淺析飛機結構的一些疲勞破壞問題

李念宗

（山東 濟南 250109）

疲勞破壞是材料或結構的局部損傷，在交變應力下，損傷發(fā)展直至破壞的過程。疲勞破壞往往產生于局部，尤其是應力應變集中處，因此疲勞對缺陷非常敏感。影響結構疲勞強度的因素主要包括材料成分、微觀組織結構和表面狀況等內部因素以及環(huán)境溫度、介質、載荷等外部因素。疲勞破壞較隱蔽，發(fā)生時通常沒有明顯的塑性變形，事前不易察覺，這使得疲勞破壞成為了機械構件的“致命殺手”。據(jù)統(tǒng)計，機械零部件的破壞中約有超過50%是由疲勞引起的。

本文將圍繞飛機結構的疲勞破壞問題，首先討論一些空難事故，分析這些空難事故中的飛機結構疲勞破壞現(xiàn)象；然后對這些易發(fā)生疲勞破壞的典型結構，簡單總結國內外學者的研究進展和研究成果；最后將結合飛機結構設計方法的發(fā)展，討論針對疲勞破壞問題的處理方法。

1 飛機結構的疲勞破壞現(xiàn)象

飛機在服役過程中，不斷重復著起飛-飛行-降落這一過程，飛機的結構將承受各種各樣反復作用的疲勞載荷。這些疲勞載荷主要包括：（1）飛機在機動飛行中承受的氣動交變載荷。（2）飛機在不穩(wěn)定氣流中飛行時受到的突風作用。（3）飛機停放滑行、起飛、降落過程中機翼承受的地-空-地循環(huán)載荷。（4）飛機著陸接地后，起落架的彈性引起飛機顛簸加到飛機結構上的載荷。（5）飛機在地面滑行時因跑道不平整引起顛簸或因轉彎等多種操作加到飛機上的重復載荷。（6）飛機在飛行周期中由于座艙增壓和卸壓而加給座艙周圍構件的重復載荷。

在這些外部循環(huán)載荷作用下，飛機結構內部的應力也將是周期性變化的“循環(huán)應力”。在服役環(huán)境下，飛機結構容易出現(xiàn)疲勞破壞，造成災難性事故。

2 飛機典型結構的疲勞破壞研究

從眾多的空難事故來看，飛機結構中可能發(fā)生疲勞破壞的部位較多，如機翼、機身等，而復雜的服役環(huán)境，如腐蝕、高溫、低溫等，將可能加速疲勞破壞的發(fā)展。為了確保飛機結構的安全，學者們對不同的典型結構在不同環(huán)境下的疲勞破壞問題開展了研究。

2.1 對起落架結構的疲勞破壞研究

起落架是飛機安全飛行的關鍵部件，其結構形勢復雜，在起飛和著落過程中會承受較大的沖擊載荷，其受力嚴重，且可能遭遇到偶然因素的影響大，因此起落架的故障率較高。據(jù)統(tǒng)計，起落架結構導致的事故大約占飛機結構破壞事故的40%。鑒于此，眾多的研究已經逐漸開展，從不同的方面對起落架的疲勞破壞問題進行了探討。研究結果表明，對于存在焊縫的結構，焊縫部位的疲勞壽命受焊縫的表面粗糙度以及結構形狀的影響較大；對于主起落架關鍵結構的研究發(fā)現(xiàn)，局部高應力以及結構的危險薄弱部位都是引發(fā)疲勞破壞的原因。此外，隨著飛機設計方法地不斷發(fā)展，耐久性/損傷容限的設計方法開始也應用于飛機起落架的細節(jié)結構設計中。

2.2 對機身結構的疲勞破壞研究

飛機機身結構主要包括梁、蒙皮以及加強筋等，其上廣泛存在R角、鉚釘孔等由于制造必須存在的使得飛機結構不連續(xù)的缺陷，這使得機身結構應力集中情況復雜，因此可能的疲勞破壞情況也非常復雜。

對某型飛機因機翼主梁斷裂造成飛機失事的疲勞破壞原因的分析發(fā)現(xiàn)，主梁第一螺栓孔邊的應力集中以及孔壁表面加工粗糙都是造成多源疲勞損傷的主要因素。由于飛機機身主要采用鉚釘連接，除了孔邊應力集中之外，搭接部位的擠壓、摩擦等會對疲勞破壞產生更加復雜的作用。研究表明，較大的壓鉚力可以提高結構的疲勞壽命，而安裝過程中產生的殘余應力對鉚接結構的疲勞破壞有很大影響。由于飛機服役過程中通常會面臨腐蝕環(huán)境，腐蝕環(huán)境下的化學和電化學作用會降低材料性能。研究表明，高強鋁合金對環(huán)境非常敏感，大氣中的水蒸氣即可顯著降低某些鋁合金的疲勞壽命；不同介質對鋁合金疲勞強度的影響由強到弱分別為鹽水、鹽霧、潮濕空氣。

2.3 對發(fā)動機的疲勞破壞研究

發(fā)動機作為飛機的“心臟”，為飛機的飛行提供動力，其可靠性將直接影響飛機的使用安全。發(fā)動機在服役過程中，由于頻繁的啟動-加速-停車，發(fā)動機各部件將承受交變載荷作用，加之發(fā)動機工作時將承受高溫環(huán)境，因此，發(fā)動機的疲勞破壞問題變得非常復雜。

渦輪盤是發(fā)動機的主要零部件之一，主要作用在于安裝和固定葉片以傳遞功率。研究表面，服役環(huán)境下渦輪盤主要的失效模式包括低循環(huán)疲勞、振動疲勞、接觸疲勞、蠕變疲勞等，其中低循環(huán)疲勞是主要失效模式；渦輪葉片也是發(fā)動機的重要組成部件之一，長期在承受極端高溫環(huán)境以及振動載荷、離心載荷等。葉片的疲勞破壞主要是共振疲勞破壞和顫振疲勞破壞。共振疲勞破壞發(fā)生在氣流引起的激振力的激振頻率與葉片共振頻率一致時，這類破壞是低應力疲勞破壞。顫振是結構的一種自激振動，當葉片的阻振力不足以阻止或減弱葉片振動時，葉片的振動反而會加劇從而引起更大的激振氣動力，這類疲勞破壞屬于高應力疲勞破壞。

3 疲勞破壞對飛機設計準則發(fā)展的影響

保證安全是飛機結構設計的基本要求和永恒主題，飛機設計方法的發(fā)展源于飛機的使用實踐和科學技術水平的發(fā)展。近幾十年來，隨著飛機性能的提高，對飛機的安全性和經濟性也提出了更高的要求，加之斷裂力學等學科的發(fā)展和成熟，飛機結構設計準則也隨之發(fā)生了深刻的變化。發(fā)展歷程包括靜強度設計、氣動彈性設計、疲勞安全壽命設計、安全壽命/破損-安全設計、耐久性/損傷容限設計幾個階段。

疲勞安全壽命設計是指承力結構在規(guī)定的壽命期內不進行檢查和維修的條件下疲勞失效概率極小的設計，它以飛機結構無裂紋壽命作為設計目標，若出現(xiàn)可檢裂紋，則認為飛機的安全壽命結束。

耐久性/損傷容限設計準則是為了彌補安全壽命/破損-安全設計中的不足而發(fā)展起來的新的設計準則。這種設計準則的前提是認為飛機結構在使用前就存在初始缺陷。耐久性是指在規(guī)定的壽命周期內，飛機結構抵抗疲勞、腐蝕等損傷的能力；損傷容限是指在規(guī)定的檢修期內，損傷的增長控制在一定范圍內而不會發(fā)生不穩(wěn)定地擴展，同時結構應符合規(guī)定的剩余強度要求。它是目前國際航空界以標準設計規(guī)范確立的一種飛機設計方法，適航認證規(guī)定新設計的民用飛機必須按照損傷容限設計。