現代飛機結構的設計都采用損傷容限的觀(guān)點(diǎn)。這種設計觀(guān)點(diǎn)假設結構預先存在損傷，但飛機結構仍具有足夠的強度來(lái)保證飛機的安全，并避免災難性破壞。然而，由于疲勞、腐蝕損傷等原因，結構的老化會(huì )顯著(zhù)降低剩余強度，并引起許多安全方面的問(wèn)題。其中一個(gè)主要問(wèn)題是廣布疲勞損傷，包括多處損傷(multiple site damage, MSD)和多元件損傷(multiple element damage, MED )。
      廣布疲勞損傷比只有一條主裂紋對結構造成的危害要大得多，它使得結構剩余強度明顯降低，臨界裂紋尺寸減小，裂紋擴展壽命顯著(zhù)縮短。有資料表明老齡飛機中的廣布疲勞損傷可使飛機的剩余強度降低約2500。用有限元CAE分析方法(finite element method, FEM)對多裂紋加筋板的應力強度因子及剩余強度進(jìn)行計算是最通用和最有效的，但有限元分析方法費人費時(shí)，因此建立廣布疲勞損傷裂紋應力強度因子的工程近似計算方法顯得非常重要。
      針對含多裂紋加筋板的應力強度因子及剩余強度判據進(jìn)行了較多的研究，但只有Swift給出的塑性區連通判據應用最廣。國內在這方面也只是近幾年少數研究者作了少量工作，遠達不到系統研究，尤其是對實(shí)際飛機的典型結構加筋壁板，涉及得更少。本文對含廣布疲勞損傷的加筋板結構的剩余強度，用工程方法(engineering method EM)和有限元方法進(jìn)行計算，并和試驗結果進(jìn)行對比。
      含多處損傷加筋板結構和單一裂紋結構相比，其剩余強度明顯降低，發(fā)生災難性破壞的臨界裂紋尺寸大大減小。目前，國外提出的關(guān)于多處損傷裂紋的剩余強度判據，有裂尖平均應力判據、裂尖平均位移判據、裂尖張開(kāi)角判據、凈截面破壞判據以及裂尖韌帶塑區連通判據等。裂尖韌帶塑性區連通判據，因為使用方便和適于工程分析而最有可能成為含多處損傷加筋板結構剩余強度分析的工程方法。
      塑性區連通判據認為，當主裂紋尖端塑性區和靠近的多處損傷裂紋尖端塑性區接觸，則認為結構破壞。
      加筋板蒙皮含多裂紋應力強度因子K與加筋板蒙皮含單裂紋應力強度因子K的比值近似等于平板含多裂紋應力強度因子K與平板含單裂紋應力強度因子K的比值。
      為了評估工程方法計算的精度，采用有限元方法對含多處疲勞損傷加筋板結構的剩余強度進(jìn)行分析與計算。以某運輸機翼壁板典型部位模擬件作為研究對象，是將其原工字型長(cháng)析打扁后視為板條的鉚接加筋板，其結構形狀及尺寸示意圖其鉚釘型號，析條及蒙皮材料為L(cháng)Y12CZ。
      在彈塑性問(wèn)題中，在裂紋尖端附近(或裂紋前緣)某點(diǎn)的位移隨萬(wàn)而變化，裂紋尖端到該點(diǎn)的距離，裂紋尖端處的應力與應變是奇異的變化。選取應變奇異點(diǎn)，在裂紋尖端的有限元單元采用八節點(diǎn)二次奇異單元，單元邊上的中節點(diǎn)自動(dòng)放到距裂紋尖端處。

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