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。但较粗浅的肉眼或低倍放大镜下观察，无法做深入仔细的观察分析，以至有时无法做出确切的判断，甚至得出错误的结论，这就需要断口的围观分析。微观断口分析要有专门的仪器设备，准备工作量大，而一次观察的区域很小，常常需要在宏观分析的基础上再选定合适的部位取样进行微观分析。

在飞机结构静强度问题中，有时候要处理复合应力状态下的静强度问题，例如，机身上部的蒙皮除受到环向和轴向的拉应力外，还会受到由于受扭和受剪引起的剪应力作用。同样，机翼由于受弯和受扭，蒙皮也会有正应力和剪应力存在，在静强度理论中，把这种情况称为“复合应力状态”。复合应力状态分为“二向应力状态”和“三向应力状态”。所谓三向应力状态是指受力点处的三个互相垂直方向的主应力（与主应力方向垂直面上的剪应力为零）均不为零。若其中某一方向上的主应力为零，就是二向应力状态。

影响疲劳强度的一些因素：

一，应力集中：当构件受力时，在截面突变处应力会局部增大，这种应力局部增大的现象，叫做应力集中。

二，尺寸效应：零件的尺寸队疲劳强度也有较大影响，一般来说，零件的疲劳强度随着尺寸的增大而降低，这种现象成为尺寸效应。

三，表面加工的影响：在交变载荷作用下，疲劳裂纹常发生在零构件的表面，这是因为在弯曲和扭转载荷下，表面层的应力最高。另外，在表面层的缺陷也往往最多。

四，温度的影响：温度是影响疲劳强度的另一个重要因素。当材料在低于蠕动温度的高温下工作时，其高温对长寿命疲劳的影响是降低其疲劳强度。

疲劳破坏好似一个积累损伤的过程。因此，在研究飞机结构的疲劳强度时，必须关心飞机结构在整个使用过程中各级载荷的大小和出现的次数，由于载荷次序对疲劳强度是有影响的，故最好还能知道不同大小载荷出现的先后次序。因此，在疲劳强度分析中，需要确定结构所承受的载荷随时间变化的历程，即载荷谱。由于载荷次序的信息往往在记录和处理中被丢弃，所以，所谓的疲劳载荷谱通常由载荷大小及相应的频率组成。

影响疲劳强度的因素是很多的，在飞机结构疲劳强度设计中，很难把影响疲劳强度的因素全部考虑进去。在这种情况下，疲劳试验就显得十分重要了。当前，世界各国对疲劳问题，主要是靠疲劳试验来解决。

根据试验件的不同，可把疲劳试验分为：标准疲劳试验、零构件或组合件疲劳试验、接头疲劳试验、全尺寸疲劳试验等。

根据控制方式，可把疲劳试验分为：直接控制载荷的加载疲劳试验和直接控制应变的应变疲劳试验。

根据疲劳试验的目的，可把疲劳试验分为：疲劳基本特征研究实验、工程性研究试验、研制性试验和验证性试验等。

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