摘要：本文提出了疲劳裂纹扩展Ｋｍ－ｄａ／ｄＮ－ΔＫ曲面，并给出了Ｐ－Ｋｍ－ｄａ／ｄＮ－ΔＫ曲面实验数据处理及参数估计公式；利用该曲面可进行断裂损伤折算及随机载荷谱作用下构件裂纹扩展寿命估算。最后给出了一实例。

摘要：本文以线性相关系数最优为基础，给出了Ｐ－Ｓα─Ｓｍ─Ｎ（概率─幅值─均值─寿命）曲面拟合方法。通过对大量Ｐ－Ｓα─Ｓｍ─Ｎ数据进行处理发现，使用该方法拟合Ｐ－Ｓα－Ｓｍ－Ｎ试验数据具有简便、拟合程度高等特点。

摘要：本文新设计了光滑与含孔两种复合材料试样的抗失稳装置，简述了这两种试样的压－压疲劳实验概况，分析和讨论了其疲劳破坏机理，提出复合材料疲劳损伤的“转捩点”概念。

摘要：为了研究复杂连接件疲劳失效机理和估算其裂纹形成和扩展寿命,在双剪连接件和双耳连接耳片疲劳试验的基础上,首先,通过扫描电子显微镜(SEM)分析,研究了其破坏模式和机理,并利用断口定量反推技术判读了疲劳裂纹形成与扩展寿命。然后,根据应力严重系数法,建立了复杂连接件疲劳性能S-N-L(疲劳应力-寿命-应力严重系数)曲面;利用该曲面,发展了复杂连接件疲劳裂纹形成寿命估算算法;基于断裂力学理论,推导出裂纹扩展长度与扩展角度公式,建立了疲劳裂纹扩展寿命估算的累计求和算法。最后,运用寿命估算方法,估算了双剪连接件的疲劳裂纹形成寿命、双剪连接件和双耳连接耳片的裂纹扩展寿命,预测结果与断口判读结果吻合良好。本文寿命估算方法为复杂连接件疲劳定寿提供了理论依据。

摘要：采用多级优化方法,对给定外形和尺寸的复合材料模型机翼进行了设计方案优选。首先基于单因素的效能评估和灰关联度的综合效能评估对机翼进行了结构布局设计,然后采用有限元法对工字梁机翼进行结构细节优化与铺层设计,最后采用基于真空袋法的整体成型工艺制备了蒙皮-夹芯、蒙皮-加筋、C型梁和工字梁等4种典型结构的复合材料模型机翼,并利用三点弯曲试验对优选设计方案进行了验证。优化结果表明:工字梁机翼结构效能水平最高,其次是后C型梁机翼,结构效能最差的是蒙皮-腹板机翼,梁凸缘采用等厚度变宽度可获得近似等强度梁结构。试验结果验证了优化设计方案的有效性。

摘要：对给定外型与尺寸的整体成型复合材料机翼进行了设计、制备及力学性能实验研究。采用有限元分析软件,对空心复合材料机翼进行静力学分析,得到了承载效率与机翼几何尺寸的关系,并确定了最优结构尺寸与复合材料纤维铺层厚度。采用石蜡芯模辅助气囊法成型技术,制备了整体成型复合材料机翼,并进行了三点弯曲实验测定,分析了其破坏机制。三点弯曲实验研究发现,整体成型复合材料机翼的破坏模式为上蒙皮的局部屈曲失效,屈曲后仍有一定的承载能力。

摘要：对合初始缺陷（宏观裂纹）结构进行无限寿命断裂可靠性设计，给出了疲劳裂纹扩展应力强度因子的二维概率密度函数及其门槛值分布函数公式，通过应力强度因子－门槛值干涉模型可求得裂纹不扩展的可靠度和指定可靠度下不扩展裂纹的最大尺寸，并确定含裂纹构件的检修周期．

摘要：基于传统等寿命曲线 ,提出了广义疲劳等寿命Sa_Sm 曲线概念 ,并找出该曲线的普遍表达式 ;根据相关系数优化法建立了该表达式的参数估计公式 ,并给出了具有可靠度p的广义疲劳等寿命P_Sa_Sm 曲线公式 ;以广义P_Sa_Sm 曲线为基础 ,导出了二维疲劳极限概率分布 ;进行了 3组不同应力均值下的LY11CZ铝合金材料的二维配对升降法试验 ,试验结果验证了广义疲劳等寿命Sa_Sm

摘要：本文直接将疲劳对比试验的可靠寿命（安全寿命）进行对比检验，提出了可靠寿命对比的假设检验方法，通过此方法对试验结果进行判断，可以检验子样是否来自可靠寿命相同的母体，了解工艺方法或设计方案的改变对疲劳性能的影响。它为疲劳对比试验假设检验提供了一新途径。

摘要：对极大似然法测定的ｐ－Ｓ－Ｎ曲线赋予置信度，提出了极大似然法测定的ｐ－Ｓ－Ｎ曲线的置信限曲线公式，通过该公式确定的ｐ－Ｓ－Ｎ曲线能使估算出的疲劳寿命具有置信度．