| 飞机结构： | 用于抵抗、承受或传递力或运动的，具有刚度和力学稳定性的金属或非金属机体部件、构件、元件
或零件，包括机身、机翼、尾翼、起落架、操纵系统的机械/结构元件、操纵面、雷达罩、天线、发动
机架、发动机短舱、挂架、结构操作机构、完成结构功能的构件等。 |
| 结构完整性： | 在要求的结构安全性、结构能力、耐久性和可保障性水平下，结构可正常使用以及功能未受削弱时
所处的状态，其内容包含影响飞机安全使用和成本费用的机体强度、刚度、耐久性、损伤容限和功能等。 |
| 不确定系数： | 亦称安全系数，是可能引起飞机结构破坏的载荷与使用中作用在飞机结构上的最大载荷之比。用该
系数乘以限制载荷即可得到极限载荷。 |
| 分散系数： | 用于描述疲劳分析和试验结果的寿命可靠性系数。它与寿命的分布函数、标准差、可靠性要求和载
荷谱密切相关，是决定飞机寿命可靠性的指标。 |
| 设计使用寿命： | 飞机设计时确定的使用周期(一般用年、飞行小时、起落次数等表示)，在该周期内按设计使用载荷
/环境谱飞行时，预计结构可保持其完整性。 |
| 基准使用寿命： | 飞机设计完成后确定的使用周期(一般用年、飞行小时、起落次数等表示)，在该周期内按基准使用
载荷/环境谱飞行时，预计结构可保持其完整性。 |
| 经济寿命： | 一个寿命周期，在该周期内维护及修理飞机比更换飞机有更好的成本效益。经济寿命可用于一个部
件、一架飞机或整个机队。 |
| 安全寿命： | 用飞行小时、起落次数等表示的使用周期，在该周期内飞机结构由于疲劳开裂而发生破坏的概率极低 |
| 设计使用载荷/环境谱： | 飞机设计中采用的载荷/环境(化学、热等)谱，它代表服役飞机在设计使用寿命期内预期会经受的
典型使用情况。 |
| 基准使用载荷/环境谱： | 根据服役飞机上的测量数据(例如由载荷/环境谱测量得到的数据)对设计使用载荷/环境谱进行修
正后的谱。 |
| 合格审定： | 合格审定是履行一种可复验的程序，以验证飞机在其要求的使用包线内能安全地使用和维护。 |
| 耐久性： | 飞机结构在规定的时间周期内抵抗开裂、腐蚀、热退化、分层、磨损和外来物损伤的能力。 |
| 损伤： | 飞机结构的裂纹、缺陷、腐蚀、脱胶、分层和(或)其他降低(或有可能降低)结构特性的特征。 |
| 损伤容限： | 在规定的不修理使用期内，机体抵抗由于缺陷、裂纹或其他损伤引起破坏的能力。它通常用裂纹容
限/剩余强度来表征。 |
| 腐蚀： | 由于材料与其所处的环境发生化学作用而导致的材料变质或其特性变坏。 |
| 关键部位： | 通过分析、试验或使用识别出的飞机结构中对损伤特别敏感的部位。 |
| 当量飞行小时： | 按照飞机真实使用情况的严重程度与设计使用载荷/环境谱或基准使用载荷/环境谱比较后而调整
的等效飞行小时。 |
| 当量初始缺陷尺寸分布： | 结构细节在使用前所包含的假想的初始缺陷尺寸，表征结构细节所包含的真实初始缺陷尺寸的当量
影响，是飞机结构初始质量的一种定量描述，用随机变量表示，称为 EIFS 分布。 |
| 单传力路径： | 作用的载荷通过单一构件承受和传递，该构件一旦损坏会导致结构丧失承受该载荷的能力。 |
| 多传力路径： | 结构有多个余度，即使单个元件损坏，其上作用的载荷会分配到其他承载元件上。 |
| 飞行安全结构： | 破坏会直接导致飞机损毁、空勤人员伤亡、外挂物无意识投放，或者破坏未被发现而随后会导致上
述事故发生的结构。 |
| 缓慢裂纹扩展结构： | 结构的裂纹或缺陷不允许达到不稳定快速裂纹扩展所对应的临界尺寸的结构。结构在规定使用期内
的安全性由缓慢裂纹扩展来保证，该使用期根据可检度而定。在不修理使用期内，带亚临界损伤的缓慢
裂纹扩展结构的强度不应降低到规定的水平以下。 |
| 破损安全止裂结构： | 结构完全破坏前，裂纹的不稳定快速扩展停止在结构的某个连续区内的结构。结构的安全性依靠剩
余结构的缓慢裂纹扩展和后续的各次损伤检查来保证。在规定的不修理使用期内，剩余未损伤结构的强
度不应降低到规定的水平以下。 |
| 疲劳/断裂关键件： | 按耐久性/损伤容限要求设计的飞行安全结构件。这种构件需要专门的疲劳/断裂韧性控制、质量控制程序、无损检测措施和分析要求。 |
| 疲劳/断裂可跟踪关键件： | 一种疲劳/断裂关键件或单传力路径的飞行安全构件，要求连续的可跟踪检查。 |
| 维护关键件： | 按耐久性要求设计的结构件，这种构件失效可能引起飞机性能的降低或维护费用的显著增加，但不
会引起飞行安全问题。除了一般分析要求外，通常这种构件需要专门的质量控制程序和无损检测要求。 |
| 任务关键件： | 损伤或失效会导致不能满足关键任务要求或易损性明显增加的构件。通常，这种构件需要专门的设
计准则、质量控制程序以及无损检测要求。 |
| 初始质量： | 在制造和装配工序完成时，飞机结构的基本材料中存在的或制造过程中造成的各种缺陷的一种量
度。 |
| 广布疲劳损伤(WFD)起始： | 广布疲劳损伤起始是广布疲劳损伤发生的时刻，此时结构多个细节部位同时出现具有足够尺寸和密
度的裂纹，以致结构不再满足损伤容限要求。 |
| 可检性： | 对材料和按工艺规程与连接方法加工制造的构件，选取满足最小检出概率要求的可用检测方法，能
可靠地检测出其缺陷的来源和类型。 |
| 无损检测(NDI)： | 可揭示元件或材料表面或内部状况，不会对被检测材料或元件产生有害影响的检测工艺或技术。 |
| 检出概率(POD)： | 使用某种特定的检测技术，按规定的置信度发现某一确定尺寸缺陷可能性的一种统计量度。 |
| 风险分析： | 对发生潜在危险(对于飞机结构，潜在的危险包括能够引起人员伤亡、飞机损坏或损毁、任务准备
状态/可用性降低的结构破坏)的严重性和出现概率的评估。 |
| 稳定性： | 材料、工艺和连接方法成熟，达到一致的和可重复的质量及预期成本，从而满足系统生产要求。 |
| 结构操作机构： | 在操纵面和构件起动以及运动时，传递结构上各种力的操作、铰接和控制机构。 |
| 可制造性： | 材料、工艺或连接方法能支持当前及未来的生产定额，而不会对成本/质量造成影响。 |
| 可保障性： | 能够识别材料及结构由于热、环境及机械造成的损害，并且有现成的可满足质量和成本要求的预防
方法/使用中的修理方法，或者能够及时研究出这些方法。 |