（知识点）飞机结构承受的交变载荷载荷研究

1.疲劳的基本概念

(1)疲劳损伤特征

1、当交变工作应力远小于材料的强度极限，甚至小于屈服极限时，就会发生破坏。

2、疲劳损伤是一种累积损伤的过程，是在一定时间内多次循环交变应力后突然发生的。

3、疲劳破坏时无明显塑性变形。 即使具有良好塑性的材料也会像脆性材料一样，在损坏时仅产生很小的塑性变形。 因此，疲劳损伤不易提前发现。

4、疲劳破坏断口具有明显特征。 它总是呈现两个不同的区域。 一种是比较光滑的区域，称为疲劳区，内部有弧线，称为疲劳线； 另一个是相对粗糙的区域，称为疲劳线。 瞬时断裂带。 该区域没有疲劳线。

(2)疲劳损伤的原因

疲劳损伤的原因

内部原因：部件整体尺寸突然变化或材料内部缺陷

外部因素：部件必须承受交变载荷（或交变应力）

在交变应力的长期作用下，零件形状突变处或材料缺陷处发生应力集中，逐渐形成极细小的裂纹（即疲劳源）。 裂纹尖端发生严重的应力集中，促使裂纹逐渐扩展。 组成部分不断削弱。 当裂纹扩展到一定程度时，构件在意外的过载冲击下会沿着薄弱断面突然断裂。

2. 飞机结构承受的交变载荷

(1)飞机结构承受的疲劳载荷

1. 操纵负载

飞机在机动飞行过程中，由于过载的大小和方向不断变化而承受的气动交变载荷。 操纵载荷以飞机超载的大小和数量来表示。

2.阵风载荷

飞机在不稳定气流中飞行时，由于不同方向、不同强度的阵风而受到的气动交变载荷。

3、地-空-地循环载荷

当飞机在地面停放或滑行时，机翼在自身重量和设备重量的作用下承受向下的弯矩。 然而，飞机从地面起飞后，机翼在升力的作用下承受向上的弯矩。 这种交替上升和下降的荷载称为地-空-地循环荷载。 这是一个长期、大幅度的负载。

4、着陆冲击载荷

这是由于飞机着陆后起落架的弹性引起飞机的振动而对飞机施加了重复的载荷。

5.地面滑行载荷

它是由于飞机在地面滑行时跑道不平坦引起的颠簸，或者由于刹车、转弯、拖曳等地面机动而对飞机施加的重复载荷造成的。

6.座舱增压负载

这是由于机舱增压和减压而对机舱周围部件施加的重复载荷造成的。

上述疲劳载荷中，对战斗机影响最大的是机动载荷、着陆冲击载荷和地面滑行载荷。

(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”。

当交变应力有规律变化时，可用正弦波形来表示应力随时间的变化。 从图中可以看出，交变应力在两个极值之间周期性变化。 这两个极值中较大的称为“最大应力”，较小的称为“最小应力”。

交变应力的每个周期性变化称为“应力周期”。 为了解释交变应力的变化规律，通常用最小应力与最大应力的比值来表示，即： 这个比值称为“循环特性”（或“应力比”）。

在每个循环中，当最大应力和最小应力相等但符号相反时，这样的应力循环称为“对称循环”。 当应力间歇性变化时，即从零到最大值，再从最大值又到零，这种最小值为零的应力称为“脉动周期”。 当循环特性为任意值时，这种应力循环是“非对称循环”

3.材料疲劳极限及曲线

材料在一定的循环特性下，能承受无限次应力循环而不发生破坏的最大应力，称为材料的疲劳极限。

每种材料的疲劳极限必须通过测试来确定。 下面以对称循环旋转弯曲疲劳极限的确定方法为例进行简单介绍。

对于钢来说，当循环数N较大时，曲线逐渐变得水平，即存在水平渐近线（图6）。 水平渐近线对应的纵坐标是对称循环的疲劳极限。

4、影响飞机结构疲劳强度的因素

根据军队和工厂维修实践，影响飞机结构疲劳强度的因素主要包括以下四个方面：

(1)应力集中的影响

大量损伤案例证明，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位置。 疲劳裂纹容易发生在开口、槽、倒角、螺纹等处。

(2)表面加工质量的影响

大量损伤案例也证明，表面加工质量低也是影响飞机结构疲劳强度的重要因素。

(3)装配效果的影响

使用经验和疲劳试验表明，各种装配效果对结构的疲劳强度影响很大。

(4)对使用环境的影响

1、腐蚀疲劳

当金属受到腐蚀时，会发生“腐蚀疲劳”，从而降低疲劳强度，因为腐蚀会在金属表面产生无数细小的应力集中点，促进疲劳裂纹的形成。

2. 瘀伤疲劳

当相互接触的两个固体表面有轻微的相对运动时，表面就会受到损伤，从而产生“划痕疲劳”（或“划痕腐蚀”）。

3、高温疲劳和低温疲劳

温度也对结构的疲劳强度有影响。

4.热疲劳

部件在交变热应力作用下引起的损坏称为“热疲劳”。 这种热应力主要来自两个方面，①温度分布不均匀造成的； ②由于金属的自由膨胀或收缩受到限制而引起的。 热疲劳损伤常常表现为金属表面形成细小的裂纹网络，称为“裂纹”。

5. 声疲劳

在声学环境中工作的部件由于噪声的刺激而振动。 这种受迫振动造成的损害称为“声疲劳”或“噪声疲劳”。

5、提高飞机结构疲劳强度的措施

目前，在飞机设计和制造中，从结构布局、材料选择和工艺方法等方面采取了许多措施来提高飞机结构的疲劳强度。 这里我们仅介绍与使用和维护相关的方面。

(1)缓解局部应力

应力集中是影响疲劳强度的主要因素。 因此，缓解局部应力是提高构件疲劳强度的重要措施。 维修和使用过程中缓解局部应力的主要方法是增大圆角半径和打裂纹孔。

1.增大圆角半径

减轻局部应力的一般原则是防止横截面急剧变化。 当此类变化不可避免时，请确保有足够的圆角半径来应对此类变化。

歼6飞机的前起落架叉在凸耳根部容易出现裂纹。 这是因为凸耳根部的圆角半径太小（仅），并且凸耳根部外缘的圆弧过渡区域太小或根本没有加工。 由尖角引起。 针对这种情况，军队采取了锉磨的方法。 工厂加大了耳根基部圆角半径，在根部外缘提供了一定宽度的圆弧过渡面（如图），从而消除了这一故障。

2.堵住裂缝

当构件出现疲劳裂纹时，为了减小裂纹尖端的局部应力，比较有效的方法是钻裂纹孔。 从疲劳损伤的特点可以看出，疲劳损伤有一个过程，即裂纹在达到破坏之前缓慢扩展。 开裂的目的是阻止裂纹缓慢扩展。

止裂之所以能够减缓裂纹尖端的局部应力，防止裂纹缓慢扩展，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。

(2)提高表面质量

由于表面粗糙度是造成应力集中的因素，因此提高零件的表面光洁度也是提高零件疲劳强度的重要措施。

1、消除零件加工时留下的刀痕

切割的方法是用锉刀和砂布打磨，但严禁用砂轮打磨，并注意打磨方向，防止产生新的圆周刀痕。 抛光区域的光滑度不应低于▽6，过渡应均匀、光滑。

事实证明，该措施对于防止承重构件出现裂纹有显着效果。

2、使用过程中应注意防止人为划伤元件表面。

过去，很多人认为碰撞、划痕只能触及飞机结构的一点皮毛，不会影响飞机的寿命。 这种理解是片面的。

3、提高表面材料的强度，可以增加抗疲劳能力。

常用的方法有渗碳、渗氮、氰化、高频电表面淬火、滚压、喷丸和挤压强化等。 这些方法改变了材料的表面结构，提高了其强度，从而提高了其疲劳强度。

4、对于承受交变载荷的连接器，装配时施加短梁预应力也可提高连接器的疲劳强度。