1987年6月在加拿大渥太華舉行的第20屆國際飛機(jī)疲勞會(huì)議(ICAF)上，各主要西方國家分別介紹了本國航空研究機(jī)構(gòu)、飛機(jī)公司及有關(guān)高等院校于1985 ~1987年問在航空疲勞、斷裂方面的研究概況，其中絕大多數(shù)代表團(tuán)都專門介紹了飛機(jī)復(fù)合材料及其結(jié)構(gòu)方面的研究動(dòng)態(tài)。當(dāng)前我國也開展了這方而的研究，為了幫助有關(guān)人員掌握當(dāng)前國外的動(dòng)態(tài)，從而更好地確定研究方向，本文試圖按復(fù)合材料疲勞、損傷和斷裂的一般研究、典型結(jié)構(gòu)件疲勞和斷裂特性研究、飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性和損傷容限特性驗(yàn)證試驗(yàn)三方面進(jìn)行綜述，有些無法包括在上述三個(gè)專題的內(nèi)容，則在“其他疲勞和斷裂研究”一節(jié)中介紹。本文所介紹的內(nèi)容還包括從其他最新發(fā)表的文獻(xiàn)上所介紹的動(dòng)態(tài)。

       RAE在多年積累的疲勞數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上重新評(píng)定了現(xiàn)有各種壽命估算方法的有效性，發(fā)現(xiàn)都不理想，而且均不適用于譜載荷情況。基于靜強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度分散性之間的聯(lián)系，他們又發(fā)展了一種新的模型。加拿大的多倫多大學(xué)發(fā)展了一種能估算譜載荷下復(fù)合材料層壓板壽命的模型，這種方法把累積疲勞損傷看作是鋪層方向和順序的函數(shù)，因此要分別處理每一循環(huán)，計(jì)算出“等效”損傷，但這種計(jì)算需要用試驗(yàn)得到材料主方向上的“疲勞”函數(shù)。麥克店納公司在金屬基復(fù)合材料耐久性研究計(jì)劃的實(shí)施中提出了壽命與強(qiáng)度估算方法，并已編制出計(jì)算軟件。只要給出特定層的材料性能及疲勞壽命或分別給出纖維與基體的數(shù)據(jù)和鋪層，該軟件即可給出層壓板剛度，缺r]附近或截面內(nèi)的層壓板應(yīng)力，層壓板強(qiáng)度、疲勞裂紋起壽命、疲勞裂紋擴(kuò)展和層壓板剩余強(qiáng)度以及破壞方式。

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