关于实现CCAR-23部疲劳评定要求的设计准则与验证符合性的试验方法

在概述新版CCAR-23部疲劳评定要求的基础上，对实现评定要求的设计准则与验证评定要求符合性的试验方法作了探讨。明确了评定要求不是针对定寿，而是用于保证安全，但必须在定寿基础上开展评定。对涉及飞枳．机．体与起落架结构的安全寿命设计、疲劳设计及耐久性设计准则，疲劳试验、耐久性试验及裂纹扩展寿命与剩余强度试验方法作了论述。同时，对疲劳寿命分散系数的确定作了说明。可供新型飞机研制开展疲劳评定参考，并为制定全尺寸飞机机体与起落架结构试验方案提供理论依据。     

关于近代飞机结构强度设计思想的探讨

本文从美国军用飞机强度和刚度规范的演变来探讨近代飞机结构强度的设计思想,並对有关具体实施中的分析与试验验证要求作了较详细的论述,涉及安全寿命设计、损伤容限设计(即辅以损伤容限设计的安全寿命设计)和耐久性设计(即辅以损伤容限设计的耐久性设计)等。同时,研究了起落架结构采用耐久性与损伤容限设计的必要性与可行性,提供了若干可供设计参考的技术数据与规定。     

层合复合材料边缘应力的确定

本文对用16层纤维增强材料对称铺设成的试样,在轴向载荷和热载下的应力分布作了计算。虽然沿轴向应力假定为常数,但在体积元素中必需包括层间剪应力和剥离应力。然而,系统矩阵的自由度数和带宽能保持比较低。计算结果表明,在铺层分界面上有十分明显的应力峰,並发现,即使沿铺层厚度使用16个二次元素,这些值仍没有达到令人满意的精度。由于这样的收敛性能,推测在这些点可能发生无限大的应力。本文应用子结构方法分析了少量具有不同铺设顺序的例子。比较这些分析结果,得到了一种产生小边缘应力的铺设顺序。     

关于飞机结构使用寿命的可靠性符合性判据与符合性检查

飞机结构使用寿命必须满足规定的可靠性指标要求，提供了适用于军用飞机机体结构的使用寿命可靠性符合性判据和符合性检查要求与方法，只要能有效地控制制造过程中所形成的结构细节原始疲劳质量，例如铆接和螺接紧固孔保持其ai值小于0.125mm孔边角裂纹；并能实现经济寿命超过使用寿命，在使用寿命期内不会出现功能性损伤；就能保证出厂飞机机体结构拥有使用寿命必然是：能满足基本可靠性指标要求，并能有效地防止和避免灾难性疲劳破坏发生的可靠性使用寿命。     

关于现代飞机机体结构耐久性试验要求与方法的探讨

飞机机体结构耐久性很大程度上取决于制造过程中所形成的结构细节原始疲劳质量，可以用经济寿命来表征。要求经济寿命超过一倍设计使用寿命，在一倍设计使用寿命期内结构不允许出现功能性损伤。经济寿命必须取得全尺寸飞机机体结构耐久性试验的验证。探讨了全尺寸飞机机体经结构耐久性试验要求和方法，以及保证飞机试验质量的技术措施。耐久性试验和试验结束后拆毁检查与断口金相分析所得的试验数据和试验结论，可作为最终给定飞机机     

关于制造过程中飞机机体结构耐久性评估与监控技术的探讨

耐久性可以用来衡量飞机机体结构的固有品质。要保证交付服役的飞机机体结构拥有设计所预期的足够的耐久性，关键在于制造过程中结构细节耐久性评估与监控。如果能为驻厂军代表室和制造厂质量部门提供这一技术，就能大大提高飞机机体结构抗 疲劳开裂能力，服役中就能有效地控制飞机机体结构发生灾难性疲劳破坏，并可为实现在服役的头１０年内无需进行由于疲劳开裂和／或腐蚀损伤引发的修理奠定基础。着重探讨有关建立制造过程中收音     

军用飞机结构抗疲劳断裂与可靠性技术的研究现状与展望

对高性能军用飞机结构实现长寿命、高可靠性、低维修成本的技术途径进行了归纳，形成了较完善的控制飞机结构发生灾难性疲劳破坏思想。明确了“九．五”已取得的研究成果和“十．五”应着重研究解决的技术关键，可作为编制“十．五”预研计划指南的参考依据。