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战伤飞机裂纹型损伤的损伤极限是战伤飞机损伤评估中必须求解的关键参量之一,以往的求解过程必须采用某种形式的迭代法,然而,该迭代收敛具有不确定性,求解工作量大且误差难以估计.为了高效准确地计算损伤极限,提出一种计算损伤极限的非迭代解法.算例验证表明该解法比迭代法准确、方便、规则;尤其当损伤结构为加筋壁板时,该解法能方便地将符合条件的所有损伤极限值全部解出.