1、多部位損傷是現(xiàn)役飛機的典型損傷形式，尤其在大型飛機結(jié)構(gòu)中廣泛存在，對飛機結(jié)構(gòu)完整性構(gòu)成嚴重威脅?，F(xiàn)有限制單一主裂紋長度的損傷容限設(shè)計方法已不能保證結(jié)構(gòu)的使用安全，亟待解決含多裂紋結(jié)構(gòu)的耐久性/損傷容限設(shè)計與評定問題。針對這一課題，本文基于彈塑性斷裂力學(xué)和疲勞斷裂理論，在充分吸收借鑒國內(nèi)外最新研究成果的基礎(chǔ)上，開展多部位損傷板的應(yīng)力強度因子研究與的疲勞擴展壽命預(yù)測，為老齡飛機結(jié)構(gòu)完整性評估提供一套更加先進、完善、實用的損傷容限分析方法。

2、 本文主要研究了多部位損傷結(jié)構(gòu)的應(yīng)力強度因子和疲勞擴展壽命預(yù)測。通過有限元方法，對實際結(jié)構(gòu)可能出現(xiàn)的四種典型多部位損傷形式的應(yīng)力強度因子進行了分析。并通過數(shù)值計算，詳細討論了結(jié)構(gòu)尺寸和孔邊裂紋間相對位置對應(yīng)力強度因子的影響規(guī)律，得到了一系列對工程應(yīng)用具有實用價值的結(jié)論。利用所得應(yīng)力強度因子，裂紋擴展方向采用最大周向應(yīng)力準則，結(jié)合工程中應(yīng)用最為廣泛的Paris公式對多裂紋板的疲勞壽命進行了預(yù)計，計算結(jié)果與現(xiàn)有試驗結(jié)果比較吻合，且偏于