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碳纤维复合材料在飞机结构中的应用 被引量：74
1
作者 沈真 《高科技纤维与应用》 CAS 2010年第4期1-4,24,共5页
回顾了40年来碳纤维复合材料在飞机结构中的应用发展过程,从成本角度分析了影响其在飞机结构中扩大应用的障碍和现状,指出以碳纤维复合材料在空客A380、A350和波音787飞机中的大范围应用为代表,碳纤维复合材料技术已克服了成本障碍,为... 回顾了40年来碳纤维复合材料在飞机结构中的应用发展过程,从成本角度分析了影响其在飞机结构中扩大应用的障碍和现状,指出以碳纤维复合材料在空客A380、A350和波音787飞机中的大范围应用为代表,碳纤维复合材料技术已克服了成本障碍,为今后在更多领域高性能结构的大范围应用提供了可能,进入了大规模工业应用的新纪元。根据飞机结构使用碳纤维复合材料的经验教训,针对国内碳纤维发展现状,指出为扩大国产碳纤维在飞机及其他高性能结构中的应用,碳纤维生产企业应努力的方向:首先是保证产品质量的稳定性和可靠性,制订符合国际规范的材料标准和验收方法;其二应注重对碳纤维下游产品,即复合材料及其结构研制与评定,碳纤维是否能用于飞机结构,其主要依据是碳纤维对复合材料结构制造的适用性和相应的性能指标;同时应注意对复合材料结构设计技术的普及和人才培养。最后根据飞机结构完整性的要求,提出了对第二代碳纤维力学性能指标的某些建议。 展开更多
关键词 碳纤维 复合材料 飞机结构 力学性能 低成本 应用
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全尺寸飞机结构试验技术 被引量：68
2
作者 强宝平 《航空科学技术》 2012年第6期10-13,共4页
全尺寸飞机结构试验是以对真实的飞机结构施加外载的方式,模拟其在使用中可能遇到的受载情况。通过测量飞机的响应,核对其设计是否达到要求,检验飞机是否安全可靠。全尺寸飞机结构试验作为一种传统的、可靠的验证手段,一直占据着不可替... 全尺寸飞机结构试验是以对真实的飞机结构施加外载的方式,模拟其在使用中可能遇到的受载情况。通过测量飞机的响应,核对其设计是否达到要求,检验飞机是否安全可靠。全尺寸飞机结构试验作为一种传统的、可靠的验证手段,一直占据着不可替代的重要位置。本文结合飞机结构试验技术的发展,对全尺寸飞机结构试验相关技术进行了分析。 展开更多
关键词 飞机结构试验 载荷施加 试验控制 试验测量 无损检测 虚拟试验
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复合材料层压板抗冲击行为及表征方法的实验研究 被引量：59
3
作者 沈真 杨胜春 陈普会 《复合材料学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第5期125-133,共9页
对14种复合材料体系约800个试样进行了冲击阻抗和含损伤层压板压缩强度试验研究,研究发现对于同一种复合材料层压板的冲击能量-凹坑深度曲线和凹坑深度-压缩破坏应变曲线均存在拐点,在出现拐点后内部的分层损伤叠加面积基本不再增加,压... 对14种复合材料体系约800个试样进行了冲击阻抗和含损伤层压板压缩强度试验研究,研究发现对于同一种复合材料层压板的冲击能量-凹坑深度曲线和凹坑深度-压缩破坏应变曲线均存在拐点,在出现拐点后内部的分层损伤叠加面积基本不再增加,压缩剩余强度基本不再降低,表面冲击部位开始出现纤维断裂。研究表明,采用传统CAI来表征损伤容限性能的方法可能得到与实际结构损伤容限特性相反的结论。因此,提出了利用拐点附近特性来表征复合材料层压板的抗冲击行为(包括损伤阻抗和损伤容限)的建议,即分别采用QSI方法得到的准各向同性层压板的最大接触力Fmax和压缩破坏强度(应变)的门槛值CAIT来表征复合材料层压板的损伤阻抗和损伤容限行为。 展开更多
关键词 复合材料层压板 冲击损伤 损伤阻抗 损伤容限
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复合材料损伤阻抗和损伤容限的性能表征 被引量：46
4
作者 沈真 张子龙 +2 位作者 王进 杨胜春 叶林 《复合材料学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第5期140-145,共6页
复合材料结构的设计要求和使用经验提出了复合材料体系损伤阻抗和损伤容限性能表征的需求。在试验研究的基础上 ,本文作者指出长期以来一直使用的CAI (冲击后压缩强度 )的物理意义比较含混 ,有时可能误导材料研究和设计选材 ,同时提出... 复合材料结构的设计要求和使用经验提出了复合材料体系损伤阻抗和损伤容限性能表征的需求。在试验研究的基础上 ,本文作者指出长期以来一直使用的CAI (冲击后压缩强度 )的物理意义比较含混 ,有时可能误导材料研究和设计选材 ,同时提出应分别用典型层压板静压痕力 凹坑深度曲线的最大压痕力Fmax来表征损伤阻抗性能 ,用凹坑深度 压缩破坏应变曲线门槛值CAIT (CompressionfailurestrainAfterImpactThreshold)来表征损伤容限性能 。 展开更多
关键词 复合材料 性能表征 损伤容限 损伤阻抗 Fmax CAIT
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飞机气候试验 被引量：51
5
作者 唐虎 李喜明 《装备环境工程》 CAS 2012年第1期60-65,共6页
现代战争要求飞机具有全天候作战能力。飞机气候试验是在进行复杂气象条件试飞前需要完成的气候环境试验,用以验证飞机和地面保障设备的气候环境适应性设计,保证飞行安全。结合国内外气候试验发展情况,介绍了飞机气候试验的目的、重要... 现代战争要求飞机具有全天候作战能力。飞机气候试验是在进行复杂气象条件试飞前需要完成的气候环境试验,用以验证飞机和地面保障设备的气候环境适应性设计,保证飞行安全。结合国内外气候试验发展情况,介绍了飞机气候试验的目的、重要性、试验内容、试验管理及工作程序等。 展开更多
关键词 环境工程 气候试验 气候环境 环境适应性
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飞机结构健康监测技术的机遇与挑战 被引量：50
6
作者 孙侠生 肖迎春 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第12期3199-3212,共14页
飞机结构健康监测(SHM)技术自其概念提出以来经历了快速的发展,但是在向航空工程应用转化方面面临着瓶颈,本文试图解释其根源并为后期的发展提供清晰的途径。从结构完整性大纲发展史和飞机结构设计思想演变过程的角度,分析了飞机结构健... 飞机结构健康监测(SHM)技术自其概念提出以来经历了快速的发展,但是在向航空工程应用转化方面面临着瓶颈,本文试图解释其根源并为后期的发展提供清晰的途径。从结构完整性大纲发展史和飞机结构设计思想演变过程的角度,分析了飞机结构健康监测技术发展的必然性。对飞机结构设计要求及结构安全控制体系进行了分析,证明结构健康监测技术在提高飞机结构安全和可靠性水平、降低维护成本方面具有巨大潜力,将会对未来飞机结构设计理念带来革命性的影响。对飞机结构健康监测的策略进行了分析,介绍了国内外飞机结构健康监测技术研究的最新进展,探讨了飞机结构健康监测技术的发展方向。 展开更多
关键词 飞机结构健康监测 结构完整性大纲 安全寿命 破损安全 损伤容限 传感器
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C919飞机全机静力试验技术 被引量：49
7
作者 郑建军 唐吉运 王彬文 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期205-216,共12页
介绍了C919大型客机全机静力试验的目的及任务需求,分析了试验特点和难点。从试验飞机支持、试验加载及控制、试验测量及监控、损伤检测及状态监测等方面制定了总体技术实现方案,验证结果表明试验系统可靠,技术实现方案满足任务要求。... 介绍了C919大型客机全机静力试验的目的及任务需求,分析了试验特点和难点。从试验飞机支持、试验加载及控制、试验测量及监控、损伤检测及状态监测等方面制定了总体技术实现方案,验证结果表明试验系统可靠,技术实现方案满足任务要求。试验中采用了多项创新技术:试验综合加载平台设计技术优化了多系统集成,加快了试验准备速度,降低了试验准备风险;约束点误差转移控制技术将约束部位误差转移至非重点考核部位,提高了关键考核区域试验精度;机身双层地板双向加载技术优化了机身加载及扣重设计,改善了局部载荷的加载精度。技术成果为后续型号试验提供了较高参考价值。 展开更多
关键词 C919飞机 静力试验 总体方案 综合平台 姿态控制 机身加载
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全厚度缝合复合材料泡沫芯夹层结构力学性能研究与损伤容限评定 被引量：44
8
作者 郑锡涛 孙秦 +2 位作者 李野 柴亚南 曹正华 《复合材料学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第6期29-36,共8页
探索了全厚度缝合复合材料闭孔泡沫芯夹层结构低成本制造的工艺可行性及其潜在的结构效益。选用3种夹层结构形式,即相同材料和工艺制造的未缝合泡沫芯夹层和缝合泡沫芯夹层结构及密度相近的Nomex蜂窝夹层结构,完成了密度测定、三点弯曲... 探索了全厚度缝合复合材料闭孔泡沫芯夹层结构低成本制造的工艺可行性及其潜在的结构效益。选用3种夹层结构形式,即相同材料和工艺制造的未缝合泡沫芯夹层和缝合泡沫芯夹层结构及密度相近的Nomex蜂窝夹层结构,完成了密度测定、三点弯曲、平面拉伸和压缩、夹层剪切、结构侧压和损伤阻抗/损伤容限等7项实验研究。结果表明,泡沫芯夹层结构缝合后,显著提高了弯曲强度/质量比、弯曲刚度/质量比、面外拉伸和压缩强度、剪切强度和模量、侧压强度和模量、冲击后压缩(CAI)强度和破坏应变。这种新型结构形式承载能力强、结构效率高、制造维护成本低,可以在飞机轻质机体结构设计中采用。 展开更多
关键词 复合材料 泡沫夹芯 全厚度缝合 结构效率 低成本 损伤容限
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结构振动疲劳问题的特点与分析方法 被引量：39
9
作者 姚起杭 姚军 《机械科学与技术》 CSCD 北大核心 2000年第z1期56-58,共3页
论述了结构振动疲劳问题的概念及其与静态疲劳问题的区别，提出了反映结构 及载荷动态特性的结构振动疲劳分析方法。
关键词 结构 振动 疲劳
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TC4钛合金动态力学性能及本构模型研究 被引量：43
10
作者 惠旭龙 牟让科 +2 位作者 白春玉 刘小川 史同承 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2016年第22期161-168,共8页
为研究TC4钛合金的动态力学性能及本构模型,利用电子万能试验机、高速液压伺服试验机和分离式Hopkinson压杆(SHPB)装置,对其进行常温下准静态、中应变率和高应变率动态力学性能试验,得到不同应变率下的应力应变曲线,拟合得到Johnson-Coo... 为研究TC4钛合金的动态力学性能及本构模型,利用电子万能试验机、高速液压伺服试验机和分离式Hopkinson压杆(SHPB)装置,对其进行常温下准静态、中应变率和高应变率动态力学性能试验,得到不同应变率下的应力应变曲线,拟合得到Johnson-Cook本构模型,并分析材料中应变率力学特性对本构模型参量的影响。结果表明:TC4钛合金在应变率10^(-4)~10~3s^(-1)范围内具有明显的应变率强化效应和一定的应变硬化效应,且应变率强化效应随应变的增大而减小,应变硬化效应随应变率的增大而减小;考虑材料中应变率力学特性可提高本构模型参量的准确性;通过数值方法和试验方法研究TC4钛合金平板撞击和高速拉伸过程的动态响应,两者结果具有很好的一致性,证明所得本构模型的准确性。 展开更多
关键词 TC4 钛合金 中应变率 应变率效应 Johnson-Cook 本构模型 平板撞击 数值仿真
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复合材料老化方法研究进展 被引量：32
11
作者 张亚娟 齐暑华 《工程塑料应用》 CAS CSCD 北大核心 2002年第1期39-41,共3页
概述了复合材料自然老化及人工气候老化研究方法的进展,介绍了根据老化研究结果确定复合材料使用寿命的方法。并就如何全面地、合理地评价复合材料的使用性能提出了几点建议。
关键词 复合材料 老化方法 研究进展 自然老化 人工气候老化 湿热老化 热老化 使用寿命
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复合材料抗冲击性能和结构压缩设计许用值 被引量：38
12
作者 沈真 杨胜春 陈普会 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第3期561-566,共6页
从复合材料结构压缩设计许用值的概念和复合材料的冲击后压缩强度性能出发,讨论按NASA标准得到的CAI值与它们的关系,指出传统的CAI值不能充分反映复合材料体系的抗冲击性能,且与结构压缩设计许用值无任何联系。在对复合材料结构完整性... 从复合材料结构压缩设计许用值的概念和复合材料的冲击后压缩强度性能出发,讨论按NASA标准得到的CAI值与它们的关系,指出传统的CAI值不能充分反映复合材料体系的抗冲击性能,且与结构压缩设计许用值无任何联系。在对复合材料结构完整性要求和作者的试验研究,和对国外文献总结的基础上,提出复合材料抗冲击性能应包括损伤阻抗和损伤容限两方面。大量的试验数据证实复合材料层压板抗冲击性能存在拐点现象,在对拐点附近复合材料层压板的破坏机理研究基础上,建议用拐点附近的性能建立复合材料层压板抗冲击性能的评定体系,即可以用表面层在冲击下保持其完整性的最大能力(最大接触力)来表征复合材料体系的损伤阻抗(韧性);用出现拐点后基本不变的压缩强度(破坏应变)门槛值来表征复合材料体系的损伤容限。 展开更多
关键词 航空航天材料 复合材料抗冲击性能评定 综述 损伤容限 损伤阻抗 CAI
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航空结构冲击动力学技术的发展与展望 被引量：36
13
作者 刘小川 王彬文 +3 位作者 白春玉 惠旭龙 陈熠 张宇 《航空科学技术》 2020年第3期1-14,共14页
航空结构冲击动力学主要关注军民机服役或运营过程中可能遭遇的典型冲击问题。按冲击场景分,主要包括飞机正常着陆/非正常着陆、飞鸟与冰雹等离散源撞击、发动机包容性、战斗损伤或客舱内的最小风险炸弹位置等;从研究对象分,主要包括材... 航空结构冲击动力学主要关注军民机服役或运营过程中可能遭遇的典型冲击问题。按冲击场景分,主要包括飞机正常着陆/非正常着陆、飞鸟与冰雹等离散源撞击、发动机包容性、战斗损伤或客舱内的最小风险炸弹位置等;从研究对象分,主要包括材料级的动态力学性能、结构件级的能量耗散和动态响应、整机级的动态载荷与应力波传递等;从研究方法分,主要有理论建模方法、数值计算方法和试验研究方法等。航空结构冲击动力学专业主要研究结构在冲击载荷作用下的运动、变形和破坏规律,考虑这些载荷和结构耦合效应的动态响应分析方法,以及减缓或控制冲击损伤的设计方法,同时开发在实验室内再现这些冲击现象或验证结构设计的试验装置和试验方法。本文对结构冲击动力学航空科技重点实验室近年来的专业发展情况和主要研究工作进行总结,梳理了主要领域的研究热点,并展望了未来的发展重点。 展开更多
关键词 航空结构 冲击动力学 适坠性 起落架 离散源
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T700和T300碳纤维增强环氧树脂基复合材料耐湿热老化性能的对比 被引量：34
14
作者 余治国 杨胜春 宋笔锋 《机械工程材料》 CAS CSCD 北大核心 2009年第6期48-51,共4页
在温度为70℃、相对湿度为85%的湿热环境下,分别对T700碳纤维/环氧树脂基复合材料、T300碳纤维/环氧树脂基复合材料以及两种复合材料/金属胶接结构进行了70 d的加速老化试验,并对老化前后的试样进行了力学性能试验和无损检测。结果表明... 在温度为70℃、相对湿度为85%的湿热环境下,分别对T700碳纤维/环氧树脂基复合材料、T300碳纤维/环氧树脂基复合材料以及两种复合材料/金属胶接结构进行了70 d的加速老化试验,并对老化前后的试样进行了力学性能试验和无损检测。结果表明:湿热环境没有改变两种复合材料的破坏模式,但使复合材料的纵、横向压缩强度和剪切强度略有降低;对复合材料/金属胶接结构,湿热老化环境不会导致胶接界面产生损伤,但会使胶接强度下降;老化前两种复合材料的力学性能基本相当,老化70 d后T700碳纤维/环氧树脂基复合材料的性能保持率略优。 展开更多
关键词 复合材料 湿热老化 加速试验 性能保持率
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7075-T6铝合金动态力学试验及本构模型研究 被引量：34
15
作者 谢灿军 童明波 +3 位作者 刘富 李志刚 郭亚洲 刘小川 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2014年第18期110-114,125,共6页
分别采用电子万能试验机、高速液压伺服试验机和分离式霍普金森拉杆(SHTB)装置进行了7075-T6铝合金材料在室温下的准静态、中应变率和高应变率动态力学性能试验。获得了该材料不同应变率下的应力-应变曲线,结果显示:7075-T6铝合金具有... 分别采用电子万能试验机、高速液压伺服试验机和分离式霍普金森拉杆(SHTB)装置进行了7075-T6铝合金材料在室温下的准静态、中应变率和高应变率动态力学性能试验。获得了该材料不同应变率下的应力-应变曲线,结果显示:7075-T6铝合金具有明显的应变率强化效应;随着应变率的提高,试件断口处颈缩现象越发明显。拟合出了能够反映材料应变硬化效应、应变率强化效应的Johnson-Cook本构方程,对方程中的应变率强化项进行了修正,使拟合结果与试验结果吻合得更好。 展开更多
关键词 应变率 本构关系 Johnson-Cook模型 7075-T6铝合金 试验
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飞机非对称着陆和滑跑载荷分析 被引量：17
16
作者 牟让科 胡孟权 《机械科学与技术》 CSCD 北大核心 2000年第z1期72-74,共3页
研究了飞机非对称着陆和滑跑载荷的分析方法。通过给定飞机初始滚转角，建立 飞机非对称着陆过程中全机动载荷分析模型；按照ＧＪＢ规定的１－ｃｏｓ跑道情况，完 成某飞机滑行过程的动载荷分析。计算结果表明，飞机非对称着陆和滑跑载... 研究了飞机非对称着陆和滑跑载荷的分析方法。通过给定飞机初始滚转角，建立 飞机非对称着陆过程中全机动载荷分析模型；按照ＧＪＢ规定的１－ｃｏｓ跑道情况，完 成某飞机滑行过程的动载荷分析。计算结果表明，飞机非对称着陆和滑跑载荷分析 能够合理地模拟飞机真实着陆和滑跑过程中受载情况。 展开更多
关键词 飞机 非对称着陆 滑跑 载荷
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飞机结构静强度试验支持方案的确定 被引量：33
17
作者 刘权良 尹伟 夏峰 《航空科学技术》 2012年第5期32-35,共4页
飞机结构试验是一个复杂的系统工程。飞机的支持方案是贯穿于整个试验过程的重要环节,它规定了试验件的支持状态,决定了试验结果的质量。本文通过对型号试验支持方案的进展历程和目前的发展动向的介绍,阐述了飞机结构试验支持方案制订... 飞机结构试验是一个复杂的系统工程。飞机的支持方案是贯穿于整个试验过程的重要环节,它规定了试验件的支持状态,决定了试验结果的质量。本文通过对型号试验支持方案的进展历程和目前的发展动向的介绍,阐述了飞机结构试验支持方案制订的过程和考虑要素。 展开更多
关键词 验证试验 全尺寸飞机结构 试验支持状态 结构试验 静强度
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低速冲击与准静态压痕力下复合材料层合板的损伤等效性 被引量：29
18
作者 郑晓霞 郑锡涛 +1 位作者 沈真 杨胜春 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第5期928-933,共6页
低速冲击与集中准静态压痕(QSI)力对复合材料层合板所造成的损伤具有等效性。通过两类损伤方式对比试验,获得了冲击能量(或准静态压痕力)与层合板损伤面积、损伤宽度和凹坑深度3组对应关系。3组关系的对比分析表明,凹坑深度是表征损伤... 低速冲击与集中准静态压痕(QSI)力对复合材料层合板所造成的损伤具有等效性。通过两类损伤方式对比试验,获得了冲击能量(或准静态压痕力)与层合板损伤面积、损伤宽度和凹坑深度3组对应关系。3组关系的对比分析表明,凹坑深度是表征损伤的最佳参数,因此将凹坑深度作为损伤参数来建立落锤冲击损伤与准静态压痕力损伤间的等效关系。发现拐点是层合板纤维和基体整体抵抗冲击(或准静态压痕力)能力的最大值,两类试验的拐点相差很小,且两类试验变化趋势相同,说明了用集中准静态压痕试验取代落锤低速冲击试验是可行的。对相同凹坑深度下的冲击能量与准静态压痕力进行了数值分析,并提出了冲击能量与准静态压痕力间的等效性公式。研究表明,文中建立的等效性公式能够很好地反映落锤冲击能量与准静态压痕力之间的关系,可为今后由集中准静态压痕试验代替落锤冲击试验提供理论支持。 展开更多
关键词 复合材料 层合板 冲击能量 准静态压痕力 凹坑深度 等效性公式
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低温高应变率条件下HTPB推进剂拉伸力学性能研究 被引量：31
19
作者 王哲君 强洪夫 +2 位作者 王广 刘小川 黄拳章 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第9期1426-1432,共7页
为研究固体推进剂在低温高应变率条件下的力学性能，通过单轴拉伸实验和扫描电镜（SEM）断面观察，分别获取了HTPB推进剂在温度范围为-40～25℃及0.4～14.29s-1应变率下的应力-应变曲线和拉伸断面形貌。结果表明，HTPB推进剂的力学性能... 为研究固体推进剂在低温高应变率条件下的力学性能，通过单轴拉伸实验和扫描电镜（SEM）断面观察，分别获取了HTPB推进剂在温度范围为-40～25℃及0.4～14.29s-1应变率下的应力-应变曲线和拉伸断面形貌。结果表明，HTPB推进剂的力学性能具有明显的温度和应变率效应。随温度降低和应变率升高，应力-应变曲线特性变得更加复杂，断面形貌基本上呈现“脱湿”越困难、颗粒断裂越明显的规律，低温和高应变率的“耦合”作用使得推进剂的损伤变得更加严重。初始弹性模量E和最大拉伸应力σm随温度的降低和应变率的升高而逐渐增加，且均与应变率具有相对较好的线性对数关系。低温和高应变率的“耦合”作用，使得-40℃及14.29s-1条件下的初始弹性模量和最大拉伸应力分别为25℃及0.4s-1条件下数值的1.6倍和3.2倍。与模量和强度相比，应变的规律性较复杂，其值随温度的升高而增加，且在常温下随应变率的升高而增加，但在低温下随应变率的升高而降低。通过双因素方差分析表明，低温高应变率条件下，温度和应变率均对最大拉伸应力有更显著的影响，同时温度较应变率对最大拉伸应力影响更加明显，而对模量则较弱。基于时温等效原理，得到了低温高应变率条件下HT？PB推进剂的拉伸力学性能主曲线，该主曲线较大地拓宽了对推进剂力学性能的预测范围。 展开更多
关键词 HTPB推进剂 低温 高应变率 拉伸力学性能
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国外航空疲劳研究现状及展望 被引量：30
20
作者 孙侠生 苏少普 +1 位作者 孙汉斌 董登科 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第5期40-65,共26页
航空疲劳问题是影响在研/在役飞机性能的关键因素之一。以航空疲劳事故为线索,本文论述了航空结构强度设计理念的变革历程以及相应各时期的航空疲劳发展现状,并围绕21世纪以来国际航空疲劳界的关注热点,从结构长寿命设计、疲劳分析方法... 航空疲劳问题是影响在研/在役飞机性能的关键因素之一。以航空疲劳事故为线索,本文论述了航空结构强度设计理念的变革历程以及相应各时期的航空疲劳发展现状,并围绕21世纪以来国际航空疲劳界的关注热点,从结构长寿命设计、疲劳分析方法及工具、全尺寸结构疲劳试验技术、结构健康监测技术、老龄飞机延寿技术等五个方面阐述了航空疲劳工程领域的重大研究进展及方向。考虑目前航空疲劳工程中的问题及未来航空器的发展方向,从航空疲劳评定基础问题、长寿命设计应用问题、试验评估及数字化新技术等方面指出航空疲劳研究所面临的挑战,以满足现代飞机长寿命、轻质和高可靠性设计要求,为航空疲劳未来发展提供技术参考。 展开更多
关键词 航空疲劳 结构完整性 长寿命设计 疲劳分析方法 全尺寸结构疲劳试验
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