分析离散源损伤 （DSD） 问题中广泛疲劳损伤 （WFD） 的影响的目的是评估结构在发生部分结构失效时完成当前任务的能力。此分析针对两个或多个结构细节中的一个，这些细节通过在一个或多个结构细节发生故障时提供故障安全功能来相互作用。评估将使用条件单次飞行失败概率，因为DSD作为这种能力的衡量标准。该分析的原型是该结构在机身或机翼蒙皮突然出现双舱裂缝时幸存下来的能力。
　　双舱裂缝是横跨皮肤中两个隔间的裂缝，包括两个隔间之间的纵梁或框架。两个托架的大小被认为是在不受控制的故障或战斗损坏中从发动机抛出的发动机叶片穿透直接造成的损坏的上限。在这种损坏情况下，人们担心的是损坏两侧的裂缝停止结构是否会在任务的剩余时间内保持下去。假设DSD已经发生，裂缝停止结构失效的条件概率提供了结构完成任务能力的衡量标准。
　　由于缺陷尺寸分布随时间变化，PROF DSD分析作为时间的函数进行计算。DSD的存在只影响飞行过程中的结构。因此，标准 PROF 分析中使用的裂缝尺寸增长群体模型可用于评估老化对给定 DSD 的条件失效概率的影响。裂纹增长模型的细节在Berens等人[1991]中给出。由于其严重性，DSD将在下一次飞行之前被检测和修复，因此不需要在存在DSD的情况下进行裂纹扩展模型。

　　作为JSTARS评估的一部分进行的B-707拆解检查的数据将用于说明使用PROF分析WFD对存在DSD的故障安全性的影响的程序。 林肯[1997]详细描述了数据和与使用B-707进行JSTARS相关的问题。这里给出的示例集中于纵梁 7 在纵梁 8 和相邻机翼面板失效后下翼蒙皮的故障安全能力。
　　图UD-2.1包含B-707机翼的示意图。图 UD-2.1 的左半部分显示了纵梁 8 （S8） 的整个结构和位置。蒙皮和纵梁的横截面如图UD-2.1的右半部分所示。该示例将分析纵梁 8 和相邻蒙皮中断对大型相邻纵梁 S7 的影响。
　　这些数据是由波音公司根据空军合同收集的，结构分析是进行的。数据和分析结果以一系列信件报告和Excel电子表格的形式提供。此示例中使用的数据是从电子表格中提取的。

与DSD分析相关的结构分析包括裂纹扩展曲线，存在DSD时的应力超标数据和存在DSD时纵梁7的残余强度。图UD-2.2包含裂纹扩展曲线图;这是在正常条件下确定的完整结构。DSD分析不关心存在DSD时的裂缝增长，因为假设DSD将在下一次飞行之前被检测和修复。

图UD-2.3说明了从超标数据分析峰值载荷分布。超标数据的基础是用于生成裂纹扩展曲线的光谱。对应力进行转换以考虑对纵梁8和相邻面板的损坏，以获得图UD-2.3中所示的经验应力与超限概率。直线表示拟合数据的 Gumbel 分布。

残余强度函数绘制在图UD-2.4中。纵梁的形状负责残余强度函数中的平坦区域。残余强度函数主要来自纵梁的应力强度曲线。在低裂纹长度和曲线中间的平坦区域需要对欧文准则进行修改。在低裂纹长度下，欧文准则会将残余强度推到无穷大，因此有必要将残余强度函数截断为最大材料强度。由于纵梁的形状，应力强度系数实际上下降在 0.5 到 1.5 英寸之间。然而，残余强度不会降低，导致残余强度函数中的平坦区域。

对两种不同的初始裂纹长度分布进行了分析。裂缝长度数据是从一架飞行时间为57，382小时的飞机上收集的。对于拆解数据中看到的分布，单次飞行失败的概率高得令人无法接受。由于许多JSTARS飞机的飞行时数较少，因此分配调整为40，000飞行小时。双裂缝长度分布函数如图UD-2.5所示。对数正态分布拟合到拆解数据的上尾部，并使用裂纹增长曲线从 57，382 分布中反向外推百分位数进行时间调整。

　　两种不同的PROF DSD分析的结果绘制在图UD-2.6中。实线表示使用57，382小时飞机的缺陷尺寸分布作为起点的分析。虚线绘制了使用调整为 40，000 小时飞机的缺陷尺寸分布的结果。两条曲线在重叠中显示出紧密的一致性;但是，由于进行计算的时间点与两次分析不一致，因此预计会有一些差异。
　　Lincoln [1997] 引用 10-7 作为理想的整体单次飞行失败概率，DSD 的估计概率为 10-3。对纵梁7的故障安全能力的要求为10-4。显然，57，382小时的飞机不符合这一要求。从 40，000 小时开始，飞机在有条件的单次飞行失败概率超过 10-4 要求之前将有大约 16，000 小时。

PROF DSD分析模块的使用已经使用来自B-707 JSTARS飞机的数据进行了说明。评估B-707中下翼纵梁的故障安全能力问题是原型DSD分析的一个例子。使问题适合PROF DSD模块的基本要素是：
a） 对条件失效概率感兴趣，假设相邻结构元素已失效；
b） 存在 MSD 会增加失败的可能性；
c） 预测MSD裂纹随时间的增长等；
d） 残余强度分析作为MSD裂纹尺寸的函数。