多部位损伤是现役飞机的典型损伤形式，尤其在大型飞机结构中广泛存在，对飞机结构完整性构成严重威胁。现有限制单一主裂纹长度的损伤容限设计方法已不能保证结构的使用安全，亟待解决含多裂纹结构的耐久性/损伤容限设计与评定问题。针对这一课题，本文基于弹塑性断裂力学和疲劳断裂理论，在充分吸收借鉴国内外最新研究成果的基础上，开展多部位损伤板的应力强度因子研究与的疲劳扩展寿命预测，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。 本文主要研究了多部位损伤结构的应力强度因子和疲劳扩展寿命预测。通过有限元方法，对实际结构可能出现的四种典型多部位损伤形式的应力强度因子进行了分析。并通过数值计算，详细讨论了结构尺寸和孔边裂纹间相对位置对应力强度因子的影响规律，得到了一系列对工程应用具有实用价值的结论。利用所得应力强度因子，裂纹扩展方向采用最大周向应力准则，结合工程中应用最为广泛的Paris公式对多裂纹板的疲劳寿命进行了预计，计算结果与现有试验结果比较吻合，且偏于保守，表明了该方法的可行性。 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。由于力学响应的计算采用有限元方法，所以该方法适用于裂纹任意分布的多部位损伤板，可直接用于工程实际结构。