摘要：阐述了美国空军耐久性设计手册（第二版）所做的发展，并指出其中存在的两个问题，即确定裂纹扩展率参数Ｑ时未考虑裂纹萌生时间的重要作用和没有说明使用期裂纹扩展率标准差σｚ的确定方法．通过研究，改进了裂纹扩展率参数Ｑ的确定方法，补充了确定裂纹扩展率标准差σｚ的途径．并通过了实例验证．

摘要：针对耐久性分析裂纹萌生方法所存在的影响其工程应用效果的 3个重要问题 ,加以研究和改进 .在结构使用载荷谱下进行一组模拟试件的耐久性试验 ;依据裂纹萌生寿命试验数据 ,用计算反推法确定结构细节裂纹萌生p s N曲线三参数式的参数cp;分析了对数裂纹萌生寿命标准差对经济寿命的重要影响 ,取该标准差值为飞机结构对数疲劳寿命的常用标准差值 0 .1 76～ 0 .2 ,从而建立了能够准确预测结构经济寿命的改进的耐久性裂纹萌生方法 .

摘要：焊接构件的低温P S N曲线是冬季构件抗疲劳设计的基础 .在PLG 3 0 0kN高频疲劳试验机上 ,测定了在 - 2 5℃环境下 4种应力水平对应的焊接构件的疲劳寿命 ,并得出了其中值S N曲线 .采用小样本实验的单侧容限分析方法 ,利用对数疲劳寿命变异系数的经验取值 ,得出了焊接构件的低温P S N曲线 .这种方法既简便又经济 ,但需要由进一步的实验来完善 .

摘要：在载荷谱中 ,当疲劳应力稍低于疲劳极限时 ,对构件是否造成损伤呈现出某种“模糊”过渡状态 .运用模糊数学的隶属函数 ,建立了考虑“模糊”损伤状态的Miner法则 .按照常规Miner法则和模糊Miner法则 ,分别给出了程序块谱作用下疲劳寿命的估算公式 .实例估算与试验结果的对比表明 :采用模糊Miner法则 ,可使疲劳寿命的估算误差减少 1 8.33% .

摘要：介绍了用飞行模拟仿真法编制新机设计载荷谱的技术途径和特点 .重点阐述了整体油箱压力 /应力谱和垂尾阵风侧滑机动谱等歼击机特殊部件设计载荷谱编制技术 .整体油箱载荷谱编制的关键在于各种载荷状态的压力计算 ,还应考虑地—空—地循环 .垂尾谱不能完全由飞行模拟获得 。

摘要：针对一种通过球磨方法向初始原料氢氧化铝中添加晶种、采用热压方式烧结获得的高韧性Al2 O3 陶瓷材料 ,采用三点弯曲试件测定了不同烧结温度下的成组断裂韧度值 ,研究了烧结温度对该材料断裂韧性的影响规律 ,得出了断裂韧度随烧结温度增加有先升后降趋势 ,因而存在最佳烧结温度的结论 .同时 ,通过不同烧结温度下瓷体表面显微结构的观察 ,分析了上述影响规律产生的机理 .

摘要：为满足军用飞机研制初步设计阶段对结构耐久性(疲劳)快速设计与评估的迫切需求,在全面分析军用飞机与民用飞机主要区别的前提下,针对军用飞机结构与使用载荷特点,以民用飞机细节疲劳额定值(DFR)方法的基本思想和技术途径为基础,从寿命服从对数正态分布的假设出发,对随机载荷谱的当量等幅化方法、结构DFR许用值的确定技术以及标准S-N曲线的建立等关键问题进行深入研究,建立了适用于军用飞机的DFR方法及相应的工程实施技术。初步应用表明方法可行且偏保守,能明显缩短研制周期、降低研制成本,具有重要的工程意义和应用价值,可用于军用飞机研制的初步耐久性设计。

摘要：在分析安全系数法设计思想和介绍常用安全系数的基础上,给出飞机结构静强度设计的容许安全系数定义和表达式,并建立容许安全系数与结构可靠度的关系。借助该关系实现给定容许安全系数下设计结构的静强度可靠性评定和给定静强度可靠性设计要求下对应容许安全系数的计算。使结构静强度设计实现从常规的确定性安全系数法设计向可靠性设计的过渡要求,又能保持传统的安全系数法的简单易用性。最后给出设计示例验证。

摘要：考虑腐蚀环境的影响 ,提出了一种关于飞机结构在一般环境下的疲劳试验方法 .该方法综合考虑地面停放预腐蚀和空中腐蚀疲劳对结构疲劳寿命的影响 ,由腐蚀环境下结构设计疲劳寿命要求和年平均飞行小时数反推出一般环境下的疲劳寿命指标 ,从而确定结构疲劳试验目标寿命 ,为结构疲劳试验提供指导 。

摘要：针对柱截面形式为异形柱的板柱冲切试验很少以及我国规范未对此明确规定的情况,本文进行了9个柱截面为3种典型异形柱(十字形、T形和L形)-板连接和2个方柱-板连接在未配置抗冲切钢筋时的冲切特性对比试验。阐述了异形柱-板连接的冲切受力性能和破坏特征,并将其受冲切特性与相应的等面积方柱和等有效周长方柱板柱连接试件进行了对比,讨论了异形柱和方柱板柱连接冲切特征的差异。试验结果表明,与相应的方柱-板连接试件相比,异形柱-板连接试件具有较高的抗冲切承载力及延性。根据试验结果提出了符合我国设计实践的异形柱板柱冲切承载力计算方法。并用国外几个主要规范以及我国规范所推荐的冲切承载力计算公式对上述试验板的受冲切承载力进行了验算,相对而言,抗弯钢筋配筋率较高时,我国规范及ACI规范的预测值与试验值相比偏于保守。本文试验结果可供规范修订时参考。