多部位损伤是航空结构中的典型损伤形式,对飞机结构完整性构成严重威胁。现行的损伤容限设计原则存在不完善的一面,用基于单一裂纹损伤容限的知识和方法不足以解决多部位损伤问题,不能保证结构的使用安全。为确保飞机结构的使用安全,亟待建立含多部位损伤结构的损伤容限评定技术。本文针对这一具有挑战性的前沿课题,在充分吸收借鉴国内外最新研究成果的基础上,基于弹塑性断裂力学和疲劳断裂理论,通过有限元方法,配以多裂纹板的拉伸和疲劳试验,开展多裂纹板的破坏过程模拟及寿命预计,为老龄飞机结构完整性评估提供一套更加先进、完善、实用的损伤容限分析方法。本文研究工作分为两大部分。第一部分是多裂纹板拉伸试验及破坏过程模拟,研究多裂纹板的破坏过程及剩余强度;第二部分是多裂纹板疲劳试验及寿命预计。多裂纹板的拉伸试验研究结果表明,断裂方式有张开型和滑移型两种类型,裂纹的扩展经历稳定扩展、连通、快速扩展和最终破坏四个阶段。本文建立了拉伸载荷下含多裂纹板渐近破坏过程的数值模型,该模型利用FRANC2D/L有限元软件,引入材料的弹塑性本构关系,采用裂纹尖端张开位移准则和最大周向应力准则,模拟了多裂纹板的渐近破坏过程,且预测的剩余强度与试验值较吻合,说明该模型的合理有效性。通过多裂纹板疲劳裂纹扩展试验,研究疲劳裂纹扩展过程及速率,试验中疲劳裂纹沿曲线扩展,裂纹可能发生重合或连通;寿命预计采用Paris定律方法,应力强度因子的求解采用有限元方法,裂纹扩展方向的判断采用最大周向应力准则;预测结果与试验值比较相近。本文从试验及理论方向研究多裂纹板的拉伸破坏及疲劳断裂问题,各个环节都得到有关理论和试验的验证,表明了本文研究方法的正确性、计算结果的可靠性。力学响应的计算采用有限元方法,因此该方法适用于裂纹任意分布的多裂纹板,可以在工程中推广应用。