圖  % &’含裂紋結構的裂紋及剩余強度的演變（(）裂紋擴展曲線；剩余強度曲線
（)）（*）剩余強度與裂紋尺寸的關系如何？（）在預期的工作載荷下，能夠容許多大的裂紋？即臨界裂紋尺寸是多少？（）裂紋從一定長度的初始尺寸，擴展到臨界尺寸需要多長時間？（%）在結構工作壽命開始時，允許存在多大的初始缺陷？（+）應該每隔多長時間對結構進行一次裂紋檢查（即裂紋檢查周期的確定）？
對上述問題，斷裂力學都可給出滿意或十分有價值的回答。因此，要深入理解損傷容限設計體系，必須從斷裂力學的理論基礎談起。
二、線彈性斷裂力學基礎
自 ,世紀 +,年代中期以來，斷裂力學發展很快，在 -,年代達到了發展的高潮
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時期，并在工程方面，已廣泛應用于宇航、航空、機械等許多領域。在二次世界大戰后，為了減輕構件重量，在工程中高強度材料的使用大幅度增加。然而在應用中發現，高強度材料的抗斷裂性能很低，當有裂紋存在時，其剩余強度很低，其破壞是脆性的。高強度材料出現的低應力破斷導致了斷裂力學的發展。
斷裂力學是從構件中存在宏觀裂紋這一基本點出發，利用線彈性斷裂力學或彈塑性斷裂力學的分析方法，對構件中裂紋問題進行理論分析和實驗研究的一門學科。通過分析，把構件內部的裂紋大小和構件工作應力以及材料抵抗斷裂的能力（如斷裂韌性）定量地聯系起來。
"斷裂的分類與特征斷裂的分類可基于不同觀點進行，有微觀的、宏觀的以及以斷口形貌分類等幾種觀點。工程斷裂力學主要對宏觀裂紋進行定量研究，對脆性和延性材料分別采用不同的理論進行分析，前者利用線彈性斷裂力學，而后者應借助于彈塑性斷裂力學。
線彈性斷裂力學是基于以下條件提出的：構件或結構物的脆性斷裂是由于其中存在的裂紋在一定的應力水平下擴展而導致的。在發生脆性斷裂前，除了裂紋端部附近很小的范圍外，材料均處于彈性范圍內，因此可按線彈性理論來分析其應力和變形，故稱之為“線彈性斷裂力學”。它適用于高強度、低、中韌性的材料，如鋁合金 %&，’(；鈦合金： )’%，)’*，)’(；合金鋼 *+’,-./010&2，3’(等。根據飛機結構選用材料（主要為高強度合金）和飛機使用受載情況（在屈服應力以下），在斷裂力學設計中（損傷容限設計），線彈性斷裂力學成為基本分析系統，彈塑性斷裂系統則作為局部性的輔助手段，因此我們將著重介紹一個線彈性斷裂力學中一些有關的基本原理。
&"線彈性斷裂力學有關基本原理
對于含裂紋的受力構件，必須先找到一個能表征裂紋端點區應力應變場強度的參量。因為斷裂的發生絕大多數都是由裂紋引起的，而斷裂，尤其是脆性斷裂，一般就是裂紋的失穩擴展。裂紋的失穩擴展，通常由裂紋端點開始。因此，發生斷裂的時機必然與裂端區應力應變場的強度有關，當某裂端表征應力應變場強度的參量達到臨界值時，就要發生斷裂。這個發生斷裂的臨界值很可能是某個材料特征常數，它即可表征材料抵抗糨裂的性能，亦可用來衡量材料質量的優劣。
（）裂紋尖端附近的應力場和裂紋尖端應力奇異性。正如在概論中提到的，工程問題中有三種基本裂紋形式： 型（張開型）、"型（滑開型）、 型（撕開型）。最一般的裂紋情況則可用這三種型式的疊加來描述。
（&）應力強度因子。應力強度因子概念首先是歐文（4,56.）提出的。它是表征裂紋尖端應力奇異性強度的力學量。由于應力強度因子表征裂紋尖端這一局部的應力奇異性的強度，因此它是計算
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帶裂紋結構剩余強度和裂紋擴展壽命的必不可少的參量。
（）裂紋尖端塑性區影響的修正。前面曾提到根據彈性解，在裂紋尖端處應力趨于無窮大，而實際上這是不可能的。事實上，當應力超過屈服應力時，必然在裂紋尖端鄰近區域產生塑性變形，從而使裂紋尖端區的應力松弛，不可能達到無限大。應該說，材料一旦屈服，就不遵從彈性規律，故線彈性斷裂力學不適用于屈服區。但如果屈服區很小（高強度、低中韌性材料即如此），則其周圍的廣大區域仍是彈性區，經過必要的修正后，線彈性斷裂力學分析仍然有效。
三、損傷容限設計方法
"基本要素與工作內容
飛機結構的損傷容限設計方法是在總結以往飛機設計、使用經驗并在斷裂力學理論的發展基礎上，以設計規范形式確定下來的一種設計準則。這一設計方法是對安全壽命、破損安全等設計方法的補充和發展，既能較好地保證飛機結構的安全性和可靠性，又是較經濟、合理的設計方法。損傷容限設計的基本出發點就是承認結構中存在著一定程度的未被發現的初始缺陷、裂紋和其他損傷，然后通過損傷容限特性分析與試驗，對可檢結構給出檢修周期，對不可檢結構給出最大允許初始損傷。以保證結構在給定的使用壽命期限內，不至于因未被發現的初始缺陷、裂紋或其他損傷擴展而出現災難性事故。由此，組成損傷容限結構的特性具有以下三個同等重要的因素：
（"）臨界裂紋尺寸或剩余強度。它表明在剩余強度要求的載荷作用下，該結構允許存在的最大損傷；或在某一規定的損傷情況下，結構剩余強度能力應大于對該結構的剩余強度要求值（即損傷容限載荷）。
（）裂紋擴展。在該結構部位的載荷譜和環境譜作用下，裂紋長度從可檢裂紋尺寸（初始裂紋尺寸）至臨界裂紋尺寸值之間的裂紋擴展期。（）損傷檢查。各種檢查方法及檢查周期的選擇。以上三要素可以單獨作用亦可組合作用，使飛機結構的安全性及可靠性達到一個規定的水平。
實踐表明，無論從材料、設計、工藝和維修諸方面采取何種措施，要完全避免各種損傷是不可能的。在飛機結構中常見的損傷或缺陷主要來自材料、加工和裝配工藝；在航線服役中，又遭受疲勞載荷、各種腐蝕環境和離散源載荷造成的損傷。把結構設計成能承受定量損傷，并實施計劃檢查的損傷容限結構，是提高機隊安全水平的有效途徑。因此，損傷容限設計方法是在應用斷裂力學的基本原理基礎上，從設計、制造、分析評估、試驗及維護諸方面全方位地實施結構控制，最終完成損傷容限設計的要求和目標。由此，從損傷容限設計工作內容上看，可大致包括以下諸方面：
（"）對結構材料的精心選擇、使用和控制。
　
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