多位置损伤(multiple site damage,MSD)是飞机结构损伤容限设计的一个复杂但重要的问题。由此引发的航空事故及潜在的威胁对飞机结构的设计与分析提出了严峻的挑战。多位置损伤平板的疲劳裂纹扩展寿命预测是十分必要的。由于多位置损伤结构中,裂纹长度及裂纹分布形式随机多变,裂纹之间以及裂纹与孔之间的相互影响十分复杂,高效、可靠地计算共线孔边多裂纹的应力强度因子方法是进行多位置损伤结构寿命预测的关键,与此同时,高效地进行多位置损伤疲劳裂纹扩展实验也将直接影响多位置损伤试验分析与验证的进展,为此本文开展了以下三部分的工作:(1)对裂纹跟踪设备进行了改进。传统的裂纹观测设备操作繁琐且效率低。本文在已有数字摄像机和步进电机的基础上,针对金属裂纹的图像特点,采用机器学习与图像识别结合的技术,对已有裂纹观测系统进行了改进,使其在满足测试精度要求下,基本实现了对不同试样裂纹进行自动跟踪识别,并实时记录裂纹长度和载荷加载次数,且具有效率高、自动化等特点,有力地提高了多位置损伤疲劳裂纹扩展试验的效率。(2)采用改进的裂纹扩展跟踪设备,进行了相关实验,研究了多孔多裂纹平板的疲劳裂纹扩展行为。试验结果表明:相邻孔边裂纹之间的相互干扰严重降低了多裂纹平板的疲劳裂纹扩展寿命。对于所有孔边都出现等长裂纹的这一极端情况,其裂纹扩展寿命是只含单一中心孔边裂纹板的1/10。(3)提出了典型多孔多裂纹平板裂纹尖端应力强度因子的近似解。本文采用Eshelby夹杂理论和相变增韧原理,确定了多孔多裂纹平板中旁孔对裂尖应力强度因子的影响。影响多孔多裂纹平板应力强度因子的因素主要包括孔的影响及裂纹之间的影响。孔的影响主要出现在裂纹从孔边萌生及裂纹扩展到靠近孔边的时候。对于裂纹从孔边萌生的情况,本文提出了采用权函数法获得孔边裂纹的应力强度因子;当裂纹逐渐扩展到较长时,靠近旁孔,本文采用Eshelby夹杂理论和相变增韧原理定量地给出了不同裂纹长度比孔半径(a/r)下,孔对裂尖应力强度因子的影响系数。两个相邻裂纹孔两侧的裂纹长度较长时,a/r>1,采用两条共线裂纹近似处理,获得其应力强度因子。采用这些近似方法对多种多孔多裂纹平板的疲劳裂纹扩展进行了分析预测。预测结果与试验值吻合良好。与基于有限元法的疲劳裂纹扩展分析结果非常接近但本文的计算效率远高于有限元法。