为了更好的开拓我们的视眼，让大家更好的了解本专业最新的国内外研究进展及研究热点，在***的指导下，我们开展了飞行器结构强度研究前沿课程。课程内容涉及广泛，有鸟撞试验研究、复合材料研究、单机寿命健康管理以及新材料的应用等内容。各授课老师，就他们的主要研究内容对我们作了重点的介绍，使我们在接下来的学习中能准确的找准方向，跟随导师，有针对性的就自己方向的前沿问题做更深入的研究，不至于走太多的弯路，让我们真正地了解航空专业国内外的最新研究方向，有思想的去做些本方向的研究课题。
通过本课程的学习，我感触很深，认识到国内航空事业在迅猛发展的同时，也面对着更严峻的挑战。现在就感触最深的飞行器结构强度方面的疲劳问题说说自己所学。
疲劳作为机械产品一种常见的破坏形式，尤其在长期服役的薄壁结构中（如航空器）是极其容易发生的破坏模式（是结构承载过程中物理损伤的积累过程），是学术界和工程界极大关注的科学与工程技术问题。在飞行器结构设计领域，属结构耐久性设计的基本内容之一，是必须解决好的一个产品寿命问题。从最早的s～n曲线实验到现代与当代科学理论及测试手段的结合，已发展了近200年的历史，现代疲劳力学在力学冶金研究领域 、数学/力学研究 、工程应用力学研究以及工程分析与设计应用研究方面均有发展。
在工程应用力学研究方面，损伤力学研究方法有几何损伤力学和能量损伤力学。一方面，应用热力学理论方法，建立结构在疲劳载荷作用下的体系能量及其耗散能量的定量关系式，用损伤势函数的导数关系去求解疲劳损伤的积累与结构开裂问题。另一方面，线弹性、弹塑性断裂力学研究（当疲劳损伤发展到一个宏观可见裂纹几何阶段后，结构件有了一个裂纹形状的力学边界条件，研究其力学场量、裂纹扩展规律、寿命积分、剩余强度、断裂韧性等的应用力学描述等）；
在工程分析与设计应用研究方面，主要在以下几方面发展： 材料、构件、全尺寸结构的疲劳试验，建立疲劳损伤的工程规律描述；结构构件局部疲劳寿命的估算技术； 疲劳寿命的概率特性研究及其可靠性分析； 结构整体的耐久性设计与分析、损伤容限设计与分析；抗疲劳细节优化设计（细节构形、连接形式、强化工艺、加工质量）；人工智能、专家系统、神经网络方法用于疲劳损伤评估和优化设计。
疲劳破坏是一个长时间的蕴育积累过程，即在结构材料中的微观缺陷开始长大、汇聚，逐渐形成宏观可见的主导裂纹；该裂纹在反复载荷作用下仍继续扩展，直至断裂破坏（破坏过程是施加载荷的函数关系）。
断裂指结构体（有裂纹或无裂纹）在载荷作用下材料发生不连续构形变化的过程（该过程的变化速度复杂，与结构构形的薄厚有关，最大可达音速）；这个载荷可以是静力的、反复的，也可能是动态的。对应不同的结构构形（有裂纹或无裂纹）或不同的载荷性质（准静态或动态的）。结构的断裂是一个复杂的力学冶金物理过程。
不同的结构构形（有裂纹或无裂纹）或不同的载荷作用特征（准静力、动态或随机振动），其物理疲劳损伤的力学现象差异很大。疲劳属机械工程技术的静力学问题范畴，主要研究反复载荷作用下材料微观缺陷发展积累的宏观定量关系（结构承载能力的下降量、出现宏观可见裂纹的时间等），并解决复杂结构体的试验技术（裂纹监测与耐久性维修）问题等（一般不关心加载速率对破坏的影响作用）。宏观裂纹出现后的裂纹扩展及断裂破坏一般属静力学范畴内的断裂力学问题，主要研究不同结构体宏观裂纹的力学控制因素、裂纹扩展行为规律及其断裂阈值的控制等；动态或随机振动则属于动力学载荷作用下的裂纹扩展，主要技术特征在于质量力、固有动力学品质（频率、模态、阻尼）在其中的影响作用。
飞机结构的疲劳寿命估算的主要任务是：1、飞机结构载荷谱编制与统计；2、结构危险细节的应力应变历程分析；3、应力严重系数法的疲劳寿命估算；4、局部应力应变法的疲劳寿命估算；5、全寿命概念及全机定寿；6、结构抗疲劳细节设计原理；7、结构疲劳的概率分析及可靠性分析。
疲劳寿命指结构体破坏到一定程度所需的“时间”，笼统说时间并不准确，针对结构（尤其是航空器结构）可以有以下几种定义描述：1、载荷的反复作用次数（从峰到谷或从谷到峰的次数）或循环次数（主要用于等幅载荷循环）；2、载荷谱的块数（典型任务剖面中各种发生载荷所组成的载荷时间历程）；3、飞行小时数；4、起落次数；5、日历年限（使用年限）。前两种定义，可适用于任意机械构件；后三者仅对飞机而言。
日历年限包含着腐蚀的因素作用，有可能飞机飞行的小时数寿命没到，但年限到了，也算寿命殆尽。总之，以先到着为准。
疲劳损伤是指在反复载荷作用下导致结构体微观及宏观物理形态或几何形态上的变化（微观层次上，裸眼看不到微观物理形态的变化，但可表现为结构性能的劣化与降低）。由于物理形态的变化难于量化表征，力学或工程上均赋予了与性能劣化相一致的疲劳损伤定义。
疲劳寿命从不同方面讨论，有着不同的定义。从疲劳力学机理（阶段）上划分有裂纹形成寿命、裂纹扩展寿命以及全寿命。裂纹形成寿命，又称为无裂纹寿命或安全寿命，即出现宏观裂纹的寿命。
对于整架飞机而言，指关键部位出现宏观裂纹前的寿命；裂纹扩展寿命，又称为剩余结构寿命，即宏观裂纹出现后裂纹扩展阶段的寿命；全寿命＝裂纹形成寿命＋裂纹扩展寿命。
“裂纹出现”是一个模糊概念，其中也存在描述层次和计算能力的问题。目前的做法（规范中规定）：．力学上的裂纹出现——泛指裂纹长度为0.
1mm，这是损伤力学较准确的计算单元，或是断裂力学可计算的最小长度值。．“工程裂纹”出现——在现场用检测手段可探测的，即“工程可检”的最短裂纹。这是一个统计均值，一般认为在90%觉察概率、95%置信度之下的平均长度（≈1mm）。
但这与构造情况、检查部位的可检性相关。如螺帽、垫圈下孔边裂纹要伸出垫圈1.6mm；．“小裂纹”段。
寿命估算时，形成段与扩展段分别用不同方法计算，但裂纹较小时（在裂纹门槛值附近），断裂力学方法不能恰当描述，所以再建立这样一个“小裂纹段”，“小裂纹段”的寿命估算方法并不成熟，规范并未采用，但工程上三段寿命估算的准确性要好些，这对于裂纹的分界也更明确些。
从安全角度而言，裂纹扩展阶段的上界并不能是完全断裂，可以是工程允许裂纹（以速度来定）；可以是一个临界裂纹长度（以长度来定），所以寿命也不相同。
从使用寿命上划分（主要指整架飞机），疲劳寿命主要讨论以下几点：
使用寿命：飞机关键部位已经出现裂纹，但仍能正常使用（指不危及安全，不降低性能），则还在使用寿命期内；一旦裂纹已扩展到使飞机不能正常使用时，即使用寿命完结。“正常使用”的技术术语解释是从强度、刚度上讲，飞机带有裂纹受损结构仍能承受“使用载荷”而不至于：
1强度不够（结构断裂，或强度储备不足）；2刚度不够（变形过大，影响操纵，间隙及相对位置等）；3过大的永久变形；4操纵效能降低，甚至失效或反效；5颤振临界速度降低。使用寿命是一种全寿命，只是后限不好定，因为它不是以裂纹长度来定，也不是以完全断裂来定，而是以具体构件的功能丧失严重性而定。通常工程中认为使用寿命是结构出现广布疲劳损伤，而使用危险性增大的时限。
2）经济（耐久性）寿命：是指与飞机维修经济性相关的一种寿命的描述（维修成本过高、维修增加结构重量过大）。
飞机结构的正常使用寿命（或设计寿命）是要依靠飞机的一定复杂程度上的检修来保证。但当飞机的检修太昂贵、太赔重量，不如不修时，就是达到了飞机的经济寿命（一般允许结构关键部位上至少出现一次裂纹，或形成广布损伤）。
3) 设计（设计单位给出的保证）寿命。
这是设计单位用的寿命概念，也叫“使用寿命”，但与使用方的角度不同。该寿命值是一个设计的寿命指标（目标寿命）；以此为目标来设计结构的抗疲劳性能，试验也以此为准看能否满足该指标。
但设计单位给出的使用寿命较试验寿命要打折扣（结构的疲劳分散系数）。
4) 工程上，目前统一用耐久性安全寿命概念，是说结构**现广布疲劳损伤， 且不易再继续维修。
5）工程上，还关心一个称为损伤容限的寿命，是指工程上可裸眼检测到的宏观裂纹发展至结构断裂前的裂纹扩展寿命。通常该阶段寿命在工程中作为结构维修的参考时限，即结构裂纹被漏检的最长时间。
结构寿命是一个难以用裂纹长度度量的值，而是依据工程使用实践及安全性或维修性来确定判断的。通常块体构件的安全使用寿命以及检查维修比较严格，必须通过试验保证其寿命期内的安全性（甚至不允许发生宏观可见裂纹）；而薄壁结构的安全寿命可能对应一个更长的宏观可见裂纹，但不危及安全，又能有好的经济性维修方案，在至少一次大修后完成使用寿命。如此设计的结构是重量合理的，若不在安全寿命期内出任何疲劳问题，则说明结构设计过于“粗笨”了，不是好设计。
通过飞行器结构强度研究前沿这门课程的学习，我更加深刻地了解了我们学校老师们在飞行器结构强度方面所做的研究，课堂上老师们精彩的讲解也让我对我所学产生了更浓厚的兴趣。通过学习飞行器结构强度研究前沿这门课程，我深刻的认识到，仅仅抓住前沿问题是不够的，还得把前人研究的本专业以及相关的基础知识认真的学习好，只有站在巨人的肩上才能看的更远。从各个老师的科研成果来看，任何成功的取得都是离不开艰辛的奋斗。
做科研要吃的了苦，耐得住寂寞，要有自己的思想。总而言之，飞行器结构强度研究前沿这门课程我受益匪浅。
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