1 疲劳的基本概念

1.1 疲劳破坏的特征

1 在交变的工作应力远小于材料的强度极限，甚至比屈服极限还小的情况下，破坏就可以发生。

2 疲劳破坏是一个累积损伤的过程，要经过一定的时间历程在交变应力多次循环之后才突然发生。

3 疲劳破坏时没有明显的塑性变形。即使塑性较好的材料，破坏时也像脆性材料那样，只有很小的塑性变形。因此，疲劳破坏事前不易察觉。

4 疲劳破坏的断口有明显的特征，总是呈现两个不同的区域，一个是比较光滑的区域，叫做疲劳区，内有弧形线条，叫做疲劳线；另一个是比较糙的区域，叫做瞬时断裂区。此区域内没有疲劳线。

1.2 疲劳破坏的原因

内因：构件外形尺寸的突变或材料内部有缺陷

外因：构件要承受有交变载荷(或交变应力)

在交变应力长期作用下，在构件外形突变处，或材料有缺陷处出现应力集中，逐步形成了非常细微的裂纹(即疲劳源)，在裂纹尖端产生严重的应力集中，促使裂纹逐渐扩展，构件截面不断削弱。当裂纹扩展到一定程度，在偶然的超载冲击下，构件就会沿削弱了的截面发生突然断裂。

2 飞机结构承受的交变载荷

2.1 飞机结构承受的疲劳载荷

01 机动载荷

它是由于飞机在机动飞行中，过载的大小和方向不断改变而使飞机承受的气动交变载荷。机动载荷用飞机过载的大小和次数来表示。

02 突风载荷

它是由于飞机在不稳定气流中飞行时，受到不同方向和不同强度的突风作用而使飞机承受的气动交变载荷。

03 地-空-地循环载荷

飞机在地面停放或在地面滑行时，机翼在本身重量和设备重量作用下，承受向下的弯矩，但飞机离地起飞后，机翼在升力作用下，承受向上的弯矩。这种起落一次交变一次的载荷，称为地-空-地循环载荷。这是一种时间长、幅值大的载荷。

04 着陆撞击载荷

它是由于飞机着陆接地后，起落架的弹性引起飞机颠簸加到飞机上的重复载荷。

05 地面滑行载荷

它是由于飞机在地面滑行时因跑道不平引起颠簸，或由于刹车、转弯、牵引等地面操纵而加到飞机上的重复载荷。

06 座舱增压载荷

这是由于座舱增压和卸压，而加给座舱周围构件的重复载荷。

在以上几种疲劳载荷中，对歼击机影响最大的是机动载荷、着陆撞击载荷和地面滑行载荷。

2.2 交变应力

在上述交变载荷作用下，构件内部的应力也将是周期性变化的“交变应力”。

当交变应力规则地变化时，可以用正弦波形表示应力随时间变化的情况。由图1可见，交变应力在两个极值之间作用周期性的变化。这两个极值中大的一个叫做“最大应力”，小的一个叫做“最小应力”。

图1 交变应力

交变应力每作一个周期性变化，叫做“应力循环”。为了说明交变应力的变化规律，通常用最小应力和最大应力的比值来表示，即：这个比值叫“循环特征”(或“应力比”)。

在每一个循环中，当最大应力和最小应力相等而符号相反时，这样一种应力循环叫“对称循环”。当应力变化是时有时无，即从零到最大值，又从最大值至零，这种最小值为零的应力叫做“脉动循环”。当循环特征为任意数值时，此种应力循环属“非对称循环”。

图2 对称循环

图3 脉动循环

图4 疲劳极限的测定

3 材料的疲劳极限和曲线

材料在一定循环特征下，可以承受无限次应力循环而不发生破坏的最大应力，叫做材料的疲劳极限。

每一种材料的疲劳极限必须通过试验来测定。下面以对称循环旋转弯曲疲劳极限的测定方法为例作简单介绍。

图5 钢的σ-N曲线

图6 铝合金的σ-N曲线

对于钢材，当循环次数N越大时，曲线逐渐趋于水平，即有一条水平渐近线。水平渐近线所对应的纵坐标，就是对称循环的疲劳极限。

图7 σ-N曲线的三个范围

图8 损伤尺寸与载荷循环数的关系

4 影响飞机结构疲劳强度的因素

根据部队和工厂维修实践，影响飞机结构疲劳强度的因素主要有以下四个方面：

应力集中的影响

大量破坏事例证明：应力集中是影响飞机结构疲劳强度的主要因素，疲劳源总是出现在应力集中的部位。如开孔、开槽、倒角、螺纹等处容易出现疲劳裂纹。

表面加工质量的影响

大量的破坏事例也证明：表面加工质量不高，也是影响飞机结构疲劳强度的重要因素。

装配效应的影响

使用经验和疲劳试验表明，各种装配效应对结构的疲劳强度影响很大。

使用环境的影响

1.腐蚀疲劳

金属受到腐蚀，将产生“腐蚀疲劳”，使疲劳强度降低，因为腐蚀使金属表面产生无数的小应力集中点，促使疲劳裂纹的形成。

2. 擦伤疲劳

当两个相互接触的固体表面具有微小的相对运动时，表面会受到损伤，这就会引起“擦伤疲劳”(或称“擦伤腐蚀”)。

3. 高温疲劳

其和低温疲劳温度对结构的疲劳强度也有影响。

4. 热疲劳

构件在交变的热应力作用下引起的破坏称为“热疲劳”。这种热应力主要来自两方面，①由温度分布不均所引起的;②限制金属自由膨胀或收缩所引起的。热疲劳破坏常常表现为金属表面细微裂纹网络的形成，叫做“龟裂”。

5. 声疲劳

在声环境下工作的构件，因为受到噪音的激励而产生振动，由这种强迫振动引起的破坏，称为“声疲劳”或“噪音疲劳”。

5 提高飞机结构疲劳强度的措施

目前飞机设计制造，在结构布局、材料选择和工艺方法等方面，都采取了许多措施来提高飞机结构疲劳强度。这里仅就与使用维护有关的方面作一介绍。

5.1 减缓局部应力

由于应力集中是影响疲劳强度的主要因素。因此，减缓局部应力是提高构件疲劳强度的一项重要措施。在维护使用中减缓局部应力的方法，主要是增大圆角半径和打止裂孔。

增大圆角半径

减缓局部应力的一般原则是：防止截面有急剧的变化，当这种变化不可避免时，应保证这种变化有足够的圆角半径。

图9 歼6飞机前起落架轮叉接耳根部圆角的改进

图10 止裂孔降低了应力增长

歼6飞机前起落架轮叉在接耳根部易产生裂纹，就是由于接耳根部的圆角半径过小(只有)，且接耳根部外缘的圆弧过渡区过小或根本未加工出来，形成尖角造成的。针对这一情况，部队采用了锉修和打磨的方法，工厂将接耳根部圆角半径加大到并使根部外缘有一定宽度的圆弧过渡面(图)，从而排除了这一故障。

打止裂孔

当构件上已出现疲劳裂纹之后，为了减缓裂纹尖端的局部应力，较有效的办法是打止裂孔。由疲劳破坏的特征可知，疲劳破坏有一个过程，也就是说，在达到破坏之前，裂纹是缓慢扩展的。打止裂孔的目的就是制止裂纹缓慢扩展。

打止裂孔之所以能减缓裂纹尖端的局部应力制止裂纹缓慢扩展，主要是因为孔增大了裂纹尖端的曲率半径，降低了应力集中程度。

5.2 提高表面质量

由于表面粗糙是引起应力集中的因素，因此提高构件表面光洁度，也是提高构件疲劳强度的重要措施。

消除构件上由于加工而残留的刀痕

削除的方法是：用锉刀、砂布进行打磨，但严禁用砂轮打磨，并注意打磨方向，防止造成新的周向刀痕。打磨处的光洁度不应低于一定数值，并应均匀光滑过渡。这个措施对于预防承力构件裂纹有明显作用。

应尽力防止构件表面人为地造成伤痕

过去有不少人认为，碰伤、划伤一点，只能触及飞机结构的一点毛皮，不会影响飞机寿命。这种认识是片面的。

提高表面材料强度，能使抗疲劳能力增加

常用的方法是渗碳、渗氮、氰化、高频电表面淬火、滚压、喷丸和挤压强化等。这些方法使材料表面组织变化，强度增加，因而疲劳强度增加。

对承受交变载荷的连接件，在装配时施加短梁的预应力，也可以提高连接件的疲劳强度。