枭龙飞机机翼结构耐久性评定试验报告
航空机翼结构优化设计与性能评估研究
航空机翼结构优化设计与性能评估研究1. 引言航空工程一直以来都是科技领域的重要研究方向之一。
在航空器设计中，飞机机翼是经过严格计算和优化设计的重要组成部分。
机翼的结构优化设计和性能评估是航空工程研究的重要内容之一。
本文将围绕航空机翼结构优化设计与性能评估展开研究，介绍相关的方法和技术，并进行实例分析。
2. 航空机翼设计原理机翼的设计需要考虑多个参数，比如升力、阻力、操纵性、结构强度和刚度等。
在设计过程中，需要确定机翼的几何形状、截面形状、翼型、翼展、前缘后缘弯曲、材料和操纵能力等。
通过合理的设计，可以提高飞机的性能，并且减少空气阻力，提高燃油效率。
3. 航空机翼结构优化设计机翼结构的优化设计旨在提高结构强度、减少重量和成本，并满足其他性能要求。
优化设计方法主要可以分为两类：基于传统试验的优化设计和基于计算机仿真的优化设计。
3.1 基于传统试验的优化设计传统试验方法是指通过对实际物理模型的试验和测试，来获取机翼结构的性能数据。
这种方法通常需要建立大量的实验数据，并进行统计和分析。
然而，这种方法耗费时间和资源，并且无法全面考虑所有的设计参数。
3.2 基于计算机仿真的优化设计基于计算机仿真的优化设计是一种更加高效和经济的方法。
通过使用计算机软件，可以对机翼结构进行力学仿真和优化设计。
这种方法可以模拟不同工况下的机翼受力情况，并根据设计要求对结构进行优化。
4. 航空机翼结构性能评估机翼结构的性能评估主要包括强度、刚度和动力学特性等的评估。
4.1 强度评估强度评估是对机翼结构的抗压、抗弯、抗剪等性能进行评估。
通过结构有限元分析和疲劳寿命分析等方法，可以评估机翼结构在各种载荷工况下的强度性能。
4.2 刚度评估刚度评估是对机翼结构的变形和振动特性进行评估。
通过动力学仿真和模态分析等方法，可以评估机翼结构的刚度和自然频率等性能。
5. 实例分析为了更好地说明航空机翼结构优化设计与性能评估的研究，本文选取了XXX飞机机翼结构作为实例进行分析。
飞机结构使用寿命评定技术研究
200研究与探索Research and Exploration ·工程技术与创新中国设备工程 2021.02 (上)飞机结构是飞机各种装备、设施的载体，是飞机实现各种任务的前提与基础。
由于飞机各系统机载设备在飞机全寿命周期内可以更换，因此，一架飞机的使用寿命一般取决于机体结构的使用寿命。
当机体结构的使用寿命到达无法修理或者修理不经济的状态，则宣告一架飞机的寿命终止。
因此，飞机结构的使用寿命评定对飞机的使用寿命评定起着决定性的作用。
1 飞机结构使用寿命指标1.1 疲劳寿命与日历寿命飞机结构的使用寿命一般以飞行小时数、飞行起落数和飞行年限三个指标来表达，并以先达者为准。
其中，飞行小时数和飞行起落数属于疲劳寿命的范畴，飞行年限则属于日历寿命的范畴。
疲劳寿命的确定，当前已经形成了以Miner 线性累计损伤理论为主的一套完整、科学的分析方法。
线性累计损伤理论的基本假设为：各级交变应力引起的疲劳损伤可以分别计算，然后，再线性叠加在一起，某级应力水平造成的疲劳损伤与该级应力水平所施加的循环数和同一级应力水平下直至发生破坏时所需的循环数的比值成正比。
比值/称为第级应力水平的损伤，总损伤等于各级损伤总和，当总损伤等于1时结构发生疲劳破坏，即1m 1=∑=i ii Nn （1）式中，m 为应力水平级数。
日历寿命的确定则需要考虑地面停放环境、空中飞行环境和载荷的相互作用，并涉及冶金、材料、力学、电化学等诸多学科的交叉，其评定方法的复杂程度显而易见。
1.2 管理现状我国的军机年飞行强度偏低，仅有日历时间的1%～3%，有些甚至更低，大部分时间飞机处于地面停放状态，如图1所示的飞机结构典型服役历程，当飞机服役到日历寿命到寿时，疲劳寿命往往消耗不到一半，疲劳寿命利用率只有40%～60%。
造成这种问题的原因在于，虽然现有的管理方式同时考虑了疲劳寿命与日历寿命，但是，两个指标互相独立，并未建立有效的联系，疲劳寿命与日历寿命严重不匹配。
航空器结构材料的耐久性与裂纹扩展研究
航空器结构材料的耐久性与裂纹扩展研究航空器的安全性是航空工业最基本，也是最重要的要求之一。
而航空器结构材料的耐久性和裂纹扩展性质则是影响其安全性的两个重要因素。
在航空工业中，很多事故都是由于金属结构材料发生疲劳裂纹或缺陷扩展导致的。
因此，研究航空器结构材料的耐久性和裂纹扩展规律，为航空器的安全运行提供保障，具有重要的理论意义和实际价值。
航空器结构材料的耐久性研究航空器的结构材料主要包括铝合金、钛合金和复合材料等，在空气动力学作用下不断承受着载荷，长时间使用后会出现疲劳裂纹。
为了保证航空器的安全和寿命，必须研究其材料的耐久性，并采取相应的措施加以防范。
目前，航空器材料的疲劳寿命研究主要采用实验方法。
材料在规定的载荷循环负荷下进行试验，并记录试验结果，最终得到材料的疲劳寿命曲线。
然而，材料疲劳寿命曲线的实际应用还面临着一系列的问题，如试验数据的准确性、试验结果的区域化等。
因此，利用数值模拟方法开展材料耐久性研究也成为一种重要的手段。
数值模拟方法可以快速地得到材料疲劳寿命曲线，并能够减少实验人员的人力、物力成本，提高试验结果的准确性和可靠性。
此外，还可以通过材料的优化及表面处理等方式提高材料的耐久性。
优化材料的设计、合理选择材料和表面处理方法等，可以改善材料的疲劳性能，延长材料的使用寿命，减少航空器的维修成本和安全隐患。
航空器结构材料的裂纹扩展研究航空器材料中存在着各种微小的裂纹，这些裂纹在航空器长时间飞行过程中会随着载荷的变化逐渐扩展，严重的甚至导致航空器的失效。
因此，研究材料裂纹扩展规律，是保证航空器安全飞行的重要内容。
材料的裂纹扩展可以通过切口试验进行研究。
实验中，对材料进行切口处理，施加由内而外的局部载荷，记录裂纹长度随载荷变化的规律。
通过这种方法可以得到裂纹扩展的阈值和裂纹扩展速度等参数，并对材料的裂纹扩展规律进行分析。
除了实验方法外，数值模拟方法也可以用来研究材料裂纹扩展规律。
数值模拟方法可以解决非线性力学问题、多场耦合问题等，能够准确地模拟裂纹扩展过程，并且能够快速得到材料裂纹扩展的阈值、扩展速度、裂纹扩展形态等参数。
机翼分析报告
机翼分析报告1. 引言本报告旨在对机翼进行全面的分析和评估，以便提供有关机翼设计和性能的详尽信息。
机翼是飞机的重要组成部分，对飞机的飞行性能和稳定性有着重要影响。
通过对机翼的分析，我们可以更好地理解机翼的设计原理和工作原理，并提出改进建议。
2. 机翼的结构和功能机翼是飞机的主要升力产生器，承受飞机重量并产生升力以维持飞机在空中的飞行。
机翼通常由前缘、后缘、翼根、翼展、弯曲线等部分组成。
前缘是机翼的前部边缘，通常是圆润的曲线形状，用于减小空气的阻力。
后缘是机翼的后部边缘，可以通过形状和控制面来调整机翼的升力和阻力。
翼根是机翼与机身连接的部分，需要具备足够的强度和刚度以承受力的作用。
翼展是机翼的跨度，决定了机翼的横向稳定性和操纵性能。
弯曲线是机翼上下表面的曲率变化，用于改善升力和阻力的分布。
机翼的主要功能是产生升力和阻力。
升力使飞机能够克服重力并保持在空中飞行，而阻力则是飞机行进方向的阻碍力。
合理地设计机翼可以最大程度地提高升力和降低阻力，从而提高飞机的飞行性能和燃油效率。
3. 机翼的气动力学原理机翼产生升力的原理是气动力学的基本原理之一。
当飞机飞行时，机翼上方的气流速度大于下方，根据伯努利定律，上方的气压将降低，而下方的气压将增加。
这种气压差会导致产生向上的升力。
升力的大小取决于机翼的气动特性、气流速度、攻角和机翼的形状。
机翼的气动特性主要包括翼型、翼型厚度、升力系数和升力曲线斜率等。
翼型是机翼的横截面形状，常见的翼型有NACA翼型和单弧形翼型等。
翼型厚度是指机翼横截面的厚度，厚的翼型将产生较大的升力，但也会增加阻力。
升力系数是机翼升力与空气密度、速度和机翼面积的比值，用于描述机翼的升力性能。
升力曲线斜率是升力系数随攻角变化的斜率，描述了机翼在不同攻角下产生升力的变化情况。
4. 机翼的设计参数和考虑因素机翼的设计参数和考虑因素对机翼的性能和飞机的整体性能有着重要影响。
以下是一些常见的机翼设计参数和考虑因素：4.1 升力和阻力要求根据飞机的设计需求和性能要求，确定机翼的升力和阻力要求。
客机机翼韧性实验报告
客机机翼韧性实验报告1. 引言机翼是一架客机最重要的组成部分之一，它承担着飞机的升力和操纵性能。
为了确保飞机在飞行过程中的安全性和可靠性，机翼的韧性是一个非常重要的指标。
本实验旨在通过测试和分析客机机翼的韧性，为机翼设计和制造提供参考和指导。
2. 实验目的- 测试客机机翼在不同载荷下的变形情况，分析机翼的韧性。
- 研究机翼在极限载荷下的失效情况，分析机翼的破坏模式。
3. 实验装备和材料- 客机机翼样品- 测试机械- 载荷传感器- 变形传感器- 数据记录仪4. 实验步骤4.1 准备工作清理机翼样品，确保表面无污染。
安装载荷传感器和变形传感器，将数据记录仪与传感器连接，并进行校准。
4.2 载荷测试依次施加不同大小的载荷至机翼样品上，并记录相应的变形数据和载荷数值。
每个载荷的施加时间不少于5分钟，以确保测试结果的准确性。
4.3 分析数据根据记录的载荷和变形数据，绘制载荷-变形曲线。
通过分析曲线的斜率和弯曲程度，评估机翼的韧性。
4.4 极限载荷测试逐渐增加载荷，直至机翼样品发生破坏。
记录破坏前的载荷数值和机翼的失效位置。
4.5 失效模式分析对破坏的机翼样品进行细致观察，并根据失效位置和断面形貌，确定机翼的破坏模式。
5. 实验结果5.1 载荷-变形曲线通过数据处理和曲线绘制，得到不同载荷下的机翼变形曲线。
曲线的斜率和弯曲程度可以反映机翼的韧性。
由曲线可以看出，在较小的载荷情况下，机翼的变形较小，曲线斜率较小；随着载荷的增大，机翼的变形逐渐增大，曲线斜率逐渐提高。
5.2 极限载荷机翼样品在施加极限载荷时发生破坏，记录了破坏前的载荷数值和机翼的失效位置。
通过失效位置和断面形貌的分析，可以确定机翼的破坏模式。
6. 结论通过实验分析，得出以下结论：- 机翼在不同载荷下的变形程度与载荷大小呈正相关关系。
- 机翼的韧性可以通过载荷-变形曲线的斜率和弯曲程度来评估。
- 极限载荷下的机翼失效位置和断面形貌可以确定其破坏模式。
飞机机翼结构的优化设计与性能评估
飞机机翼结构的优化设计与性能评估一、引言飞行器的机翼结构是飞行性能的关键，其合理设计对于飞机的安全、稳定和效能都至关重要。
本文将探讨飞机机翼的结构优化设计和性能评估，以帮助提高飞行器的整体性能和效能。
二、机翼结构优化设计飞机机翼的结构优化设计主要包括材料选择、形状设计和结构布局等方面。
首先，材料的选择对于机翼结构的性能至关重要。
一般来说，轻量化的材料可以降低飞机的重量，提高燃油效率。
然而，材料的强度和刚度也是需要考虑的因素，以确保机翼可以承受飞行时的各种力和荷载。
其次，机翼的形状设计也是影响机翼性能的重要因素。
常见的机翼形状设计有矩形、平展翼和悬臂翼等。
每种形状都有其独特的性能特点。
例如，矩形机翼适合低速飞行，而平展翼对高速飞行具有优势。
因此，在进行机翼结构设计时，需要根据飞行任务和性能要求选择适合的机翼形状。
最后，机翼的结构布局也是优化设计的关键。
优化的结构布局可以提高机翼的强度和抗振性能，减少结构重量。
常见的机翼结构布局包括蜂窝结构和复合材料结构等。
这些布局在提高机翼性能的同时，也可以满足飞机的安全和可靠性要求。
三、性能评估方法飞机机翼的性能评估是飞行器设计和研发中的重要环节。
对于机翼性能的评估，一般从气动性能、结构强度和稳定性等方面进行考虑。
首先，气动性能评估是机翼性能评估的重点之一。
这包括升力系数、阻力系数和升力阻力比等指标。
通过计算和仿真等方法，可以评估不同机翼形状、厚度和后掠角等对气动性能的影响。
这有助于确定最佳的机翼设计方案，提高飞机的升力、降低阻力和改善飞行性能。
其次，结构强度评估是机翼性能评估的另一个重要方面。
机翼在飞行过程中需要承受各种外部力和荷载，以及在极端情况下的冲击和颠簸。
因此，结构强度评估需要考虑机翼的静载荷和动载荷等因素。
通过有限元分析和强度检验等方法，可以评估机翼的结构强度和可靠性，并确定是否需要进一步优化设计。
最后，稳定性评估是机翼性能评估的另一个关键要素。
机翼的稳定性直接影响飞机的操控性和飞行平稳性。
飞机结构紧固孔耐久性符合性检查与评估
Ｎａ ｊ ｇ Ｕｎｖ ｒｉ ｆＡｅ ｏ ａ ｔｃ ｎｉ ｉｅ ｓｔ ｏ ｒｎ ｕ ｉｓ＆ Ａｓｒ ｎ ｕ ｉｓ ｎ ｙ ｔｏ ａ ｔｃ ，Ｎａ ｊ ｇ，２ ０ １ ，Ｃｈ ｎ ｎｉ ｎ １０６ ｉａ；
２ Ａｉｃ ａｔＳ ｒ ｎ ｔ ｓ ａ ｃ ｎ ｔｔ ｔ ｆＣｈｎ ，Ｘｉａ ． ｒ ｒ ｆ ｔｅ ｇ ｈ Ｒｅ ｅ ｒ ｈ Ｉ ｓｉ ｅｏ ｉａ ｕ ｎ，７ ０ ６ １ ０ ５，Ｃｈｎ ） ｉａ
京№
摘航 要： 为确 保 结 构 原 始 疲 劳质 量 获 得 有 效 控 制 ， 文 研 究 了制 造 过 程 中 紧 固孔 表 征 的 飞 机 机 体 结 构 耐 久 性 ， 过 本 通
符 合 性 检 查 与 评 估 判 断 出厂 交 付 使 用 的 飞 机 机 体 结构 是 否 拥 有 设 计 所预 期 的 耐 久 性 。 总 结 设 计 ｉ ｎ ａ ａ ｌｔ ａ ｕ ｔｏ ｎｄ Ｃｏ ｎｃ ｄｅ ｅ Ｃｈ ｃ ｏ ｓ ｅ ｒ Ｈ ｏ ｅ ｉ ｉ ｎｃ ｅ ｋ ｆ ｒ Ｆａ ｔ ｎｅ ｌ ｏ ｒ ｒ ｆ ｔ ｕ ｔ ｅ ｆ Ａｉ ｃ ａ ｔＳ ｒ ｃ ｕｒ ｓ
Ｙａ Ｔｏ ｇ ｉ ｇｂ ，Ｄ ｏ ｇ ｅ ｇｋ ，Ｗ ａ ｎｇ Ｂｏ ， ｎ Ｍ ｎ ｏ ｎ Ｄ ｎ ｅ ｎｇ Ｊｕｎ ａｎ ｙ ｇ
维普资讯
第 ４ Ｏ卷 第 ４期
２０ ０ ８年 ８月
空
航
天
大
学
学
报
Ｖｏ１ ４０ Ｎ ｏ． ． ４ Ａｕ ｇ． ２ ８ ００
Ｕｎ ｖ ｒ ｉ ｆＡｅ ｏ ａ ｔ ｓ ＆ Ａｓｒ ｎ ｕ ｉｓ ｉｅ ｓｔ ｏ ｒ ｎ ｕ ｉ ｙ ｃ ｔｏ ａ ｔｃ
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飞机机翼结构强度与疲劳寿命分析
飞机机翼结构强度与疲劳寿命分析飞机机翼是支撑飞行器上升和下降的关键部件，机翼的结构强度和疲劳寿命对于飞机的飞行安全至关重要。
本文将对飞机机翼结构强度和疲劳寿命进行分析，并探讨一些提高机翼寿命的方法。
一、飞机机翼结构强度分析飞机机翼所承受的载荷主要有弯矩、剪力和轴力。
机翼的结构设计需要能够承受这些载荷，并保持足够的强度，以应对正常飞行和特殊情况下的负荷要求。
首先，机翼在飞行过程中承受的弯矩是主要的载荷。
弯矩是由飞行器的重量、飞行速度和操纵力所引起的。
根据弯矩大小和分布，机翼的受力情况可以被理解为在弯曲载荷下的杆件受力。
因此，机翼需具备足够的抗弯刚度和弯曲强度。
其次，机翼还需承受来自飞机不同部分及外界环境力的剪力和轴力。
剪力和轴力主要集中在机翼的连接点和边缘处。
为了保持结构的强度，机翼需要足够的抗剪刚度和抗轴向压力的能力。
为了满足机翼的结构强度要求，现代飞机使用了许多先进的材料和结构设计。
轻质高强度的复合材料广泛应用于机翼结构中，以减少重量和提高强度。
同时，还采用了刚性的桁架结构和合理的加强筋布置来增强机翼的强度。
二、飞机机翼疲劳寿命分析机翼的疲劳寿命是指机翼能够承受的循环载荷次数。
在实际飞行中，机翼会经历大量循环载荷，如起飞、飞行和着陆等过程中的载荷变化。
这些循环载荷会导致机翼产生疲劳损伤，进而影响机翼的性能和安全性。
疲劳寿命的计算基于材料的疲劳性能和实际载荷的统计分析。
材料的疲劳性能可以通过疲劳试验获得，包括疲劳极限、疲劳裂纹扩展速率等参数。
而载荷的统计分析则是通过统计飞机在特定飞行阶段和任务中的载荷数据得到。
传统的疲劳寿命分析方法是基于正常设计工作条件下机翼的寿命。
统计分析结果表明，飞机机翼的疲劳寿命取决于机翼的载荷历史和载荷幅值。
因此，正确预测和分析机翼的载荷是提高机翼寿命的关键。
为了提高机翼的疲劳寿命，工程师们采取了多种措施。
首先，优化机翼的结构设计，减少应力集中和疲劳敏感区域。
其次，使用先进的传感器和监测技术，实时监测机翼的状态和疲劳损伤。
耐久性试验数据分析报告(3篇)
第1篇一、引言随着科技的发展和工业生产的日益复杂化，产品的耐久性成为衡量其质量的重要指标之一。
耐久性试验是对产品在规定条件下进行连续工作或承受一定周期性载荷的能力进行评估的重要手段。
本报告旨在通过对耐久性试验数据的分析，评估产品的耐久性能，为产品设计和改进提供依据。
二、试验方法与设备1. 试验方法本试验采用连续载荷法，即在规定条件下，对样品进行连续加载，直至样品出现失效为止。
试验过程中，记录样品的载荷、时间、位移等数据。
2. 试验设备（1）试验机：选用型号为XXX的万能试验机，该试验机具有高精度、高稳定性、大载荷等特点。
（2）数据采集系统：选用型号为XXX的数据采集系统，该系统具有高采样频率、高精度、抗干扰能力强等特点。
三、试验数据1. 试验样品本次试验共选取了10个样品，均为同批次生产的产品。
2. 试验条件（1）载荷：根据产品设计和使用要求，设定试验载荷为XXXN。
（2）温度：试验过程中，环境温度控制在（20±2）℃。
（3）时间：试验持续时间为XXX小时。
3. 试验结果（1）载荷-时间曲线：根据试验数据，绘制了载荷-时间曲线，如下所示：（2）位移-时间曲线：根据试验数据，绘制了位移-时间曲线，如下所示：四、数据分析1. 载荷-时间曲线分析从载荷-时间曲线可以看出，样品在试验过程中，载荷基本保持稳定，没有出现明显的下降趋势。
这表明样品具有良好的耐久性能。
2. 位移-时间曲线分析从位移-时间曲线可以看出，样品在试验过程中，位移逐渐增大，但增加速度相对较慢。
这表明样品在长期承受载荷的情况下，变形较小，具有良好的耐久性能。
3. 失效模式分析通过对试验数据的分析，发现样品的失效模式主要为疲劳断裂。
这可能是由于材料本身存在缺陷或加工过程中产生的应力集中等原因导致的。
五、结论1. 样品具有良好的耐久性能，在长期承受载荷的情况下，载荷和位移变化较小。
2. 样品的失效模式主要为疲劳断裂，需进一步优化材料性能和加工工艺，提高产品的耐久性。
飞机结构试验报告模板
飞机结构试验报告模板1. 简介本报告是针对某型号飞机进行的结构试验所撰写的，旨在对飞机的结构安全性、强度和可靠性进行评估和验证。
2. 试验目的本次试验的主要目的是：- 验证飞机结构设计方案的合理性；- 确保飞机在正常运行和特殊情况下的结构安全性；- 确定飞机在最大载荷情况下的疲劳寿命；- 检验飞机结构在应力集中和冲击载荷下的抗疲劳性能；3. 试验对象试验对象为某型号飞机的机身结构。
试验对象具体参数如下：- 飞机型号：XXX- 飞机长度：XXX- 最大起飞重量：XXX- 材料组成：XXX4. 试验方法本次试验采用了以下方法进行结构测试：1. 静载试验：在静止状态下施加最大载荷，检测飞机结构的刚度、振动模态和静载性能；2. 动载试验：通过施加动态载荷，模拟飞机在飞行时所受到的各种外力，以评估其结构的耐久性、疲劳性能；3. 高低温试验：飞机在极端温度条件下进行静载试验和动载试验，检测其材料的热膨胀特性与结构的变形情况。
5. 试验结果5.1 静载试验结果通过静载试验，检测到飞机结构的刚度、振动模态等参数，结论如下：- 刚度满足设计要求，符合结构安全性；- 振动模态良好，结构稳定性高；- 静载性能满足设计指标，证明结构强度充足。
5.2 动载试验结果通过动载试验，模拟了飞机在各种飞行状态下所受到的外力，并进行了疲劳测试，结果如下：- 飞机在正常飞行过程中的结构受力均符合设计要求，不存在弱点和疲劳问题；- 结构在特殊情况下的抗冲击性能满足要求；- 飞机在最大载荷情况下的疲劳寿命满足设计指标。
5.3 高低温试验结果通过高低温试验，检测到飞机在极端温度条件下的结构变形情况，结果如下：- 高低温变形范围在可接受范围内；- 结构在极端温度下不会出现失效或破裂等安全隐患。
6. 结论和建议根据以上试验结果，结论如下：- 本飞机结构设计方案合理，满足结构安全性、强度和可靠性要求；- 飞机在正常飞行状态下不会出现结构疲劳和失效问题；- 结构在极端温度条件下保持稳定性。
3.4飞机结构耐久性分析解析
1 ln x / x u exp ;0 x xu Q
ln x / x u Fx x exp ;0 x xu Q
1.基本概念 耐久性是飞机结构固有的一种基本能力，它 是结构在规定时间内，抵抗疲劳开裂、腐蚀、热 退化、剥离、磨损和外来物损伤作用的能力。 飞机结构耐久性设计是从安全寿命设计发展而 来，其关键是提高设计的精确性、降低寿命的分散 性、确保安全可靠性。为此，在耐久性设计中，采 取了一系列措施，研究、发展了一些专用的新技术 和新方法，形成了一套具有鲜明特色的耐久性设计 体系。
2.2.2 各应力区的裂纹超越数 指定细节群给定应力区的裂纹超 越数是指该应力区在指定时间t时裂纹 尺寸超过ae的数量，其数学期望（平 均裂纹超越数）和标准差分别为
2.2 裂纹超越数
2.2.1各应力区的裂纹超越数概率
ln xu / x Fx x exp ;0 x xu Q
ln xu / y1i (t ) p (i, t ) 1 exp ;0 y1i (t ) xu Q p (i, t ) 0; y1i (t ) xu
1 结构原始疲劳质量评估
初始缺陷形态 不一，尺寸微 小，往往并非 裂纹，不能直 接观察到。 EIFS-当量初始 裂纹尺寸
图1 由TTCI数据确定EIFS分布
TTCI--为到出现尺寸为ar之裂纹的时间 T(或寿命)，一般用Weibull分布描述。
1 结构原始疲劳质量评估
da / dt Qa(t )
飞机机翼结构疲劳性能与寿命分析
飞机机翼结构疲劳性能与寿命分析随着航空工业的发展，飞机的安全性和可靠性要求变得越来越高。
在考虑飞机机翼结构的设计和使用寿命时，疲劳性能和寿命分析成为至关重要的一部分。
本文将对飞机机翼结构的疲劳性能与寿命进行详细分析。
首先，我们需要了解什么是疲劳性能。
疲劳性能是指材料或结构在经受循环载荷作用下所能承受的循环载荷数目，也就是机翼材料在重复应力循环下的抗疲劳能力。
疲劳寿命则是指在给定载荷作用下能够安全运行的循环次数。
因此，疲劳性能与寿命分析旨在确定飞机机翼结构在运行过程中所能承受的载荷范围和寿命。
飞机机翼结构的疲劳性能与寿命分析通常包括以下几个方面：1. 载荷分析：在进行疲劳性能与寿命分析之前，需要对机翼结构所受到的载荷进行详细分析。
载荷可以来自飞行时的气动载荷、加速度和振动载荷，以及外部的冲击载荷等。
通过准确的载荷分析，可以确定机翼结构在实际工况下承受的载荷范围。
2. 应力分析：应力分析是疲劳性能与寿命分析的重要一环。
通过数值模拟或实验测量等方法，可以获取机翼结构中的应力分布情况。
在应力分析过程中，需要考虑载荷作用下的静态应力、瞬时应力以及热应力等因素。
准确的应力分析有助于确定机翼结构中的应力集中区域和应力疲劳寿命。
3. 疲劳寿命预测：了解机翼材料的疲劳性能，并准确预测机翼结构的疲劳寿命是保证飞机运行安全的关键。
疲劳寿命预测通常使用的方法有线性疲劳寿命预测法和截尾疲劳寿命预测法等。
通过建立疲劳寿命模型，可以根据机翼所受到的载荷情况，预测机翼结构的使用寿命。
4. 结构可靠性分析：除了预测机翼结构的疲劳寿命外，还需要进行结构可靠性分析。
结构可靠性分析旨在确定机翼结构在使用寿命内的可靠性水平。
通过统计学方法和可靠性理论，可以计算机翼结构的可靠性指标，如可靠性指标（Reliability Index）和失效概率（Probability of Failure）等。
飞机机翼结构的疲劳性能与寿命分析对飞机的安全运行至关重要。
飞机结构强度与耐久性分析研究
飞机结构强度与耐久性分析研究飞机结构强度和耐久性一直是航空工业的重要研究方向之一，它是确保飞机安全飞行的基础。
本文将从飞机结构强度和耐久性两个方面，探讨当前飞机结构强度和耐久性研究的一些新进展和挑战。
一、飞机结构强度分析飞机在飞行中承受着各种各样的负荷，例如风载荷、惯性荷、液压荷和飞行操纵荷等。
因此，对于飞机结构强度的研究非常重要。
强度分析是指在满足载荷条件下，确定结构最大应力和最大变形的一种数值方法。
在设计飞机结构时，必须对结构进行强度分析，以保证结构在飞行中不发生失效。
1.1 数值模拟技术近年来，随着计算机技术的发展，飞机结构强度分析手段得到了更大的提升。
数值模拟技术是一种新兴的飞机结构强度分析方法，它可以在快速、低成本的情况下，模拟复杂的载荷条件和结构应力。
数值模拟技术可以使用有限元方法、多体系统方法等多种方法，对飞机结构进行强度分析。
1.2 先进材料应用除了推广数值模拟技术，还有一种新的思路是应用最新的先进材料进行飞机结构设计。
先进材料，如复合材料、纳米材料等，在强度、轻量化、防腐蚀方面具有很好的性能。
这些材料的出现，大大推动了飞机结构设计技术的发展。
应用这些先进材料不仅可以提高飞机结构强度，还可以大大减轻整体重量，提高燃油效率和飞行性能。
1.3 疲劳性能分析除了静态负荷测试外，疲劳性能测试也是飞机结构强度分析的一个重要方面。
疲劳循环是导致飞机结构失效的主要原因之一，因此需要对飞机结构进行疲劳性能分析。
疲劳性能分析可以有效评估飞机结构的疲劳强度，并采取相应的加强措施，以保证飞机运行期间的结构安全。
二、飞机结构耐久性分析除了强度分析外，飞机结构的耐久性分析也是非常重要的。
耐久性是指飞机结构在长时间使用和重复负荷下的抗疲劳能力。
它与飞机结构材料、制造工艺、设计参数及使用条件等有关。
2.1载荷分析在飞行监测系统中，载荷传感器是非常重要的装置，它可以准确记录飞机在运行过程中各种载荷的大小、方向和时间。
某型飞机机翼根部模拟件的耐久性分析
某型飞机机翼根部模拟件的耐久性分析作者：陈俊峰来源：《科技创新导报》 2015年第6期陈俊峰(中国飞行试验研究院陕西西安 710089)摘要：现代飞机的设计要求是高可靠性、长寿命和低维修成本，这使得飞机结构的耐久性设计成为飞机研制过程中的重要环节。
该文立足于工程实际，通过材料为国产铝合金7050-T7451的某型飞机关键部位模拟件在飞-续-飞随机谱下多种应力水平的耐久性试验，为评定疲劳关键件的耐久性设计提供试验基础，并根据试验结果，评估连接型式，钉传比对结构细节原始疲劳质量的影响。
关键词：耐久性当量初始缺陷尺寸(EIFS) 原始疲劳质量(IFQ) 概率断裂力学方法(PFMA)中图分类号：V215.2文献标识码：A 文章编号：1674-098X(2015)02(c)-0081-02随着航空事业的发展，先进飞机的多用途、高性能、高制造成本要求飞机必须有高可靠性、长寿命，高出勤率和低维修成本。
飞机结构的耐久性设计就是为了满足上述目标而发展起来的一项新技术。
美国空军已从20世纪80年代开始展开对飞机结构耐久性的研究。
目前，我国已开展对飞机结构耐久性的研究，并且应用于新研飞机的设计和现役飞机寿命的可靠性评定[1]。
耐久性是飞机结构固有的一种基本能力，它是结构在规定时间内，抵抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离、磨损和外来物损伤作用的能力[2]。
本文通过材料为国产铝合金7050-T7451的某型飞机关键部位模拟件在谱载下多种应力水平的耐久性试验，为评定疲劳关键件耐久性设计和使用寿命提供基础。
1 耐久性分析原理文章采用概率断裂力学方法（PFMA）进行耐久性分析，即在给定载荷谱的高、中、低3种应力水平下，以结构细节模拟件通过耐久性试验获得的断口金相数据集为基础，应用概率断裂力学，建立描述结构原始疲劳质量（IFQ）的通用当量初始缺陷尺寸(EIFS)分布，进而给出结构损伤度随时间变化的函数关系，依据指定的损伤度和可靠度预测结构的经济寿命[3]。
飞机结构耐久性和损伤容限设计
飞机结构耐久性和损伤容限设计【摘要】飞机结构设计质量的高低直接决定其耐久性与损伤容限特性的优劣。
耐久性设计和损伤容限设计互相补充，共同保障飞机结构的安全性、可靠性和经济性，是保证飞机结构完整性的重要手段。
本文对飞机结构设计思想的发展，损伤容限的设计原理和设计要素进行了归纳阐述。
【关键词】飞机结构设计；耐久性；损伤容限1、飞机结构设计思想的发展飞机设计思想的发展来源于飞机的使用实践和科学技术的不断进步。
飞机设计思想的演变，对军用飞机，主要取决于飞行和战斗性能、生存能力以及经济成本等。
对民用飞机特别重要的是安全性和经济性。
二次大战后的几十年来航空运输市场迅猛发展，飞机的性能迅速提高，对飞机的安全性和经济性提出了越来越高的要求，同时，断裂力学等相关学科逐步发展成熟，促使飞机结构设计思想发生了深刻的变化。
几十年来，飞机设计思想经历了从静强度设计、疲劳（安全寿命）设计、安全寿命/破损安全设计、安全寿命/损伤容限设计，到耐久性/损伤容限设计等多次的演变。
2、耐久性和损伤容限设计概论结构耐久性是结构的一种基本品质，它代表飞机结构在规定的使用期内，结构抵抗疲劳开裂、腐蚀（包括应力腐蚀）和意外损伤引起开裂的能力。
在规定的使用期内，不允许出现功能损伤（刚度降低、操纵效率下降、座舱减压、油箱漏油等）。
耐久性设计目标是经济寿命，而不是安全寿命，也就是说具有耐久性设计的飞机在整个服役期内，能有效的使用、随时处于良好状态，不需附加的维护和操作费用。
损伤容限设计承认飞机结构在使用前就带有初始缺陷，在使用过程中，在重复载荷作用下不断扩展，但必须把这些缺陷或损伤的增长控制在一定的范围内，在规定的检查期内，结构应满足规定的剩余强度要求，以保证飞机结构的安全性和可靠性。
利用安全寿命给出飞机的使用寿命，或通过耐久性设计和试验保证飞机结构的经济修理极限和经济寿命满足设计使用寿命要求，用损伤容限设计来保证飞机结构的安全。
目前飞机设计主要是采用这个设计思想。
飞机机翼结构件拉压疲劳测试标准
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飞机结构的损伤容限及其耐久性分析
飞机结构的损伤容限及其耐久性分析飞机结构的损伤容限及其耐久性分析【摘要】随着航空航天技术的发展，飞机结构设计的理论与思想也不断更新，从静强度、动强度、疲劳强度及断裂强度的进化，而损伤容限/耐久性分析也已成为目前飞机结构设计的重要规范。
本文将从飞机结构设计的发展历史说起，详细介绍飞机损伤容限与耐久性分析的设计思想、理论和基本方法，为飞机结构设计提供理论基础。
【关键词】飞机结构设计思想；耐久性分析；损伤容限1、前言随着航空技术的快速进步，基础力学包括结构力学，断裂力学等基础理论的发展，飞机结构设计的方法也日新月异。
飞机结构的损伤容限及耐久性分析在理论的基础上，以及长期的飞机结构设计经验和服役工作历史的数据积累上，国际航空届以标准设计规范的形式确立下来的一种飞机设计方法。
基于损伤容限和耐久性分析的飞机结构设计方法延续以往的设计方法的优点，并相应的补充发展，经过不断的实践发展，目前已具备实用性和形成了相对完整的设计系统。
目前各国的适航认证规定最新设计的民用飞机必须按照损伤容限设计，这充分说明了损伤容限及耐久性分析设计方法的重要性，因此其在国内的推广与应用是必然。
2、飞机结构设计理论的进程从飞机诞生以来，飞机的飞行实践应用推动者飞机设计思想的不断进化。
飞机分为军用机和民用机，民用飞机注重安全与成本，军用机则更加注重飞机的战斗能力和存活性能等方面。
因此飞机结构设计思想随着对飞机要求的不断变化而更新，目前正向着高机动、高稳定性、低成本、长使用寿命的全面设计方法方向进步。
飞机结构最初是采用目前熟知的静强度分析，即对飞机结构的抗拉、压、扭转等各种强度与载荷进行设计计算，引入一定的安全余量系数，使其满足各种结构强度设计的规范。
这是最早期的设计方法，静强度设计的要求主要考虑的飞机结构强度，但相对来说过于简单不够全面。
随着第一次世界大战的进行，在飞机使用的过程中发现，飞机的结构设计不断要有强度上的要求，而且在刚度方面也要满足，这对于飞机的振动有很大的影响。
3.4飞机结构耐久性分析
1 结构原始疲劳质量评估 不同的结构细节在相同的疲劳应力作用下会有不同的寿 命，这是因为它们有不同的材料、几何因素和工艺状态（ 统称为原始制造状态），IFQ就是结构细节原始制造状态的 表征，代表了细节的疲劳品质。 结构细节的 IFQ 通常可用裂纹萌生时间（ TTCI ）和当 量初始缺陷尺寸（EIFS）表示。TTCI是在给定应力谱下达 到指定参考裂纹尺寸所经历的时间（寿命），由于IFQ不同 会对应不同的TTCI，所以TTCI可以表示出IFQ的优劣，是 IFQ的一种表示形式。将细节原始制造状态当量地认为是由 于存在不同大小的初始缺陷 ，而用当运初始缺陷尺寸 （ EIFS ）作为细节 IFQ 的定量描述，描述结构细节群 IFQ 的 EIFS也是一个随机变量，称为EIFS分布。因此EIFS分布可 由TTCI分布推出，其原理如图1所示。
结构或结 构群 相同的结 构细节群
一个或几个最严重细节 的典型分析 假定初始 裂纹a0 材料参数 Kth，KC da/dN 三要素： 剩余强度 损伤增长 检查周期 损伤容限设计 S-N 、 e-N 曲线 修正曲线 R, Kt ,尺寸等 缺口s-e分析
使用载荷谱
给 定 概 率下的ao 给定损伤 下的寿命 综合评估 经济寿命
3 算例 y1i t x1 exp Qit ae exp Qi t 0.8exp Qi t
ln xu / y1i (t ) p ( i , t ) 1 exp ;0 y1i (t ) xu Q p (i, t ) 0; y1i (t ) xu
2.2 裂纹超越数
2.2.1各应力区的裂纹超越数概率
ln xu / x Fx x exp ;0 x xu Q
飞机结构修理部位的可检性与耐久性研究
飞机结构修理部位的可检性与耐久性研究发布时间：2021-12-27T05:36:55.411Z 来源：《科学与技术》2021年27期作者：林海生[导读] 为了提高飞机的飞行安全，本文对飞机结构修理部位的可检性与耐久性进行了研究林海生深圳航空有限责任公司 518128摘要：为了提高飞机的飞行安全，本文对飞机结构修理部位的可检性与耐久性进行了研究，文章主要对飞机结构修理部可检性的类型、特点及重要性进行分析，提出了一些关于如何提升飞机结构修理耐久性的有效对策，希望通过这些分析有效提升飞机的使用寿命，提高飞机的飞行安全，加强我国航天事业的发展。
关键词：飞机结构修理；可检性；耐久性前言：飞机作为一种重要的交通工具载体，具有速度快，方便快捷的特点，与地面交通不同的是，飞机的运行环境较为特殊，尤其是受到气候因素的影响下较为严重，在长时间的运行过程中不可避免的出现各种各样的故障问题，需要及时的修理，保障飞机安全使用，在修理过程中还要保障修理部位的可检性以及耐久性来分析与提升。
1.修理部位的可检性分析1.1修理类型的定义及分类大部分飞机的结构修理类型主要分为4种，即A、B、C、D三种类型。
A种类型是一种永久性的修理类型，主要是针对飞机的次要结构的修理类型。
除了飞机平常维修计划中的基本检查要求外，不需要进行额外的检查。
B种类型和A种类型一样，也是一种永久性修理类型，主要针对的也是飞机的次要结构的修理类型。
但是在长期的维修经验中，大部分的B类修理的首检时间非常的长，超过了飞机本身的设计寿命，因此在除了飞机平常维修计划中的基本检查要求外，还需要进行额外的补充检查。
C类修理类型是一种临时性的修理，主要是针对于飞机结构的限时修理，除了在飞机平常维修计划中的基本检查要求外，还需要在飞机起飞前有限的时间对有问题的零件进行修理更换。
D类修理类型，又叫大修，主要针对的是飞机长期运行后的全面检修，而且相较于其他三种类型D种修理是必须在维修基地的c车间内进行的，并且D种类型也是最高级别的检修。
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枭龙飞机机翼结构耐久性评定试验报告共页委托单位：成都飞机（集团）有限责任公司承担单位：西北工业大学2009. 7枭龙飞机机翼结构耐久性评定试验报告签字页编写校对审核审定目录1.背景和任务 (5)2.试验载荷谱 (5)2.1 编写方法和要求 (5)2.2载荷谱编制 (7)2.2.1 任务型排列 (7)2.2.2 任务型内部各起落及各级载荷排列 (8)2.2.3起落内载荷频数的叠加 (9)2.2.4 确定高中低三种载荷水平 (9)2.2.5 标识谱的确定 (10)2.2.6试验谱和设计谱损伤一致性检验 (10)2.3 正式试验谱示例 (11)3.试验要素说明 (13)3.1试验件说明 (13)3.2 试验机与控制软件 (14)4.结构耐久性分析及本报告所用方法介绍 (16)4.1 基本概念 (16)4.2原始疲劳质量(IFQ)评估 (17)4.2.1概述 (17)4.2.2分布定义与方法介绍 (20)4.2.3 确定通用EIFS分布的实施原理 (22)4.2.4 获得通用EIFS分布的步骤 (23)4.2.5 多重细节参数的统计标定 (29)4.3概率断裂力学方法（PFMA） (30)4.3.1 PFMA的总体步骤 (30)4.3.2使用期裂纹扩展控制曲线(SCGMC) (31)4.3.3裂纹超越数 (34)4.3.4损伤度评估与经济寿命预测 (36)4.4裂纹萌生方法（CIA）及其改进方法 (41)4.4.1 概述 (41)4.4.2裂纹萌生方法的基本方法与步骤 (42)4.4.3结构细节裂纹萌生p-s-N曲线 (43)4.4.4各应力区裂纹超越概率随时间的变化规律 (48)4.4.5结构损伤度评估与经济寿命预测 (50)4.4.6裂纹萌生方法的改进 (51)5.机翼主后梁紧固孔原始疲劳质量评估 (54)6.机翼主后梁耐久性评定——PFMA法 (58)7.机翼主后梁耐久性评定——CIA法 (63)7.1引言 (63)7.2主梁耐久性分析 (64)7.2.1 主梁紧固孔细节裂纹萌生寿命p—s—N曲线 (64)7.2.2 建立p(i,t)—t曲线 (68)7.2.3 建立高载荷水平和低载荷水平对应的p(i,t)—t曲线 (70)7.2.4 结构损伤度评估与经济寿命预测 (73)7.2.5 主梁耐久性CIA法评定小节 (75)8.耐久性评定总结 (77)参考文献 (78)1.背景和任务本项目来源于成都飞机工业（集团）有限责任公司科研计划任务，受成都飞机工业（集团）有限责任公司委托，西北工业大学承担并负责完成―枭龙飞机机翼耐久性评定试验‖的合作项目。
本试验根据试验大纲枭龙飞机机翼主梁和后梁关键件耐久性试验的要求进行，仅对枭龙飞机机翼主梁、后梁钛合金耐久性模拟试验件进行试验和数据分析。
完成的基体任务包括：通过完成机翼耐久性试验谱编制，标识载荷摸索试验，耐久性试验谱与设计谱损伤一致性验证试验和主梁、后梁关键件耐久性试验，用概率断裂力学方法和改进的裂纹萌生方法对二种关键件分别进行耐久性评定，建立原始疲劳质量（EIFS分布），完成结构损伤度评估与经济寿命预测；同时用安全寿命经济准则对关键件进行使用寿命评定，判断能否达到设计寿命指标，是否需要经济修理。
2.试验载荷谱2.1 编写方法和要求根据试验要求载荷谱编制，并检验试验谱和设计谱损伤一致性，编制主、后梁关键件耐久性试验的高中低三个水平的载荷谱。
本次试验采用随机谱进行试验。
根据成飞公司提供的相关技术文件，主梁、后梁模拟件上的载荷水平和随机谱见表2.1和图2.1。
后梁模拟件上的载荷水平和随机谱见表2.2和图2.2。
随机谱的编排是按一个谱周期为300飞行小时3000次飞行编制的。
在确定3000次飞行（总循环载荷次数M=26875次）内每个典型任务剖面的飞行次数及每个任务剖面内各级过载每次飞行施加次数后，以1次飞行为单位，用混合乘同余法产生伪随机数序列，并取出各随机数所对应的任务剖面内一次飞行的各级过载的整循环数（小数部分加到下一次该任务剖面的飞行内）。
各级过载的整循环数按随机排列输出。
表2.1 主梁缘条模拟件上的载荷水平表2.2 后梁缘条模拟件上的载荷水平峰谷值g 数转换为KN ：主梁：工作段截面积s=26×7=182mm 2，1g ——31.667MPa ——5.76KN (1g×31.667MPa×182mm 2=5.76KN)。
后梁：工作段截面积s=24×5=120mm 2，1g ——45MPa ——5.4KN (1g×45MPa×120mm 2=5.4KN)（上图为载荷谱，峰谷值的单位为kN ，谱中最大峰值载荷为37.772kN 。
）图2.1 主梁缘条模拟件随机载荷谱（厚度7mm ）(上图为载荷谱，峰谷值的单位为kN，谱中最大峰值载荷为38.34 kN。
)图2.2 后梁缘条模拟件随机载荷谱（厚度5mm）在一个载荷谱完成之后，增加一段标识谱，标识谱的最大载荷为谱载的最大载荷，应力比合适值。
标识谱的作用时间由摸索试验确定，要求在断口判读时能够清晰的看到标识谱作用的疲劳条带。
标识谱作用由试验谱和设计谱损伤一致性试验给出。
在应力水平摸索试验中，实际应力水平由所给随机谱原谱乘以权值来确定。
2.2载荷谱编制2.2.1 任务型排列典型任务型按其载荷的轻重程度，按低——高——低的顺序原则进行排列，即载荷较轻的任务型排在头尾，载荷较重的任务型排在中间。
载荷谱以300飞行小时作为一个谱循环进行排列，任务型排列顺序见表2.3，各任务型内各级过载的累积发生数见表2.4。
各任务型内部的峰谷值对也按低——高——低顺序排列，具体排列限篇幅在此不详述。
表2.3 任务型排列顺序表表2.4 各任务型内各级过载的累积发生数2.2.2 任务型内部各起落及各级载荷排列每个任务型执行完规定起落数再转入下任务型，依次进行，形成一个起落接一个起落的飞——续——飞谱。
每个起落中的各级载荷根据其峰值的大小，按低——高——低的顺序排列。
以任务1——1AA为例（见表2.3），1AA谱有8对峰谷值，共5个起落，则按上面的方法每个起落对应的峰谷值序号为：起落1：1——2——3——8起落2：1——2——3——8起落3：1——2——3——6——7——8起落4：1——2——3——8起落5：1——2——3——4——5——6——7——82.2.3起落内载荷频数的叠加每个起落的执行中，先执行各级载荷的整数次，余下小数部分存入各个存储单元累计到下次执行。
在执行前，首先将各个存储单元置入一个大于0，小于1的随机数，然后进行累计执行，可得到更合理的飞——续——飞谱。
仍然以任务1——1AA为例，该段谱共5起落，每个起落平均频数为39次，则共有5×39=195次。
8对峰谷值序号及对应频数如表2.5所示。
表2.5 各起落数内频数计算有以下两点说明：1.起落1为原始频次32.8，取整为32，余0.8，叠加到起落2中，得频次为33.6，取整为33，后面类推。
序号2——8的叠加方式同序号1。
2.后面任务段如7AG段4号0.8182在55次起落时余数值很接近1，对此应该近似取1而不要舍去，以保证总频数。
2.2.4 确定高中低三种载荷水平根据前面载荷谱的编制，编制主、后梁关键件耐久性试验的高、中、低三个水平的载荷谱。
在应力水平摸索试验中，实际应力水平由所给随机谱乘以权值来确定。
中水平载荷谱为所给载荷谱，高水平载荷为中水平载荷谱乘以权值1.1，低水平载荷为中水平载荷乘以权值0.9。
2.2.5 标识谱的确定在随机载荷谱中标识谱的最大的应力不超过随机谱的最大应力，且应安排在结构载荷谱的高应力区，应力幅值应小于或等于载荷谱最大应力处幅值的一半。
本试验随机谱的最大应力值为7.1g, 应力幅值为4.7g,所加标识谱的最大应力值为7.1g，应力幅值为4.7g的一半。
加载标识谱的时间应为最高应力幅值持续时间的2-3倍。
本试验由于一个谱循环中最大应力作用次数为5次，很难达到所要的结果，所以所加标识谱的时间由最高应力区处连续5个峰谷值持续的时间确定。
最高应力值在第4个任务型中，共有53个起落，一个起落最高应力区持续的次数为9.434次，所以所加标识谱的作用次数为：N=53×9.434×3=1500次；试验时间为 2.5分钟。
表2.6 4AG谱高峰段标识载荷编制说明2.2.6试验谱和设计谱损伤一致性检验通过对比试验来完成含标识谱的试验谱与原设计谱的损伤一致性。
如果两谱下寿命相差不大，且含标识载荷的试验谱寿命偏安全，则直接用试验结果进行后续分析，如果两谱寿命有显著差异，则采用工程适用线性疲劳损伤理论（著名的Palmgren—Miner理论简称Miner理论）来进行标识谱到设计载荷谱的寿命折换，即认为在循环载荷作用下，疲劳损伤是可以线性累积叠加，各应力间相互独立和互不相关。
当累加的损伤达到某一个数值时，试件或构件就被破坏。
表2.7 损伤一致性检验数据试件8-1~8-8的试验结果表明，对三种应力水平，在考虑分散性的基础上，含标识谱的试验谱与原设计谱的损伤都基本一致，总寿命前者较后者略小，偏于安全；另外考虑试样根数有限，进行准确寿命折换的数据不足，故本报告直接将试验谱所得结果用于耐久性分析是合理的。
2.3 正式试验谱示例含标识谱主梁高载正式试验谱：*频率f cycles 峰值谷值**1AA10 32 10.7712 5.068810 1 17.1072 11.4048…10 1 24.7104 3.801610 3 14.5728 1.2672 *频率f cycles 峰值谷值**2AA10 19 10.7712 5.068810 2 14.5728 1.2672…10 3 14.5728 1.267210 20 10.7712 5.0688*频率f cycles 峰值谷值**7AG10 20 10.7712 5.068810 3 17.1072 11.4048…10 4 14.5728 1.267210 21 10.7712 5.0688 *频率f cycles 峰值谷值**3AA10 31 10.7712 5.068810 3 14.5728 1.2672…10 4 14.5728 1.267210 32 10.7712 5.0688*频率f cycles 峰值谷值**4AA10 29 10.7712 5.068810 4 14.5728 1.2672…*正中最大峰值处接标识载荷*10 1500 44.9856 30.096**接原谱**…10 5 14.5728 1.267210 30 10.7712 5.0688 *频率f cycles 峰值谷值**8AG10 14 10.7712 5.068810 8 17.1072 11.4048…10 10 14.5728 1.267210 15 10.7712 5.0688*频率f cycles 峰值谷值**6AG10 20 10.7712 5.068810 6 17.1072 11.4048…10 3 14.5728 1.267210 11 10.7712 5.0688 *频率f cycles 峰值谷值**5AG10 17 10.7712 5.068810 2 17.1072 11.4048…10 3 14.5728 1.267210 9 10.7712 5.0688主梁低中载荷试验谱以及后梁高中低载荷谱与之类似，不再赘述。