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广泛疲劳损伤是飞机进入老龄期的一个重要结构特征，它的产生将对结构完整
性构成严重威胁。现行的损伤容限设计原则存在着不完善的一面，用基于单一裂纹
损伤容限的知识和方法不足以解决广泛疲劳损伤问题。本文针对这一具有挑战性的
前沿课题，应用疲劳断裂理论的确定性方法并配以结构元件的疲劳破坏试验，在充
分吸收借鉴国内外最新研究成果的基础上，高起点地开展飞机结构多裂纹损伤容限
分析方法和工程应用研究，为现代飞机长寿命、高可靠性设计和对大量涌现的老龄
飞机结构完整性评估提供了一整套更加先进、完善和实用的损伤容限分析方法。
建立多裂纹损伤容限分析方法，有多个技术环节需要进行研究，主要包括：
应力强度因子计算、裂纹连通失效准则、裂纹扩展预测、试验测试与验证、工程应
用问题。本文据此对上述问题作了深入细致而系统的研究，主要研究工作分为三个
方面。
第一部分，研究了多处损伤(MSD)的四个基本问题：
①发展了一套MSD应力强度因子求解方法。本文在解析交替迭代法的基础
上建立起MSD应力强度因子的组合求解方法，使传统的组合法得到重大改进和完
善。该方法能非非常方便快捷地求解有载孔和无载孔任意分布的共线多裂纹应力强度
因子，解决了MSD应力强度因子求解对象长期局限在无载孔上的技术难题，使实
际连接结构的应力强度因子、剩余强度、裂纹扩展等分析计算问题迎刃而解。并且
其计算精度也有明显提高，经多个考题测试，该方法能获得工程上良好的近似。
②研究了MSD裂纹连通失效准则。通过对各种假设下连通准则的分析研究
并同多种MSD构型和尺寸下的试验结果比较，本文提出了Swift净截面屈服准则
与裂尖塑性区Dugdale模型相结合的连通准则。该准则在较大的裂纹尺寸变化范围
内具有良好的精度，且从总体上看其预测结果偏于安全。
③研究了MSD结构的剩余强度。多裂纹之间连通失效从根本上改变了结构
的剩余强度能力，这是它与单一裂纹的本质区别。采用本文提出的剩余强度模型，
对多种MSD构型进行了剩余强度特性分析。
④研究了常幅谱下MSD扩展行为和随机谱下MSD扩展分析方法。在综合
了应力强度因子和连通准则两方面工作基础上，建立了等幅谱下MSD扩展分析方
法，采用载荷循环分段处理办法解决了裂纹尺寸、应力强度因子和裂纹扩展速率之
间的相关性问题，该方法的预测结果与试验结果非常吻合。本文还将改进的
Willenborg/Chang迟滞模型与多裂纹相结合，建立了适合于机动飞机随机载荷谱下
的MSD扩展寿命预测方法。
第二部分，是全文的试验工作。针对某型号飞机疲劳危险部位，进行了MSD
开裂模式测试和飞-续-飞载荷谱下典型MSD 开裂模式的疲劳裂纹扩展试验，获
取了大量扩展特性和连通特性数据，为结构损伤容限评定和分析方法验证提供了试
验依据。
第三部分，解决了多裂纹损伤容限技术在飞机型号上的应用问题。采用本文建
立的随机谱下MSD裂纹扩展分析模型，对飞机结构典型部位进行了飞-续-飞谱
下的多裂纹损伤容限评定。经试验验证，预测结果比较理想。
全文从理论到工程应用实践，建立了一套比较系统完整的飞机结构多裂纹损伤
容限设计与评定方法，每个环节以及它们的综合都得到有关理论和试验的验证，表
明本文的研究方法是正确的，计算结果是可靠的。本文作为飞机结构损伤容限发展
的最新研究成果，可以在工程中推广应用。
关键词： 飞机结构 多处损伤 损伤容限 应力强度因子 组合法
连通准则 疲劳裂纹扩展 疲劳试验 超载迟滞效应