摘要：建立了以裂纹长度为参数的疲劳裂纹扩展随机模型，给出了计算给定初始裂纹长度（定值或分布）和临界裂纹长度时的裂纹扩展时间分布的方法，以及计算给定初始裂纹长度（定值或分布）和寿命时的裂纹长度分布的方法。

摘要：飞机结构单独采用耐久性设计或者单独采用损伤容限设计都会影响飞机结构的最优化设计 .针对此问题 ,在现有的飞机结构耐久性和损伤容限分析方法基础上提出了飞机结构耐久性 /损伤容限综合设计与分析方法并建立了分析流程图 .在保证结构安全和经济维修的前题下 ,提出了以飞机结构重量和检修一体化作为飞机结构优化设计的指标 .该方法可用于新研飞机的设计和现役飞机寿命的可靠性评定分析 。

摘要：对民机机翼蒙皮对接结构进行使用环境下的疲劳分析。根据结构典型使用情况,采用细节模拟试件实验室加速腐蚀试验测定细节疲劳额定值(detail fatigue rating,DFR)地面停放腐蚀影响系数和空中腐蚀疲劳影响系数;采用腐蚀条件下的DFR方法对结构进行疲劳分析,得到疲劳裕度。在此过程中建立处理实际结构复杂使用环境的方法及由细节模拟试件试验得到的DFR腐蚀影响系数确定结构使用环境的DFR腐蚀影响系数的方法。采用机翼蒙皮对接部位模拟试件,设计完成指定使用情况所对应的预腐蚀—腐蚀疲劳交替验证试验,试验结果与分析结果基本一致,该使用环境下的疲劳分析方法可行。

摘要：齐次马尔可夫模型可以用于描述伪随机谱载荷下的裂纹扩展的随机过程。文中导出了用初始裂纹长度的分布及马尔可夫转移概率密度函数计算给定时刻裂纹长度分布的积分公式。建立了由实验数据估计马尔可夫转移概率密度函数的计算方法。在此基础上建立了计及裂纹检出概率的可检结构的可靠性模型。

摘要：飞机结构的检修一体化要求是保证结构优化设计的一个主要方面 .全面分析了影响结构检修的主要因素 ,提出了飞机结构检修一体化的分析与实现方法 ,并给出了分析流程图 .还给出了一个算例证明方法的可行性 .将该方法用于新研飞机结构的设计和定寿阶段 ,有利于制定最佳的检修方案 ,指导飞机结构将来的检修安排 .

摘要：以现有的耐久性分析模型和损伤容限分析模型为基础,综合研究裂纹萌生和扩展的全过程,建立了飞机结构耐久性/损伤容限综合分析模型,并且通过一个具体的算例证明了模型的可行性。该模型兼顾了结构的寿命、安全以及检修一体化的要求,可用于对飞机结构进行综合设计与分析。

摘要：以贝叶斯估计为分析基础 ,用MonteCarlo方法产生大样本来计算机模拟升降法 ,由疲劳强度分布参数的估计值推导出了参数本身的后验分布 .通过参数的后验分布 ,可以对参数进行区间估计和置信分析 .该法解决了由于实验费用昂贵而一般只对长寿命区疲劳强度分布参数进行点估计的问题 ,为疲劳强度分布参数的进一步研究打下了基础 .通过一个算例验证了方法的可行性 ,并且由计算结果分析比较了升降法的

摘要：为研究环境因素对CFRP孔板疲劳性能的影响,针对T300/QY8911含中心孔层压板设计并开展了正交试验研究.试验中采用标准试件在给定环境条件下测试其拉伸疲劳寿命,并通过对正交试验结果的方差分析研究了有无涂层、紫外辐射、环境湿度等环境因素及其交互作用对T300/Y8911复合材料孔板拉伸疲劳寿命影响的显著性.研究表明:在紫外、涂层、湿度及任意二者的交互作用中,有无涂层对复合材料孔板的拉伸疲劳寿命影响高度显著,有无紫外及涂层与湿度的交互作用对复合材料孔板拉伸疲劳寿命影响显著;而湿度、紫外与涂层的交互作用及紫外与湿度的交互作用对复合材料孔板拉伸疲劳寿命的影响均不显著.

摘要：为了对恶劣环境下工作的飞机结构进行耐久性分析 ,建立了腐蚀环境下的随机耐久性分析方法 .假设地面停放预腐蚀和空中飞行腐蚀疲劳相互独立 ,腐蚀环境下的结构疲劳质量服从威布尔分布 ,采用对数正态随机变量模型描述裂纹扩展过程 ,得到了裂纹超越概率的表达式 .通过与一般环境下和腐蚀环境下的概率断裂力学方法的对比 ,证实方法更接近于飞机结构的真实使用情况 。

摘要：为了对恶劣停放环境下的飞机结构进行可靠性分析，利用ＷｅｉＬａｎｄｅｓ线性假设建立预腐蚀条件下的单裂纹扩展随机模型，结合含多裂纹结构的裂纹扩展随机模型，建立了预腐蚀条件下含多裂纹结构的概率损伤容限评定方法．运用于结构的可靠性评定，给出了寿命可靠度曲线．通过对不同飞行使用强度下的可靠度曲线的比较。