飞机结构疲劳强度的影响因素及改进措施(一)
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疲劳的基本概念
1.1 疲劳破坏的特征
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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。
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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。
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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。
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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。
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飞机结构承受的交变载荷
2.1 飞机结构承受的疲劳载荷
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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
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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
