几何体和有限元网格
开发了前机身的NASTRAN 有限元模型 （FEM），如图 MERC-2.2 所示。 它主要由壳和梁元件组成。 通常，关节由共享节点建模;紧固件未显式建模。但是，将挡风玻璃倍增器连接到机身结构和蒙皮的紧固件是使用梁单元显式建模的。 偶尔使用刚性元件，例如模拟仅将轴承载荷传递到挡风玻璃倍增器的浮动窗口。

负载条件和应力
内部加压效应是窗户区域应力的主要原因。 由于机动、着陆、阵风等引起的负载。相比之下可以忽略不计。 内部加压实际上是指机舱在大气压力低得多的高度飞行时保持海平面压力的情况。压差作为内部压力应用于模型。 请注意，平面中的释放阀可防止压差超过 7.5 psi。

任务剖面数据与图MERC-2.3中的加压信息相结合，给出飞机将经历的内部加压周期的频率和幅度。 任务剖面数据由飞行高度数据与时间的关系组成。图MERC-2.4显示了一个典型的航段，由1 000英尺至25 000英尺的几个高度的任务组成。 结合图MERC-2.3和MERC-2.4中的信息，得出图MERC-2.5所示的内部加压循环。

前机身和倍增器中的应力在 1 psi 加压时显示在下面的图 MERC-2.6 中。 假设倍增器中的应力与施加的压力成线性比例。 例如，在 7.5 psi 内部加压下，倍增器中任何一点的应力将比图 MERC-2.6 中的值大 7.5 倍。

图MERC-2.7显示了倍增器小腿中平均拉应力的循环。 这些值是将图 MERC-2.5 中的压力循环数据乘以有限元分析预测的倍增器小腿中的平均拉伸应力的结果，该压力为 1 psi 加压。

临界裂纹长度
AILURE被定义为裂纹达到一定长度ACRIT的时间，使得在最大载荷条件下进一步增长将不稳定。 当裂纹的应力强度因子达到其临界值Kc时，就会发生这种情况。 对于 0.091“ 厚的 Al 7075-T6，该值为 71 ksiÖin。在最大载荷条件下，倍增器中的拉应力为 slimit= 22.4 ksi。 临界裂纹长度通过求解 acrit 来确定。 这必须迭代求解，因为 b 是裂纹长度 a 的函数。 求解方程得到 acrit=0.7”。 请注意，此分析的b因子取自AFGROW库。

预测裂纹增长
开发了前机身的NASTRAN 有限元模型 （FEM），如图 MERC-2.2 所示。 它主要由壳和梁元件组成。 通常，关节由共享节点建模;紧固件未显式建模。但是，将挡风玻璃倍增器连接到机身结构和蒙皮的紧固件是使用梁单元显式建模的。 偶尔使用刚性元件，例如模拟仅将轴承载荷传递到挡风玻璃倍增器的浮动窗口。

负载条件和应力
AFGROW用于预测由于机身加压循环而导致的倍增器中的裂纹扩展。 假设裂纹从紧固件孔处的 0.05“ 半径拐角裂缝开始，增长到贯穿裂缝，然后在倍增器上扩展，直到失效。 将应力循环（见图MERC-2.7）、AFGROW的b因子和材料da/dN数据结合起来，得出下图MERC-2.8中的裂纹扩展预测。 请注意，应用了Willenborg延迟。