飞机及其“心脏”航空发动机结构疲劳强度的影响因素及改进措施

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航空发动机是高度复杂、精密的热力机械，为飞机飞行提供动力。航空发动机作为飞机的心脏，被誉为“工业之花”，直接影响飞机的性能、可靠性和经济性，是一个国家科技、工业和国防实力的重要体现。

航空发动机有活塞式航空发动机、燃气涡轮发动机和冲压发动机三种。活塞式航空发动机早期用于飞机或直升机，驱动螺旋桨或旋翼。大型活塞式航空发动机功率可达2500kW，后来被高速性能好的燃气涡轮发动机取代，但小功率活塞式航空发动机仍广泛应用于轻型飞机、直升机和超轻型飞机。燃气涡轮发动机应用最为广泛，包括涡喷发动机、涡扇发动机、涡桨发动机和涡轴发动机。涡桨发动机主要用于速度小于800km/h的飞机；涡轴发动机主要作为直升机的动力；涡扇发动机主要用于速度较高的飞机；涡喷发动机主要用于超音速飞机。冲压发动机的特点是没有压气机和燃气涡轮，高速飞行时进入燃烧室的空气靠冲压喷气效应增压，结构简单，推力大，特别适用于高速高空飞行。 由于无法自行启动、低速时性能较差，其应用范围有限，仅用于导弹和空射目标。关注公众号：双机动力第一，免费获取双机海量资讯，聚焦双机关键技术！

本文将介绍影响飞机及其“心脏”——航空发动机结构疲劳强度的因素及改进措施。

1.疲劳的基本概念

（一）疲劳破坏的特征

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、疲劳破坏是材料在经过一定时间、多次交变应力循环后突然发生的累积损伤过程。

3、疲劳失效时无明显塑性变形。即使是塑性较好的材料，失效时也只会产生很小的塑性变形，与脆性材料一样。因此，疲劳失效不易提前发现。

4、疲劳损伤的断口有明显的特征，总是呈现出两个不同的区域，一个是比较光滑的区域，称为疲劳区，内部有圆弧线，称为疲劳线；另一个是比较粗糙的区域，称为瞬时断裂区。在这个区域内没有疲劳线。

（二）疲劳失效的原因

疲劳失效的原因

内部原因：部件尺寸突然变化或材料内部缺陷

外部因素：部件承受交变载荷（或交变应力）

在交变应力的长期作用下，在构件形状突变处或材料缺陷处产生应力集中，逐渐形成很细小的裂纹（即疲劳源），裂纹尖端产生严重的应力集中，导致裂纹逐渐扩展，构件横截面积不断被削弱。当裂纹扩展到一定程度时，在偶然的过载冲击下，构件​​就会沿削弱截面突然断裂。

2. 结构上的交变载荷

（一）结构承受的疲劳载荷

1. 机动载荷

它是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，机动载荷用飞机过载的大小和次数来表示。

2. 阵风载荷

它是飞机在不稳定气流中飞行，受到不同方向和强度的阵风吹袭时所承受的气动交变载荷。

3. 地-空-地循环载荷

飞机在地面停放或滑行时，机翼因自重和设备重量的作用，承受向下的弯矩，而飞机起飞后，机翼因升力的作用，承受向上的弯矩。这种在飞机每次起飞和降落过程中交替出现的载荷称为地-空-地循环载荷。这是一种持续时间长、幅值大的载荷。

4. 着陆冲击载荷

它是飞机着陆后，由于起落架弹性作用而引起湍流而对飞机施加的重复载荷。

5.地面滑动荷载

它是由于飞机在地面滑行时，跑道不平整引起的颠簸，或由于刹车、转弯、牵引等地面操作给飞机施加的重复载荷而引起的。

6. 客舱增压负荷

这是由于客舱增压和减压对客舱周围部件施加了反复载荷造成的。

在上述疲劳载荷中，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。

（二）交替应力

在上述交变载荷作用下，构件内部的应力也将呈周期性变化的“交变应力”。

当交变应力呈规律性变化时，可用正弦波形来表示应力随时间的变化。如图1所示，交变应力在两个极值之间呈周期性变化。两个极值中较大的一个称为“最大应力”，较小的一个称为“最小应力”。

图 1 交变应力

交变应力的每一个周期性变化称为一个“应力循环”，为了说明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，当最大应力与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”。当应力时而变化，时而不变，即从零变为最大值，又从最大值变为零，最小值为零的应力循环称为“脉动循环”。当循环特性为任意值时，这种应力循环为“非对称循环”。

图2 对称周期

图3 脉动周期

图4 疲劳极限的确定

3. 材料的疲劳极限及曲线

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

每种材料的疲劳极限都必须通过试验来确定，下面以对称循环旋转弯曲疲劳极限的确定方法为例做简单介绍。

图5 钢的σ-N曲线

图6 铝合金的σ-N曲线

对于钢材来说，当循环次数N增大时，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即为该对称循环的疲劳极限。

图 7 σ-N 曲线的三个范围

图8 损伤尺寸与加载循环次数关系

4、影响结构疲劳强度的因素

根据部队和工厂的维修实践，影响飞机结构疲劳强度的因素主要有以下四个方面：

（一）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，而疲劳源总是出现在应力集中的部位，如孔、槽、倒角、螺纹等，这些部位容易产生疲劳裂纹。

（二）表面加工质量的影响

大量损伤案例也证明，表面加工质量差也是影响飞机结构疲劳强度的重要因素。

（三）组装效应的影响

使用经验和疲劳试验表明，各种装配效应对结构的疲劳强度有显著的影响。

（四）使用环境的影响

1.腐蚀疲劳

金属受到腐蚀时，就会产生“腐蚀疲劳”，使疲劳强度降低，因为腐蚀在金属表面产生无数细小的应力集中点，促使疲劳裂纹的产生。

2. 磨损疲劳

当两个接触的固体表面发生微小的相对运动时，表面就会发生损伤，产生“磨蚀疲劳”（或“磨蚀腐蚀”）。

3.高温疲劳与低温疲劳

温度也会影响结构的疲劳强度。

4. 热疲劳

交变热应力引起的损伤称为“热疲劳”。这种热应力主要来自两个方面：1、由于温度分布不均匀而引起的；2、由于限制金属的自由膨胀或收缩而引起的。热疲劳损伤常常表现为金属表面形成细小裂纹的网络，称为“开裂”。

5. 声疲劳

在声环境中工作的部件，由于噪声的刺激而产生振动，这种受迫振动所造成的损伤被称为“声疲劳”或“噪声疲劳”。关注公众号：双机动力先行，免费获取大量双机资讯，关注双机关键技术！

5、提高结构疲劳强度的措施

目前，在飞机设计与制造中，已在结构布局、材料选用、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，这里仅介绍与使用和维护相关的方面。

（1）缓解局部压力

由于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零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、钻止裂孔等。

1. 增大圆角半径

缓解局部应力的总的原则是防止截面出现急剧的变化，当这种变化无法避免时，应保证具有足够的圆角半径。

图9 歼6飞机前起落架叉耳圆角改进

图10 裂纹止裂孔减小了应力长度

歼6飞机前起落架轮叉容易在支耳根部产生裂纹，原因是支耳根部圆角半径太小（仅），支耳根部外缘圆弧过渡区太小或根本没加工，形成尖角。针对这种情况，部队采取了锉磨法，工厂将支耳根部圆角半径增大到，使支耳根部外缘有一定宽度的圆弧过渡面（图），从而消除了这一故障。

2. 钻孔以堵住裂缝

当构件上已出现疲劳裂纹时，为了消除裂纹尖端的局部应力，最有效的办法就是钻止裂孔。从疲劳失效的特点可以看出，疲劳失效有一个过程，即在达到失效前，裂纹是缓慢扩展的。钻止裂孔的目的就是为了阻止裂纹的缓慢扩展。

钻止裂孔之所以能降低裂纹尖端局部应力，阻止裂纹缓慢扩展，主要是因为孔洞增加了裂纹尖端的曲率半径，降低了应力集中程度。

（二）提高表面质量

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

1. 消除加工过程中在部件上留下的刀痕

清除方法是用锉刀或砂布打磨，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。打磨区域光洁度不得小于▽6，过渡应均匀、圆滑。

实践证明，该措施对于防止承重构件裂缝产生有明显的效果。

2、使用过程中，应尽量防止人为划伤元件表面。

过去很多人认为，小小的碰伤或者划痕，只会影响飞机结构中的一小部分，并不会影响飞机的寿命，这种认识是片面的。

3.提高表面材料强度可增加抗疲劳性

常用的方法有渗碳、渗氮、氰化、高频电表面淬火、轧制、喷丸和挤压强化等，这些方法改变了材料的表面组织，提高了强度，从而提高了疲劳强度。

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