本文件规定了小型飞机结构耐久性设计的适航要求。该规范最初针对术语标准中定义的小型飞机制定，但亦适用于其他类型航空器。文中统一使用“航空器”术语，旨在供相关民航当局（CAA）在判定适用时，将其作为符合其适航规则的合规手段。
设计批准申请人应就本标准作为认证计划一部分的使用事宜，向各自所属的民航当局寻求个别指导。有关哪些民航当局已接受本标准（全部或部分）作为符合其小型飞机适航规则合规手段的信息，可查阅ASTM F44网页。
本文件提供的数值，无论是国际单位制（SI）还是英寸-磅单位制，均视为独立标准。各系统数值并非精确等效，使用时应独立采用，不得混用，以免导致不符合本标准要求。
本文件未涵盖与其使用相关的所有安全关切。用户在使用前，有责任建立适当的安全与健康实践，并确定监管限制的适用性。
| 术语 | 描述 |
|---|---|
| 安全寿命 safe life | 结构在疲劳裂纹导致强度低于设计极限值概率较低的情况下能够承受的事件次数，如飞行次数、着陆次数或飞行小时数。 |
| S-N或ε-N曲线 S-N or ε-N curves | 描述在给定寿命(N)下，试样中产生疲劳裂纹所需的应力(S)或应变(ε)大小的曲线，其中N以应力或应变的循环次数表示。 |
| 分散系数 scatter factor | 统计得出的除数，应用于疲劳测试结果，以考虑整体或单体结构的疲劳性能变化和使用变异性。 |
| 破损安全 fail safe | 结构在主要结构元件失效或部分失效后，能够在一段未修复使用期间保持所需剩余强度的特性。 |
| 损伤容限 damage tolerance | 结构在承受一定程度的疲劳、腐蚀、意外或离散源损伤后，能够在一段使用期间保持所需剩余强度的特性。 |
| 疲劳 fatigue | 材料在承受产生波动应力和应变的条件下发生的渐进局部永久结构变化过程，可能导致裂纹或完全断裂。 |
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