1 疲勞的基本概念

1.1 疲勞破壞的特征

1 在交變的工作應力遠小于材料的強度極限，甚至比屈服極限還小的情況下，破壞就可以發生。

2 疲勞破壞是一個累積損傷的過程，要經過一定的時間歷程在交變應力多次循環之后才突然發生。

3 疲勞破壞時沒有明顯的塑性變形。即使塑性較好的材料，破壞時也像脆性材料那樣，只有很小的塑性變形。因此，疲勞破壞事前不易察覺。

4 疲勞破壞的斷口有明顯的特征，總是呈現兩個不同的區域，一個是比較光滑的區域，叫做疲勞區，內有弧形線條，叫做疲勞線；另一個是比較糙的區域，叫做瞬時斷裂區。此區域內沒有疲勞線。

1.2 疲勞破壞的原因

內因：構件外形尺寸的突變或材料內部有缺陷

外因：構件要承受有交變載荷(或交變應力)

在交變應力長期作用下，在構件外形突變處，或材料有缺陷處出現應力集中，逐步形成了非常細微的裂紋(即疲勞源)，在裂紋尖端產生嚴重的應力集中，促使裂紋逐漸擴展，構件截面不斷削弱。當裂紋擴展到一定程度，在偶然的超載沖擊下，構件就會沿削弱了的截面發生突然斷裂。

2 飛機結構承受的交變載荷

2.1 飛機結構承受的疲勞載荷

01 機動載荷

它是由于飛機在機動飛行中，過載的大小和方向不斷改變而使飛機承受的氣動交變載荷。機動載荷用飛機過載的大小和次數來表示。

02 突風載荷

它是由于飛機在不穩定氣流中飛行時，受到不同方向和不同強度的突風作用而使飛機承受的氣動交變載荷。

03 地-空-地循環載荷

飛機在地面停放或在地面滑行時，機翼在本身重量和設備重量作用下，承受向下的彎矩，但飛機離地起飛后，機翼在升力作用下，承受向上的彎矩。這種起落一次交變一次的載荷，稱為地-空-地循環載荷。這是一種時間長、幅值大的載荷。

04 著陸撞擊載荷

它是由于飛機著陸接地后，起落架的彈性引起飛機顛簸加到飛機上的重復載荷。

05 地面滑行載荷

它是由于飛機在地面滑行時因跑道不平引起顛簸，或由于剎車、轉彎、牽引等地面操縱而加到飛機上的重復載荷。

06 座艙增壓載荷

這是由于座艙增壓和卸壓，而加給座艙周圍構件的重復載荷。

在以上幾種疲勞載荷中，對殲擊機影響最大的是機動載荷、著陸撞擊載荷和地面滑行載荷。

2.2 交變應力

在上述交變載荷作用下，構件內部的應力也將是周期性變化的“交變應力”。

當交變應力規則地變化時，可以用正弦波形表示應力隨時間變化的情況。由圖1可見，交變應力在兩個極值之間作用周期性的變化。這兩個極值中大的一個叫做“最大應力”，小的一個叫做“最小應力”。

圖1 交變應力

交變應力每作一個周期性變化，叫做“應力循環”。為了說明交變應力的變化規律，通常用最小應力和最大應力的比值來表示，即：這個比值叫“循環特征”(或“應力比”)。

在每一個循環中，當最大應力和最小應力相等而符號相反時，這樣一種應力循環叫“對稱循環”。當應力變化是時有時無，即從零到最大值，又從最大值至零，這種最小值為零的應力叫做“脈動循環”。當循環特征為任意數值時，此種應力循環屬“非對稱循環”。

圖2 對稱循環

圖3 脈動循環

圖4 疲勞極限的測定

3 材料的疲勞極限和曲線

材料在一定循環特征下，可以承受無限次應力循環而不發生破壞的最大應力，叫做材料的疲勞極限。

每一種材料的疲勞極限必須通過試驗來測定。下面以對稱循環旋轉彎曲疲勞極限的測定方法為例作簡單介紹。

圖5 鋼的σ-N曲線

圖6 鋁合金的σ-N曲線

對于鋼材，當循環次數N越大時，曲線逐漸趨于水平，即有一條水平漸近線。水平漸近線所對應的縱坐標，就是對稱循環的疲勞極限。

圖7 σ-N曲線的三個范圍

圖8 損傷尺寸與載荷循環數的關系

4 影響飛機結構疲勞強度的因素

根據部隊和工廠維修實踐，影響飛機結構疲勞強度的因素主要有以下四個方面：

應力集中的影響

大量破壞事例證明：應力集中是影響飛機結構疲勞強度的主要因素，疲勞源總是出現在應力集中的部位。如開孔、開槽、倒角、螺紋等處容易出現疲勞裂紋。

表面加工質量的影響

大量的破壞事例也證明：表面加工質量不高，也是影響飛機結構疲勞強度的重要因素。

裝配效應的影響

使用經驗和疲勞試驗表明，各種裝配效應對結構的疲勞強度影響很大。

使用環境的影響

1.腐蝕疲勞

金屬受到腐蝕，將產生“腐蝕疲勞”，使疲勞強度降低，因為腐蝕使金屬表面產生無數的小應力集中點，促使疲勞裂紋的形成。

2. 擦傷疲勞

當兩個相互接觸的固體表面具有微小的相對運動時，表面會受到損傷，這就會引起“擦傷疲勞”(或稱“擦傷腐蝕”)。

3. 高溫疲勞

其和低溫疲勞溫度對結構的疲勞強度也有影響。

4. 熱疲勞

構件在交變的熱應力作用下引起的破壞稱為“熱疲勞”。這種熱應力主要來自兩方面，①由溫度分布不均所引起的;②限制金屬自由膨脹或收縮所引起的。熱疲勞破壞常常表現為金屬表面細微裂紋網絡的形成，叫做“龜裂”。

5. 聲疲勞

在聲環境下工作的構件，因為受到噪音的激勵而產生振動，由這種強迫振動引起的破壞，稱為“聲疲勞”或“噪音疲勞”。

5 提高飛機結構疲勞強度的措施

目前飛機設計制造，在結構布局、材料選擇和工藝方法等方面，都采取了許多措施來提高飛機結構疲勞強度。這里僅就與使用維護有關的方面作一介紹。

5.1 減緩局部應力

由于應力集中是影響疲勞強度的主要因素。因此，減緩局部應力是提高構件疲勞強度的一項重要措施。在維護使用中減緩局部應力的方法，主要是增大圓角半徑和打止裂孔。

增大圓角半徑

減緩局部應力的一般原則是：防止截面有急劇的變化，當這種變化不可避免時，應保證這種變化有足夠的圓角半徑。

圖9 殲6飛機前起落架輪叉接耳根部圓角的改進

圖10 止裂孔降低了應力增長

殲6飛機前起落架輪叉在接耳根部易產生裂紋，就是由于接耳根部的圓角半徑過小(只有)，且接耳根部外緣的圓弧過渡區過小或根本未加工出來，形成尖角造成的。針對這一情況，部隊采用了銼修和打磨的方法，工廠將接耳根部圓角半徑加大到并使根部外緣有一定寬度的圓弧過渡面(圖)，從而排除了這一故障。

打止裂孔

當構件上已出現疲勞裂紋之后，為了減緩裂紋尖端的局部應力，較有效的辦法是打止裂孔。由疲勞破壞的特征可知，疲勞破壞有一個過程，也就是說，在達到破壞之前，裂紋是緩慢擴展的。打止裂孔的目的就是制止裂紋緩慢擴展。

打止裂孔之所以能減緩裂紋尖端的局部應力制止裂紋緩慢擴展，主要是因為孔增大了裂紋尖端的曲率半徑，降低了應力集中程度。

5.2 提高表面質量

由于表面粗糙是引起應力集中的因素，因此提高構件表面光潔度，也是提高構件疲勞強度的重要措施。

消除構件上由于加工而殘留的刀痕

削除的方法是：用銼刀、砂布進行打磨，但嚴禁用砂輪打磨，并注意打磨方向，防止造成新的周向刀痕。打磨處的光潔度不應低于一定數值，并應均勻光滑過渡。這個措施對于預防承力構件裂紋有明顯作用。

應盡力防止構件表面人為地造成傷痕

過去有不少人認為，碰傷、劃傷一點，只能觸及飛機結構的一點毛皮，不會影響飛機壽命。這種認識是片面的。

提高表面材料強度，能使抗疲勞能力增加

常用的方法是滲碳、滲氮、氰化、高頻電表面淬火、滾壓、噴丸和擠壓強化等。這些方法使材料表面組織變化，強度增加，因而疲勞強度增加。

對承受交變載荷的連接件，在裝配時施加短梁的預應力，也可以提高連接件的疲勞強度。