飞机典型结构（紧固孔）原始疲劳质量研究

 本文介绍了一个定量地确定飞机结构细节（紧固孔）的原始疲劳质量的工程方法。用“当量初始缺陷尺寸分布”表征在一个或多个结构细节中真实初始缺陷的当量影响。用“使用裂纹扩展控制曲线”描述这一分布的扩展规律。用“裂纹超出量概率”定量地确定细节疲劳开裂的损伤度。这一工程方法原则上也适用于其它的结构细节,如几何不连续处、圆角及耳片等。本文编制了参数优化的计算机程序,并进行了大量试验研究,计算结果证实了这一工程方法的适用性、     

初始疲劳质量的一种简化模型

提出描述结构细节初始疲劳质量的简化模型。此模型只需一种应力水平下的耐久性试验结果和细节Ｓ－Ｎ曲线之指数值ｍ,即可描述初始疲劳质量,进行耐久性分析。用一套耐久性试验数据验证了简化简模型的可用性。最后,还给出了由裂纹尺寸和裂纹超过数概率定义的Ｓ－ｔ关系,使结构耐久性分析简单易行。     

更换型构件经济寿命分析

文章提出了评价维护经济性的定量判据。通过对机轮轮毂之类的更换型构件的经济寿命分析,得出一个经济维护期,其上、下限可由上述判据数值计算得到。讨论了飞机轮穀的经济寿命。