【摘要】：图14-1 工程结构承受的循环交变载荷对于没有宏观裂纹的构件，在循环交变应力的反复作用下，也可能萌生出微裂纹并最终扩展至断裂。因此，疲劳破坏时的应力远比静载荷破坏时的应力低，且构件一般都无明显塑性变形，这对于工程结构而言，具有很大的突发性和危害性，有时甚至会造成灾难性的事故。因此，在飞机设计阶段，对飞机结构关键部位进行疲劳裂纹扩展行为分析和预测是十分必要的。
对实际工程结构而言，总是会不可避免地存在初始损伤（或缺陷），虽然在使用前期不会产生断裂，但是对于绝大多数工程结构在服役期间都要长期承受循环交变载荷（见图14-1），在此类载荷作用下，结构中的初始损伤将会缓慢增长。一旦外加载荷与裂纹长度的组合使得裂纹驱动力K值达到其临界值Kc（或KⅠc），结构就会失效断裂。从初始损伤扩展到临界裂纹长度ac（即结构断裂时的裂纹长度）所经历的载荷循环次数，称为结构的疲劳裂纹扩展寿命N。为了准确地预测构件的疲劳寿命，首先需对带裂纹体在各种循环载荷作用下裂纹的扩展规律进行研究。
图14-1 工程结构承受的循环交变载荷(www.xing528.com)
对于没有宏观裂纹的构件，在循环交变应力的反复作用下，也可能萌生出微裂纹并最终扩展至断裂。因此，疲劳破坏时的应力远比静载荷破坏时的应力低，且构件一般都无明显塑性变形，这对于工程结构而言，具有很大的突发性和危害性，有时甚至会造成灾难性的事故。
在现代飞机结构设计中，按照GJB776—1989《军用飞机损伤容限要求》的规定：在所有飞机构件内，均假设存在初始缺陷或裂纹；在规定的使用期内，直至裂纹检出前，这些裂纹不应扩展到临界尺寸，并且结构仍需具备足够的剩余强度载荷。因此，在飞机设计阶段，对飞机结构关键部位进行疲劳裂纹扩展行为分析和预测是十分必要的。
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