【摘 要】
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该文对飞行器结构疲劳寿命估算方法进行了研究.其主要目的是找到一个寿命估算精度较好、计算较为方便且易于工程应用的疲裂纹形成寿命估算方法.对一种新的疲劳设计方法-应力
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该文对飞行器结构疲劳寿命估算方法进行了研究.其主要目的是找到一个寿命估算精度较好、计算较为方便且易于工程应用的疲裂纹形成寿命估算方法.对一种新的疲劳设计方法-应力场强法理论作了详细论述,并用缺口件的疲劳试验对应力场强法理论的式本假设进 行了验证.最后,将应力场强法用于飞机结构连接件的疲劳寿命估算.结论:应力场强法的基本假设是合理的,应力场强是缺口根部疲劳裂纹形成的控制参数;用应力场强法进行疲劳寿命估算,其结果的精度要高于目前常用方法的寿命估算结果的精度,该方法可广泛用于飞机结构的疲劳寿命估算.
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