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摘要
依据疲劳分析中的细节疲劳额定值法，提出了一种针对纯剪状态下飞机典型壁板结构的屈曲疲劳分析方法。采用整体垫板形式设计典型壁板试验件，避免“对角拉”方式施加剪切载荷时的非关键区破坏；建立剪切屈曲疲劳状态下细节疲劳额定值的分析模型，并给以试验验证；分析结构屈曲疲劳破坏模式，给出结构破坏及裂纹扩展特征，为结构抗屈曲疲劳设计提供技术支持。结果表明：屈曲疲劳的破坏多由于铆钉处受弯曲应力和剪切应力双重影响造成；起裂裂纹沿着垂直于屈曲波的方向扩展，当裂尖靠近屈曲波中心时，扩展速率急速增长；结构屈曲临界载荷随循环次数的增加而减少；提出的屈曲疲劳分析模型是合理可行的，这为结构后屈曲状态下的疲劳评估提供一种便利的工程算法。
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