该问题主要针对机翼前梁关键区域的损伤容限评估，以确定检查间隔。关键区域包括梁盖和机翼蒙皮。建立了飞机有限元模型来确定应力，并使用标准AFGROW应力强度因子解对临界区域进行了建模。对寿命预测模型进行了验证试验。
　　该问题集中在机翼前梁的关键区域，如图UD-1.1(照片)所示，并由图UD-1.2 - UD-1.4的图纸进一步描述。关键区域包括梁盖和机翼蒙皮。梁盖由2024-T3511铝制成，外壳由2024-T3铝制成。紧固件直径为0.25，连接帽、蒙皮和管件。具体区域如图UD-1.4所示，并标注了预期裂纹路径。

　　有限元模型用于确定临界区域的应力水平。这个几何的载荷是拉力。
　　如果有限元模型的细节对问题很重要，那么模型应该在这里描述，使用图纸来说明模型。

　　 临界裂纹的几何形状被建模为来自偏心孔的角裂纹，裂纹向短边扩展。对应的AFGROW裂纹几何模型称为孔处单角裂纹，如图UD-1.5所示。假设2.5英寸的宽度(W)代表从板边缘到下一个孔的距离。边缘距离B为0.61，厚度t为0.125，孔半径D/2为0.125英寸。图UD-1.6描述了几种a/c比下的长度方向beta因子(K/s)。
　　在这个分析中做了一些假设。这些假设大多是保守的，导致预测寿命较短。这些假设包括:直柄孔，开孔，无载荷传递，无冷加工造成的局部残余应力，无迟滞。

检测能力和裂纹极限
法兰和蒙皮上的孔被机翼-机身附件所覆盖。拆除紧固件后，只能看到孔的内部。因此，用x光检查这些区域。通过x射线检测，现场可检测到的最小裂缝尺寸为0.5英寸。

结构载荷和应力历史描述
应力谱在表UD-1.1中给出，其中飞行历史是最大谱应力(10.7 ksi)的一个分数。频谱中有1590个循环，这代表了10个飞行。每次飞行一小时。

材料特性描述
表UD-1.2给出了两种铝合金沃克方程的参数以及其他材料参数。关于沃克常数的详细描述将在第5节中介绍。

使用AFGROW可以方便地解决这类问题。AFGROW分析输入文件如表UD-1.3所示。

频谱包含在一个名为spectrum的单独文件中。如表UD-1.4所示。所定义的分段的每一次重复代表十次飞行，每一次飞行代表一个小时.使用AFGROW术语，将频谱输入为带有一个子频谱的阻塞频谱。在本例中，子谱为表UD-1.1中给出的应力块。

临界裂纹尺寸/剩余强度采用断裂的欧文判据，即

该标准嵌入在AFGROW代码中，用于确定临界贯穿厚度裂缝尺寸(c) = 0.458英寸。在大约一半寿命时，角裂纹转变为通厚裂纹。

寿命
通过对AFGROW中裂纹扩展的计算，确定从裂纹初始大小到失效的寿命为3100小时。裂缝长度与寿命、裂缝深度与寿命的结果分别如图UD-1.7和UD-1.8所示。生命是以飞行时间来衡量的。

寿命分析的验证:
　　为了验证分析程序，在工作应力谱下对4个试样进行了测试，并将这些结果与分析结果进行了比较。图UD-1.10所示，试验样本被设计来代表与实际飞机结构相匹配的局部特征。工作范围如表UD-1.1所示。试验结果汇总如表UD-1.8所示。
　　利用AFGROW程序对样本寿命进行预测。分析结果见表UD-1.8。用预测寿命除以实际寿命的比值(NP/NA)将预测结果与分析结果进行比较。

NP/NA的讨论:
　　如果NP/NA比值等于1，则分析预测实际测试结果。如果NP/NA比值大于1，则为不保守分析。如果预测寿命小于实际寿命(NP/NA ＜1)，则为保守分析。
　　如果比值过高或过低，即NP/NA=2或NP/NA=0.5，则应重新审查分析方法和假设，以纠正实验与分析之间的差异。
　　对于这些测试，NP/NA比值显示了测试结果与分析之间的良好相关性。四项检验中有三项表明该分析是保守的。

巡检周期
初始检查间隔为寿命的一半。预测寿命为3100小时，第一次检验设定为1550小时。
随后的检查是NDI现场可检测裂纹大小到临界裂纹大小的一半寿命。然而，对于该问题，破坏发生在现场可检测到裂纹大小之前。

应力情况讨论
由于临界裂纹尺寸(af)= 0.458英寸小于无损检测尺寸(aNDE = 0.5英寸)，这种情况不允许使用多次检查。并且该结构必须归类为缓慢裂纹扩展临界。这意味着一旦达到初始检验期，就达到了结构的寿命极限，即寿命为1550次飞行(=3100/2)。另外，还可以使用结果来评估不同的检查和维修方案。例如，如果可以找到一种检查方法，可以检测到0.005英寸长的裂缝，那么两次检查之间的时间就变成了6575次飞行。因此，如果在第一次深入检查后将紧固件从孔中拉出，然后对这些孔进行冷加工，则寿命可以大大延长，并且可能不需要后续检查。

互补敏感性研究
·孔的冷加工/锥孔产生的残余压应力
·充填料孔荷载传递
·锥形孔-计算疲劳额定紧固件系统的一种方法是以0.005英寸的初始裂纹尺寸开始分析。
·迟滞模型(目前使用无迟滞)。