飛機為什么要做全機疲勞試驗

王軍朋

想要徒手折斷一塊薄薄的鋁片，你會怎么做？如果想一次性彎折，也許很難使其折斷，其實只需反復彎折幾次，鋁片很快就會被折斷。這個現象就是交變載荷對金屬結構影響的體現。

飛機結構在使用過程中也會承受反復變化的載荷，業內稱為疲勞載荷。在疲勞載荷作用下飛機結構可能出現裂紋擴展甚至開裂，最后造成結構破壞。近幾十年的航空史表明，疲勞斷裂是影響飛機結構可靠性的主要因素。

會造成疲勞斷裂的因素很多，材料性能、構件幾何形狀、加載歷程及環境條件等都有可能造成影響，僅靠理論分析無法準確反映飛機結構疲勞特性，需要通過疲勞試驗進行驗證。

全機疲勞試驗是依據實際測得的飛機不同飛行狀態的載荷及載荷分布情況，通過計算機控制的多點協調加載系統，對真實飛機結構施加按預案已確定的交變載荷譜的一種試驗。交變載荷譜是由多種載荷工況按一定的重復頻次及順序規則組成，通常按照“飛-續-飛”的順序循環施加飛機在飛行使用過程中的載荷歷程，然后檢測結構疲勞反應，給出飛機結構裂紋萌生與擴展的規律，暴露機體結構疲勞薄弱部位和疲勞損傷關鍵部位，確定薄弱位置裂紋的擴展特征，并為該型飛機疲勞定壽、確定修理周期以及未來細節設計的改進提供重要依據。

飛機疲勞試驗的成功與否主要取決于三個因素：符合飛機實際使用情況的載荷譜;滿足準確度和精度要求的試驗加載設備及測量、控制系統;完善的無損檢測體系。

典型的全機疲勞試驗包括耐久性（疲勞）試驗、損傷容限（裂紋擴展）試驗和剩余強度試驗。由于飛機生產工藝差異、使用環境差異、載荷當量化以及其他未預計差異和疲勞壽命固有分散性等原因，造成了試驗壽命和實際使用壽命之間的不同。為了讓飛機在使用過程中保證極低的破壞概率，全機疲勞試驗通常采用一個較大的疲勞分散系數，即耐久性試驗要完成2～4倍設計壽命試驗，損傷容限試驗完成0.5～1倍設計壽命試驗。

全機疲勞試驗是全機試驗的延續，其在設計過程、加載方法、液壓系統、控制系統、無損檢查方法、質量管理體系和試驗管理等方面與靜力試驗相似，可以說全機疲勞試驗是一種準靜力試驗/連續靜力試驗。而在靜力試驗中獲得的結構原始載荷——變形特征，亦可以作為結構疲勞試驗中滿足變形要求和損傷控制的參考值。

全機疲勞試驗與靜力試驗的主要區別在于，在靜力試驗中，一種載荷工況通過一套加載系統實現加載;而在疲勞試驗中，會有幾十種甚至幾百種載荷工況，這些載荷將通過一套加載系統實現加載。因此，全機疲勞試驗規模通常為靜力試驗的2～3倍，試驗周期為5～10年。

經過完整的全機疲勞試驗，我們就可以確定一款機型的疲勞壽命和修理周期，并根據疲勞試驗中出現的問題，為飛機的細節改進提供思路。在我國，航空工業強度所就擁有優秀的疲勞試驗團隊和先進的試驗驗證體系，為中國大飛機翱翔藍天提供安全保障。