1飞机结构强度设计思想的演变
很多教科书、文献中都有关于飞机结构强度设计思想演变的论述，如《飞机结构设计》（姚卫星等，2016）和《实用飞机结构工程设计》（牛春匀，2008）等。
本章从教科书中的一般叙述、运输类飞机、战斗机三个方面简要叙述飞机结构强度设计思想的演变。一般认为的飞机结构强度设计思想的演变详见姚卫星等的《飞机结构设计》一书，概述如下：
1）静强度设计；
2）静强度和刚度设计（20世纪50年代起）；
3）静强度、刚度和安全寿命设计（20世纪50年代起）；
4）静强度、刚度和损伤容限与经济寿命设计（20世纪七八十年代起）；
5）可靠性设计。运输类飞机，飞机结构强度设计思想的演变参见《实用飞机结构工程设计》（牛春匀，2008），概述如下：
1）1930～1940年，金属机体飞机进入公共运输；设计、分析重点在静强度；没有考虑或很少考虑机体疲劳。
2）1940～1955年，对机体疲劳的关注度提升；已开始研发高强度材料，但未相应提高疲劳强度；设计同时考虑静强度与疲劳强度。
3）1955年至今，破损安全与损伤容限设计；含损伤结构的试验、分析、检查、维修。战斗机，美国空军结构完整性设计要求演变如下［详见A Survey of Aircraft StructuralLife Management Programs in the U.S. Navy， the Canadian Forces and the U.S. Air Force （Kim et al.，2006）］：
1)1958年，疲劳裂纹导致B47损毁，建立飞机结构完整性大纲。
2)1969年，疲劳裂纹导致F111损毁，推动损伤容限设计。
3)1975年，MILSTD1530A《飞机结构完整性大纲》，损伤容限设计并入结构完整性要求。
4)1996年，MILHDBK1530《美国空军飞机结构完整性大纲通用要求》，结构完整性要求改为指南。
5)2002年，MIL HDBK1530B，增加腐蚀和广布疲劳损伤指南。
6)2004年，MILSTD1530B，结构完整性指南（HDBK）改回到标准（STD）。
7)2005年，MILSTD1530C，增加风险分析。
8)2016年，MILSTD1530D，增加部队管理数据库、结构健康管理等。
2关于不确定系数（安全系数）的讨论
飞机结构强度规范的术语“不确定系数”，在早期称为“安全系数”。
多年来，时有关于飞机结构强度设计安全系数定义及取值溯源的文章以及安全系数可否降低的讨论。本章简要论述这两方面的内容。
本章讨论的安全系数是针对有人机的。
2.1安全系数定义及取值溯源
安全系数是通过“极限载荷＝限制载荷×安全系数”间接定义的。限制载荷是指飞机在允许的地面和飞行使用中可能遭遇的*大和*严重的载荷组合。
安全系数取值1.5用于飞机结构强度设计已经超过80年，详见Factors of Safety — Historical Development，State of the Art and Future Outlook（North Atlantic Treaty Organization，1977）。1934年，安全系数1.5成为正式的设计要求（Air Corps Requirement）。强度设计与验证准则，*基本的两条是，结构在加载条件下的试验应满足：
1）在小于或等于限制载荷时，结构不发生有害的变形；
2）在小于或等于极限载荷时，结构不发生断裂或破坏。
上述准则的第二条，是地面验证试验通过与否*直接的判据。关于安全系数取值1.5的溯源，一些文章以及教科书都有提及。比较“巧”、也比较多的一个说法是：当时应用于飞机结构的2024铝合金材料的拉伸强度与屈服强度的比值约为1.5。也就是说，对于当时的2024铝合金材料/结构，满足上述强度设计准则的第二条（在小于或等于极限载荷时，结构不发生断裂或破坏），也就自然满足强度设计准则的第一条（在小于或等于限制载荷时，结构不发生有害的变形）。上述准则第一条，近年来新的规范要求已变为在115％限制载荷下，结构不发生有害的变形。可以从两方面理解这个变化：一方面是要求提高了，从100％限制载荷提高到115％限制载荷；另一方面，现在机体结构主要材料（金属、复合材料）的屈服强度增加了，拉伸强度与屈服强度的比值小于1.5，结构强度设计与验证在满足准则第二条的情况下，也更有能力满足准则第一条。详见《重量变化的强度应对考虑》（蒋劲松，2021）。关于安全系数取值1.5的溯源，另外的说法与观点如下：
历史的服役经验表明，如果限制载荷乘以一个安全系数1.5，就能获得一个可接受的因结构破坏导致飞机损毁的风险水平，详见文献Aircraft Structures — Joint Service Specification Guide（USAF，1998）。
20世纪30年代早期，安全系数1.5引入飞机结构设计。在这之前，通常是按承受6g过载不破坏的要求来设计飞机结构，这样设计的飞机没有发现普遍的永久变形或结构破坏；因此认为这种按过载要求的设计一定包括了内在的安全系数。1.5的选择，虽然有些随意，但某种程度上是按照当时应用的铝合金的极限强度与屈服强度的比值定的。虽然本可以取更高一些的安全系数，但这样的话就得不到尽可能高的限制载荷，也会对将来飞机设计带来不适当的重量付出。详见Fundamentals of Aircraft and Airship Design（Nicolai et al.，2010）中F. R. Shanley教授的观点。
安全系数1.5不是材料极限强度与屈服强度的比值结果，但当时2024铝合金材料极限强度与屈服强度的比值（约1.5）支持了飞机在飞行强度包线（VG图）内使用不应产生明显塑性变形的设计要求。详见AGARD Report 661中A. Epstein的观点。
安全系数（1.5）的确定主要基于经验，是对飞行使用的权衡，即在考虑了载荷的不确定（载荷预计、结构分析）以及强度的不确定（材料性能及其退化、制造质量）等之后，可以获得大一些的限制载荷（与安全系数2.0比较）。综上，对安全系数可以有如下的认识：
1）安全系数的确定主要是基于经验（安全有保障）和权衡（限制载荷尽量大，结构重量付出适度），考虑了载荷的不确定（载荷预计、结构分析）与强度的不确定（材料性能及其退化、制造质量）。
2）安全系数与损毁概率无数学关联，也不是通过试验、数学力学推导出来的。军机结构损毁概率不大于10-7/单次飞行的要求，源于美国空军J. W. Lincoln在1980年的建议，已被MILSTD1530C采用，详见文献Aircraft Structural Reliability and Risk Analysis Handbook（Tuegel et al.，2013）。安全系数和损毁概率，在数学上无关联；很多文章认为(也有算例支持)，采用安全系数1.5的飞机结构，损毁概率非常低，（远）低于10-7/单次飞行。
2.2安全系数1.5可否降低
安全系数1.5可否降低？20世纪70年代以来，一直有讨论、有争论，详见文献Factors of Safety — Historical Development，State of the Art and Future Outlook（North Atlantic Treaty Organization，1977）。北大西洋公约组织（North Atlantic Treaty Organization，NATO）组织过讨论，但没有明确的、行业或规范/标准认可的结论。
其主流的意见是：随着设计、材料、制造、飞行控制技术的发展，安全系数可以降低，且不降低安全性。
推荐三种方法用于确定军用飞机按概率定义的设计载荷：半统计（概率）/半确定性方法；统计（概率）方法；半统计（概率）/半经验方法。
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