摘要：針對(duì)飛機(jī)全尺寸疲勞試驗(yàn)中結(jié)構(gòu)局部出現(xiàn)裂紋的問題,以美國聯(lián)邦航空局(FAA)咨詢通報(bào)AC23-13A中提供的指導(dǎo)性方法為基礎(chǔ),基于全尺寸試驗(yàn)的1g應(yīng)力測(cè)量結(jié)果,對(duì)有限元分析模型進(jìn)行驗(yàn)證,并對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)薄弱部位進(jìn)行疲勞優(yōu)化設(shè)計(jì)研究。研究結(jié)果表明,基于試驗(yàn),通過優(yōu)化框緣結(jié)構(gòu)尺寸,降低結(jié)構(gòu)的附加彎曲應(yīng)力和應(yīng)力集中系數(shù),提高了結(jié)構(gòu)疲勞壽命,對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)以及疲勞評(píng)定有直接參考價(jià)值。