一、疲勞的基本概念

（一）、疲勞破壞的特征

 1、在交變的工作應(yīng)力遠(yuǎn)小于材料的強(qiáng)度極限，甚至比屈服極限還小的情況下，破壞就可以發(fā)生。

  2、疲勞破壞是一個(gè)累積損傷的過(guò)程，要經(jīng)過(guò)一定的時(shí)間歷程在交變應(yīng)力多次循環(huán)之后才突然發(fā)生。

  3、疲勞破壞時(shí)沒(méi)有明顯的塑性變形。即使塑性較好的材料，破壞時(shí)也象脆性材料那樣，只有很小的塑性變形。因此，疲勞破壞事前不易察覺(jué)。

  4、疲勞破壞的斷口有明顯的特征，總是呈現(xiàn)兩個(gè)不同的區(qū)域，一個(gè)是比較光滑的區(qū)域，叫做疲勞區(qū)，內(nèi)有弧形線條，叫做疲勞線；另一個(gè)是比較糙的區(qū)域，叫做瞬時(shí)斷裂區(qū)。此區(qū)域內(nèi)沒(méi)有疲勞線。

（二）、疲勞破壞的原因

疲勞破壞的原因

內(nèi)因：構(gòu)件外形尺寸的突變或材料內(nèi)部有缺陷

外因：構(gòu)件要承受有交變載荷（或交變應(yīng)力）

在交變應(yīng)力長(zhǎng)期作用下，在構(gòu)件外形突變處，或材料有缺陷處出現(xiàn)應(yīng)力集中，逐步形成了非常細(xì)微的裂紋（即疲勞源），在裂紋尖端產(chǎn)生嚴(yán)重的應(yīng)力集中，促使裂紋逐漸擴(kuò)展，構(gòu)件截面不斷削弱。當(dāng)裂紋擴(kuò)展到一定程度，在偶然的超載沖擊下，構(gòu)件就會(huì)沿削弱了的截面發(fā)生突然斷裂。

二、飛機(jī)結(jié)構(gòu)承受的交變載荷

（一）、飛機(jī)結(jié)構(gòu)承受的疲勞載荷

1.機(jī)動(dòng)載荷

它是由于飛機(jī)在機(jī)動(dòng)飛行中，過(guò)載的大小和方向不斷改變而使飛機(jī)承受的氣動(dòng)交變載荷。機(jī)動(dòng)載荷用飛機(jī)過(guò)載的大小和次數(shù)來(lái)表示。

2.突風(fēng)載荷

它是由于飛機(jī)在不穩(wěn)定氣流中飛行時(shí)，受到不同方向和不同強(qiáng)度的突風(fēng)作用而使飛機(jī)承受的氣動(dòng)交變載荷。

3.地－空－地循環(huán)載荷

飛機(jī)在地面停放或在地面滑行時(shí)，機(jī)翼在本身重量和設(shè)備重量作用下，承受向下的彎矩，但飛機(jī)離地起飛后，機(jī)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(huán)載荷。這是一種時(shí)間長(zhǎng)、幅值大的載荷。

4.著陸撞擊載荷

它是由于飛機(jī)著陸接地后，起落架的彈性引起飛機(jī)顛簸加到飛機(jī)上的重復(fù)載荷。

5.地面滑行載荷

它是由于飛機(jī)在地面滑行時(shí)因跑道不平引起顛簸，或由于剎車、轉(zhuǎn)彎、牽引等地面操縱而加到飛機(jī)上的重復(fù)載荷。

6.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(gòu)件的重復(fù)載荷。

在以上幾種疲勞載荷中，對(duì)殲擊機(jī)影響最大的是機(jī)動(dòng)載荷、著陸撞擊載荷和地面滑行載荷。

（二）、交變應(yīng)力

在上述交變載荷作用下，構(gòu)件內(nèi)部的應(yīng)力也將是周期性變化的“交變應(yīng)力”。

當(dāng)交變應(yīng)力規(guī)則地變化時(shí)，可以用正弦波形表示應(yīng)力隨時(shí)間變化的情況。由圖可見，交變應(yīng)力在兩個(gè)極值之間作用周期性的變化。這兩個(gè)極值中大的一個(gè)叫做“最大應(yīng)力”，小的一個(gè)叫做“最小應(yīng)力”。

交變應(yīng)力每作一個(gè)周期性變化，叫做“應(yīng)力循環(huán)”。為了說(shuō)明交變應(yīng)力的變化規(guī)律，通常用最小應(yīng)力和最大應(yīng)力的比值來(lái)表示，即：，這個(gè)比值叫“循環(huán)特征”（或“應(yīng)力比”）。

在每一個(gè)循環(huán)中，當(dāng)最大應(yīng)力和最小應(yīng)力相等而符號(hào)相反時(shí)，這樣一種應(yīng)力循環(huán)叫“對(duì)稱循環(huán)”。當(dāng)應(yīng)力變化是時(shí)有時(shí)無(wú)，即從零到最大值，又從最大值至零，這種最小值為零的應(yīng)力叫做“脈動(dòng)循環(huán)”。當(dāng)循環(huán)特征為任意數(shù)值時(shí)，此種應(yīng)力循環(huán)屬“非對(duì)稱循環(huán)”

 

三、材料的疲勞極限和曲線

材料在一定循環(huán)特征下，可以承受無(wú)限次應(yīng)力循環(huán)而不發(fā)生破壞的最大應(yīng)力，叫做材料的疲勞極限。

每一種材料的疲勞極限必須通過(guò)試驗(yàn)來(lái)測(cè)定。下面以對(duì)稱循環(huán)旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞極限的測(cè)定方法為例作簡(jiǎn)單介紹。

對(duì)于鋼材，當(dāng)循環(huán)次數(shù)N越大時(shí)，曲線逐漸趨于水平，即有一條水平漸近線（圖6）。水平漸近線所對(duì)應(yīng)的縱坐標(biāo)，就是對(duì)稱循環(huán)的疲勞極限。

四、影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的因素

根據(jù)部隊(duì)和工廠維修實(shí)踐，影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的因素主要有以下四個(gè)方面：

（一）應(yīng)力集中的影響

大量破壞事例證明：應(yīng)力集中是影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的主要因素，疲勞源總是出現(xiàn)在應(yīng)力集中的部位。如開孔、開槽、倒角、螺紋等處容易出現(xiàn)疲勞裂紋。

（二）表面加工質(zhì)量的影響

大量的破壞事例也證明：表面加工質(zhì)量不高，也是影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的重要因素。

（三）裝配效應(yīng)的影響

使用經(jīng)驗(yàn)和疲勞試驗(yàn)表明，各種裝配效應(yīng)對(duì)結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度影響很大。

（四）使用環(huán)境的影響

 1.腐蝕疲勞

金屬受到腐蝕，將產(chǎn)生“腐蝕疲勞”，使疲勞強(qiáng)度降低，因?yàn)楦g使金屬表面產(chǎn)生無(wú)數(shù)的小應(yīng)力集中點(diǎn)，促使疲勞裂紋的形成。

2.擦傷疲勞

當(dāng)兩個(gè)相互接觸的固體表面具有微小的相對(duì)運(yùn)動(dòng)時(shí)，表面會(huì)受到損傷，這就會(huì)引起“擦傷疲勞”（或稱“擦傷腐蝕”）。

3.高溫疲勞和低溫疲勞

溫度對(duì)結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度也有影響。

4.熱疲勞

構(gòu)件在交變的熱應(yīng)力作用下引起的破壞稱為“熱疲勞”。這種熱應(yīng)力主要來(lái)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(xiàn)為金屬表面細(xì)微裂紋網(wǎng)絡(luò)的形成，叫做“龜裂”。

5.聲疲勞

在聲環(huán)境下工作的構(gòu)件，因?yàn)槭艿皆胍舻募?lì)而產(chǎn)生振動(dòng)，由這種強(qiáng)迫振動(dòng)引起的破壞，稱為“聲疲勞”或“噪音疲勞”。

五、提高飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的措施

目前飛機(jī)設(shè)計(jì)制造，在結(jié)構(gòu)布局、材料選擇和工藝方法等方面，都采取了許多措施來(lái)提高飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度。這里僅就與使用維護(hù)有關(guān)的方面作一介紹。

（一）減緩局部應(yīng)力

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

 1.增大圓角半徑

減緩局部應(yīng)力的一般原則是：防止截面有急劇的變化，當(dāng)這種變化不可避免時(shí)，應(yīng)保證這種變化有足夠的圓角半徑。

殲6飛機(jī)前起落架輪叉在接耳根部易產(chǎn)生裂紋，就是由于接耳根部的圓角半徑過(guò)小（只有），且接耳根部外緣的圓弧過(guò)渡區(qū)過(guò)小或根本未加工出來(lái)，形成尖角造成的。針對(duì)這一情況，部隊(duì)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(guò)渡面（圖），從而排除了這一故障。

2.打止裂孔

當(dāng)構(gòu)件上已出現(xiàn)疲勞裂紋之后，為了減緩裂紋尖端的局部應(yīng)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(gè)過(guò)程，也就是說(shuō)，在達(dá)到破壞之前，裂紋是緩慢擴(kuò)展的。打止裂孔的目的就是制止裂紋緩慢擴(kuò)展。

　　打止裂孔之所以能減緩裂紋尖端的局部應(yīng)力制止裂紋緩慢擴(kuò)展，主要是因?yàn)榭自龃罅肆鸭y尖端的曲率半徑，降低了應(yīng)力集中程度。

（二）提高表面質(zhì)量

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

1.消除構(gòu)件上由于加工而殘留的刀痕

削除的方法是：用銼刀、砂布進(jìn)行打磨，但嚴(yán)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(yīng)低于▽6，并應(yīng)均勻光滑過(guò)渡。

證明，這個(gè)措施對(duì)于預(yù)防承力構(gòu)件裂紋有明顯作用。

2.在使用中，應(yīng)盡力防止構(gòu)件表面人為地造成傷痕。

過(guò)去有不少人認(rèn)為，碰傷、劃傷一點(diǎn)，只能觸及飛機(jī)結(jié)構(gòu)的一點(diǎn)毛皮，不會(huì)影響飛機(jī)壽命。這種認(rèn)識(shí)是片面的。

3.提高表面材料強(qiáng)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(qiáng)化等。這些方法使材料表面組織變化，強(qiáng)度增加，因而疲勞強(qiáng)度增加。

4.對(duì)承受交變載荷的連接件，在裝配時(shí)施加短梁的預(yù)應(yīng)力，也可以提高連接件的疲勞強(qiáng)度。

來(lái)自：北方科技學(xué)院