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摘要
以大展弦比机翼为研究对象，基于Miner线性累积损伤理论并利用有限元分析方法计算了不同攻角下大展弦比机翼的疲劳寿命。首先，以N-S方程为基础，使用双向流-固耦合方法求解了巡航状态下机翼结构的位移，应力以及应变。其次，对机翼进行疲劳寿命分析，得到了机翼结构疲劳薄弱位置和不同攻角下的寿命情况。结果表明：大展弦比机翼疲劳薄弱位置易出现在翼尖前缘和翼根处，前缘的寿命从翼尖沿着机翼展向向翼根处增加；机翼的寿命情况与攻角的改变以及翼型参数密切相关，且在给定飞行工况下，一般会存在一个寿命最大攻角。
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