● 摘要
本文从某型新研军用飞机耐久性分析和评定的迫切需求出发，通过对飞机结构特点、使用特点和所承受载荷特点的的深入分析，选取了多个最具典型代表的关键结构，制定了相应的采用DFR方法进行疲劳分析的技术途径，并针对这些结构开展了模拟试验件设计、试验载荷谱确定、DFR基准值测试与分析、当量等幅载荷的确定、可靠性寿命的给出等一系列工作，进行了DFR方法疲劳分析的方法研究，给出了该型机结构设计阶段的疲劳分析结论，并对疲劳分析结论的进行了试验验证。具体内容包括：(1) 提出了采用DFR方法进行疲劳分析、结合典型关键结构进行试验验证的耐久分析技术途径；(2) 针对起落架及相关结构，通过收集整理国内若干型号的载荷谱数据，对载荷谱特点进行了分析，包括应力比特征、谱中高载特征以及大载荷循环对应的损伤分析等，明确了DFR相关参数及等幅载荷的确定方法，建立了适用于起落架及相关结构的DFR方法。进行了模拟试件的DFR基准值测试与分析，采用DFR方法进行了疲劳分析，给出了起落架及相关结构满足使用寿命的初步结论；(3) 针对外翼折叠结构耳片的使用特点和所受载荷谱特点，明确了外翼折叠结构耳片的DFR疲劳分析方法。进行了模拟试件的DFR基准值测试与分析，采用DFR方法进行了疲劳分析，给出了外翼折叠结构耳片满足使用寿命的初步结论；(4) 针对外翼对接带板、外翼下壁半板、平尾固定段1梁典型结构，进行了模拟试件的DFR基准值测试与分析，采用DFR方法进行了疲劳分析，给出了它们满足使用寿命的初步结论；(5) 首次对DFR分析方法进行了试验验证。提出了试验验证的技术途径，针对机翼结构及起落架结构，进行了典型模拟试件在随机谱下的成组疲劳试验，通过试验安全寿命的对比分析，对DFR疲劳分析结果进行了验证，表明在设计阶段采用DFR方法进行疲劳分析是可靠的。上述工作为为后续即将开展的全尺寸飞机结构详细耐久性分析和评定工作提供了有力的技术支撑，奠定了良好的基础。