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在过去的30多年,飞机主要结构上的先进复合材料使用量已显著增加。随着先进通用航空运输试验计划的实施,美国国家航空航天局(NASA)和美国联邦航空管理局(FAA)在1994年新增了通用和商用航空复合材料的使用。金属和复合材料在损伤力学和耐久性问题上存在很大的区别,但复合材料和金属需要满足相同要求的结构完整性、安全性和耐用性。虽然复合材料结构的优点很多,但由于在大型结构、交互失效机理、温湿度的敏感性和疲劳分散性等方面缺乏经验,使得其相关试验论证变得十分困难。本文研究的总体目标是在保证可靠性的同时,考虑经济和试验持续时间,采用改进载荷寿命系数法,求得复合材料的载荷放大系数(LEF)和试验持续时间(N0),并为复合材料的机体结构论证提供指导。具体内容包括:(1)概述复合材料飞机结构耐久性试验,介绍其积木式试验方法以及分散性分析方法,并且详细介绍已有复合材料飞机结构耐久性疲劳试验方法—寿命系数法、载荷放大系数法和极限强度法,重点推导改进载荷寿命系数法,并依此法求得复合材料的LEF和N0,在保证相同可靠性和置信度的前提下,能够有效地缩短复合材料飞机结构的全尺寸试验持续时间。(2)研究铺层方式为[45/0/-45/90]s的CCF300/BA9916-II复合材料层合板拉-拉载荷的疲劳行为和规律,使用本文研究的改进载荷寿命系数法,得到复合材料层合板在B基准上的疲劳寿命和剩余强度的形状参数,进而求得该复合材料的LEF和N0。并将试验结果与已有的复合材料统计结果相较,验证改进载荷寿命系数法的正确性。该方法通过使用改进联合威布尔分布分析分散性,简化了求解复合材料的LEF和N0的过程。(3)研究铺层方式为[45/-45/0/0/-45/90/0/90/45/0]s的T300/BMP316新型复合材料层合板(无孔和含孔)在拉-拉载荷的疲劳行为及规律,运用已验证的改进载荷寿命系数法求解其LEF和N0,得出部件的试验件数和孔径对复合材料层合板的LEF和N0的影响。