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耳片是飛機結構中重要的受力件，應用廣泛，對飛機的安全和性能都有很大影響。耳片的結構形式比較簡單，但是耳孔附近的應力狀態很復雜，所以耳片強度分析是一個十分復雜的問題。工程實際中，通常采用簡化計算方法來解決耳片的強度問題�，F在國內外已經有了許多耳片強度的簡化計算方法，人們經過長期的使用和新近做的試驗，發現這些方法當中有的過分保守，有的則偏于危險。因此在新機設計時，為了減輕重量，提高飛機性能，確保飛行安全，有必要將現有的耳片強度有限元分析方法作一些剖析，開展研究，尋求新的計算方法，以滿足種1設計的需要。
飛機結構中的操縱拉桿，起落架和艙門的作動筒等組件上的耳片是受軸向載荷的，見圖。這種受載的耳片在一些文獻中當作曲或厚壁筒來計算。顯然耳片的幾何形約束條件和載荷形式都與龜們不同。另飛機設計是按極限承載能力設計的，耳片破壞時已進人塑性范圍，應力分布也有很大不同，所以與試驗結果相差較大。根據大量的耳片破壞現象的觀察和計算：認為受軸向拉伸載荷的耳片采用平均應力法比較合適，即不管耳片破壞特性如何，都可以用沿孔中心的橫截面上的平均應力再考慮破壞效率來計算耳片強度。
飛機結構中還有一大類耳片是象接頭，作動筒支架，操縱搖臂等零件上的耳片，其載荷與耳片軸線成一定的角度，如圖所示。現在國內還沒有受斜向載荷的耳片強度計算方法。過去在飛機設計時只好采用下面的方法：不管加載角度多大，一律按a=0的方法計算(即第二節的方法)，并認為這樣計算是偏安全的(也就是說，a=0的耳片承載能力低于0的承載能力)。乍一看，這樣理解似乎是對的，因為0時，與外載荷垂直的橫截面面積比>0時的面積要小�？墒鞘聦嵳孟喾�，因為0時，耳孔兩側的剛度相等，載荷平均分配；而當>0時，孔兩側的剛度變得不相等了。顯然剛度大的一側受力比較大，而且彎曲效應變得主要了，由于載荷不均勻分配和彎曲效應的增大，使得耳片的承載能力降低了。
為了證實這種觀點，我們曾做過上千個耳片破壞試驗和二次耳片光彈性試驗，大量數據表明，我們的分析是正確的，國內現在的算法不是偏安全，而是偏危險。下面把試驗情況簡單介紹一下。我們選用最有代表性的四種航空材料45,30CrMnSiA,LY12-CZ和LC4-CS，加工成五種孔徑的組合耳片試驗板件，40同一種材料同一種孔徑各做三塊，每一塊板件上可以分別做2到3個：100，300，600，900。和一個任意角度的耳片試驗。從試驗結果可以看到，不管那一種孔徑(或者相對寬度)，外載與耳片軸線之間的夾角a越大，耳片的破壞載荷越小。另外，當厚度一定時，相對寬度b/d越小，耳片的破壞載荷越��；隨著增大和b/d的減小，斜向受載時的破壞載荷與軸向受載時的破壞載荷P的比值逐漸減小。
根據上面的試驗和分析，我們導出了一個新的耳片在斜向載荷作用下的強度計算方法一一折算系數法，其分析步驟如下：(1)按第二節的方法求出耳片在受載角度等于0時的極限承載能力，即順便提一下，我們在研制后期看到一些資料，介紹現在英、美、德等國普遍采用相關方程法來計算斜載作用下的耳片強度。這種方法的思路恰好跟我們提出的方法相同。不過正如文獻中指出的，它是根據少量的試驗數據總結出來的半經驗半理論的一種方法。所以有時與實際相差較大。以90度受載的耳片為例，鋁合金耳片用相關方程法求得的效率系數要比我們試驗得到的低百分之五十。說明這種方法對于鋁合金耳片是過于保守的，可是對于鋼耳片則偏于危險。另外，相關方程法使用起來非常麻煩，而且計算中用到的曲線無法與國產材料一一對應。
飛機結構中的接頭、支架和搖臂等零件上的耳片常常是受壓縮載荷的，見圖，目前對于這種受載的耳片還沒有比較好的計算方法。國外資料未曾見過，國內則人為地把耳片受壓時的載荷變成拉伸載荷當作受拉耳片來校核強度或者乘一個系數。顯然，這種方法是純經驗的，缺乏理論根據，而且與試驗相差較大。我們根據彈性軟力和耳片受軸向載荷及斜向載荷的試驗曲線和計算方法，得到先把壓縮力尸解為軸向分量就用這個新的切向力，按照前面第三節的方法來校核耳片的切向強度。
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