浅析飞机结构的一些疲劳破坏问题

李念宗

（山东 济南 250109）

疲劳破坏是材料或结构的局部损伤，在交变应力下，损伤发展直至破坏的过程。疲劳破坏往往产生于局部，尤其是应力应变集中处，因此疲劳对缺陷非常敏感。影响结构疲劳强度的因素主要包括材料成分、微观组织结构和表面状况等内部因素以及环境温度、介质、载荷等外部因素。疲劳破坏较隐蔽，发生时通常没有明显的塑性变形，事前不易察觉，这使得疲劳破坏成为了机械构件的“致命杀手”。据统计，机械零部件的破坏中约有超过50%是由疲劳引起的。

本文将围绕飞机结构的疲劳破坏问题，首先讨论一些空难事故，分析这些空难事故中的飞机结构疲劳破坏现象；然后对这些易发生疲劳破坏的典型结构，简单总结国内外学者的研究进展和研究成果；最后将结合飞机结构设计方法的发展，讨论针对疲劳破坏问题的处理方法。

1 飞机结构的疲劳破坏现象

飞机在服役过程中，不断重复着起飞-飞行-降落这一过程，飞机的结构将承受各种各样反复作用的疲劳载荷。这些疲劳载荷主要包括：（1）飞机在机动飞行中承受的气动交变载荷。（2）飞机在不稳定气流中飞行时受到的突风作用。（3）飞机停放滑行、起飞、降落过程中机翼承受的地-空-地循环载荷。（4）飞机着陆接地后，起落架的弹性引起飞机颠簸加到飞机结构上的载荷。（5）飞机在地面滑行时因跑道不平整引起颠簸或因转弯等多种操作加到飞机上的重复载荷。（6）飞机在飞行周期中由于座舱增压和卸压而加给座舱周围构件的重复载荷。

在这些外部循环载荷作用下，飞机结构内部的应力也将是周期性变化的“循环应力”。在服役环境下，飞机结构容易出现疲劳破坏，造成灾难性事故。

2 飞机典型结构的疲劳破坏研究

从众多的空难事故来看，飞机结构中可能发生疲劳破坏的部位较多，如机翼、机身等，而复杂的服役环境，如腐蚀、高温、低温等，将可能加速疲劳破坏的发展。为了确保飞机结构的安全，学者们对不同的典型结构在不同环境下的疲劳破坏问题开展了研究。

2.1 对起落架结构的疲劳破坏研究

起落架是飞机安全飞行的关键部件，其结构形势复杂，在起飞和着落过程中会承受较大的冲击载荷，其受力严重，且可能遭遇到偶然因素的影响大，因此起落架的故障率较高。据统计，起落架结构导致的事故大约占飞机结构破坏事故的40%。鉴于此，众多的研究已经逐渐开展，从不同的方面对起落架的疲劳破坏问题进行了探讨。研究结果表明，对于存在焊缝的结构，焊缝部位的疲劳寿命受焊缝的表面粗糙度以及结构形状的影响较大；对于主起落架关键结构的研究发现，局部高应力以及结构的危险薄弱部位都是引发疲劳破坏的原因。此外，随着飞机设计方法地不断发展，耐久性/损伤容限的设计方法开始也应用于飞机起落架的细节结构设计中。

2.2 对机身结构的疲劳破坏研究

飞机机身结构主要包括梁、蒙皮以及加强筋等，其上广泛存在R角、铆钉孔等由于制造必须存在的使得飞机结构不连续的缺陷，这使得机身结构应力集中情况复杂，因此可能的疲劳破坏情况也非常复杂。

对某型飞机因机翼主梁断裂造成飞机失事的疲劳破坏原因的分析发现，主梁第一螺栓孔边的应力集中以及孔壁表面加工粗糙都是造成多源疲劳损伤的主要因素。由于飞机机身主要采用铆钉连接，除了孔边应力集中之外，搭接部位的挤压、摩擦等会对疲劳破坏产生更加复杂的作用。研究表明，较大的压铆力可以提高结构的疲劳寿命，而安装过程中产生的残余应力对铆接结构的疲劳破坏有很大影响。由于飞机服役过程中通常会面临腐蚀环境，腐蚀环境下的化学和电化学作用会降低材料性能。研究表明，高强铝合金对环境非常敏感，大气中的水蒸气即可显著降低某些铝合金的疲劳寿命；不同介质对铝合金疲劳强度的影响由强到弱分别为盐水、盐雾、潮湿空气。

2.3 对发动机的疲劳破坏研究

发动机作为飞机的“心脏”，为飞机的飞行提供动力，其可靠性将直接影响飞机的使用安全。发动机在服役过程中，由于频繁的启动-加速-停车，发动机各部件将承受交变载荷作用，加之发动机工作时将承受高温环境，因此，发动机的疲劳破坏问题变得非常复杂。

涡轮盘是发动机的主要零部件之一，主要作用在于安装和固定叶片以传递功率。研究表面，服役环境下涡轮盘主要的失效模式包括低循环疲劳、振动疲劳、接触疲劳、蠕变疲劳等，其中低循环疲劳是主要失效模式；涡轮叶片也是发动机的重要组成部件之一，长期在承受极端高温环境以及振动载荷、离心载荷等。叶片的疲劳破坏主要是共振疲劳破坏和颤振疲劳破坏。共振疲劳破坏发生在气流引起的激振力的激振频率与叶片共振频率一致时，这类破坏是低应力疲劳破坏。颤振是结构的一种自激振动，当叶片的阻振力不足以阻止或减弱叶片振动时，叶片的振动反而会加剧从而引起更大的激振气动力，这类疲劳破坏属于高应力疲劳破坏。

3 疲劳破坏对飞机设计准则发展的影响

保证安全是飞机结构设计的基本要求和永恒主题，飞机设计方法的发展源于飞机的使用实践和科学技术水平的发展。近几十年来，随着飞机性能的提高，对飞机的安全性和经济性也提出了更高的要求，加之断裂力学等学科的发展和成熟，飞机结构设计准则也随之发生了深刻的变化。发展历程包括静强度设计、气动弹性设计、疲劳安全寿命设计、安全寿命/破损-安全设计、耐久性/损伤容限设计几个阶段。

疲劳安全寿命设计是指承力结构在规定的寿命期内不进行检查和维修的条件下疲劳失效概率极小的设计，它以飞机结构无裂纹寿命作为设计目标，若出现可检裂纹，则认为飞机的安全寿命结束。

耐久性/损伤容限设计准则是为了弥补安全寿命/破损-安全设计中的不足而发展起来的新的设计准则。这种设计准则的前提是认为飞机结构在使用前就存在初始缺陷。耐久性是指在规定的寿命周期内，飞机结构抵抗疲劳、腐蚀等损伤的能力；损伤容限是指在规定的检修期内，损伤的增长控制在一定范围内而不会发生不稳定地扩展，同时结构应符合规定的剩余强度要求。它是目前国际航空界以标准设计规范确立的一种飞机设计方法，适航认证规定新设计的民用飞机必须按照损伤容限设计。