飞机结构疲劳强度与断裂分析.pdf

飞机结构疲劳强度与断裂分析

一、疲劳的基本概念

（一）、疲劳破坏的特征

1、在交变的工作应力远小于材料的强度极限，甚至比屈服极限还

小的情况下，破坏就可以发生。

2、疲劳破坏是一个累积损伤的过程，要经过一定的时间历程在交

变应力多次循环之后才突然发生。

3、疲劳破坏时没有明显的塑性变形。即使塑性较好的材料，破坏

时也象脆性材料那样，只有很小的塑性变形。因此，疲劳破坏事前不

易察觉。

4、疲劳破坏的断口有明显的特征，总是呈现两个不同的区域，一

个是比较光滑的区域，叫做疲劳区，内有弧形线条，叫做疲劳线；另

一个是比较糙的区域，叫做瞬时断裂区。此区域内没有疲劳线。

（二）、疲劳破坏的原因

疲劳破坏的原因

内因：构件外形尺寸的突变或材料内部有缺陷

外因：构件要承受有交变载荷（或交变应力）

在交变应力长期作用下，在构件外形突变处，或材料有缺陷处出

现应力集中，逐步形成了非常细微的裂纹（即疲劳源），在裂纹尖端

产生严重的应力集中，促使裂纹逐渐扩展，构件截面不断削弱。当裂

纹扩展到一定程度，在偶然的超载冲击下，构件就会沿削弱了的截面

发生突然断裂。

二、飞机结构承受的交变载荷

（一）、飞机结构承受的疲劳载荷

1.机动载荷

它是由于飞机在机动飞行中，过载的大小和方向不断改变而使飞

机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.突风载荷

它是由于飞机在不稳定气流中飞行时，受到不同方向和不同强度

的突风作用而使飞机承受的气动交变载荷。

3.地－空－地循环载荷

飞机在地面停放或在地面滑行时，机翼在本身重量和设备重量作

用下，承受向下的弯矩，但飞机离地起飞后，机翼在升力作用下，承

受向上的弯矩。这种起落一次交变一次的载荷，称为地－空－地循环

载荷。这是一种时间长、幅值大的载荷。

4.着陆撞击载荷

它是由于飞机着陆接地后，起落架的弹性引起飞机颠簸加到飞机

上的重复载荷。

5.地面滑行载荷

它是由于飞机在地面滑行时因跑道不平引起颠簸，或由于刹车、

转弯、牵引等地面操纵而加到飞机上的重复载荷。

6.座舱增压载荷

这是由于座舱增压和卸压，而加给座舱周围构件的重复载荷。

在以上几种疲劳载荷中，对歼击机影响最大的是机动载荷、着陆

撞击载荷和地面滑行载荷。

（二）、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”。

当交变应力规则地变化时，可以用正弦波形表示应力随时间变化

的情况。由图可见，交变应力在两个极值之间作用周期性的变化。这

两个极值中大的一个叫做“最大应力”，小的一个叫做“最小应力”。

交变应力每作一个周期性变化，叫做“应力循环”。为了说明交

变应力的变化规律，通常用最小应力和最大应力的比值来表示，即：，

这个比值叫“循环特征”（或“应力比”）。

在每一个循环中，当最大应力和最小应力相等而符号相反时，这

样一种应力循环叫“对称循环”。当应力变化是时有时无，即从零到

最大值，又从最大值至零，这种最小值为零的应力叫做“脉动循环”。

当循环特征为任意数值时，此种应力循环属“非对称循环”

三、材料的疲劳极限和曲线

材料在一定循环特征下，可以承受无限次应力循环而不发生破坏

的最大应力，叫做材料的疲劳极限。

每一种材料的疲劳极限必须通过试验来测定。下面以对称循环旋

转弯曲疲劳极限的测定方法为例作简单介绍。

对于钢材，当循环次数N越大时，曲线逐渐趋于水平，即有一条

水平渐近线（图6）。水平渐近线所对应的纵坐标，就是对称循环的疲

劳极限。

四、影响飞机结构疲劳强度的因素

动图加载中

根据部队和工厂维修实践，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

大量破坏事例证明：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部位。如开孔、开槽、倒角、螺纹

等处容易出现疲劳裂纹。

（二）表面加工质量的影响

大量的破坏事例也证明：表面加工质量不高，也是影响飞机结构

疲劳强度的重要因素。

（三）装配效应的