随着航空科技的发展,在航空材料的设计研究阶段已经引入损伤容限设计方法。损伤容限设计要求材料既能够完全发挥其力学性能,又能够保证构件的安全可靠性。在疲劳载荷作用下,疲劳总寿命Nf 由疲劳裂纹萌生寿命Ni、短裂纹扩展寿命Ns、长裂纹扩展寿命Np 和失稳扩展寿命组成。对于无冶金缺陷合金材料,Ni 和Ns 超过总疲劳寿命Nf 的80％；对于已经存在宏观裂纹的构件,则有Nf≈Np,若能得到精确的裂纹扩展速率方程,就能通过积分计算疲劳寿命,进而预测疲劳寿命,及时维修或更换,防止灾难性事故的发生。在实际航空工程中,应该避免使用已存在宏观裂纹的构件。因而,疲劳裂纹萌生与短裂纹扩展研究是航空发动机构件损伤容限设计的关键和基础。完整的疲劳裂纹扩展曲线可分为裂纹萌生和短裂纹扩展区、长裂纹扩展区和裂纹失稳断裂区,其中疲劳裂纹的萌生和短裂纹的扩展机理最为复杂,在疲劳短裂纹扩展以及疲劳短裂纹向长裂纹扩展过渡阶段,存在裂纹扩展速率随裂纹长度增加而下降的趋势,并伴有加速、减速波动扩展现象。