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耳片是飞机结构中重要的受力件，应用广泛，对飞机的安全和性能都有很大影响。耳片的结构形式比较简单，但是耳孔附近的应力状态很复杂，所以耳片强度分析是一个十分复杂的问题。工程实际中，通常采用简化计算方法来解决耳片的强度问题。现在国内外已经有了许多耳片强度的简化计算方法，人们经过长期的使用和新近做的试验，发现这些方法当中有的过分保守，有的则偏于危险。因此在新机设计时，为了减轻重量，提高飞机性能，确保飞行安全，有必要将现有的耳片强度有限元分析方法作一些剖析，开展研究，寻求新的计算方法，以满足种1设计的需要。
飞机结构中的操纵拉杆，起落架和舱门的作动筒等组件上的耳片是受轴向载荷的，见图。这种受载的耳片在一些文献中当作曲或厚壁筒来计算。显然耳片的几何形约束条件和载荷形式都与龟们不同。另飞机设计是按极限承载能力设计的，耳片破坏时已进人塑性范围，应力分布也有很大不同，所以与试验结果相差较大。根据大量的耳片破坏现象的观察和计算：认为受轴向拉伸载荷的耳片采用平均应力法比较合适，即不管耳片破坏特性如何，都可以用沿孔中心的横截面上的平均应力再考虑破坏效率来计算耳片强度。
飞机结构中还有一大类耳片是象接头，作动筒支架，操纵摇臂等零件上的耳片，其载荷与耳片轴线成一定的角度，如图所示。现在国内还没有受斜向载荷的耳片强度计算方法。过去在飞机设计时只好采用下面的方法：不管加载角度多大，一律按a=0的方法计算(即第二节的方法)，并认为这样计算是偏安全的(也就是说，a=0的耳片承载能力低于0的承载能力)。乍一看，这样理解似乎是对的，因为0时，与外载荷垂直的横截面面积比>0时的面积要小。可是事实正好相反，因为0时，耳孔两侧的刚度相等，载荷平均分配；而当>0时，孔两侧的刚度变得不相等了。显然刚度大的一侧受力比较大，而且弯曲效应变得主要了，由于载荷不均匀分配和弯曲效应的增大，使得耳片的承载能力降低了。
为了证实这种观点，我们曾做过上千个耳片破坏试验和二次耳片光弹性试验，大量数据表明，我们的分析是正确的，国内现在的算法不是偏安全，而是偏危险。下面把试验情况简单介绍一下。我们选用最有代表性的四种航空材料45,30CrMnSiA,LY12-CZ和LC4-CS，加工成五种孔径的组合耳片试验板件，40同一种材料同一种孔径各做三块，每一块板件上可以分别做2到3个：100，300，600，900。和一个任意角度的耳片试验。从试验结果可以看到，不管那一种孔径(或者相对宽度)，外载与耳片轴线之间的夹角a越大，耳片的破坏载荷越小。另外，当厚度一定时，相对宽度b/d越小，耳片的破坏载荷越小；随着增大和b/d的减小，斜向受载时的破坏载荷与轴向受载时的破坏载荷P的比值逐渐减小。
根据上面的试验和分析，我们导出了一个新的耳片在斜向载荷作用下的强度计算方法一一折算系数法，其分析步骤如下：(1)按第二节的方法求出耳片在受载角度等于0时的极限承载能力，即顺便提一下，我们在研制后期看到一些资料，介绍现在英、美、德等国普遍采用相关方程法来计算斜载作用下的耳片强度。这种方法的思路恰好跟我们提出的方法相同。不过正如文献中指出的，它是根据少量的试验数据总结出来的半经验半理论的一种方法。所以有时与实际相差较大。以90度受载的耳片为例，铝合金耳片用相关方程法求得的效率系数要比我们试验得到的低百分之五十。说明这种方法对于铝合金耳片是过于保守的，可是对于钢耳片则偏于危险。另外，相关方程法使用起来非常麻烦，而且计算中用到的曲线无法与国产材料一一对应。
飞机结构中的接头、支架和摇臂等零件上的耳片常常是受压缩载荷的，见图，目前对于这种受载的耳片还没有比较好的计算方法。国外资料未曾见过，国内则人为地把耳片受压时的载荷变成拉伸载荷当作受拉耳片来校核强度或者乘一个系数。显然，这种方法是纯经验的，缺乏理论根据，而且与试验相差较大。我们根据弹性软力和耳片受轴向载荷及斜向载荷的试验曲线和计算方法，得到先把压缩力尸解为轴向分量就用这个新的切向力，按照前面第三节的方法来校核耳片的切向强度。
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