飛機(jī)結(jié)構(gòu)中耳片連接結(jié)構(gòu)是常見的結(jié)構(gòu)形式，常用于梁、墻、框的端頭，耳片承受集中載荷，由于其結(jié)構(gòu)存在應(yīng)力集中，是結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中重點(diǎn)關(guān)注的疲勞部位。雖然通過疲勞試驗(yàn)可以確定試件的疲勞壽命性能指標(biāo)，但是大量的試驗(yàn)測試周期長、成本高，采用仿真計(jì)算手段能夠?yàn)樵囼?yàn)的設(shè)計(jì)提供指導(dǎo)，有效減少試驗(yàn)的次數(shù)，并同樣獲得具有參考價(jià)值的計(jì)算結(jié)果。

1.飛機(jī)結(jié)構(gòu)中耳片連接結(jié)構(gòu)是常見的結(jié)構(gòu)形式，耳片承受集中載荷，由于其結(jié)構(gòu)存在應(yīng)力集中，是結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中重點(diǎn)關(guān)注的疲勞部位。
2.雖然疲勞試驗(yàn)可以確定試件的疲勞壽命性能指標(biāo)，但是測試周期長、成本高。
3.采用仿真計(jì)算手段力求能夠?yàn)樵囼?yàn)設(shè)計(jì)提供指導(dǎo)，有效減少試驗(yàn)次數(shù)，獲得具有參考價(jià)值的計(jì)算結(jié)果。

1.本次計(jì)算的對象與試驗(yàn)的對象完全一致，在實(shí)際疲勞試驗(yàn)之前要對每組試驗(yàn)件取其中一個(gè)進(jìn)行應(yīng)變測量試驗(yàn)，用于獲得試驗(yàn)件關(guān)鍵部位的應(yīng)變分布情況，因此按照該加載載荷進(jìn)行仿真計(jì)算，獲取相應(yīng)部位的應(yīng)變分布和應(yīng)變值，用于與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比，同時(shí)對邊界條件的處理方法、網(wǎng)格的收斂性及其他計(jì)算控制參數(shù)進(jìn)行標(biāo)定和驗(yàn)證。
2.完成應(yīng)變測量分析以后，對三個(gè)試驗(yàn)件分別按照實(shí)際的疲勞試驗(yàn)幅值載荷加載進(jìn)行靜力分析，獲得在疲勞幅值載荷下的應(yīng)力計(jì)算結(jié)果。
3.疲勞裂紋萌生壽命，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比。

對客戶提出的典型接頭耳片進(jìn)行疲勞壽命計(jì)算，并與同樣試驗(yàn)條件下的試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較分析，驗(yàn)證采用仿真計(jì)算手段針對耳片連接結(jié)構(gòu)進(jìn)行疲勞壽命分析的可行性。