應力嚴重系數是一個反映結構連接件孔的疲勞品質的無量綱參數。應力嚴重系數與參考應力乘積達到最大的部位一般就是結構中的薄弱環節。在彈性狀態，應力嚴重系數同外載無關，僅為與結構幾何特征有關的常數。在壽命計算時，把應力嚴重系數作為當量的應力集中系數，用相應 "的構件 %曲線，來查取某名義應力水平下的壽命。
（&）疲勞損傷的線性累積原理。結構的疲勞損傷在沒有形成明顯的宏觀可見裂紋前是一個復雜的微觀幾何形態，包括微裂紋成核、生長、匯聚等過程，這種過程的發展隨外加疲勞載荷的作用也不呈線性關系，特別在隨機載荷作用下更是如此。為了能夠量化描述疲勞損傷，工程上將某個變幅疲勞載荷中第 ’個載荷循環引起的疲勞損傷 (’定義為
(’ ) %*+’（& , &-）
式中，%+’表示由第；個循環載荷水平恒幅作用下的疲勞斷裂壽命（循環周次）。
顯然，上述定義已將恒幅循環載荷的疲勞損傷線性量化了。同樣對于變幅隨機載荷譜，雖其疲勞損傷是一個復雜的非線性增長過程，工程上也采用線性損傷累積的原則，即認為載荷譜中各級交變應力或應變引起的疲勞損傷可以獨立計算，損傷可以線性累加，即式（& , &.），這樣的線性累積法則通常稱為 /’012法則。那么一個隨機載荷譜造成結構的總疲勞損傷即可寫為
3) +4(’ )+4%0’+’（& , &.）
’)* ’)*
式中54———載荷譜中的載荷級別總數目；
0’ ———第 ’級載荷的作用次數；
3—
—一塊隨機載荷譜引起的結構總損傷量，工程上定義當 3 )*時，就認為
結構發生了疲勞破壞，而 *63則表示疲勞破壞前作用的載荷譜塊數。
還應當指出，盡管結構的疲勞損傷是一個復雜的非線性物理過程，但非線性描述參數的獲取十分不易，往往被許多的隨機因素湮滅，壽命估算精度并不比工程上常采用的線性累積法則就高。線性累積法則使用簡單，估算精度尚好，因而工程上廣泛采用。當然，疲勞損傷也還是一個復雜的隨機過程，3也就是隨機變量了，我們將在可靠性設計一節中加以說明。
（7）安全壽命估算。
安全壽命估算是在疲勞壽命的確定性算法基礎上對疲勞分散性加以考慮。當用一個疲勞載荷譜塊估算壽命時，可用下式計算其安全壽命。
%89 ) :; （& , &<）3;* +89
•&*-•
 

式中 " —
—用飛行小時（或飛行次數）表示的計算安全壽命；
%& —
—一個載荷譜塊代表的飛行時數（或飛行次數）；
’&( ———一個載荷譜塊造成的累積損傷；
) —
—計算取用的疲勞分散系數。
對于更普遍的情況，特別對嚴重機動的戰斗機，為了考慮第一個譜塊加載結束時的殘余應力對第二個譜塊的影響，規范上推薦采用兩個譜塊的累積損傷進行壽命估算。在假定第二譜塊和它后繼的譜塊引起的損傷是相同的條件下，可以得到的安全壽命為
%&（( -’&(） %&
"*+ , ’&. ) / )（. -0 -.1）
式中 ’&. ———由第二譜塊引起的累積損傷。
最后，還應當說明安全壽命估算涉及許多不，確定性因素，材料、熱處理、表面處理、應力集中系數、加載方式等因素不同時，2—"曲線或  -"曲線均不同，因此為估算壽命，應建立對應于設計應力譜的疲勞壽命曲線及疲勞性能數據庫。
四、結構細節抗疲勞設計
飛機機體結構在使用和疲勞試驗中出現的結構損傷表明：機體結構的疲勞破壞，幾乎都起源于不合理的結構細節處。為保證飛機具有預期的設計使用壽命，必須對結構細節實施抗疲勞設計，以改善和提高結構細節抗疲勞開裂和擴展的固有品質。
要改善結構抗疲勞的固有品質，就必須仔細控制結構細節處的實際工作應力和初始質量。設計時，特別要注意消除或減少促使結構細節疲勞開裂的各種因素，選用抗疲勞抗腐蝕性能好的材料，并且采用恰當的加工制造工藝、熱處理方法、表面處理和抗疲勞強化措施等。通過長期的工程設計實踐，設計人員總結出許多可提高結構細節疲勞強度的設計準則，并已作為規范確定下來。在后面的各章內容中，可以看到這些設計準則的廣泛應用。
五、安全壽命的綜合設計與控制
綜上所述，安全壽命設計的主要概念是要求飛機結構在使用壽命期內不應出現宏觀可檢裂紋，實際上是指要保證飛機從可能使用到形成一定尺寸裂紋（通常稱工程可檢裂紋）的使用時間內的結構安全。因此，安全壽命設計貫穿于飛機研制的全過程，必須在設計、生產和使用各階段進行綜合有效控制，才能使結構真正具有較強的抗疲勞能力，才能保證結構的使用安全。
然而，安全壽命設計有其自身的缺陷和不完全的一面。主要有三方面的問題：其一是用 2-"曲線（或 —"曲線）的疲勞試驗估算疲勞壽命混淆了裂紋萌生和裂紋 •.(3•
 
擴展階段，以至于難以搞清楚兩個階段在總壽命中各占的百分比。這個比例在不同情況下是十分不同的，而工程上對此問題是十分關心和感興趣的。如果把裂紋萌生和微觀擴展階段對應的壽命稱為無裂紋（宏觀不可見）壽命 "，則在結構不存在缺陷的假設條件下，重復循環應力越小， "占總壽命的比例就越大；材料金相組織細密，屈服極限高， "的比例也高。其二是安全壽命設計為了“安全”，一味地加大分散系數的考慮，致使結構設計重量提高；另一方面，飛機結構部位的損傷發展無力予以評估，導致不經濟的維修，從經濟觀點看也是不利的。其三是對一般工程結構來說，實際上缺陷（如材料疵點、劃痕和焊裂等）的存在是不可避免的，因此即使以工作應力小于疲勞極限來設計，也不能保證壽命是無限的，即疲勞設計實際上并不能確保 %安全。在存在缺陷、漏檢損傷等情況下，無裂紋壽命即使有，所占比例也要小得多。斷裂力學感興趣的裂紋宏觀擴展階段，對實際工程結構來說，這一階段在總壽命中占有相當的比例。因此在我國規范中規定，“對危及飛機機體安全的主要結構，應采用損傷容限設計”，這將比安全壽命設計更為可靠；同時還提出“飛機結構的使用壽命通常由裂紋形成和裂紋擴展壽命兩部分組成”，
　
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