（1）疲勞破壞斷口有某些特征。
（2）疲勞破壞發(fā)生在局部區(qū)域，故改變局部設(shè)計就可延長壽命。即使在發(fā)現(xiàn)裂紋后，也可通過更換損傷部分構(gòu)件、制止裂紋擴展而繼續(xù)使用。
一、疲勞斷裂的形成和發(fā)展
疲勞的研究已有 .,,多年的歷史。對疲勞破壞的機理，人們已提出不少的解釋和模型，但還不能說已有肯定的答案。較有說服力的一種學(xué)說認為，疲勞斷裂過程可分成裂紋成核階段、裂紋微觀擴展階段、裂紋宏觀擴展階段和最終破壞階段等 1個階段。
.裂紋成核（裂紋萌生）
裂紋成核是指疲勞裂紋的起始。一般裂紋起始于構(gòu)件表面或有夾雜、機械缺口
•./3•
等應(yīng)力集中部位。這一階段的裂紋是傾斜的，量級為 " %" & ’’。 ()裂紋微觀擴展裂紋形成后，在疲勞載荷作用下，裂紋周期性地張開、閉合、形成裂紋的微觀擴
展。在電子顯微鏡下可觀察到每個循環(huán)形成的疲勞條紋。這一階段的裂紋為不可見（不可檢測）裂紋；擴展方向是由與應(yīng)力軸成 *+，逐漸向與應(yīng)力軸垂直的方向過渡；擴展速率極慢，每循環(huán)為 " * ’’量級。
,)裂紋宏觀擴展裂紋宏觀擴展階段是從可見裂紋開始的裂紋擴展階段，其擴展速率加快，每循環(huán)以 ’計；裂紋擴展方向與應(yīng)力軸垂直，疲勞條紋比較明顯。
裂紋微觀擴展與裂紋宏觀擴展統(tǒng)稱為裂紋穩(wěn)定擴展階段。有人取 ")"* ’’作為微觀與宏觀的分界線。通常認為從宏觀裂紋擴展階段開始（即可見裂紋開始），屬于斷裂力學(xué)研究范圍。而對裂紋生成及微觀裂紋擴展這兩個階段，斷裂力學(xué)目前還無能為力。
)最后斷裂當(dāng)裂紋擴展到足夠大的尺寸（-./）時，出現(xiàn)了裂紋的快速擴展，又稱不穩(wěn)定擴展，導(dǎo)致構(gòu)件突然發(fā)生斷裂。
以上是軟金屬光滑試件的典型疲勞斷裂過程。對于高強度材料，因屈服強度高，缺口敏感性強以及內(nèi)部夾雜多，往往直接在宏觀的應(yīng)力集中部位裂紋成核，隨即開始宏觀裂紋穩(wěn)定擴展階段，而沒有傾斜的裂紋微觀擴展階段。
*)疲勞破壞斷口裂紋的各個擴展階段在疲勞破壞斷口上都留下了明顯的痕跡和特征，它大致可分為 ,個區(qū)域：（）疲勞源：即裂紋起始點。由于構(gòu)件表面易滑移，因此疲勞源一般發(fā)生在構(gòu)件表面。
（(）逐漸破壞區(qū)：該區(qū)是裂紋穩(wěn)定擴展所造成的斷裂表面，其特征是表面光滑，有明顯的疲勞弧線由載荷譜變化留下的塑性變形痕跡（但對高強度鋼，這種條紋不很清楚）。
（,）最后破斷區(qū)：由于裂紋不斷擴展，構(gòu)件的剖面愈來愈弱，剩余強度愈來愈小，最后終于發(fā)生突然斷裂，此時斷裂表面呈粗粒狀。
二、安全壽命設(shè)計（疲勞設(shè)計）
安全壽命設(shè)計概念要求結(jié)構(gòu)在規(guī)定的使用壽命期間不出現(xiàn)疲勞裂紋，因此嚴(yán)格說來，安全壽命是指明圖 0 中裂紋起始前的潛伏期。安全壽命設(shè)計的任務(wù)是，用數(shù)理統(tǒng)計法，通過設(shè)計、試驗和分析來確定新飛機的 •(1•
安全壽命，保證在安全壽命期內(nèi)發(fā)生疲勞破壞的概率最小。這里所說的安全壽命是指保證有較高存活率的壽命，即要考慮適當(dāng)?shù)钠诜稚⑾禂?shù)。
飛機疲勞設(shè)計大致可分為 個主要階段：初步設(shè)計階段；設(shè)計定型階段；投入使用階段。表 " "給出了這 個階段的主要內(nèi)容。表中帶括號的內(nèi)容表示用于破損安全設(shè)計內(nèi)容，帶“+”的表示含破損安全設(shè)計內(nèi)容。
表 " "%飛機疲勞設(shè)計內(nèi)容
階% %段 工作內(nèi)容
初步設(shè)計階段：方案論證總體布局及細節(jié)設(shè)計 （確定結(jié)構(gòu)形式及破損安全特性） +確定連接方式 +進行細節(jié)設(shè)計 +選材料 +確定表面處理方法 +選用生產(chǎn)工藝規(guī)程
考慮疲勞強度規(guī)范要求
估計疲勞環(huán)境（編制載荷譜等）
考慮結(jié)構(gòu)動響應(yīng)特性
估算疲勞特性 %估算疲勞壽命 %（計算裂紋擴展速率） %（計算破損安全強度）進行零部件疲勞試驗，以便作設(shè)計研究 %校核壽命估算，給出暫定壽命
設(shè)計定型階段：原型機制造后的試驗飛行及全機試驗 通過全尺寸試驗保證飛機有良好的疲勞特性 +（給出使用壽命）修改結(jié)構(gòu) +擬定使用中檢修條例
投入使用階段 +使用載荷及壽命耗損監(jiān)控
下面對安全壽命設(shè)計的初步設(shè)計階段的有關(guān)問題作一簡單介紹。 "&疲勞載荷的表示和分類 •"’•
飛機上的疲勞載荷主要有：突風(fēng)（陣風(fēng)）載荷、機動飛行載荷（從機動飛行到恢復(fù)
平飛的反復(fù)變化）、地 空 地載荷（起飛 著陸）、著陸撞擊載荷、地面滑行載荷（跑
道不平引起）、增壓載荷、抖振載荷、聲疲勞載荷以及操縱面運動載荷等。各種疲勞載
荷對結(jié)構(gòu)的影響是不同的。
疲勞載荷的表示方法一般用 "個參數(shù)表示： %&，’(；，%及 )。%&為循環(huán)載
荷的代數(shù)最大值，稱為最大載荷； ’(為循環(huán)載荷的代數(shù)最小值，稱為最小載荷； 為
平均載荷，等于最大載荷與最小載荷的平均值，即 *（%& + ’(）,-； 為兩個峰值
.
之間的差值，稱為載荷范圍， . * %& ’(；%為載荷幅值，等于載荷范圍之半，即 %
* ,-；只為載荷比（) * ’( , %&）是表示循環(huán)載荷的一個特征量。當(dāng) )* /時，稱
.
為對稱循環(huán)；當(dāng) ) *0時，稱為脈動循環(huán)；當(dāng) )為任意值時，稱為非對稱循環(huán)。
-1疲勞載荷譜
在飛行中實測到的各種載荷大小和次數(shù)的記錄，稱為載荷一時間歷程。根據(jù)大
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