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摘要
先进战斗机S型进气道的内流场分离使进气道薄壁结构承受严重的振动噪声载荷，对进气道蒙皮及支撑结构的声疲劳寿命影响极大，增加了战斗机的维护维修成本。因此，S型进气道结构抗声疲劳动强度设计是新一代先进战斗机的设计难点。针对战斗机进气道结构声疲劳问题，从气动噪声预计、声振耦合动响应分析方法、进气道有限元快速建模方法以及结构声疲劳寿命预计等方向开展了系统的研究，建立了进气道抗声疲劳设计方法，并通过试验验证，分析结果与试验一致性良好。
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单位中国空气动力研究与发展中心; 中国飞机强度研究所; 成都飞机设计研究所
