飞机结构疲劳寿命可靠性技术一直是发展航空事业，保障飞行安全的关键技术。而且随着航空工业的继续发展，人们对飞机各种性能要求的不断提高，新机种的设计出现以及大量新技术、新材料、新结构的采用，使得飞机结构又面临着新的疲劳/断裂与寿命可靠性问题的困扰。这些都是必须不断认真研究解决的现实问题。从这个意义上讲，展开对飞机结构疲劳/断裂与寿命可靠性等问题的研究仍是目前这一领域的一错到越背称先项重要任务。
外文题名 Study on fatigue life reliability of aircraft structure来自s
论文作者 张书明著
导师 王德俊,阎360百科楚良教授指导
学科专业 机械设计与理论
学位级别 d 2001n
学位授予单位 东北大学
学位授予时间 2001
关键词 飞机 疲劳寿命可靠性
首先介绍了飞机结构疲劳寿命可靠性研究的进展与现状整独走损并政操代投。提出了飞机结构部件载荷标定试验的通用力学模型，通过结构部件直接进行应变桥路传感器设计和标定加载试验的现场实施以及对试验数据的分析处理、优化与检验、置信区间探讨、误差控制分析，提出了对载荷误差方程求导，实现最小误差控制的试验载荷计算，完成试验载荷的优化设计，建立了以飞机机翼、尾翼等大型结构部件为例的载荷输入与应变输出关系方程，以此来获得载荷测量截面在实陆义际工作过程中的载荷-时展层统都带简赶低头间历程，为寿命估算式罗海心者留血争、可靠性设计等提供重要依据。
在文献[3]举提出的给定应力比下的广溶校刑雷林龙义S-N曲面的内容的基础上，给出了广义S-N曲面在给定均值条件下的建立方法居新故离与运用实例，并提出了一种新的断裂性能可靠性曲额征面的建立、测定及拟合的方法。分别利用多参数的福尔曼(Forman)和沃克尔(Walker)裂纹扩展模型入行特清方历，将应力强度因子变程△K和应力强度因子均值K〓作为二元变量，建立了空间K〓-da/dN-△K曲面。考虑应力幅值和均值的共同作用，建立了沃克尔型裂纹扩展寿命的σ〓-σ〓-N〓曲面，为产品进行概率损伤容限设计和裂纹扩展可靠性寿命估算提供了重要依据。
建立了以无限复括寿命设计、有限寿命设计、寿命分散系数供灯落劳抓起载肉行和结构系统的寿命可工靠性为代表的飞机疲劳寿命可靠性设计方法，在兼顾设计的安全性和经济性的条行究烟复鲁极县庆出旧每件下，以保证构件在使用期间内、在规定的条件下工作有亮学判千让教么较大的可靠性。
飞机结构的热础怕此足配破坏实际上指飞机结构的关键部位发生了疲劳破坏，所以飞机结构关键部件的疲劳寿命就代表了飞机的疲劳寿相间西强谓众尔苗命。为了克服线性累积损伤针有理论的缺陷，根据类比思想，提出线性累积损伤二维相对Miner法则，它的主要特点是一方面避免了未考虑应跳护望电困力均值给寿命带来的影响，另一方面是克服了不知累积损伤D的确切取值给寿命计算可能带来巨大误差的缺点。它与载荷谱变幅值、变均值的雨流计数法直接相关，完善了二维疲劳寿命和疲劳损伤估算的理论体系。
飞机全尺寸结构疲劳试验乃一种验证性试验，是结构疲劳设计和飞机定寿、延寿工作中不可缺少的重要环节。其目的是对设计阶段所采用的一切假设或设想做出验证，必要时对发现的结构薄弱环节进行再设计改进，并为结构的使用寿命或检修周期提供可靠的依据。但是全尺寸飞机结构的疲劳试验有其特点，试验技术比较复杂，环节多，试验件的支持，加载点的设计及安装、试验载荷的实施等环节都直接影响了试验质量的好坏。为了保证试验件的考核部位能够得到真实、充分的考核，并使试验安全可靠顺利进行，论文的第七章结合实际的工程项目"轰炸六型飞机全机疲劳试验"对全尺寸飞机结构疲劳试验进行了探讨。在所获得的全尺寸疲劳试验结果的基础上，根据寿命分散系数方法估算了轰六飞机的安全使用寿命。
借助当量寿命概率分布，提出了轰六飞机的中值随机疲劳载荷谱的编制原理。中值随机疲劳载荷谱与确定飞机使用寿命的分散系数法相关一致，能够真实地展现结构在实际工作中的自然形态载荷-时间历程，保持了载荷-时间和各个状态参数的一一对应关系。进行疲劳试验时，能够真实地再现结构关键部位疲劳损伤依赖于时间的裂纹萌生、裂纹扩展和断裂的全过程〓。
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