应力严重系数是一个反映结构连接件孔的疲劳品质的无量纲参数。应力严重系数与参考应力乘积达到最大的部位一般就是结构中的薄弱环节。在弹性状态，应力严重系数同外载无关，仅为与结构几何特征有关的常数。在寿命计算时，把应力严重系数作为当量的应力集中系数，用相应 "的构件 %曲线，来查取某名义应力水平下的寿命。
（&）疲劳损伤的线性累积原理。结构的疲劳损伤在没有形成明显的宏观可见裂纹前是一个复杂的微观几何形态，包括微裂纹成核、生长、汇聚等过程，这种过程的发展随外加疲劳载荷的作用也不呈线性关系，特别在随机载荷作用下更是如此。为了能够量化描述疲劳损伤，工程上将某个变幅疲劳载荷中第 ’个载荷循环引起的疲劳损伤 (’定义为
(’ ) %*+’（& , &-）
式中，%+’表示由第；个循环载荷水平恒幅作用下的疲劳断裂寿命（循环周次）。
显然，上述定义已将恒幅循环载荷的疲劳损伤线性量化了。同样对于变幅随机载荷谱，虽其疲劳损伤是一个复杂的非线性增长过程，工程上也采用线性损伤累积的原则，即认为载荷谱中各级交变应力或应变引起的疲劳损伤可以独立计算，损伤可以线性累加，即式（& , &.），这样的线性累积法则通常称为 /’012法则。那么一个随机载荷谱造成结构的总疲劳损伤即可写为
3) +4(’ )+4%0’+’（& , &.）
’)* ’)*
式中54———载荷谱中的载荷级别总数目；
0’ ———第 ’级载荷的作用次数；
3—
—一块随机载荷谱引起的结构总损伤量，工程上定义当 3 )*时，就认为
结构发生了疲劳破坏，而 *63则表示疲劳破坏前作用的载荷谱块数。
还应当指出，尽管结构的疲劳损伤是一个复杂的非线性物理过程，但非线性描述参数的获取十分不易，往往被许多的随机因素湮灭，寿命估算精度并不比工程上常采用的线性累积法则就高。线性累积法则使用简单，估算精度尚好，因而工程上广泛采用。当然，疲劳损伤也还是一个复杂的随机过程，3也就是随机变量了，我们将在可靠性设计一节中加以说明。
（7）安全寿命估算。
安全寿命估算是在疲劳寿命的确定性算法基础上对疲劳分散性加以考虑。当用一个疲劳载荷谱块估算寿命时，可用下式计算其安全寿命。
%89 ) :; （& , &<）3;* +89
•&*-•
式中 " —
—用飞行小时（或飞行次数）表示的计算安全寿命；
%& —
—一个载荷谱块代表的飞行时数（或飞行次数）；
’&( ———一个载荷谱块造成的累积损伤；
) —
—计算取用的疲劳分散系数。
对于更普遍的情况，特别对严重机动的战斗机，为了考虑第一个谱块加载结束时的残余应力对第二个谱块的影响，规范上推荐采用两个谱块的累积损伤进行寿命估算。在假定第二谱块和它后继的谱块引起的损伤是相同的条件下，可以得到的安全寿命为
%&（( -’&(） %&
"*+ , ’&. ) / )（. -0 -.1）
式中 ’&. ———由第二谱块引起的累积损伤。
最后，还应当说明安全寿命估算涉及许多不，确定性因素，材料、热处理、表面处理、应力集中系数、加载方式等因素不同时，2—"曲线或 -"曲线均不同，因此为估算寿命，应建立对应于设计应力谱的疲劳寿命曲线及疲劳性能数据库。
四、结构细节抗疲劳设计
飞机机体结构在使用和疲劳试验中出现的结构损伤表明：机体结构的疲劳破坏，几乎都起源于不合理的结构细节处。为保证飞机具有预期的设计使用寿命，必须对结构细节实施抗疲劳设计，以改善和提高结构细节抗疲劳开裂和扩展的固有品质。
要改善结构抗疲劳的固有品质，就必须仔细控制结构细节处的实际工作应力和初始质量。设计时，特别要注意消除或减少促使结构细节疲劳开裂的各种因素，选用抗疲劳抗腐蚀性能好的材料，并且采用恰当的加工制造工艺、热处理方法、表面处理和抗疲劳强化措施等。通过长期的工程设计实践，设计人员总结出许多可提高结构细节疲劳强度的设计准则，并已作为规范确定下来。在后面的各章内容中，可以看到这些设计准则的广泛应用。
五、安全寿命的综合设计与控制
综上所述，安全寿命设计的主要概念是要求飞机结构在使用寿命期内不应出现宏观可检裂纹，实际上是指要保证飞机从可能使用到形成一定尺寸裂纹（通常称工程可检裂纹）的使用时间内的结构安全。因此，安全寿命设计贯穿于飞机研制的全过程，必须在设计、生产和使用各阶段进行综合有效控制，才能使结构真正具有较强的抗疲劳能力，才能保证结构的使用安全。
然而，安全寿命设计有其自身的缺陷和不完全的一面。主要有三方面的问题：其一是用 2-"曲线（或 —"曲线）的疲劳试验估算疲劳寿命混淆了裂纹萌生和裂纹 •.(3•
扩展阶段，以至于难以搞清楚两个阶段在总寿命中各占的百分比。这个比例在不同情况下是十分不同的，而工程上对此问题是十分关心和感兴趣的。如果把裂纹萌生和微观扩展阶段对应的寿命称为无裂纹（宏观不可见）寿命 "，则在结构不存在缺陷的假设条件下，重复循环应力越小， "占总寿命的比例就越大；材料金相组织细密，屈服极限高， "的比例也高。其二是安全寿命设计为了“安全”，一味地加大分散系数的考虑，致使结构设计重量提高；另一方面，飞机结构部位的损伤发展无力予以评估，导致不经济的维修，从经济观点看也是不利的。其三是对一般工程结构来说，实际上缺陷（如材料疵点、划痕和焊裂等）的存在是不可避免的，因此即使以工作应力小于疲劳极限来设计，也不能保证寿命是无限的，即疲劳设计实际上并不能确保 %安全。在存在缺陷、漏检损伤等情况下，无裂纹寿命即使有，所占比例也要小得多。断裂力学感兴趣的裂纹宏观扩展阶段，对实际工程结构来说，这一阶段在总寿命中占有相当的比例。因此在我国规范中规定，“对危及飞机机体安全的主要结构，应采用损伤容限设计”，这将比安全寿命设计更为可靠；同时还提出“飞机结构的使用寿命通常由裂纹形成和裂纹扩展寿命两部分组成”，
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