技術(shù)編號(hào)：40443445
提示：您尚未登錄，請(qǐng)點(diǎn) 登 陸 后下載，如果您還沒有賬戶請(qǐng)點(diǎn) 注 冊(cè) ，登陸完成后，請(qǐng)刷新本頁(yè)查看技術(shù)詳細(xì)信息。本發(fā)明屬于飛機(jī)控制，尤其涉及一種含預(yù)制裂紋試驗(yàn)件疲勞萌生壽命評(píng)估方法。背景技術(shù)、目前，在飛機(jī)強(qiáng)度損傷容限試驗(yàn)設(shè)計(jì)中，都是制作相應(yīng)的試驗(yàn)件進(jìn)行試驗(yàn)、評(píng)估。但是，傳統(tǒng)的試驗(yàn)評(píng)估方法均無(wú)法對(duì)含預(yù)制裂紋試驗(yàn)件的裂紋萌生壽命進(jìn)行計(jì)算、預(yù)測(cè)，無(wú)法適用于含預(yù)制裂紋試驗(yàn)件，即無(wú)法對(duì)含預(yù)制裂紋試驗(yàn)件的疲勞萌生壽命進(jìn)行準(zhǔn)確計(jì)算，從而嚴(yán)重影響了飛機(jī)強(qiáng)度損傷容限試驗(yàn)的試驗(yàn)結(jié)果。技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路、為解決現(xiàn)有技術(shù)中存在的上述問題，本發(fā)明提供了一種含預(yù)制裂紋試驗(yàn)件疲勞萌生壽命評(píng)估方法。、為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明采用如下技...
注意：該技術(shù)已申請(qǐng)專利，請(qǐng)尊重研發(fā)人員的辛勤研發(fā)付出，在未取得專利權(quán)人授權(quán)前，僅供技術(shù)研究參考不得用于商業(yè)用途。
該專利適合技術(shù)人員進(jìn)行技術(shù)研發(fā)參考以及查看自身技術(shù)是否侵權(quán)，增加技術(shù)思路，做技術(shù)知識(shí)儲(chǔ)備，不適合論文引用。
請(qǐng)注意，此類技術(shù)沒有源代碼，用于學(xué)習(xí)研究技術(shù)思路。