飛機結(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)計中重點關(guān)注的疲勞部位。雖然通過疲勞試驗可以確定試件的疲勞壽命性能指標，但是大量的試驗測試周期長、成本高，采用仿真計算手段能夠為試驗的設(shè)計提供指導(dǎo)，有效減少試驗的次數(shù)，并同樣獲得具有參考價值的計算結(jié)果。

1.飛機結(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)計中重點關(guān)注的疲勞部位。
2.雖然疲勞試驗可以確定試件的疲勞壽命性能指標，但是測試周期長、成本高。
3.采用仿真計算手段力求能夠為試驗設(shè)計提供指導(dǎo)，有效減少試驗次數(shù)，獲得具有參考價值的計算結(jié)果。

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

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