飞机液压导管系统是典型的管道系统，它具有高强度和高压力重量比，是飞机的重要组成结构，其安全良好的工作状态对飞机的正常飞行起着至关重要的作用。而飞机液压导管的破损故障时有发生。因此，还需对飞机液压导管的结构强度，特别是动强度作进一步研究。 在国产某型飞机的液压导管设计中，动态临界应力设定为40MPa。但是，围绕该临界应力的确定仍然有不明确之处。本文对飞机液压导管设计中的动态临界应力的确定方法进行研究，给出了悬臂约束、一阶固有频率时的正弦激励下飞机液压导管用材料1Cr18Ni9Ti的S-N曲线，材料的振动疲劳极限为218MPa。考虑到应力集中系数、尺寸系数、表面质量系数等因素的影响，得出液压导管构件的振动疲劳极限为47.39MPa。某型飞机地面试车试验实测液压导管系统应力结果及统计分析表明，飞机液压导管系统的应力水平小于构件的振动疲劳极限。可以认为，飞机液压导管设计中的动态临界应力就是材料的振动疲劳极限。通过扫描电镜进行微观断口分析，裂纹萌生于试样表面的缺陷，从试件两侧表面同时向断面中央扩展，在断口中部形成一条明显的中分线。断口有明显的疲劳纹，是典型的疲劳破坏。