损伤容限的设计与评定技术已经被广泛地应用于飞机结构设计,以确保飞机的使用安全,但现行的损伤容限设计存在不足的一面,其主要是通过限制孤立裂纹(主裂纹)的长度保证安全,没有考虑到多部位损伤裂纹的存在。事实上,多部位损伤(Multiple-site Damage,简称MSD)问题在服役的老龄飞机中不可避免地存在着,由于裂纹间的相互影响,导致结构剩余强度降低、临界裂纹减小、裂纹扩展速率增加,并且在检查中裂纹可能是不可检的,结构的损伤容限能力减退,破损安全不复存在,对飞机结构完整性构成严重的威胁。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。本文针对这一课题,在充分吸收借鉴国内外研究成果的基础上,用裂纹张开角(CTOA)准则进行多裂纹结构剩余强度的研究,本文研究工作分为两大部分。第一部分采用准静态裂纹扩展试验方法进行拉伸试验。试验目的一是通过紧凑拉伸C(T)和中心裂纹拉伸M(T)试样试验获得裂纹张开角和试样剩余强度,分析试样构型、裂纹尺寸和是否疲劳预制裂纹对裂纹稳态扩展过程中裂纹张开角的影响。结果表明:ASTM-E2472标准对1mm厚度2024-T3铝板稳态裂纹扩展行为是有效的;裂纹扩展2mm后,距离裂纹尖端1mm处的CTOA趋于一个恒定的值6°;对一定厚度试样,CTOA不受试样构型和试样尺寸影响,且可以通过实验直接测量得到;对本文研究的1mm厚度的2024-T3平板材料,不预制疲劳裂纹对CTOA值和试样的最大剩余强度影响较小。试验目的二是通过多裂纹板拉伸试验研究多裂纹板的破坏过程及剩余强度。结果表明:多裂纹的裂纹扩展经历稳定扩展、连通、快速扩展和最终破坏四个阶段;多裂纹的分布情况影响结构的剩余强度。第二部分是基于裂纹张开角准则的裂纹稳态扩展分析和剩余强度预测。通过ABAQUS软件建立了C(T)试样、M(T)试样、多裂纹试样有限元模型,采用裂纹张开角准则对裂纹稳态扩展过程进行了模拟,分析了不同构型、不同尺寸结构的剩余强度和裂纹扩展过程。将有限元模拟的结果与试验结果进行了对比,发现试验和模拟的结构剩余强度值吻合较好。结果表明:裂纹张开角准则可以有效地模拟裂纹结构的裂纹稳态扩展过程和预测结构剩余强度,其不仅适合于简单裂纹结构而且也适合于复杂裂纹结构的研究。