การก่อตัวของรอยแตกเริ่มต้นก่อนความล้มเหลวจากความล้าเป็นกระบวนการที่แยกต่างหากซึ่งประกอบด้วยสี่ขั้นตอนที่แตกต่างกันในตัวอย่างโลหะ วัสดุจะพัฒนาโครงสร้างเซลล์และแข็งตัวขึ้นเพื่อตอบสนองต่อแรงที่กระทำ ซึ่งทำให้ความเค้นที่กระทำเพิ่มขึ้นเนื่องจากข้อจำกัดใหม่ต่อความเครียด โครงสร้างเซลล์ที่เกิดขึ้นใหม่เหล่านี้จะแตกออกในที่สุดด้วยการก่อตัวของแถบการลื่นไถลถาวร (PSBs) การลื่นไถลในวัสดุจะเกิดขึ้นเฉพาะที่ PSBs เหล่านี้ และการลื่นไถลที่มากเกินไปสามารถทำหน้าที่เป็นจุดรวมความเค้นสำหรับการก่อตัวของรอยแตก การก่อตัวและการเติบโตของรอยแตกจนมีขนาดที่ตรวจจับได้นั้นคิดเป็นส่วนใหญ่ของกระบวนการแตกร้าว ด้วยเหตุนี้ความล้มเหลวจากความล้าแบบวัฏจักรจึงดูเหมือนเกิดขึ้นอย่างกะทันหันโดยที่การเปลี่ยนแปลงส่วนใหญ่ในวัสดุไม่สามารถมองเห็นได้หากไม่มีการทดสอบแบบทำลาย แม้แต่ในวัสดุที่ปกติแล้วมีความยืดหยุ่น ความล้มเหลวจากความล้าก็จะคล้ายกับความล้มเหลวแบบเปราะที่เกิดขึ้นอย่างกะทันหัน

ระนาบการเลื่อนที่เกิดจาก PSB ส่งผลให้เกิดการแทรกและการยื่นออกมาตามพื้นผิวของวัสดุ ซึ่งมักเกิดขึ้นเป็นคู่^{[ 5 ]}การเลื่อนนี้ไม่ใช่ การเปลี่ยนแปลง โครงสร้างจุลภาคภายในวัสดุ แต่เป็นการแพร่กระจายของดิสโลเคชันภายในวัสดุ แทนที่จะเป็นส่วนต่อประสานที่เรียบ การแทรกและการยื่นออกมาจะทำให้พื้นผิวของวัสดุมีลักษณะคล้ายขอบของสำรับไพ่ ซึ่งไพ่ไม่ได้เรียงตัวกันอย่างสมบูรณ์ การแทรกและการยื่นออกมาที่เกิดจากการเลื่อนจะสร้างโครงสร้างพื้นผิวที่ละเอียดมากบนวัสดุ โดยขนาดของโครงสร้างพื้นผิวมีความสัมพันธ์ผกผันกับปัจจัยความเข้มข้นของความเค้น การเลื่อนพื้นผิวที่เกิดจาก PSB สามารถทำให้เกิดการแตกหักได้

ขั้นตอนเหล่านี้สามารถข้ามไปได้เลยหากรอยแตกเกิดขึ้นที่จุดรวมความเค้นที่มีอยู่แล้ว เช่น จากสิ่งเจือปนในวัสดุ หรือจากจุดรวมความเค้นทางเรขาคณิตที่เกิดจากมุมภายในที่แหลมคมหรือส่วนโค้งมน

โดยทั่วไปแล้ว อายุการใช้งานส่วนใหญ่เนื่องจากความล้าจะถูกใช้ไปในขั้นตอนการเติบโตของรอยแตก อัตราการเติบโตนั้นขึ้นอยู่กับช่วงของการรับแรงแบบวัฏจักรเป็นหลัก แม้ว่าปัจจัยเพิ่มเติม เช่น ความเค้นเฉลี่ย สภาพแวดล้อม การรับแรงเกินพิกัด และการรับแรงต่ำกว่าพิกัด ก็สามารถส่งผลต่ออัตราการเติบโตได้เช่นกัน การเติบโตของรอยแตกอาจหยุดลงได้หากแรงที่กระทำมีขนาดเล็กพอที่จะต่ำกว่าเกณฑ์วิกฤต

รอยแตกร้าวจากความล้าสามารถเกิดขึ้นได้จากข้อบกพร่องของวัสดุหรือกระบวนการผลิต แม้จะมีขนาดเล็กเพียง 10 ไมโครเมตร

เมื่ออัตราการเติบโตมีขนาดใหญ่พอ จะสามารถมองเห็นรอยแตกร้าวจากความล้าบนพื้นผิวการแตกหักได้ รอยแตกร้าวเหล่านี้บ่งบอกตำแหน่งของปลายรอยแตก และความกว้างของแต่ละรอยแตกร้าวแสดงถึงการเติบโตจากการรับแรงหนึ่งรอบ รอยแตกร้าวเหล่านี้เป็นผลมาจากความยืดหยุ่นที่ปลายรอยแตก

เมื่อความเค้นเกินค่าวิกฤตที่เรียกว่าความเหนียวแตกหัก การแตกหักอย่างรวดเร็วที่ไม่สามารถคงอยู่ได้จะเกิดขึ้น โดยปกติแล้วจะเป็นกระบวนการรวมตัวของช่องว่างขนาดเล็กก่อนที่จะแตกหักอย่างสมบูรณ์ พื้นผิวการแตกหักอาจมีส่วนผสมของบริเวณที่เกิดจากการล้าและการแตกหักอย่างรวดเร็ว

ชิ้นส่วนทางกลมักต้องเผชิญกับภาระที่ซับซ้อนและสุ่ม หลากหลาย ทั้งภาระขนาดใหญ่และขนาดเล็ก เพื่อประเมินอายุการใช้งานที่ปลอดภัยของชิ้นส่วนดังกล่าวโดยใช้วิธีความเสียหายจากความล้าหรือวิธีความสัมพันธ์ระหว่างความเค้น/ความเครียดกับอายุการใช้งาน โดยทั่วไปจะดำเนินการตามขั้นตอนต่อไปนี้:

1. การรับน้ำหนักที่ซับซ้อนจะถูกลดทอนให้เหลือเพียงชุดของการรับน้ำหนักแบบวัฏจักรที่เรียบง่าย โดยใช้เทคนิคต่างๆ เช่นการวิเคราะห์แบบเรนโฟลว์ (Rainflow Analysis )
2. มีการสร้าง ฮิสโตแกรมของความเค้นแบบวัฏจักรจากการวิเคราะห์ Rainflow เพื่อสร้างสเปกตรัมความเสียหายจากความล้า
3. สำหรับแต่ละระดับความเครียด ระดับความเสียหายสะสมจะถูกคำนวณจากเส้นโค้ง SN; และ
4. ผลกระทบจากการมีส่วนร่วมของแต่ละบุคคลจะถูกนำมารวมกันโดยใช้อัลกอริทึม เช่น กฎของไมเนอร์

เนื่องจากเส้นโค้ง SN มักถูกสร้างขึ้นสำหรับการโหลดแบบแกนเดียว จึงจำเป็นต้องมีกฎสมดุลบางอย่างเมื่อใดก็ตามที่การโหลดเป็นแบบหลายแกน สำหรับประวัติการโหลดแบบง่ายๆ ที่ได้สัดส่วน (การโหลดด้านข้างในอัตราส่วนคงที่กับแกน) สามารถใช้ กฎของไซน์ได้^{[ 30 ]}สำหรับสถานการณ์ที่ซับซ้อนกว่า เช่น การโหลดที่ไม่เป็นสัดส่วนต้องใช้การวิเคราะห์ระนาบวิกฤต

วิธีความเครียด-ชีวิต (SN)

ประสิทธิภาพความล้าของวัสดุมักถูกกำหนดลักษณะโดยเส้นโค้ง SNหรือที่รู้จักกันในชื่อ เส้นโค้ง Wöhlerซึ่งมักจะพล็อตโดยใช้ความเค้นแบบวัฏจักร ( S ) เทียบกับจำนวนรอบจนถึงความล้มเหลว ( N ) บนมาตราส่วนลอการิทึม [ ^{32 ] เส้น}โค้ง SN ได้มาจากการทดสอบตัวอย่างวัสดุที่จะกำหนดลักษณะ (มักเรียกว่าคูปองหรือชิ้นงานทดสอบ) โดย ใช้ความเค้น ไซน์ แบบปกติ โดยเครื่องทดสอบซึ่งจะนับจำนวนรอบจนถึงความล้มเหลวด้วย กระบวนการนี้บางครั้งเรียกว่าการทดสอบคูปอง สำหรับความแม่นยำที่มากขึ้นแต่ความทั่วไปที่ต่ำกว่าจะใช้การทดสอบส่วนประกอบ^{[ 33 ]}การทดสอบคูปองหรือส่วนประกอบแต่ละครั้งจะสร้างจุดบนกราฟ แม้ว่าในบางกรณีจะมีจุดสิ้นสุดที่เวลาจนถึงความล้มเหลวเกินกว่าเวลาที่มีสำหรับการทดสอบ (ดูการเซ็นเซอร์ ) การวิเคราะห์ข้อมูลความล้าต้องใช้เทคนิคจากสถิติโดยเฉพาะอย่างยิ่งการวิเคราะห์การอยู่รอด การถดถอยเชิงเส้นและ การ วิเคราะห์ค่าสุดขั้ว^{[ 34 ]}

ความก้าวหน้าของเส้นโค้ง SNอาจได้รับอิทธิพลจากหลายปัจจัย เช่น อัตราส่วนความเค้น (ความเค้นเฉลี่ย) ^{[ 35 ]}ความถี่ในการโหลดอุณหภูมิการกัดกร่อนความเค้นตกค้าง และการมีรอยบาก แผนภาพอายุการใช้งานความล้าคงที่ (CFL) ^{[ 36 ]}มีประโยชน์สำหรับการศึกษาผลกระทบของอัตราส่วนความเค้นเส้น Goodmanเป็นวิธีการที่ใช้ในการประเมินอิทธิพลของความเค้นเฉลี่ยต่อความแข็งแรงของความล้า

แผนภาพ Constant Fatigue Life (CFL) มีประโยชน์สำหรับผลกระทบของอัตราส่วนความเค้นบนเส้นโค้ง SN ^{[ 37 ]}นอกจากนี้ ในกรณีที่มีความเค้นคงที่ซ้อนทับอยู่บนการโหลดแบบวัฏจักร ความสัมพันธ์ของ Goodman สามารถใช้เพื่อประมาณเงื่อนไขความล้มเหลวได้ โดยจะพล็อตแอมพลิจูดของความเค้นเทียบกับความเค้นเฉลี่ย โดยมีขีดจำกัดความล้าและความแข็งแรงดึงสูงสุดของวัสดุเป็นสองค่าสุดขั้ว เกณฑ์ความล้มเหลวทางเลือกอื่นๆ ได้แก่ Soderberg และ Gerber ^{[ 38 ]}

เนื่องจากคูปองที่สุ่มมาจากโครงสร้างที่เป็นเนื้อเดียวกันจะแสดงความแตกต่างในจำนวนรอบการเกิดความเสียหาย ดังนั้นเส้นโค้ง SN จึงควรเป็นเส้นโค้งความน่าจะเป็นของความเค้น-รอบ (SNP) มากกว่า เพื่อแสดงถึงความน่าจะเป็นของความเสียหายหลังจากจำนวนรอบที่กำหนดภายใต้ความเค้นที่แน่นอน

สำหรับวัสดุที่มีโครงสร้างลูกบาศก์แบบศูนย์กลางตัว (bcc) เส้นโค้ง Wöhler มักจะกลายเป็นเส้นแนวนอนที่มีแอมพลิจูดของความเค้นลดลง กล่าวคือ มีความแข็งแรงต่อความล้าที่สามารถกำหนดให้กับวัสดุเหล่านี้ได้ สำหรับโลหะที่มีโครงสร้างลูกบาศก์แบบศูนย์กลางหน้า (fcc) เส้นโค้ง Wöhler โดยทั่วไปจะลดลงอย่างต่อเนื่อง ดังนั้นจึงสามารถกำหนดได้เพียงขีดจำกัดความล้าให้กับวัสดุเหล่านี้เท่านั้น^{[ 39 ]}

วิธีความสัมพันธ์ระหว่างสายพันธุ์กับอายุการใช้งาน (ε-N)

เมื่อความเครียดไม่เป็นไปตามสภาวะยืดหยุ่นอีกต่อไป เช่น ในกรณีที่มีการกระจุกตัวของความเค้น ความเครียดรวมสามารถใช้แทนความเค้นเป็นพารามิเตอร์ในการเปรียบเทียบได้ วิธีนี้เรียกว่า วิธีความเครียด-อายุการใช้งาน แอมพลิจูดของความเครียดรวม${\displaystyle \Delta \varepsilon /2}$คือผลรวมของแอมพลิจูดความเครียดแบบยืดหยุ่น${\displaystyle \Delta \varepsilon _{\text{e}}/2}$และแอมพลิจูดของความเครียดพลาสติก${\displaystyle \Delta \varepsilon _{\text{p}}/2}$และกำหนดโดย^{[ 2 ] [ 40 ]}

${\displaystyle {\Delta \varepsilon \over 2}={\Delta \varepsilon _{\text{e}} \over 2}+{\Delta \varepsilon _{\text{p}} \over 2}}$.

สมการของ Basquin สำหรับแอมพลิจูดของความเครียดแบบยืดหยุ่นคือ

${\displaystyle {\Delta \varepsilon _{\text{e}} \over 2}={\frac {\Delta \sigma }{2E}}={\frac {\sigma _{\text{a}}}{E}}}$

ที่ไหน${\displaystyle E}$คือค่าสัมประสิทธิ์ยังค์ (Young's modulus )

ความสัมพันธ์สำหรับความล้าจากการใช้งานรอบสูงสามารถแสดงได้โดยใช้แอมพลิจูดของความเครียดแบบยืดหยุ่น

${\displaystyle {\Delta \varepsilon _{\text{e}} \over 2}={\frac {\sigma _{\text{f}}^{\prime }}{E}}(2N_{\text{f}})^{b}}$

ที่ไหน${\displaystyle \sigma _{\text{f}}^{\prime }}$เป็นพารามิเตอร์ที่แปรผันตามความแข็งแรงดึงที่ได้จากการปรับข้อมูลการทดลองให้เข้ากับแบบจำลอง${\displaystyle N_{\text{f}}}$คือจำนวนรอบก่อนที่จะเกิดความล้มเหลว และ${\displaystyle b}$ความชันของเส้นโค้งลอการิทึมคู่ (log-log curve) นั้นถูกกำหนดโดยวิธีการปรับเส้นโค้งให้เหมาะสม (curve fitting) อีกครั้งหรือไม่

ในปี ค.ศ. 1954 คอฟฟินและแมนสันเสนอว่าอายุการใช้งานจากการล้าของชิ้นส่วนมีความสัมพันธ์กับขนาดของความเครียดพลาสติกโดยใช้

${\displaystyle {\Delta \varepsilon _{\text{p}} \over 2}=\varepsilon _{\text{f}}^{\prime }(2N_{\text{f}})^{c}}$.

การรวมส่วนที่เป็นยืดหยุ่นและส่วนที่เป็นพลาสติกเข้าด้วยกันจะให้ค่าแอมพลิจูดของความเครียดโดยรวม ซึ่งคำนึงถึงทั้งความล้าแบบรอบต่ำและรอบสูง

${\displaystyle {\Delta \varepsilon \over 2}={\frac {\sigma _{\text{f}}^{\prime }}{E}}(2N_{\text{f}})^{b}+\varepsilon _{\text{f}}^{\prime }(2N_{\text{f}})^{c}}$.

ที่ไหน${\displaystyle \sigma _{f}'}$คือค่าสัมประสิทธิ์ความแข็งแรงต่อความล้า${\displaystyle b}$คือค่าเลขชี้กำลังความแข็งแรงต่อความล้า${\displaystyle \varepsilon _{f}'}$คือค่าสัมประสิทธิ์ความเหนียวเมื่อล้า${\displaystyle c}$คือค่าเลขชี้กำลังความเหนียวเมื่อล้า และ${\displaystyle N_{f}}$คือจำนวนรอบการทำงานก่อนที่จะเกิดความล้มเหลว (${\displaystyle 2N_{f}}$(ซึ่งเป็นจำนวนครั้งที่เกิดการกลับทิศทางจนล้มเหลว)

สามารถประมาณอายุการใช้งานของชิ้นส่วนที่เกิดจากความล้าได้โดยใช้สมการการเติบโตของรอยแตกโดยการรวมความกว้างของการเติบโตของรอยแตกแต่ละส่วนสำหรับแต่ละรอบการโหลด ปัจจัยด้านความปลอดภัยหรือปัจจัยการกระจายจะถูกนำมาใช้กับอายุการใช้งานที่คำนวณได้เพื่อพิจารณาถึงความไม่แน่นอนและความแปรปรวนที่เกี่ยวข้องกับความล้า อัตราการเติบโตที่ใช้ในการทำนายการเติบโตของรอยแตกโดยทั่วไปจะวัดโดยการใช้รอบแอมพลิจูดคงที่หลายพันรอบกับชิ้นงานทดสอบ และวัดอัตราการเติบโตจากการเปลี่ยนแปลงความยืดหยุ่นของชิ้นงานทดสอบ หรือโดยการวัดการเติบโตของรอยแตกบนพื้นผิวของชิ้นงานทดสอบ วิธีการมาตรฐานสำหรับการวัดอัตราการเติบโตได้รับการพัฒนาโดย ASTM International ^{[ 9 ]}

สมการการเติบโตของรอยแตก เช่น สมการปารีส-เออร์โดกันใช้ในการทำนายอายุการใช้งานของชิ้นส่วน สามารถใช้ทำนายการเติบโตของรอยแตกตั้งแต่ 10  ไมโครเมตรจนถึงจุดแตกหัก สำหรับการตกแต่งผิวงานผลิตทั่วไป อาจครอบคลุมอายุการใช้งานส่วนใหญ่ของชิ้นส่วนที่การเติบโตสามารถเริ่มต้นได้ตั้งแต่รอบแรก^{[ 4 ]}สภาวะที่ปลายรอยแตกของชิ้นส่วนมักจะสัมพันธ์กับสภาวะของชิ้นงานทดสอบโดยใช้พารามิเตอร์ลักษณะเฉพาะ เช่น ความเข้มของความเค้น ค่าอินทิกรัล Jหรือระยะการเปิดปลายรอยแตกเทคนิคทั้งหมดเหล่านี้มีจุดมุ่งหมายเพื่อให้สภาวะปลายรอยแตกบนชิ้นส่วนตรงกับสภาวะของชิ้นงานทดสอบ ซึ่งจะให้ค่าอัตราการเติบโตของรอยแตก

อาจจำเป็นต้องมีแบบจำลองเพิ่มเติมเพื่อรวมผลกระทบของการหน่วงและการเร่งที่เกี่ยวข้องกับการรับน้ำหนักเกินหรือต่ำกว่าเกณฑ์ในลำดับการโหลด นอกจากนี้ อาจจำเป็นต้องมีข้อมูลการเติบโตของรอยแตกขนาดเล็กเพื่อให้ตรงกับอัตราการเติบโตที่เพิ่มขึ้นที่พบในรอยแตกขนาดเล็ก^{[ 41 ]}

โดยทั่วไป เทคนิคการนับรอบ เช่น การนับรอบแบบเรนโฟลว์ จะถูกใช้เพื่อแยกวงจรจากลำดับที่ซับซ้อน เทคนิคนี้พร้อมกับเทคนิคอื่นๆ ได้รับการพิสูจน์แล้วว่าใช้งานได้กับวิธีการเติบโตของรอยแตก^{[ 42 ]}

วิธีการวิเคราะห์การเติบโตของรอยแตกมีข้อดีคือสามารถคาดการณ์ขนาดของรอยแตกในระยะกลางได้ ข้อมูลนี้สามารถนำไปใช้ในการวางแผนการตรวจสอบโครงสร้างเพื่อให้มั่นใจในความปลอดภัย ในขณะที่วิธีวิเคราะห์ความเครียด/อายุการใช้งานจะให้ข้อมูลเพียงอายุการใช้งานจนกว่าจะเกิดความเสียหายเท่านั้น

การออกแบบที่เชื่อถือได้เพื่อป้องกันความล้มเหลวจากความล้าต้องอาศัยการศึกษาอย่างละเอียดและประสบการณ์ภายใต้การดูแลในสาขาวิศวกรรมโครงสร้างวิศวกรรมเครื่องกลหรือวิทยาศาสตร์วัสดุมีแนวทางหลักอย่างน้อยห้าประการในการรับประกันอายุการใช้งานของชิ้นส่วนเครื่องกลที่แสดงให้เห็นถึงระดับความซับซ้อนที่เพิ่มขึ้น: ^{[ 43 ]}

1. ออกแบบโดยคำนึงถึงการรักษาระดับความเครียดให้อยู่ต่ำกว่าขีดจำกัดความล้า (แนวคิดอายุการใช้งานที่ไม่มีที่สิ้นสุด)
2. การออกแบบที่ ปลอดภัยเมื่อเกิดความล้มเหลวการทำงานที่ราบรื่นเมื่อเกิดความผิดพลาดและทนทานต่อข้อผิดพลาด : แนะนำให้ผู้ใช้เปลี่ยนชิ้นส่วนเมื่อเกิดความเสียหาย ออกแบบในลักษณะที่ไม่มีจุดล้มเหลวเพียงจุดเดียวและเพื่อให้เมื่อชิ้นส่วนใดชิ้นส่วนหนึ่งล้มเหลวโดยสมบูรณ์ จะไม่นำไปสู่ความล้มเหลวร้ายแรงของระบบทั้งหมด
3. การออกแบบเพื่ออายุการใช้งานที่ปลอดภัย : ออกแบบ (อย่างระมัดระวัง) ให้มีอายุการใช้งานที่กำหนดไว้ หลังจากนั้นผู้ใช้จะได้รับคำแนะนำให้เปลี่ยนชิ้นส่วนนั้นด้วยชิ้นส่วนใหม่ (ชิ้นส่วนที่มีอายุการใช้งานจำกัด แนวคิดอายุการใช้งานที่จำกัด หรือแนวทางการออกแบบ "อายุการใช้งานที่ปลอดภัย") การวางแผนให้สินค้าเสื่อมสภาพเร็วและผลิตภัณฑ์แบบใช้แล้วทิ้งเป็นรูปแบบหนึ่งของการออกแบบเพื่อให้มีอายุการใช้งานที่กำหนดไว้ หลังจากนั้นผู้ใช้จะได้รับคำแนะนำให้เปลี่ยนอุปกรณ์ทั้งหมด
4. การออกแบบ ที่ทนต่อความเสียหาย : เป็นแนวทางที่ช่วยให้มั่นใจในความปลอดภัยของเครื่องบินโดยการสมมติว่าอาจมีรอยแตกหรือข้อบกพร่องแม้ในเครื่องบินใหม่ การคำนวณการเติบโตของรอยแตก การตรวจสอบเป็นระยะ และการซ่อมแซมหรือเปลี่ยนชิ้นส่วน สามารถนำมาใช้เพื่อให้มั่นใจว่าชิ้นส่วนที่สำคัญซึ่งอาจมีรอยแตกยังคงปลอดภัย การตรวจสอบมักใช้การทดสอบแบบไม่ทำลายเพื่อจำกัดหรือตรวจสอบขนาดของรอยแตกที่อาจเกิดขึ้น และต้องมีการคาดการณ์อัตราการเติบโตของรอยแตกอย่างแม่นยำ ระหว่างการตรวจสอบ ผู้ออกแบบกำหนดตาราง การตรวจสอบการบำรุงรักษาเครื่องบินบ่อยพอที่จะเปลี่ยนชิ้นส่วนในขณะที่รอยแตกยังอยู่ในระยะ "การเติบโตช้า" ซึ่งมักเรียกว่าการออกแบบที่ทนต่อความเสียหายหรือ "การปลดระวางเนื่องจากสาเหตุ"
5. การจัดการความเสี่ยง : รับประกันว่าความน่าจะเป็นของความล้มเหลวจะคงอยู่ต่ำกว่าระดับที่ยอมรับได้ วิธีนี้มักใช้กับเครื่องบิน โดยระดับที่ยอมรับได้อาจขึ้นอยู่กับความน่าจะเป็นของความล้มเหลวระหว่างเที่ยวบินเดียวหรือตลอดอายุการใช้งานของเครื่องบิน ถือว่าส่วนประกอบมีรอยแตกที่มีการกระจายความน่าจะเป็นของขนาดรอยแตก วิธีนี้สามารถพิจารณาความแปรปรวนของค่าต่างๆ เช่น อัตราการเติบโตของรอยแตก การใช้งาน และขนาดรอยแตกวิกฤต^{[ 44 ]} นอกจากนี้ยังเป็นประโยชน์สำหรับการพิจารณาความเสียหายในหลายตำแหน่งที่อาจมีปฏิสัมพันธ์กันเพื่อก่อให้เกิด ความเสียหายจากความล้าหลายจุดหรือ เป็นวงกว้าง การกระจาย ความน่าจะเป็นที่พบได้ทั่วไปในการวิเคราะห์ข้อมูลและการออกแบบเพื่อป้องกันความล้า ได้แก่การกระจายแบบลอการิทมิกปกติการกระจายค่าสุดขั้ว การกระจายแบบBirnbaum–Saundersและ การกระจาย แบบWeibull

การทดสอบความล้าสามารถใช้กับชิ้นส่วนต่างๆ เช่น ชิ้นส่วนทดสอบ หรือชิ้นงานทดสอบขนาดเต็ม เพื่อตรวจสอบ:

1. อัตราการเติบโตของรอยแตกและอายุการใช้งานจากการล้าของชิ้นส่วน เช่น ชิ้นงานทดสอบ หรือชิ้นงานทดสอบขนาดเต็ม
2. ที่ตั้งของภูมิภาคที่สำคัญ
3. ระดับความปลอดภัยเมื่อโครงสร้างส่วนใดส่วนหนึ่งเกิดความเสียหาย
4. ที่มาและสาเหตุของข้อบกพร่องที่ทำให้เกิดรอยแตกจากการตรวจสอบรอยแตกด้วยวิธีแฟรกโตกรา ฟี

การทดสอบเหล่านี้อาจเป็นส่วนหนึ่งของกระบวนการรับรอง เช่นการรับรองความเหมาะสม สำหรับการ บิน

1. หยุดการเจาะรอยแตกที่เกิดจากความล้าซึ่งเริ่มขยายตัวแล้วบางครั้งสามารถหยุดได้โดยการเจาะรูที่เรียกว่าตัวหยุดการเจาะที่ปลายรอยแตก^{[ 45 ]}ยังคงมีความเป็นไปได้ที่รอยแตกใหม่จะเริ่มขึ้นที่ด้านข้างของรู
2. การปรับแต่งผิว รอยแตกเล็กๆ สามารถลบออกได้ด้วยการปรับแต่งผิวด้วยความเย็นหรือการยิงเม็ดโลหะ
3. รูขนาดใหญ่เกินไป รูที่มีรอยแตกสามารถเจาะขยายให้ใหญ่ขึ้นเพื่อขจัดรอยแตกและใส่บูชเพื่อคืนขนาดรูเดิม บูชอาจเป็น บูช แบบหดตัว เย็นที่พอดี เพื่อเหนี่ยวนำให้เกิดความเค้นตกค้างแบบอัดที่เป็นประโยชน์ รูขนาดใหญ่เกินไปยังสามารถขึ้นรูปเย็นได้โดยการดึงแกนขนาดใหญ่เกินไปผ่านรู^{[ 46 ]}
4. การซ่อมแซมรอยแตกสามารถทำได้โดยการติดตั้งแผ่นปิดหรืออุปกรณ์ซ่อมแซม แผ่นปิดคอมโพสิตถูกนำมาใช้เพื่อฟื้นฟูความแข็งแรงของปีกเครื่องบินหลังจากตรวจพบรอยแตก หรือเพื่อลดความเครียดก่อนเกิดรอยแตกเพื่อปรับปรุงอายุการใช้งานที่เกิดจากความล้า^{[ 47 ]}แผ่นปิดอาจจำกัดความสามารถในการตรวจสอบรอยแตกจากความล้า และอาจจำเป็นต้องถอดและเปลี่ยนใหม่เพื่อตรวจสอบ

1. การเปลี่ยนวัสดุ การเปลี่ยนแปลงวัสดุที่ใช้ในชิ้นส่วนต่างๆ ยังสามารถปรับปรุงอายุการใช้งานที่เกิดจากความล้าได้อีกด้วย ตัวอย่างเช่น ชิ้นส่วนต่างๆ สามารถทำจากโลหะที่มีอัตราการต้านทานความล้าที่ดีกว่า การเปลี่ยนและออกแบบชิ้นส่วนใหม่ทั้งหมดสามารถลดหรือขจัดปัญหาความล้าได้ ดังนั้น ใบพัด เฮลิคอปเตอร์และใบพัดที่ทำจากโลหะจึงถูกแทนที่ด้วย วัสดุ คอมโพสิตซึ่งไม่เพียงแต่มีน้ำหนักเบากว่า แต่ยังทนต่อความล้าได้ดีกว่ามาก แม้จะมีราคาแพงกว่า แต่ต้นทุนที่เพิ่มขึ้นก็คุ้มค่ากับความสมบูรณ์ที่มากขึ้น เนื่องจากการสูญเสียใบพัดมักนำไปสู่การสูญเสียเครื่องบินทั้งหมด มีการใช้เหตุผลที่คล้ายกันนี้ในการเปลี่ยนลำตัว ปีก และหางของเครื่องบินที่ทำจากโลหะ^{[ 48 ]}
2. ทำให้เกิดความเค้นตกค้างการพ่นผิวสามารถลดความเค้นดึงดังกล่าวและสร้างความเค้นตกค้างแบบ อัด ซึ่งป้องกันการเริ่มต้นของรอยแตก รูปแบบของการพ่นผิว ได้แก่การพ่นด้วยลูกปืนความเร็วสูงการบำบัดด้วยแรงกระแทกความถี่สูง (เรียกอีกอย่างว่าแรงกระแทกเชิงกลความถี่สูง) โดยใช้ค้อนเชิงกล^{[ 49 ] [ 50 ]}และการพ่นด้วยเลเซอร์ซึ่งใช้พัลส์เลเซอร์พลังงานสูงการขัดเงา ที่มีความยืดหยุ่นต่ำ ยังสามารถใช้เพื่อสร้างความเค้นอัดในมุมโค้ง และแกนการทำงานเย็นสามารถใช้สำหรับรูได้^{[ 51 ]}การเพิ่มขึ้นของอายุการใช้งานและความแข็งแรงของความล้ามีความสัมพันธ์โดยตรงกับความลึกของความเค้นตกค้างแบบอัดที่เกิดขึ้น การพ่นด้วยลูกปืนทำให้เกิดความเค้นตกค้างแบบอัด ลึกประมาณ 0.005 นิ้ว (0.1 มม.) ในขณะที่การพ่นด้วยเลเซอร์สามารถลึกได้ 0.040 ถึง 0.100 นิ้ว (1 ถึง 2.5  มม.) หรือลึกกว่านั้น^{[ 52 ]}
3. การบำบัดด้วยความเย็นจัด การใช้การบำบัดด้วยความเย็นจัดได้แสดงให้เห็นว่าสามารถเพิ่มความต้านทานต่อความล้มเหลวจากความล้าได้ สปริงที่ใช้ในอุตสาหกรรม การแข่งรถ และอาวุธปืนได้รับการพิสูจน์แล้วว่ามีอายุการใช้งานยาวนานขึ้นถึงหกเท่าเมื่อได้รับการบำบัด การแตกร้าวจากความร้อน ซึ่งเป็นรูปแบบหนึ่งของความล้าจากวัฏจักรความร้อน ได้ชะลอลงอย่างมาก^{[ 53 ]}
4. การปรับรูปทรงใหม่ การเปลี่ยนรูปทรงของจุดที่มีความเครียดสูง เช่น รูหรือช่องเจาะ อาจใช้เพื่อยืดอายุการใช้งานของชิ้น ส่วน การเพิ่มประสิทธิภาพรูปทรงโดยใช้อัลกอริธึมการเพิ่มประสิทธิภาพเชิงตัวเลขได้ถูกนำมาใช้เพื่อลดจุดที่มีความเครียดสูงในปีกและเพิ่มอายุการใช้งาน^{[ 54 ]}

หลังจากการเฉลิมฉลองของพระเจ้าหลุยส์ที่ 1 ณ พระราชวังแวร์ซายส์ในเดือนพฤษภาคม ปี 1842 รถไฟที่กำลังเดินทางกลับปารีสประสบอุบัติเหตุที่เมืองเมอดงหลังจากหัวรถจักรคันหน้าเพลาหัก ตู้โดยสารที่อยู่ด้านหลังพังเสียหายและเกิดไฟไหม้ มีผู้โดยสารอย่างน้อย 55 คนเสียชีวิตติดอยู่ในตู้โดยสารที่ล็อกอยู่ รวมถึงนักสำรวจจูลส์ ดูมงต์ ดัวร์วิลล์อุบัติเหตุครั้งนี้เป็นที่รู้จักในฝรั่งเศสในชื่อ"Catastrophe ferroviaire de Meudon" (หายนะรถไฟเมอดง) วิศวกรหัวรถจักรชาวอังกฤษโจเซฟ ล็อค ได้เห็นเหตุการณ์นี้ และมีการรายงานข่าวอย่างกว้างขวางในอังกฤษ วิศวกรได้อภิปรายถึงเหตุการณ์นี้อย่างละเอียดเพื่อหาคำอธิบาย

อุบัติเหตุรถไฟตกรางเกิดจากเพลาหัวรถจักร หัก การตรวจสอบเพลาหักในอังกฤษ ของแรนไคน์เน้นย้ำถึงความสำคัญของการกระจุกตัวของความเค้น และกลไกการเติบโตของรอยแตกจากการรับแรงซ้ำๆ อย่างไรก็ตาม งานวิจัยของเขาและงานวิจัยอื่นๆ ที่เสนอแนะกลไกการเติบโตของรอยแตกผ่านความเค้นซ้ำๆ กลับถูกละเลย และความล้มเหลวจากความล้าก็เกิดขึ้นในอัตราที่เพิ่มขึ้นเรื่อยๆ ในระบบรถไฟที่กำลังขยายตัว ทฤษฎีที่ผิดพลาดอื่นๆ ดูเหมือนจะได้รับการยอมรับมากกว่า เช่น แนวคิดที่ว่าโลหะได้ "ตกผลึก" ขึ้นมา แนวคิดนี้อิงจากลักษณะที่เป็นผลึกของบริเวณการแตกหักอย่างรวดเร็วบนพื้นผิวของรอยแตก แต่ละเลยข้อเท็จจริงที่ว่าโลหะนั้นมีโครงสร้างผลึกสูงอยู่แล้ว

เครื่องบินโดยสาร เดอ ฮาวิลแลนด์ โคเม็ตสองลำแตกกลางอากาศและตกภายในเวลาไม่กี่เดือนต่อกันในปี 1954 ผลจากการทดสอบอย่างเป็นระบบ ทำให้มีการนำลำตัวเครื่องบินไปแช่และอัดแรงดันในถังน้ำ หลังจากทำการทดสอบเทียบเท่ากับการบิน 3,000 เที่ยว นักวิจัยจากสถาบันวิจัยอากาศยานแห่งราชวงศ์ (RAE) สรุปได้ว่าสาเหตุของการตกเกิดจากความเสียหายของห้องโดยสารปรับแรงดันบริเวณ หน้าต่าง ระบบค้นหาทิศทางอัตโนมัติ (Automatic Direction Finder ) ด้านหน้าบนหลังคา หน้าต่างนี้แท้จริงแล้วเป็นหนึ่งในสองช่องสำหรับเสาอากาศของระบบนำทางอิเล็กทรอนิกส์ โดยใช้ แผ่น ไฟเบอร์กลาส ทึบแสงแทน กระจก ความเสียหายเกิดจากความล้าของโลหะที่เกิดจากการอัดและลดแรงดันในห้องโดยสารซ้ำๆ นอกจากนี้ โครงสร้างรองรับรอบหน้าต่างยังใช้การตอกหมุด ไม่ใช่การติดกาวตามข้อกำหนดดั้งเดิมของเครื่องบิน ปัญหาดังกล่าวรุนแรงขึ้นเนื่องจากเทคนิคการก่อสร้างแบบตอกหมุด ที่ใช้ ต่างจากการตอกหมุดด้วยสว่าน การตอกหมุดด้วยเครื่องตอกหมุดนั้นทำให้รูที่เกิดขึ้นไม่สมบูรณ์ ส่งผลให้เกิดรอยแตกจากข้อบกพร่องในการผลิต ซึ่งอาจเป็นสาเหตุของการเกิดรอยแตกจากความล้าบริเวณรอบหมุดย้ำ

ห้องโดยสารปรับความดันของเครื่องบินโคเม็ตได้รับการออกแบบให้มีปัจจัยด้านความปลอดภัยสูงกว่าข้อกำหนดด้านความปลอดภัยทางการบินพลเรือนของอังกฤษอย่างมาก (2.5 เท่าของ ความดัน ในการทดสอบ ห้องโดยสาร เทียบกับข้อกำหนดที่ 1.33 เท่า และน้ำหนักบรรทุกสูงสุดที่ 2.0 เท่าของความดันในห้องโดยสาร) และอุบัติเหตุดังกล่าวทำให้ต้องมีการแก้ไขการประมาณการความแข็งแรงในการรับน้ำหนักที่ปลอดภัยของห้องโดยสารปรับความดันของเครื่องบินโดยสาร

นอกจากนี้ ยังพบว่าความเค้นบริเวณช่องเปิดของห้องโดยสารรับแรงดันนั้นสูงกว่าที่คาดการณ์ไว้มาก โดยเฉพาะบริเวณมุมแหลม เช่น หน้าต่าง ด้วยเหตุนี้เครื่องบินโดยสารเจ็ท ในอนาคตทั้งหมด จึงใช้หน้าต่างที่มีมุมโค้งมน ซึ่งช่วยลดความเค้นลงได้อย่างมาก นี่เป็นคุณลักษณะที่โดดเด่นของเครื่องบินรุ่น Comet ในรุ่นต่อๆ มา ผู้ตรวจสอบจาก RAE กล่าวในการสอบสวนสาธารณะว่า มุมแหลมใกล้กับช่องเปิดหน้าต่างของเครื่องบิน Comet เป็นจุดเริ่มต้นของการแตกร้าว ผิวของเครื่องบินก็บางเกินไป และมีรอยแตกร้าวจากความเค้นในการผลิตเกิดขึ้นที่มุมต่างๆ ด้วย

แท่นขุดเจาะน้ำมันกึ่งจมน้ำAlexander L. Kiellandของนอร์เวย์ เกิดอุบัติเหตุพลิกคว่ำขณะปฏิบัติงานในแหล่งน้ำมัน Ekofiskในเดือนมีนาคม 1980 ทำให้มีผู้เสียชีวิต 123 คน อุบัติเหตุครั้งนี้เป็นภัยพิบัติที่ร้ายแรงที่สุดในน่านน้ำนอร์เวย์นับตั้งแต่สงครามโลกครั้งที่สอง แท่นขุดเจาะนี้ ตั้งอยู่ห่างจาก เมืองดันดี ประเทศสกอตแลนด์ ไปทางตะวันออกประมาณ 320 กิโลเมตร เป็นของบริษัท Stavanger Drilling Company ของนอร์เวย์ และถูกเช่าโดยบริษัท Phillips Petroleumของสหรัฐอเมริกาในขณะเกิดเหตุ ในช่วงเย็นของวันที่ 27 มีนาคม 1980 ท่ามกลางฝนและหมอกที่ตกหนัก คนงานกว่า 200 คนกำลังพักผ่อนอยู่ในที่พักบนแท่น ขุดเจาะ Alexander L. Kiellandลมกระโชกแรงถึง 40 นอต และคลื่นสูงถึง 12 เมตร แท่นขุดเจาะเพิ่งถูกดึงออกจาก แท่นผลิต Eddaไม่กี่นาทีก่อนเวลา 18:30 น. ผู้ที่อยู่บนแท่นรู้สึกถึง "เสียงแตกดังสนั่น" ตามด้วย "การสั่นสะเทือนบางอย่าง" ทันใดนั้นแท่นขุดเจาะก็เอียงไปกว่า 30 องศา แล้วจึงทรงตัวได้ สายเคเบิลยึด 5 ใน 6 เส้นขาด เหลือเพียงสายเคเบิลเส้นเดียวที่ป้องกันไม่ให้แท่นขุดเจาะพลิ คว่ำ การเอียงยังคงเพิ่มขึ้นเรื่อยๆ และเวลา 18:53 น. สายเคเบิลยึดที่เหลืออยู่ก็ขาด และแท่นขุดเจาะก็พลิคว่ำลง 

In March 1981, the investigative report^[60] concluded that the rig collapsed owing to a fatigue crack in one of its six bracings (bracing D-6), which connected the collapsed D-leg to the rest of the rig. This was traced to a small 6 mm fillet weld which joined a non-load-bearing flange plate to this D-6 bracing. This flange plate held a sonar device used during drilling operations. The poor profile of the fillet weld contributed to a reduction in its fatigue strength. Further, the investigation found considerable amounts of lamellar tearing in the flange plate and cold cracks in the butt weld. Cold cracks in the welds, increased stress concentrations due to the weakened flange plate, the poor weld profile, and cyclical stresses (which would be common in the North Sea), seemed to collectively play a role in the rig's collapse.

• The 1862 Hartley Colliery Disaster was caused by the fracture of a steam engine beam and killed 204 people.
• The 1919 Boston Great Molasses Flood has been attributed to a fatigue failure.
• The 1948 Northwest Airlines Flight 421 crash due to fatigue failure in a wing spar root
• The 1957 "Mt. Pinatubo", presidential plane of Philippine PresidentRamon Magsaysay, crashed due to engine failure caused by metal fatigue.
• The 1965 capsize of the UK's first offshore oil platform, the Sea Gem, was due to fatigue in part of the suspension system linking the hull to the legs.
• The 1968 Los Angeles Airways Flight 417 lost one of its main rotor blades due to fatigue failure.
• The 1968 MacRobertson Miller Airlines Flight 1750 lost a wing due to improper maintenance leading to fatigue failure.
• The 1969 F-111A crash due to a fatigue failure of the wing pivot fitting from a material defect resulted in the development of the damage-tolerant approach for fatigue design.^[61]
• The 1977 Dan-Air Boeing 707 crash caused by fatigue failure resulting in the loss of the right horizontal stabilizer.
• The 1979 American Airlines Flight 191 crashed after engine separation attributed to fatigue damage in the pylon structure holding the engine to the wing, caused by improper maintenance procedures.
• The 1980 LOT Flight 7 crashed due to fatigue in an engine turbine shaft resulting in engine disintegration leading to loss of control.
• The 1985 Japan Airlines Flight 123 crashed after the aircraft lost its vertical stabilizer due to faulty repairs on the rear bulkhead.
• เครื่องบินของสายการบิน Aloha Airlines เที่ยวบินที่ 243ในปี 1988 ประสบเหตุความดันลดลงอย่างรวดเร็วที่ระดับความสูง24,000 ฟุต (7,300 เมตร)หลังจากเกิดความล้าของวัสดุ 
• เครื่องบินโดยสารยูไนเต็ดแอร์ไลน์ เที่ยวบินที่ 232ในปี 1989 สูญเสียเครื่องยนต์ท้ายเครื่องเนื่องจากความเสียหายจากความล้าของดุมใบพัด
• เที่ยวบิน El Al 1862ในปี 1992 สูญเสียเครื่องยนต์ทั้งสองเครื่องที่ปีกด้านขวาเนื่องจากความล้าของจุดยึดเสาของเครื่องยนต์หมายเลข 3
• อุบัติเหตุรถไฟที่เอสเคเดในปี 1998 เกิดจากความเสียหายจากความล้าของล้อคอมโพสิตเพียงล้อเดียว
• อุบัติเหตุทางรถไฟที่แฮทฟิลด์ในปี 2000 น่าจะเกิดจากความล้าจากการสัมผัสขณะกลิ้ง
• การเรียกคืนยาง Firestone จำนวน 6.5 ล้านเส้นในปี 2000 สำหรับรถ Ford Explorer เกิดจากการเติบโตของรอยแตกเนื่องจากความล้า ส่งผลให้ดอกยางแยกออกจากตัวยาง^{[ 62 ]}
• เครื่องบินของสายการบินไชน่าแอร์ไลน์ เที่ยวบินที่ 611ในปี 2002 แตกเป็นเสี่ยงๆ กลางอากาศเนื่องจากความล้าของโครงสร้าง
• เครื่องบินเที่ยวบินที่ 101 ของสายการบินโอเชียนแอร์เวย์สในปี 2005 สูญเสียปีกด้านขวาเนื่องจากความเสียหายจากความล้าที่เกิดจากการบำรุงรักษาที่ไม่เหมาะสม
• เหตุการณ์รถไฟ Viareggio ตกรางในปี 2009 เนื่องจากความเหนื่อยล้า
• อุบัติเหตุโรงไฟฟ้าพลังน้ำซายาโนะ-ชูเชนสกายาใน ปี 2009 เกิดจากความล้าของโลหะบริเวณฐานยึดกังหัน
• เครื่องบินแอร์ฟรานซ์เที่ยวบินที่ 66ปี 2017 ประสบปัญหาเครื่องยนต์ขัดข้องกลางอากาศเนื่องจากรอยแตกร้าวจากความล้าในอุณหภูมิต่ำบริเวณดุมใบพัด
• เชื่อกันว่า เหตุการณ์เรือดำน้ำไททันระเบิดในปี 2023 เกิดจากการแยกชั้นของเส้นใยคาร์บอนที่ใช้ทำตัวเรือ เนื่องจากความล้า