6_飞机结构疲劳设计(一)解析
腐蚀和疲劳对飞机结构的挑战及解决思路
腐蚀和疲劳对飞机结构的挑战及解决思路摘要：对于常在水域、海洋中执行任务的飞机来说，在长久的运行过程中，必然受到环境气候、水体水质、运作磨损等方面因素的影响，而使得机体结构受到一定程度的腐蚀、磨损、疲劳。
根据这些现象的严重程度，可相继引发一系列其他问题，如裂纹、孔隙等，若不及时加以干预和防治就会造成较大的生命财产损失，所以，相关人员便要加强重视程度，结合实际状况，进行高效高质的维修和养护。
据此，本文对腐蚀和疲劳对飞机结构的挑战及解决思路分别进行了简要分析。
关键词：飞机结构；腐蚀疲劳；解决方法在飞机服役过程中，腐蚀与疲劳一直是尚未彻底解决的难题。
在飞机使用年龄逐渐增长的过程中，出现的锈蚀、疲劳等情况也就成为飞机运作时面临的主要问题。
同时，结构锈蚀也是飞机老化的一个重要特点，它会导致飞机过早地步入老化阶段。
而飞机的老化过程又和服役环境密切相关，会因所处的海洋环境特点，使得在长期服役过程中加快老化速度。
这是因为相对于陆基飞机，在海上服役的航空器会面临着“三高”环境，由此对机体结构、系统、电子设备等造成的腐蚀，加之维护的人手、备品等也不能与陆基飞机比拟，这便造成维护难题。
1.飞机运行面临的问题1.1腐蚀问题对于在海洋中开展飞机运行工作，便会不可避免地遇到腐蚀问题，对于该问题的防护工作也具有一定难度。
尤其对于舰载飞机而言，在海洋环境中工作的时间较长，加之海洋外界环境的作用，便常常要受到高湿、高温、高盐份条件的考验。
其次，飞机整体大多停放在甲板表面，所以还会受到舰载机排放的尾气、飞机起飞和着陆排放出的尾气的影响。
1.2疲劳问题在飞机运作过程中，就会极易因交变载荷的影响，使得飞机本身出现运行疲劳状态。
而造成飞机结构磨损疲劳正式因为长期在水中运行，使得剩余强度逐渐减弱、结构裂痕不断增加、变大。
且在运行中，还有可能受到腐蚀和疲劳的相互作用，而加速飞机裂痕、缝隙的生成，促进裂缝增大。
2.飞机结构挑战的分析2.1结构腐蚀分析目前，飞机出现的主要受损情况包含：结构腐蚀、应力腐蚀以及腐蚀疲劳等。
浅析飞机结构的一些疲劳破坏问题
29中国设备工程Engineer ing hina C P l ant中国设备工程 2019.01 （下）疲劳破坏是材料或结构的局部损伤，在交变应力下，损伤发展直至破坏的过程。
疲劳破坏往往产生于局部，尤其是应力应变集中处，因此疲劳对缺陷非常敏感。
影响结构疲劳强度的因素主要包括材料成分、微观组织结构和表面状况等内部因素以及环境温度、介质、载荷等外部因素。
疲劳破坏较隐蔽，发生时通常没有明显的塑性变形，事前不易察觉，这使得疲劳破坏成为了机械构件的“致命杀手”。
据统计，机械零部件的破坏中约有超过50%是由疲劳引起的。
本文将围绕飞机结构的疲劳破坏问题，首先讨论一些空难事故，分析这些空难事故中的飞机结构疲劳破坏现象；然后对这些易发生疲劳破坏的典型结构，简单总结国内外学者的研究进展和研究成果；最后将结合飞机结构设计方法的发展，讨论针对疲劳破坏问题的处理方法。
1 飞机结构的疲劳破坏现象飞机在服役过程中，不断重复着起飞-飞行-降落这一过程，飞机的结构将承受各种各样反复作用的疲劳载荷。
这些疲劳载荷主要包括：（1）飞机在机动飞行中承受的气动交变载荷。
（2）飞机在不稳定气流中飞行时受到的突风作用。
（3）飞机停放\滑行、起飞、降落过程中机翼承受的地－空－地循环载荷。
（4）飞机着陆接地后，起落架的弹性引起飞机颠簸加到飞机结构上的载荷。
（5）飞机在地面滑行时因跑道不平整引起颠簸或因转弯等多种操作加到飞机上的重复载荷。
（6）飞机在飞行周期中由于座舱增压和卸压而加给座舱周围构件的重复载荷。
在这些外部循环载荷作用下，飞机结构内部的应力也将是周期性变化的“循环应力”。
在服役环境下，飞机结构容易出现疲劳破坏，造成灾难性事故。
2 飞机典型结构的疲劳破坏研究从众多的空难事故来看，飞机结构中可能发生疲劳破坏的部位较多，如机翼、机身等，而复杂的服役环境，如腐蚀、高温、低温等，将可能加速疲劳破坏的发展。
为了确保飞机结构的安全，学者们对不同的典型结构在不同环境下的疲劳破坏问题开展了研究。
飞行器的结构疲劳分析与优化
飞行器的结构疲劳分析与优化在现代航空航天领域，飞行器的安全性和可靠性是至关重要的。
而飞行器在长期的使用过程中，由于受到各种复杂的载荷作用，其结构容易出现疲劳损伤，从而影响飞行器的性能和安全。
因此，对飞行器的结构进行疲劳分析与优化是保障飞行器安全运行的关键环节。
飞行器的结构疲劳问题是一个复杂而又具有挑战性的课题。
疲劳是指材料或结构在反复加载和卸载的作用下，逐渐产生微小裂纹，并随着时间的推移，这些裂纹不断扩展，最终导致结构的破坏。
对于飞行器来说，其在飞行过程中会经历各种不同的载荷情况，如气动载荷、发动机振动载荷、起落架冲击载荷等。
这些载荷的交替作用会使飞行器的结构产生疲劳损伤。
在进行飞行器结构疲劳分析时，首先需要对飞行器所承受的载荷进行准确的测量和分析。
这包括对飞行过程中的气动力、发动机振动、起落架冲击等载荷进行监测和模拟。
通过先进的测量技术和数值模拟方法，可以获取飞行器在不同飞行状态下的载荷数据，并将其转化为结构分析所需要的输入条件。
同时，还需要对飞行器的结构材料进行深入的研究。
不同的材料具有不同的疲劳性能，因此选择合适的材料对于提高飞行器的结构疲劳寿命至关重要。
此外，材料的加工工艺和热处理方式也会对其疲劳性能产生影响，在设计过程中需要充分考虑这些因素。
在分析方法方面，有限元分析（Finite Element Analysis，FEA）是目前广泛应用的一种手段。
通过将飞行器的结构离散为有限个单元，并建立相应的数学模型，可以计算出结构在各种载荷作用下的应力、应变分布情况。
基于这些结果，可以进一步评估结构的疲劳寿命。
除了有限元分析，实验研究也是飞行器结构疲劳分析的重要手段。
通过对实际结构进行疲劳试验，可以获取更加真实可靠的疲劳数据。
然而，实验研究往往成本较高，且受到试验条件的限制，因此通常与有限元分析相结合，相互验证和补充。
在了解了飞行器结构的疲劳特性之后，就需要采取相应的优化措施来提高其疲劳寿命。
优化的方向主要包括结构形状优化、材料选择优化和制造工艺优化等。
飞机结构材料的疲劳寿命评估方法研究
飞机结构材料的疲劳寿命评估方法研究疲劳寿命评估是航空工程领域的重要研究方向，能够对飞机结构材料在实际使用中的疲劳性能进行准确评估，从而保证飞行安全和延长材料的使用寿命。
本文将对飞机结构材料的疲劳寿命评估方法进行研究和探讨。
一、疲劳寿命评估的背景和意义飞机结构材料在长期使用过程中，由于受到载荷的反复作用，可能导致疲劳破坏。
因此，疲劳寿命评估成为航空工程中必不可少的一项任务。
疲劳寿命评估不仅能够指导飞机结构材料的设计和制造，还能够及时发现潜在的疲劳问题，采取相应的修复和维护措施，提高飞机结构的使用寿命和安全性能。
二、疲劳寿命评估方法的分类根据研究对象和研究手段的不同，疲劳寿命评估方法可分为试验方法和数值模拟方法两大类。
1. 试验方法试验方法是一种直接测定材料疲劳性能的手段，通常采用疲劳试验台架进行疲劳载荷加载，观测和记录样品的疲劳裂纹扩展过程，最终得到疲劳寿命。
试验方法具有直观、可靠的特点，但是成本高、周期长。
常用的试验方法包括拉伸试验、弯曲试验、振动试验等。
2. 数值模拟方法数值模拟方法是通过数学建模和计算机仿真来预测材料的疲劳寿命。
它可以准确地预测材料的疲劳行为，为设计和优化提供便利。
数值模拟方法主要包括有限元方法（FEM）、多尺度模型等。
这些方法在考虑材料的非线性、复杂载荷等方面有很好的适用性，对于复杂结构的疲劳寿命评估具有重要意义。
三、发展趋势和挑战随着航空工程的发展，越来越高的要求提出了对疲劳寿命评估方法的改进和创新。
有几个主要的发展趋势和挑战。
1. 多尺度、多物理场多尺度、多物理场疲劳寿命评估方法的出现，能够更准确地描述材料的疲劳行为。
通过建立材料微观结构与宏观性能的耦合模型，可以更好地预测疲劳寿命。
然而，由于多尺度、多物理场模型的建立和计算复杂度较高，这也给研究者提出了新的挑战。
2. 数据驱动方法随着大数据和人工智能技术的发展，数据驱动方法在疲劳寿命评估中的应用逐渐受到关注。
数据驱动方法通过利用大量的试验数据，运用机器学习和深度学习等技术，建立预测模型和优化算法，能够提高疲劳寿命评估的准确性和效率。
第一部分 飞机结构疲劳强度
断裂机理
目的：寻找产生裂纹的原因及制定飞机结构合理的疲劳 设计和维修方案的重要依据。 分为 • • • 疲劳源 扩展区 瞬断区。
疲劳断口
疲劳裂纹扩展区 疲劳源
“贝纹”状花样
（a）
瞬时断裂区 （b）
（c）
（a）疲劳断口宏观形貌（b）疲劳断口示意图（c）疲劳条纹的微观图象
疲劳强度
1、交变应力
常用导出量： 平均应力 Sm=(Smax+Smin)/2 应力幅 Sa=(Smax-Smin)/2 应力比或循环特性参数 R=Smin/Smax 应力变程 DS=Smax-Smin
KD
Kf
1
1
6、飞机疲劳载荷谱 飞机是一种反复使用的运载工具或作战武器。服役期 内会遇到各种载荷。 设计中，不仅应掌握典型设计状态中的极限载荷及其 对结构作用的分析方法，（以作为飞机结构极限能力的 设计依据）；还应把握这些载荷的变化规律，作用次数 等统计规律，因为这些虽未达到极限状态，但长期作用 仍对结构有破坏作用，这就是通常所说的疲劳载荷（确 定载荷随时间的变化历程）。 疲劳载荷:飞机遇到载荷长期反复变化地作用，这种作用 会导致结构的“疲劳” 破坏，因此这种载荷历程一般称 为“疲劳”载荷。结构疲劳导致缺陷生长成裂纹并不断 发展，最终导致断裂。
2、S-N曲线 利用若干个 标准件在一定的 平均应力下，不 同的应力幅值下 进行疲劳试验， 测出断裂时的循 环次数N，然后 根据数据的平均 值绘出S－N曲线， 这样得到的S－N 曲线是指存活率 为50％的中值S －N曲线。
不加说明均指在R＝-1 时的S－N曲线。
S－N曲线可以分 为三段，即低循环 疲劳区LCF、高循 环疲劳区HCF、亚 疲劳极限区SF。
飞行器的结构疲劳分析与优化方法
飞行器的结构疲劳分析与优化方法在现代航空航天领域，飞行器的安全性和可靠性是至关重要的。
而飞行器结构的疲劳问题，是影响其长期稳定运行的关键因素之一。
为了确保飞行器在复杂的工作环境中能够安全可靠地飞行，对其结构进行疲劳分析与优化是必不可少的工作。
飞行器在飞行过程中，会受到多种载荷的作用，如气动载荷、惯性载荷、振动载荷等。
这些载荷的反复作用会导致飞行器结构材料的微观损伤逐渐累积，最终可能引发结构的疲劳破坏。
因此，对飞行器结构进行疲劳分析，就是要预测结构在这些载荷作用下的疲劳寿命，以便及时发现潜在的疲劳危险部位，并采取相应的措施进行优化和改进。
在进行飞行器结构疲劳分析时，首先需要获取准确的载荷数据。
这通常需要通过风洞试验、飞行试验或者数值模拟等方法来实现。
风洞试验可以直接测量飞行器在不同气流条件下所受到的气动力，但这种方法成本较高，而且试验条件有限。
飞行试验则能够获取最真实的载荷数据，但同样存在成本高、风险大等问题。
相比之下，数值模拟是一种较为经济高效的方法，它可以通过建立飞行器的数学模型，模拟其在不同飞行状态下的流场和受力情况，从而得到较为准确的载荷分布。
得到载荷数据后，就需要选择合适的疲劳分析方法。
目前常用的疲劳分析方法主要有基于应力的方法、基于应变的方法和基于损伤力学的方法等。
基于应力的方法是最传统的疲劳分析方法，它通过计算结构在载荷作用下的应力分布，结合材料的疲劳性能曲线来预测疲劳寿命。
这种方法简单直观，但对于一些复杂的应力状态和高应变情况，其预测精度可能不够理想。
基于应变的方法则更适用于分析高应变、低周疲劳的情况，它通过计算结构的应变分布来预测疲劳寿命。
基于损伤力学的方法则从材料微观损伤的角度出发，建立损伤演化模型来预测疲劳寿命，具有较高的理论精度，但计算过程较为复杂。
在实际的疲劳分析中，还需要考虑多种因素的影响，如材料的性能分散性、制造工艺缺陷、环境因素等。
材料的性能分散性是指由于材料的生产工艺和质量控制等原因，导致同一批次的材料在性能上存在一定的差异。
探析飞机结构耐久性与损伤容限的设计
探析飞机结构耐久性与损伤容限的设计20世纪70年代，在结构分析法快速发展以及断裂力学理论不断成熟的理论前提下，通过对飞机结构进行实践的分析及飞机服役经验的不断积累，飞机结构的耐久性和损伤容限的设计研究开始形成一种规范，这是对于传统的飞机设计方法的一种完善与发展。
当前，对于此项理论的研究已经进入了实用的阶段，并逐渐形成了较为完备的飞机设计体系。
1 飞机结构设计理念的发展历程对飞机结构进行设计的理念在发展过程中不断发生着变化。
从分类上来讲民用类型的飞机主要注重的是经济性能与安全性能，而军用飞机则注重的是飞机的飞行与战斗性能。
在历经半个多世纪的发展历程中，对飞机结构进行设计的理念呈现出了一个不断完善的过程，不断向着更高的安全性能、更高的经济性能、更长的寿命、更低的维护成本、更高的机动性能以及更高的出勤率方向发展。
2 飞机结构耐久性与损伤容限的基本设计理念2.1 飞机结构的耐久性设计2.1.1 飞机结构耐久性设计的概念。
耐久性作为一项指标，其概念是在规定的时限之内，飞机结构的整体性能在抗腐蚀性能、抗疲劳开裂性能、避免热退化与机体剥离等多个方面所表现出来的能力。
这种概念的认知从基础上认定飞机机体在正式投入使用之前就存在着或大或小的缺陷，在飞机服役工作的过程中，因为机体所承受的载荷作用，会慢慢地在飞机机体上出现一定规模的损伤与裂纹，如果任凭这种趋势发展下去，必然会直接对飞机机体结构的功能产生影响，增加飞机的维修成本，影响飞机的正常使用，因此，必须对此进行及时的修理，此種修理可以分为若干次进行，直到能够满足飞机的使用寿命。
具体表示公式为：Nsj≤式中：Nsj——对飞机结构进行设计时所初步预定的工作寿命n——飞机在修理期所进行维修的具体次数Tei——进行第一次大修前飞机的使用寿命2.1.2 飞机结构耐久性设计的基本准则：Nsy≤Ne式中：Nsy——使用寿命Ne——耐久性寿命2.2 飞机结构的损伤容限设计2.2.1 飞机结构损伤容限设计的概念。
航空结构随机振动疲劳分析方法
航空结构随机振动疲劳分析方法张平，刘畅（成都飞机工业（集团）有限责任公司，四川成都610091）【摘要】针对飞机结构随机振动疲劳分析中，提出频域法计算方法，在这一方法下对飞机结构频率响应计算，获取结构传递函数，所得结果乘以所输入功率谱，通过计算获取结构应力功率谱密度，并和材料参数相结合，获取相应的飞机结构疲劳损伤模型。
最后以某飞机机翼为研究对象，仿真分析频域法在随机振动疲劳分析中的应用效果，结果发现这一方法具有可行性。
关键词：航空结构；随机振动；疲劳分析中图分类号：V214.19文献标识码：BDOI：10.12147/ki.1671-3508.2023.07.041Random Vibration Fatigue Analysis Method for Aviation StructuresZhang Ping，Liu Chang（Chengdu Aircraft Industry(Group)Co.,Ltd.,Chengdu,Sichuan610091,CHN）【Abstract】In the random vibration fatigue analysis of aircraft structures,the frequency domain method is proposed.Under this method,the frequency response of aircraft structures is calcu⁃lated to obtain the structure transfer function.The results are multiplied by the input power spectrum.The structural stress power spectral density is obtained through calculation,and the corresponding fatigue damage model of aircraft structures is obtained by combining with the ma⁃terial parameters.Finally,taking a certain aircraft wing as the research object,the application effect of frequency domain method in random vibration fatigue analysis was simulated and ana⁃lyzed,and the results showed that this method was feasible.Key words:aviation structure；random vibration；fatigue analysis1引言在飞行过程中，飞机结构上一部分部件长期处于噪声环境，如喷气噪声、附面层噪声等，受到这些噪声激励作用容易导致部分薄板结构因为振动出现疲劳，引发出现铆钉松动，甚至可能会出现蒙皮撕裂。
飞机疲劳强度计算
对于静强度，采用理论应力集中系数Kt来反映应力增高 的程度。
最大局部弹性应力
Kt
名义应力
最大局部弹性应力
Kt
名义应力
此时，名义应力为
n
P (w - d)t
则
Kt
max n
对于椭圆形在m－m截面上 的最大应力为
max
(1
2
a) b
圆形孔
a b, Kt 3
a 0, Kt 1
有一条顺着应力方向的裂纹
则 L 2.295103 1 得L＝436次 得L＝436/3＝145次
Miner理论的优缺点
缺点： • 没有考虑各级载荷的相互影响（加载顺序）； • 没有考虑低于疲劳极限的应力所造成的损伤； • 没有考虑硬化、残余应力等因素的影响。 优点：简单明了，使用方便。
因此，往往采用以下两种方法解决。
飞机的疲劳、腐蚀和磨损是引起飞机事故的3种主要模式。 据国外资料统计，飞机由结构引发的故障，80%以上是由 疲劳失效引起的。飞机疲劳寿命主要取决于两个方面因素： 一方面是飞机自身的内部因素，即飞机结构的疲劳设计、材 料和加工质量等；另一方面是飞机的外部因素，即飞机的实 际使用载荷。
2 飞机结构疲劳强度计算
• 构件交变应力远小于材料的静强度极限，破坏发生。 • 疲劳破坏在宏观上无明显塑性变形，低应力脆断。 • 疲劳破坏是一个累积的过程，即裂纹形成、扩展、断裂。 • 疲劳破坏常具有局部性质，因此改变局部设计就可以延长
结构寿命。 • 疲劳断口在宏观和微观上均具有特征，可以借助断口分析
判断是否属于疲劳破坏。
m ni D
N i1 i
NA NB
(ni Ni )B (ni Ni )A
飞机结构疲劳寿命估算方法
疲劳仿真算例 -回复
疲劳仿真算例-回复疲劳仿真算例，是指通过对某一工程结构或元件进行疲劳仿真分析，以确定其在长期循环加载下的耐久性能。
本文将一步一步回答关于疲劳仿真算例的相关问题，包括其概述、分析方法、实施步骤以及技术应用。
第一部分：疲劳仿真算例概述疲劳是材料或结构在受到循环加载时会发生裂纹、损伤和失效的现象。
疲劳仿真算例是为了预测和评估工程结构在长期循环加载下的耐久性能，对结构的寿命和可靠性进行评估和优化。
第二部分：疲劳仿真分析方法在进行疲劳仿真分析时，可以采用以下几种常见的方法：1. 应力-循环数（S-N）曲线方法：通过实验或有限元分析，得到应力水平和循环数之间的关系曲线，用于预测结构在不同循环数下的疲劳寿命。
2. 应变-寿命（ε-N）曲线方法：通过实验或有限元分析，得到应变水平和寿命之间的关系曲线，用于预测结构在不同应变水平下的疲劳寿命。
3. 线性循环法：假设结构在循环加载下的疲劳性能是线性的，通过从初始状态到失效状态的叠加过程，计算结构的累积损伤，从而预测结构的寿命。
第三部分：疲劳仿真实施步骤进行疲劳仿真分析时，可以按照以下步骤进行：1. 确定仿真目标：明确需要评估的结构或元件的目标和需求，例如预测寿命、优化设计等。
2. 确定加载条件：确定结构在使用环境中受到的循环加载条件，包括载荷大小、频率和载荷历史。
3. 构建有限元模型：使用有限元软件构建结构的几何和材料模型，包括加载边界条件和材料参数。
4. 进行疲劳仿真分析：根据所选的疲劳分析方法，进行疲劳仿真分析，并计算结构在循环加载下的应力、应变和损伤。
5. 评估结果和优化设计：分析仿真结果，评估结构的寿命和可靠性，根据需要进行结构的优化设计。
第四部分：疲劳仿真技术应用疲劳仿真算例广泛应用于多个领域，包括航空航天、汽车制造、桥梁工程等。
以下列举几个典型的应用场景：1. 飞机结构疲劳寿命预测：通过疲劳仿真分析，预测飞机结构在不同航班次数下的疲劳寿命，为飞机的维护和寿命管理提供参考。
飞机静力疲劳试验技术分析
2019年6期技术创新科技创新与应用Technology Innovation and Application飞机静力/疲劳试验技术分析冀美珊，代月松，刘珺（中国航空规划设计研究总院有限公司，北京100120）1概述飞机静力/疲劳试验是保证飞机结构完整性的重要手段之一。
在新机研制过程中，为了验证设计分析方法、检验制造工艺、保证试飞和使用安全，我国现行的军机强度规范及民用航空规章均对飞机结构（含结构部件）的强度试验作了明确的要求。
飞机静力/疲劳试验是在地面环境下模拟飞机在使用过程中可能遇到的受力状况，从而对其进行强度验证和校核。
飞机静力/疲劳试验是涵盖多个学科的综合性试验，同时，试验的要求、试验件的种类和结构特点也不尽相同。
2飞机静力/疲劳试验技术飞机静力试验用于验证结构是否符合强度要求，对所有影响飞行安全的结构进行静力试验。
飞机的各个部件在不同使用状态下有不同的环境效应，会承受不同的气动力或惯性载荷，也就是不同部件有不同的严重受载状态，静力试验实际上是对全机和每个部件及其连接结构分别进行考核。
飞机疲劳试验则是暴露结构的疲劳薄弱部位，验证疲劳分析方法的正确性；暴露经分析和研制试验未能识别出的结构危险部位、薄弱环节，为结构改进、工艺改进、飞行改型提供依据；同时获得结构的应力分布、裂纹形成寿命、裂纹扩展寿命等，以验证飞机结构是否满足耐久性/损伤容限设计目标要求[1]。
飞机静力/疲劳试验是飞机型号定型和取证的必要条件之一，为了实现飞机静力/疲劳试验的目的，需重视验证试验的总体设计和规划，对试验的项目、内容及顺序都要进行周密的设计和安排，整个试验涉及的主要技术包括试验设计、试验加载、试验支持/约束、试验测控、无损检测等。
2.1试验设计技术现代飞机由于使用情况复杂，导致载荷状态特别多，如民用飞机经常受到垂向突风、横向突风等，军用飞机则由于不同的作战和训练任务常受到机动载荷。
飞机静力/疲劳试验设计主要是根据飞机结构设计准则、飞行任务剖面所确定的使用包线，分析、确定使用中可遇到的主要静力和动力载荷工况及其大小与分布确定，开展试验总体规划和设计方法研究，包括载荷的确定、载荷施加方式确定、试验场地布置、加载设备选择与连接、安装方案设计等任务。
飞机结构设计间隙简析
飞机结构设计间隙简析一般情况下，飞机结构设计时总会存在一些问题，使其设计结束不尽人意。
因此，文章总结和分析了飞机结构设计中常见的一些间隙问题，为结构设计时处理此类问题提供了一些方法和思路。
标签：飞机；结构设计；间隙1 概述飞机结构设计过程中会遇到各种处理间隙的问题，有的是我们要利用的间隙，有的是我们要想办法控制的间隙，还有一些是我们在设计时就应避免的间隙。
文章结合实例，对结构设计中常见的一些间隙进问题行归纳和简要分析，以期对结构设计时的间隙处理提供方法或思路。
2 设计考虑的间隙类型（1）传力要求产生的间隙。
结构设计时为了限制向某一方向传力，在连接处给出间隙，如在接头对接时，如图1所示，为使双耳接头不承受侧向力，将单耳与双耳之间留出间隙。
对对接比较复杂及承载比较大的部位，一般单侧留1.5mm-2mm间隙。
但是此种连接情况下由于接头与螺栓之间有摩擦力，对限制传力会有一定影响，设计时应考虑此种情况，增大安全裕度。
另外还应控制螺栓的预紧力，降低接头耳片根部应力，提高接头的疲劳性能。
（2）结构设计补偿产生的间隙。
如图2所示，为了满足连接刚度或装配顺序的要求及减小装配应力，在连接处根据制造及装配公差累积值留出合适的间隙，靠增加垫片进行连接。
但是此种连接会因连接处刚度过大及增加了连接层，使紧固件载荷分布不均及对传载有一定影响，进而影响结构疲劳性能，在关键部位一般不应采用加垫的方式进行补偿；另一类补偿是因考虑装配误差，给出补偿间隙。
壁板对接处设计间隙一般为2mm，零件端面之间及端面与圆角边缘设计间隙一般为1mm。
（3）结构因连接形式产生的间隙。
机身蒙皮在纵向一般采用搭接形式，此结构形式简单，传力直接，且对密封有利。
但此种连接在框缘处存在间隙。
为了减小间隙对紧固件连接的影响，需在间隙处增加楔形垫片，如图3所示。
在垫片处一般连接2-3排紧固件；在旋转或活动机构中，间隙是不可避免的，而且有些间隙会对结构造成比较复杂的影响，这时要根据具体要求，采用尽可能小的间隙。
《飞机疲劳强度计算》课件
通过进行疲劳试验获取材料的 S-N曲线和疲劳极限，进而评 估结构的疲劳寿命。
试验参数
需考虑加载模式、温度、湿度 等试验参数。
试验成本
试验成本较高，且需要大量时 间进行试验。
不同计算方法的比较与选择
比较
基于应力的方法简单易行，但精度有 限；基于损伤的方法考虑因素较为全 面，但计算复杂；基于循环特性的方 法依赖于试验数据，成本较高。
详细描述
针对某型飞机起落架，通过分析起落架在起降、滑行和刹车过程中的应力分布、循环次数和材料特性，采用疲劳 分析方法和安全系数法，评估起落架的疲劳性能和寿命，以确保起落架的结构安全。
05
飞机疲劳强度计算的发展趋势与展望
基于大数据和人工智能的疲劳强度预测
总结词
利用大数据技术，对飞机结构进行全面 的疲劳强度分析，通过人工智能算法预 测结构疲劳寿命，提高预测精度。
基于损伤的疲劳强度计算
80%
损伤容限方法
通过引入裂纹扩展速率模型，预 测裂纹在循环载荷下的扩展行为 ，从而评估结构的剩余寿命。
100%
裂纹闭合效应
考虑了裂纹在载荷循环过程中闭 合的现象，提高了预测精度。
80%
适用范围
适用于已知初始裂纹尺寸的情况 ，常用于飞机结构的定期检查和 维护。
基于循环特性的疲劳强度计算
01
根据飞机结构和材料特性，建立 详细的有限元模型，用于模拟飞 机的应力分布和变形情况。
02
有限元模型应包括飞机的所有主 要结构部件，如机身、机翼、尾 翼等。
计算应力应变
利用有限元模型，计算飞机在各种载荷条件下的应力应变分 布。
考虑材料的弹塑性、蠕变等特性，确保应力应变计算的准确 性。
简论飞机结构的疲劳强度参考模板
简论飞机结构的疲劳强度航空宇航工程学院7403102吕佳冀200704031059简论飞机结构的疲劳强度飞机结构在实际使用中，要不断承受交变载荷的作用，但是，早起设计飞机只从静强度上考虑，只要通过计算和试验证明飞机结构能承受得住设计载荷（实际使用中所出现的最大载荷乘以安全系数），就认为飞机结构具有足够的强度，由于飞机结构承受交变载荷的作用，某些构件常常出现疲劳破坏，产生疲劳裂纹。
早期设计的飞机，应力水平不高，强度储备较大，所用材料抗疲劳性能也较好。
因此，飞机结构的疲劳问题并不是很突出，疲劳强度问题没有引起足够的重视。
直到50年代前期，世界各国的飞机强度规范中对疲劳强度都还没有具体的要求，不要求进行全尺寸结构疲劳试验。
但是，随着航空事业的不断发展，非机动性能不断提高，使用寿命延长，新结构，新材料不断出现，飞机结构在使用中疲劳破坏与安全可靠之间的矛盾逐渐暴露出来了。
例如，1954年英国喷气式客机“彗星”连续两次在航线图上因气密客舱疲劳破坏坠毁失事；又如，1979年，美国道格拉斯公司的DC-10因为发动机短舱发生疲劳破坏，在飞行中突然甩掉而造成机毁人亡的惨重事故。
根据我国的统计，飞机在使用时发生的强度问题中，有80%以上都是因疲劳破坏引起的。
因此研究飞机结构的疲劳强度问题具有非常重要的实际意义。
构件在交变载荷作用下，即使应力水平较低，处在弹性范围内，经过若干次载荷循环后，也会发生断裂。
在交变载荷作用下发生的断裂叫疲劳断裂。
在飞机结构维修中，掌握疲劳裂纹的断口特征是判定裂纹性质，寻找产生裂纹原因及制定飞机结构合理维修方案的重要依据。
疲劳破坏的断口分析一般包括宏观分析和微观分析，前者是指用肉眼或低倍放大镜分析断口。
后者则指使用光学显微镜或电子显微镜研究断口。
断口分析的宏观和微观两个方面构成了断口分析不可分割的整体，这是两个互相补充的，不能互相代替的各有其重要作用的两类断口分析。
宏观断口分析是最常用的断口分析，它常常是重要的全局性初步断口分析。
飞机疲劳强度计算
安全寿命
N js
Naq 使用寿命
Nsy
f js
Nsh
fsh
计算寿命 实验寿命
疲劳分散系数f由三部分组成
f f1 f2 f3
• f1－各种因素引起的削弱而引进的安全系数 • f2－实验结构分散系数 • f3－载荷分散系数
• 疲劳设计原理
考虑一种应力循环时，可通过S－N曲线查的构件的疲劳 寿命，但两种或两种以上的应力循环时，就无法直接应 用S－N曲线估算构件的疲劳寿命。
• 尺寸效应
一般来说，零件的疲劳强度随着其尺寸的增大而降低。
原因： • 尺寸不同，在相同承力形式下，零件的应力梯度不同，
所含的高应力区大。 • 大尺寸可能含有更多的不利因素，如缺陷、不均匀、
各向异性等。
尺寸系数 无缺口光滑大试件的疲劳强度
无缺口光滑小试件的疲劳强度
• 尺寸系数受材料内部结构的均匀性及表面加工状 态等影响，故分散性较大。
Miner线性累积损伤
• 各级交变应力引起的损伤可分别计算，然后线性叠加； • 某级应力水平引起的损伤与ni/Ni成正比； • 比值ni/Ni称为第i级应力水平的损伤； • 总损伤等于各级损伤之和，且等于1时破坏。
m ni 1
N i1 i
算例
某飞机零件在一次飞行中所受载荷如下，问该零件 在破坏前能飞行多少次？若分散系数为3能飞多少次？
断裂机理 目的：寻找产生裂纹的原因及制定飞机结构合理的疲劳 设计和维修方案的重要依据。
分为 • 疲劳源 • 扩展区 • 瞬断区。
疲劳断口 疲劳裂纹扩展区
疲劳源
“贝纹”状花样
（a） 瞬时断裂区 （b）
（c）
（a）疲劳断口宏观形貌（b）疲劳断口示意图（c）疲劳条纹的微观图象
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2.4 影响疲劳强度的因素及相应措施
2.4.1 影响疲劳强度的因素
结构在一定的载荷作用下会发生破坏，这是静强度和 疲劳强度都存在的问题，但是两者的载荷条件和破坏 情况则是有原则区别的。这就是疲劳强度问题区别于 静强度问题的矛盾的特殊性。应力集中、腐蚀和温度 等对材料的静强度和疲劳强度都有影响，但是影响的 情况和程度是不一样的。零件表面的粗糙度和零件尺 寸的大小对零件的静力强度没有什么明显的影响，但 是对于零件的疲劳强度则必须考虑这些因素的效应。
在交变载荷条件下，疲劳断裂过程有裂 纹成核阶段，裂纹稳定扩展阶段和裂纹 临界扩展阶段。裂纹稳定扩展阶段又可 分微裂纹扩展和宏观裂纹扩展两阶段， 如下图
疲劳断裂过程示意图
(1) 裂纹成核(裂纹萌生)
裂纹成核是指裂纹的起始。在交变载荷作用下，在试件表面可看到 “挤出”和“挤入”，相应的金属内部产生孔洞。在这里就开始形 成裂纹核(如上图)。“挤出”是形成疲劳裂纹的一个条件，但不是 必要条件。在疲劳载荷作用下，塑性变形的累积，由位错造成的滑 移带，均与疲劳裂纹的形成有着密切的关系。表面缺陷，材料内部 缺陷如气孔、夹杂物及第二相质点等应力集中处，均促进疲劳裂纹 形成。
(3) 裂纹的临界扩展阶段
裂纹扩展到足够的尺寸时，即裂纹尺寸达到快速扩展的临界尺寸时 ，裂纹出现不稳定快速扩展。构件发生断裂，此时断裂是突然快速 断裂，断口表面呈粗粒状。
2.2 材料疲劳性能曲线
疲劳破坏的三个范围
2.3 疲劳特性图
等寿命曲线形式二
几种等寿命曲线形式
典型疲劳特性图
补充：几个概念
(1)飞机结构的各种结构或构件在使用中所承受的载荷往 往是变化的，相应地，所承受的应力也是变化的。人 们把这种变化着的载荷成为疲劳载荷，把相应的应力 称为疲劳应力，而把载荷和应力随时间变化的历程则 分别成为载荷谱和应力谱。
2.1 疲劳断裂机理
宏观的断裂判据的正确性应建立在对断裂的微 观过程物理本质的正确了解上。因此，下面简 单介绍断裂的微观机理。 在单调加载条件下，实际金属和合金的断裂可 分成解理断裂和迭波断裂。解理断裂是晶体严 格地按某些结晶学平面的分离，没有任何塑性 变形。迭波断裂是原子尺度上的滑移。
④ 疲劳破坏常具有局部性质，而并不涉及到整 个结构的所有细节和部位。因此改变局部设计 ，就可延长结构寿命，并不需要更换结构全部 材料或修改其他细节设计。 ⑤ 疲劳破坏断口在宏观和微观上均有其特征， 特别是其宏观特征在外场目视检查即能进行观 察，借此可判断是否属于疲劳破坏。
了解疲劳破坏的特征，对结构的疲劳设计有很 大的帮助！
影响结构疲劳强度的因素很多，概括起来有如 下几种。
载荷特性(应力状态，循环特征，高载效应) 载荷交变频率 工作条件 使用温度 环境介质
尺寸效应 几何形状及表面形状 表面粗糙度，表面防腐蚀性能 缺口效应
化学成分 金相组织 材料本质 纤维方向 内部缺陷
2 疲劳设计概念
疲劳概念：结构在重复载荷作用下经常因疲劳而产生 裂纹，最终导致疲劳破坏，这种因循环应力或交变应 力而使材料抵抗裂纹扩展和断裂能力减弱的现象。 疲劳破坏一般有以下特征： ① 在交变载荷作用下，构件交变应力远小于材料的静强 度极限的情况下破坏也可能发生。 ② 不管是脆性材料或塑性材料，疲劳断裂在宏观上均表 现为无明显塑性变形的突然断裂，属于低应力类脆性 断裂，故不易察觉，具有更大的危险性。 ③ 疲劳破坏是一个累积损伤的过程，要经历一定的时间 历程，甚至是很长的时间历程。疲劳破坏过程实际由 三个过程组成：裂纹形成、裂纹扩展和裂纹扩应力 表面热处理 表面涂层
通过长期的生产实践和科学试验，人们对影响疲劳强 度的很多因素有了一定的认识，并且还在不断地扩大 和深化这些认识。本节将简要讨论一下较常遇到的影 响疲劳强度的一些主要因素。 (1) 应力集中的影响 在实际构件中，由于结构上的要求，一般都存在截面 变化、拐角和孔等。在这些形状变化处，不可避免地 要产生应力集中，而应力集中又必然使零件的局部应 力提高。当构件承受静载荷时，由于常用的结构材料 都有一定的塑性，在破坏以前有一个宏观塑性变形过 程，使构件上的应力重新分配，自动趋于均匀化。因 此，应力集中对于构件的静强度没有多大影响。而疲 劳破坏时的情况则完全不同，这时，截面上的名义应 力尚未达到材料的屈服极限，因此破坏以前不产生明 显的宏观塑性变形，不出现像静载破坏前那样的载荷 重分配过程。这样便使得构件的疲劳强度主要决定于 最大应力附近的局部应力情况，因此应力集中处的疲 劳强度往往比光滑部分低，常常成为构件薄弱环节。 因此，在疲劳设计时必须考虑应力集中效应。
飞机结构疲劳设计(一)
王晓军 航空科学与工程学院固体力学研究所
1 前言
以前的飞机结构设计问题都是基于静载荷条件下的静强 度问题，即结构的破坏是由于结构受到实际应力超过了 构件的强度极限所造成的。 然而在实际使用过程中，飞机结构经常承受交变载荷， 部件长期在交变载荷作用下，即使其最大工作应力远小 于强度极限，甚至比屈服极限还小，也可能发生断裂破 坏。这种由交变应力引起的破坏称为疲劳破坏。 疲劳破坏是目前航空工程中一个十分突出的问题。据统 计，飞机结构在外场使用中发生的断裂问题80%以上都 是因疲劳而引起的，因此在对飞机结构进行设计时，必 须进行结构疲劳设计。
(2) 稳定裂纹扩展阶段(一般可分为两个阶段)
第一阶段：从疲劳核心开始由滑移带的主滑移面向金属内部的扩展 ，滑移面的取向大致与主应力轴线成45°角。在局部区域会形成多 条微裂纹，微裂纹扩展速率很慢，大部分微裂纹扩展到某阶段而终 止，而某些微裂纹形成一主裂纹，则为第一阶段裂纹扩展。 第二阶段：裂纹扩展平面和主应力轴线约成90°角，扩展速率加快 ，一般以微米每循环次作单位来计量。在断口上有明显的疲劳痕迹 (即疲劳条纹)。条纹间距离和疲劳循环一次裂纹的扩展量相对应。