 角度考虑，将复合材料进行剔除。因此，此飞机机翼大梁结构的材料初选范围是侣合金。
[0087] 在所有的航空用侣合金范围内，由于铸造侣合金、变形侣合金中的非热处理型合 金、W及变形侣合金中热处理型合金的6000系侣-儀-娃合金和8000系侣合金的某些力学性 能相对一般，不适合作为飞机的主承力结构，因此将其剔除。在第二轮筛选后，此飞机机翼 大梁结构的材料备选范围进一步缩小至2000系侣-铜硬侣合金、7000系侣-锋-儀-铜超硬侣 合金。
[008引在2000系侣-铜硬侣合金、7000系侣-锋-儀-铜超硬侣合金中，由于2A0U2A10、 2Β16等材料抗剪强度较大；2402、2416、2470、2014、26184等材料在高溫下力学性能较好； 2Α14等材料在低溫下力学性能较好;2A50JB50等材料热加工性能较好;2Α11等材料焊接性 能较好;7Α33等材料耐腐蚀性能较好，上述运些材料的设计主要是为了满足结构的特殊需 求的，而其力学性能指标相对一般，也不适合作为飞机的主承力结构，因此将其剔除。此外， 又由于2014、2124、2524、7050等材料的供货尺寸不能满足机翼大梁的加工要求，也将其剔 除。
[0089] 在经过第Ξ轮筛选后，最后确定的结构选材范围是:2Α12、2024、7Α04、7Α09、7075 和7475,其对应尺寸下的供货状态分别是了4、了3510、了6、了73、了73510和了7351。
[0090] 第六步:根据结构的承力特性、至少一种结构设计准则、备选材料范围进行材料对 比并排序，如图2所示，由于机翼大梁是根据损伤容限准则和耐久性准则设计的，并且需要 满足静强度与刚度要求。因此，应主要根据比初度和比疲劳强度运两个指标为依据进行材 料的排序。所有备选材料的比静强度和比刚度均能达到结构设计要求。显而易见，7475-Τ7351材料在比初度和比疲劳强度运两个指标上均为最优。次之的7075-Τ73510与7Α09-Τ73 两种材料相比，7075-Τ73510的比疲劳强度值更高，而7Α09-Τ73的比初度值更高，由于机翼 大梁关乎飞行安全，更偏重于损伤容限设计准则，因此，疲劳强初比更高的7Α09-Τ73排序第 二。其余的材料排序分别是 7075-Τ73510、7Α04-Τ6、2024-Τ3510 和 2Α12-Τ4。
[0091] 第屯步:进行材料选择，选择排序最靠前的7475-Τ7351侣合金作为初选材料进行 各项结构设计需求的验证。
[0092] 第八步:判断所选材料是否满足结构设计、制造、使用要求，7475侣合金是侣-锋-儀-铜系热