摘要：針對飛機全尺寸疲勞試驗中結(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AC23-13A中提供的指導性方法為基礎,基于全尺寸試驗的1g應力測量結(jié)果,對有限元分析模型進行驗證,并對飛機結(jié)構(gòu)薄弱部位進行疲勞優(yōu)化設計研究。研究結(jié)果表明,基于試驗,通過優(yōu)化框緣結(jié)構(gòu)尺寸,降低結(jié)構(gòu)的附加彎曲應力和應力集中系數(shù),提高了結(jié)構(gòu)疲勞壽命,對飛機結(jié)構(gòu)設計以及疲勞評定有直接參考價值。