疲勞與斷裂
正文
在交變載荷的作用下,結構中裂紋的形成和擴展(穩定擴展和失穩擴展)過程。疲勞主要指裂紋形成的階段，斷裂主要指裂紋擴展的階段，但是在機理研究和工程分析中兩者是緊密聯繫的，不能截然分開，所以在飛行器結構設計中，疲勞與斷裂往往是結合在一起研究的。疲勞與斷裂研究是飛行器結構強度學科中較重要的一個方面。它研究在交變載荷作用下結構中裂紋形成、穩定擴展和失穩擴展的規律，研究帶裂紋結構的殘餘強度，估計結構壽命和研究延長壽命的方法。疲勞與斷裂研究包括分析和試驗兩個方面。
早期，飛行器結構的疲勞問題並不突出，20世紀30年代人們開始對疲勞設計提出一些簡單的要求，直到50年代英國“彗星”號噴氣旅客機發生重大的機毀人亡事故以後，疲勞與斷裂設計才受到人們重視。按傳統經驗形成和發展而來的各種設計原則，在套用上兼有並列、取代和補充的複雜關係。
安全壽命設計 這是50年代歐洲各國的飛機設計原則。設計準則是：
飛行器結構疲勞的基本原理與一般機械相同，但由於工作應力水平較高，需採用有限壽命設計，另外結構承受的是比較複雜的變幅載荷（見載荷譜）而不是等幅載荷。對於變幅載荷，可用等幅載荷下的試驗結果根據累積損傷理論計算壽命。在疲勞試驗中也可用累積損傷理論簡化載荷譜。
破損安全設計 這是50～60年代美國的飛機設計原則。考慮到疲勞壽命難以準確確定，主要是在結構中採用多傳力途徑，要求一條途徑破壞後，殘餘結構還能承受足夠的載荷，這一載荷稱為破損安全載荷，其數值在強度規範中有相應的規定。破損安全原則常常與安全壽命原則混合使用。
損傷容限設計 70年代美國空軍提出的原則。它考慮到意外損傷的可能存在，即從飛行安全出發，為了謹慎，假定新的飛機結構存在初始損傷，其尺寸依據製造廠無損檢驗能力確定，要求達到足夠的檢出機率，然後對帶裂紋結構進行斷裂分析或試驗，確定裂紋在變幅載荷下擴展到臨界尺寸的周期,由此制定飛機檢修周期,即：
在實際飛行器結構設計中，要求結構既有好的耐久性，即延遲開裂的特性，又有好的損傷容限特性，即裂紋緩慢擴展的特性。
