1.一种预测飞机金属蒙皮冲击后疲劳寿命的方法，该方法具体步骤如下：步骤一、计算冲击凹坑疲劳影响系数

冲击凹坑接近于对称形状，用凹坑直径D和深度d表征其形状尺寸，为考虑冲击凹坑尺寸对飞机金属蒙皮疲劳性能及疲劳寿命的影响，引入无量纲冲击凹坑尺寸系数：则冲击凹坑对飞机金属蒙皮疲劳性能及疲劳寿命的影响系数表示为β(ε)，冲击凹坑对飞机金属蒙皮疲劳性能及疲劳寿命的影响系数写为β(ε)＝1-a·εb                                      (2)式中，ε为冲击凹坑尺寸系数；a和b为待定参数；

考虑冲击凹坑的影响，则飞机金属蒙皮冲击后疲劳强度或疲劳极限写为S∞(ε)＝S∞·β(ε)＝S∞·(1-a·εb)                             (3)式中，S∞为未受冲击飞机金属蒙皮的初始疲劳极限，S∞(ε)为飞机金属蒙皮冲击后的疲劳极限；

步骤二、建立指定应力比R0下飞机金属蒙皮冲击后疲劳性能模型飞机金属蒙皮冲击后疲劳S-N曲线的三参数幂函数表达式为式中， 表示指定应力比R0下的最大名义应力，A和α为材料参数，N为疲劳寿命；

将式(3)代入式(4)，得到指定应力比R0下飞机金属蒙皮冲击后疲劳性能模型：式(5)反映的是疲劳名义应力S、疲劳寿命N及冲击凹坑尺寸系数ε三者间的关系，因此，将式(5)称为S-N-ε曲面模型，S-N-ε曲面模型中的待定参数a、b、A、α和S∞通过步骤三进行拟合估计；

步骤三、拟合飞机金属蒙皮冲击后疲劳性能模型参数令

Y＝lg N                                     (7)p＝lg A                                     (8)q＝-α                                      (9)将式(6)至式(9)代入式(5)，则式(5)变为X-qY＝p                                   (10)从式(10)中看出，X与Y为线性关系，采用线性回归方法，对飞机金属蒙皮冲击后疲劳性能模型中的参数进行回归，得到联立式(8)、式(11)和式(12)，得到再联立式(9)和式(12)，得到

根据线性回归相关系数最优原理，即参数a、b和S∞的取值必须使r2(S∞,a,b)最大，推导出求解S∞，a和b的方程组为式中

将式(17)至式(22)代入式(16)，通过数值方法求解方程组(16)，即求得参数a、b和S∞的值；

步骤四、建立任意应力比R下飞机金属蒙皮冲击后疲劳性能模型为建立适合任意应力比的飞机金属蒙皮冲击后疲劳性能模型，应力比修正采用Goodman等寿命方程，即式中，Sa为名义应力幅值，Sm为平均名义应力，S-1为对称循环载荷作用下材料或结构的疲劳极限，σb为材料的拉伸强度极限；

根据应力比的定义，得到

联立式(23)和式(24)，则得到指定应力比R0下的Goodman方程：再联立式(23)和(25)，得到

又因为

则

将式(28)代入式(5)，得到任意应力比R下的飞机金属蒙皮冲击后疲劳性能模型：步骤五、建立谱载下飞机金属蒙皮冲击后疲劳寿命的预测模型采用Miner累积损伤理论，计算谱载下飞机金属蒙皮冲击后的疲劳寿命，Miner累积损伤理论表示为式中，(Sai,Smi)为载荷谱中第i个应力循环的名义应力幅值和均值；n(Sai,Smi)为载荷谱中第i个应力循环出现的次数，N(Sai,Smi)为第i个应力循环单独作用下的疲劳寿命，由式(29)确定，T为谱载作用下飞机金属蒙皮冲击后疲劳寿命；

将式(29)代入式(30)，得到飞机金属蒙皮冲击后疲劳寿命模型：步骤六、估算谱载下飞机金属蒙皮冲击后疲劳寿命将实际疲劳载荷谱的数据ni、Sai、Smi和飞机金属蒙皮冲击后疲劳性能S-N-ε曲面代入式(31)，通过数值方法，即求得飞机金属蒙皮冲击后疲劳寿命T。