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1、完整版第七章损伤容限要求汇总 第七章 损伤容限设计要求第1节 概述1、设计思想的转变 飞机结构安全性的要求, 主要依赖于结构的损伤容限设计技术。 损伤容限设计成为保证结构安全、防止发生灾难性破坏事故的重要设计原则和方法。 损伤容限是在“安全寿命”和“破损安全”之后发展起来的一项工程技术。它是以断裂力学为基础，以保证结构安全为目标，以损伤检查为手段。涉及结构设计、载荷、强度、材料、工艺、试验质量控制、使用维修和组织管理各环节的系统工程。在各环节中的重要改变对传统理论和方法是一个巨大的冲击和革新。表现在：(1) 设计思想 承认损伤不可避免, 不断发展新的设计准则；(2) 结构 提出新的结构设计概念

2、, 进行结构分类, 完善结构总体安排和细节设计要求； (3) 载荷和环境 要求飞续飞载荷谱，强调温度、湿度和介质环境，考虑离散源损伤； 载荷谱的谱型分为“等幅谱”、程序块谱、飞续飞谱3种简化的排列形式。 飞续飞载荷谱是以一次飞行接一次飞行地排列飞机所经历的载荷时间历程。每次飞行代表飞机一种特定的典型使用任务，该谱一般以一定的时间作为循环周期，在一个循环周期内，各次飞行之间的载荷历程有差别，但它们的总和代表飞机所有典型使用任务。飞机将周而复始地依次重复该周期内的各次飞行，直至飞机的总寿命结束为止。 (4) 材料 大量增加了对材料性能的严格要求, 增加裂纹扩展及断裂、腐蚀的十余个材料常数，提出新的

3、选材准则；(5) 强度 贯彻损伤容限准则和新的分析方法；(6) 工艺 对损伤容限重要结构件实施工艺控制；(7) 试验 增加全尺寸损伤容限试验（裂纹扩展和剩余强度试验）；(8) 质量控制 无损检验，重要结构件跟踪控制；(9) 使用和维修 制定并实施结构维修大纲，机队监测监控； (10) 组织管理 要实现损伤容限需要设计方（设计、分析、制造、用户保证）、使用方（检查、维护、修理、报告）和适航管理部门（管理条例、机队监控）三方明确分工，紧密合作，才可能实现。 安全性 在整个预期使用寿命期内, 每架飞机的飞行结构的安全性将达到和保持规定的剩余强度水平(存在未发现的损伤)的保证。 在任何结构材料可能出现

4、失效的情况中, 裂纹状缺陷的存在只会加大失效的危险性。因此, 从飞行安全的立场出发, 假定结构可能而且总是经常含有初始损伤是谨慎的。2、基本思想 损伤容限 结构在规定的未修使用周期内, 抵抗由缺陷、裂纹或其它损伤而导致破坏的能力。 在规定的寿命增量内，结构能成功地遏制损伤而无损于飞行安全的能力。 在遭受疲劳、腐蚀、意外或离散源引起的定量损伤后，在一定使用期内，结构保持其剩余强度的能力。 损伤容限设计思想的基本点 承认结构中存在着未被发现的初始缺陷、裂纹或其它损伤, 使用过程中, 在重复载荷作用下将不断扩展。通过分析和试验验证, 对可检结构给出检修周期, 对不可检结构提出严格的剩余强度要求和裂纹

5、增长限制, 以保证结构在给定使用寿命期内, 不至因未被发现的初始缺陷的扩展失控造成飞机的灾难性事故。3、基本内容 损伤容限分析技术 设计飞机从设计、制造、使用(包括检查、维护、修理)直到退役的全过程。主要包括裂纹扩展分析和含裂纹结构剩余强度分析。损伤容限3个重要组成部分 损伤容限设计整个工作的主体和基础 损伤容限评定检查设计质量、进行设计改进的基本手段 评定包括： 分析，大部分重要结构件（PSE） 试验，最重要的PSE 使用经验或其综合 结构检查维修大纲保证结构安全的重要措施另：损伤容限设计及评定专家系统辅助完成损伤容限分析和评定的任务损伤容限设计要素 临界裂纹尺寸或剩余强度 它表明在剩余强度

6、要求的载荷作用下, 该结构允许存在的最大损伤。或在某一规定的损伤情况下, 结构剩余强度能力应大于该结构的剩余强度要求值。 裂纹扩展 在该结构部位的载荷谱和环境谱作用下, 裂纹长度从可检裂纹尺寸(初始裂纹尺寸)至临界裂纹尺寸之间的裂纹扩展期。 损伤检查 各种检查方法及检查间隔的选择。三个组成损伤容限特性的要素同等重要，三个要素可以单独或组合作用，使结构的安全性达到一个规定的水平。结构的损伤容限性能裂纹扩展速率、剩余强度及结构细节的可达性、可检性和对各种裂纹检测方法的适应性等综合因素的结合。4、目标意义 损伤容限设计目标 确保飞机在使用寿命期间(未修使用期内)可能的最大初始损伤不会增长到危及飞行安

7、全的尺寸。 对每个重要结构元件制定出一个检查大纲，使得在检测之前，由疲劳损伤、意外损伤或腐蚀损伤引起的裂纹扩展不会扩展到使结构破坏。损伤容限设计目的 损伤容限设计要求，旨在为飞行安全结构和其它选定结构规定最低限度的损伤容限能力。 实践和分析表明，把结构设计成具有足够的抵抗损伤的能力、易于实施检查的损伤容限结构，是提高机队安全水平的有效途径。损伤容限设计是整个损伤容限系统工程的主体部分。其目的是通过： 合理的材料选择 恰当的结构布局 缜密的细节设计 有效的检查和维修 以保证飞机结构在使用寿命期内不会因疲劳、腐蚀、意外及离散源损伤导致飞机结构发生灾难性破坏。 疲劳损伤（包括腐蚀疲劳） 重复载荷在正

8、常空气或环境介质联合作用下产生的疲劳成核、短裂纹及长裂纹扩展导致剩余强度降低和最终结构破坏。环境损伤（腐蚀损伤） 环境可造成三个方面的问题，一般腐蚀（简称腐蚀），应力腐蚀和腐蚀疲劳，腐蚀疲劳已纳入疲劳范畴。 腐蚀是材料与腐蚀介质化学或电化学作用造成的，与力学系统无直接联系。其破坏过程是：腐蚀初期形成腐蚀坑，逐步扩展并聚合导致结构有效截面减小，最后因静强度或功能上不能满足要求而失效。 应力腐蚀是在材料静应力腐蚀介质系统中产生。经历腐蚀成核并形成裂纹，裂纹在静载荷下随持续时间而扩展，最后导致裂纹非稳态扩展而结构失效。意外损伤 外来物对飞机结构相关部位的袭击，击中部位产生直接或间接的损伤，使剩余强度

9、降低，导致结构破坏，它是一种离散的随机事件。包括： 外来物击伤，如雨水、冰雹、雷电、跑道碎石等； 与机械设备撞伤，如登机门附近结构与地面设备碰撞，货舱门与卸货设备碰撞等； 加工制造及维修中的刀伤，印伤，刻伤，划伤，维修中操作失当或错误引起的意外损伤等； 其它以外情况，如泄漏等。离散源损伤 也是一种意外损伤，属离散的随机事件，但其损伤尺寸大，涉及的范围广，而且有一定的范围和方向性，包括： 鸟撞； 非包容发动机、风扇叶片的损坏； 非包容高能旋转机械的损坏。 在主要采用损伤容限准则严格保证结构安全性，满足适航性条例的同时，必须在设计阶段就对结构的维修性、经济性给以充分的重视。两者的有效结合，是飞机结

10、构设计达到新阶段的标志。第2节 设计类型1、两个类型 损伤容限要求是按照不同结构类型分别规定的, 结构类型取决于设计概念和可检查度。 按照损伤容限要求设计的结构可分为两大类，如图7-2-1所示图7-2-1 损伤容限结构设计类型缓慢裂纹扩展结构结构被设计成初始损伤在使用环境下以稳定的、缓慢的速率扩展，并且损伤尺寸不会扩大到引起快速不稳定扩展。损伤容限（安全性）保证条件：损伤扩展保持低速率，保持有一定的剩余强度能力，对亚临界扩展保证要么在场站级检查就被查出；要么在几倍设计寿命时间内不会达到不稳定扩展的尺寸。破损安全结构结构设计成用破坏一条主传力途径或用其它损伤抑制来安全地遏制正在扩展的损伤。损伤容

11、限（安全性）保证条件：允许部分结构破坏，在结构全部损坏以前有发现这种损伤的能力，在检查前有部分损伤的结构仍具有安全工作的能力，并且在整个期间有规定的剩余强度。 破损安全多传力途径结构 将本来可以设计成一体的结构人为地分成若干部分，其作用是将损伤控制在局部范围内，以防止在规定的检修周期内，在使用载荷/环境谱作用下结构完全破坏，安全是通过残存结构中到后续的检查之前的缓慢裂纹增长来保证的。 破损安全止裂结构这种结构通常由多个元件组成，其作用是使结构在规定的检修周期内，在使用载荷/环境谱作用下，当结构内的初始缺陷、裂纹或其它损伤扩展到完全破坏之前，使不稳定快速扩展的裂纹停止在事先设计的止裂区内，例如停

12、止在止裂桁条或铆钉孔处，安全是通过残余结构的缓慢裂纹增长和在后续的检查中觉察损伤来保证的。2、选择方案 单途径传力结构（无止裂特性的单途径传力结构）“整体”结构必须视为“缓慢裂纹扩展结构” 多传力途径结构（和有止裂特性的结构）或者规定为“缓慢裂纹扩展结构”，或者在指定的可检查度下规定为“破损安全结构” 多途径传力结构可以视为“缓慢裂纹扩展结构”的两种理由：1) 难以满足破损安全结构部分要求2) 对“缓慢裂纹扩展结构”进行分析减少复杂性 利用多传力途径和止裂措施的设计概念在适当的可检查级别下可定为缓慢裂纹增长或破损安全结构，单传力途径结构没有止裂措施时在适当的可检查级别下必须定为缓慢裂纹扩展结构

13、。 结构设计的方法可能与所选择的设计类型不一致，一旦选定设计类型，结构就必须满足规范对这一类型的所有要求例7-2-1 静不定结构的识别图7-2-2 耳片实例 在销子连接的地方有多个耳片，当耳片中的一个（A）疲劳或局部破坏，可允许载荷重新分布在其它完好的结构上，局部静不定通常是有利的，本例是一个很好的设计实践。但这个接头不能视为“破损安全多途径传力结构”，因为在典型的部位（B）发生损伤和扩展将导致结构不能工作，保证这一结构件安全的唯一办法就是将它视为“缓慢裂纹扩展结构”。 识别一个结构为破损安全结构是一个需要判断和分析的复杂过程，因此，常常不管结构是什么形式都选用设计类型为“缓慢裂纹扩展结构”。

14、第3节 检查类型和检查间隔 1、使用中检查概要表7-3-1 使用中检查概要检查能力的等级检测手段典型的检查间隔飞行中明显可检如果飞行中发生损伤的性质和程度导致飞行员能立即而无误地觉察已经发生了的严重的损伤，而且不能继续执行任务，结构为飞行中明显可检1次飞行地面明显可检如果损伤的性质和程度不需要对结构损伤进行特殊的检查，地勤人员就可以迅速无误的判明，结构为地面明显可检目视1天(2次飞行)巡回目视可检如果损伤的性质和程度不可能被进行结构目视检查人员被漏看，结构为巡回可检目视, 无需拆下壁板或窗口, 无需特殊的检查工具10次飞行特殊目视可检如果损伤的性质和程度不大可能为寻找损伤结构而进行飞机详细目视

15、检查人员所漏检，结构为特殊目视可检包括拆下壁板或窗口, 并可以用简单的助视器, 如反光镜和放大镜1年场站或基地级可检如果损伤的性质和程度需使用一种或更多种选定的无损检验方法才能被察觉，结构为基地或场站级可检包括无损检验技术，如渗透、X射线、 超声波等，可达性可以包括可以拆下设计成可拆的那些部件四分之一设计使用寿命期使用中不可检结构如果损伤尺寸和可达性在上述的一项或更多项检查中不可能被发现，结构为使用中不可检一个设计使用寿命期2、设计类型的不同选择 对于缓慢裂纹扩展结构和破损安全结构的完整结构，其损伤可供选择的可检查度只有后两种。也就是，缓慢裂纹扩展结构有两种结构设计类型，即场站或基地级可检结构

16、和使用中不可检结构。对于破损安全结构，当主传力途径破坏或快速失稳扩展裂纹被止裂后，由于损伤尺寸较大，可能用更多的检查方法检出损伤，故对破损安全结构的剩余结构，可供选择选择的可检查度为前5种。第4节 缺陷假设1、 检测概率和置信度 7-4-1 初始裂纹尺寸分布100%检测概率检测的门槛值所有裂纹被检测到7-4-2无损检测能力的鉴定 发生频率随裂纹长度增大而发生较小较大小的变化，总体看，小的裂纹发生频率大 对于安全极限的预测，主要关心初始裂纹大于无损检验可检测性极限 验证（鉴定）检查裂纹的能力是否小于规定的无损检验极限检测概率和置信度对缓慢裂纹扩展类型分别取90%和95%；对破损安全类型分别取90

17、%和50%。图7-4-3合理选择初始损伤尺寸示意图两种设计类型所规定的裂纹尺寸的差别，部分地根据无损检验的可靠性和部分地受到缓慢裂纹扩展结构要求达到高水平的损伤容限所支配。 破损安全类型规定与缓慢裂纹扩展类型规定的相同的检测概率值，是由于无损检测能力是不因类型而异的。由于破损安全类型的断裂可容能力和要求在使用中可检，所以它有理由接受一个较低的值50%。 （这一规定在进一步研究后已经放弃，美国航空系统部要求设计单位作这一改变，在美国飞机结构通用规范中已做改变，国军标GJB776-89中亦将以上两种初始裂纹值选得相同） 2、初始裂纹尺寸假定在装配式结构中存在的缺陷在尺寸上刚小于生产线上无损检验的最

18、大不可检缺陷。 最小假定初始损伤尺寸最小类裂纹缺陷，用作分析结构剩余强度和裂纹扩展的起点 最小假定使用中损伤尺寸完成一次使用中检查后假设在结构中存在的最小损伤初始裂纹尺寸是用特定的裂纹形状来规定，如孔边的穿透裂纹或角裂纹、非孔边的半椭圆表面裂纹或穿透裂纹。元件厚度小于或等于规定的角裂纹表面深度时，就假定它为穿透裂纹。图7-4-4完整结构初始缺陷假设示意图 缓慢裂纹扩展结构在孔边，材料厚度0.05英寸时（1.27mm），假设初始裂纹为0.05英寸长的孔单边穿透裂纹；材料厚度0.05英寸时，假设初始裂纹为0.05英寸长的孔单边四分之一圆裂纹 在非孔边，材料厚度0.125英寸(3.175mm)时，假

19、设初始裂纹为0.25英寸(6.35mm)长的穿透裂纹；材料厚度0.125英寸时，假设初始裂纹为0.25英寸长、0.125深的半圆表面裂纹 破损安全结构在孔边，材料厚度0.02英寸(0.508mm)时，假设初始裂纹为0.02英寸长的孔单边穿透裂纹；材料厚度0.02英寸时，假设初始裂纹为0.02英寸长的孔单边四分之一圆裂纹 在非孔边，材料厚度0.05英寸时，假设初始裂纹为0.10(2.54mm)英寸长的穿透裂纹；材料厚度0.05英寸时，假设初始裂纹为0.10英寸长、0.05英寸深的半圆表面裂纹表7-4-1 完整结构初始缺陷假设主损伤(英寸/毫米)缓慢裂纹扩展破损安全a0.05/1.270.02/0

20、.508b0.25/6.350.1/2.54C（b/2）0.125/3.1750.05/1.27 1英寸=25.4mm, 0.05英寸=1.27mm(常取1.25mm), 0.02英寸=0.508mm(常取0.5mm), 0.125英寸=3.175mm(常取3.2mm), 0.25英寸=6.35mm(常取6.4mm) 国军标两种初始裂纹选得相同，例如，对于a情况，均为1.25mm3、连续损伤假设 因结构不连续或元件破坏主裂纹终止时，应考虑连续裂纹扩展假设： 当紧固件孔出现主裂纹并扩展至构件或元件破坏前终止时，从假设初始裂纹的紧固件孔直径对面射出的0.005英寸(0.127mm)的四分之一圆角裂

21、纹； 当主裂纹由于构件破坏而终止时，在剩余元件或结构的最严重部位上假设半径0.005英寸(0.127mm)的角裂纹或长为0.02英寸(0.508mm), 深为0.01英寸(0.254mm)的表面裂纹+(元件破坏以前发生的扩展量);当从假设初始裂纹开始的裂纹扩展进入并终止在一紧固孔时, 从在主要损伤终止的紧固件孔的直径对面射出0.005英寸(0.127mm)四分之一圆角裂纹+。图7-4-5连续损伤示意图 图7-4-6由于零件破坏主损伤终止时, 假定的连续损伤类型的位置实例 图7-4-6描述几种可能的位置选择，连续损伤在这些位置上，就假定桁条破坏后损伤发生。位置1假设是一个相邻孔，裂纹在蒙皮上扩展

22、，方向与蒙皮上的主裂纹相反。这样一个情况最终产生沿着裂纹途径逐步移动。这个损伤型式可能被假定存在于蒙皮的主损伤位置，即，长桁一旦发生破坏，沿孔的直径方向的另一侧是最合理的。位置2位于蒙皮上并将提供一个和主裂纹连通的途径。位置3位于一个平行长桁蒙皮连接孔处，并也有与主裂纹相连通的可能。4、剩余结构损伤假设 主传力途径破坏时和破坏后，在其主要破坏部位的邻近传力途径中，假设存在如下损伤： 多途径传力依赖结构损伤假设：与完整结构初始缺陷假设中“破损安全结构”的规定一样，加上传力途径破坏以前发生的增长量； 多途径传力独立结构损伤假设：与连续损伤中“主裂纹由于构件破坏而终止时”的规定一样，加上传力途径破坏

23、以前发生的增长量。 多途径传力依赖结构（多途径传力非独立结构） 如果从设计上，由于装配或制造程序的性质，在几个邻近传力途径中在一个位置上存在共同的开裂源，多途径传力结构归类为依赖的。 如拼合受拉蒙皮，用共同紧固件共同钻孔和装配操作拼界接起来。 多途径传力独立结构 如果从设计上，不可能在多于一个传力途径在一个位置上，由于装配或制造程序存在共同的开裂源，多途径传力结构归类为独立的。5、使用中检查损伤假设最小假设使用中损伤为在完成一次使用中检查后，结构中应假设存在最小损伤。1）如果部件能从飞机上取下，并进行生产中同样的无损检查程序进行充分地检查，最小假设损伤尺寸如前规定。2）在不取下部件或紧固件进行

24、渗透、磁粒或超声等无损检测技术的部位： 孔和切口处当材料厚度等于或小于0.25英寸(6.35mm)时，从孔的一边射出的有0.25英寸(6.35mm)的不遮挡长度的穿透裂纹；当材料厚度大于0.25英寸(6.35mm)时，初始裂纹应为从孔的一边射出的0.25英寸(6.35mm)的不遮蔽长度的四分之一圆角裂纹。孔以外的位置当材料厚度等于或小于0.25英寸(6.35mm)时，应为0.5英寸(12.7mm)长的穿透裂纹；当材料厚度大于0.25英寸(6.35mm)时，初始裂纹应为长度等于0.5英寸(12.7mm)和深度等于0.25英寸(6.35mm)的半圆表面裂纹。 3) 在可达性容许接近目检的部位，应以

25、有至少2英寸(50.8mm)不遮挡长度的张开的穿透裂纹为最小假设损伤尺寸。 4) 在可达性, 油漆, 密封或其它因素使接近目检或采用诸如无损检测不可能的地方, 缓慢裂纹扩展结构应认为不可检, 而破损安全结构应认为只对主要损伤(如一传力途径破坏或止裂的不稳定结构)为可检。 图7-4-7 使用中可检结构初始裂纹概要6、紧固孔初始质量 作为评定军用飞机上紧固件孔质量的一种手段，曾进行过裂纹扩展实验的回归分析，结果表明，对紧固件孔初始质量的估计可以用视在分析的初始缺陷来确定，因此，它的质量等级可以用视在的初始缺陷尺寸来表示。 视在的初始裂纹越大，质量越低。 假设结构中任一个紧固件孔都可能是临界合格孔，

26、并且都假设可能存在一个0.005英寸（0.127mm）的角裂纹的初始损伤。 对紧固件孔进行回归分析表明, 初始质量可以用当量初始裂纹来评定(图7-4-8所示), 其当量初始裂纹为0.050.25mm的径向角裂纹，因此，规范假设结构中任一紧固件孔都可能是临界合格孔，都可能存在一条单边0.125mm的径向角裂纹, 以此作为紧固件初始损伤假设的基础。图7-4-8 紧固件初始质量假设 在规定的初始裂纹假设中，有两种不同类型的裂纹尺寸，一种是用各种无损检测（包括目视检查）能力确定的最小可检裂纹尺寸；另一种是用显微断口反推技术等方法确定的当量裂纹尺寸。前者主要用作计算未修使用期和进行裂纹扩展寿命分析的起点

27、，以实现损伤容限的一个主要方面检查保障安全；后者可作为对紧固件分析的基础，并构成连续损伤、剩余结构损伤假设的组成部分，其意图代表材料、加工工艺实际可能产生的最差质量。第5节 剩余强度要求1、基本概念图7-5-1 剩余强度图 剩余强度连续使用期间内，任一时刻有效的静强度值，其随裂纹的增长而减小 剩余强度要求用最小内部元件载荷来规定的，这是飞机在有损伤存在并在未修使用的最小周期中不危及飞行安全和降低飞行性能下必须承受的载荷。取决于结构的总可检查度，并意图表示飞机在规定的检查间隔内，或对不可检结构为一个设计寿命内，可能遭遇的最大载荷。脚注XX为特定的可检查度 最低要求的剩余强度载荷在规定的最小未修使

28、用周期内，由于损伤的存在，飞机必须承受的不危及飞行安全或不降低飞机性能的最小内部结构载荷。由于剩余强度通常随损伤尺寸的增加而下降，剩余强度和损伤扩展的要求与最大允许损伤尺寸相关，这种损伤尺寸的扩展限制是通过要求的最小强度载荷来建立的。2、要求的剩余强度载荷表7-5-1 剩余强度载荷与检查间隔放大倍数可检查度典型检查间隔放大倍数M飞机明显可检地面明显可检巡回可检特殊可检场站或基地级可检不可检1次飞行2次飞行（一天）10次飞行1年1/4个寿命期1个寿命期100100100502020 等于在M倍检查间隔内将出现一次的最大平均内部元件载荷。3、放大倍数M M值的规定是根据使用经验的统计数据规定的，例

29、如，对运输机来说，将超越次数放大100倍，其载荷约增至1.5倍; 对战斗机,从超越曲线导得的接近或超过限制载荷值是可能的,但由于飞行器和机组人员承受能力的限制，远超过限制载荷值通常是没有必要和没有意义的。 图7-5-2 用于超越曲线的M因子推导方法4、动力效应 对破损安全结构，主要元件传力途径破坏时，其破坏前承受的载荷将分配给剩余结构。在主要元件传力途径破坏的瞬间，由于动力效应，剩余结构分配到的载荷增量大于破坏前主传力途径所承受的载荷。剩余结构应能承受的最小载荷等于动荷系数与传力途径破坏瞬间重新分配的载荷增量乘积加上传力途径破坏前的内部元件载荷。在没有分析或试验数据的情况下，金属结构的动荷系数

30、取1.15。第6节 安全损伤扩展要求的周期（未修使用周期）1、基本概念图7-6-1 损伤扩展图 最小未修使用周期假定结构中出现了一定程度的损伤（假定的初始损伤或使用中的损伤）尚未进行修复而允许其扩展的这段时间期限。安全扩展周期（未修使用周期）与飞行器的设计寿命要求或安排使用中间隔有关（ 安全扩展要求的周期规定用设计使用寿命时间或计划检查间隔来表示）。在未修使用的最小周期内假设适当水平的损伤（假设初始的或使用中的）保持未修并让它在结构内增长。 损伤尺寸扩展极限剩余强度水平不降低至要求的剩余强度水平时，初始损伤或使用中损伤允许扩展到的最大尺寸 完整结构即在一传力途径破坏前的结构；残存结构在一个单传力途径失效后的结构2、要求的未修使用周期 缓慢裂纹扩展，不可检结构要求的周期为2倍设计寿命时间，系数2用于包含所有与使用期中裂纹扩展有关的不确定因素。 缓慢裂纹扩展，场站级可检结构要求的周期为2倍的场站级检查间隔，系数2用于允许有一次漏检，但在破坏前缺陷能被检