飞机零部件疲劳及抗疲劳方法

疲劳破坏引起的事故并不少见。比如发生在1842年的凡尔赛铁路事故、世界第一个大型喷气客机“彗星”号的空中解体、美国F-15战斗机的空中解体、震惊世界的德国高铁事故等知名灾难，金属疲劳是一大因素。

疲劳大致分为两类︰低周期疲劳及高周期疲劳。

一般而言，发生疲劳破坏时的应力周期次数少于十万次者，称为低周期疲劳;高于此次数者，称为高周期疲劳。低周期疲劳的作用应力较大，经常伴随着结构的永久塑性变形;高周期疲劳的作用应力较小，结构变形通常维持在弹性范围内，所以不致有永久变形。

影响疲劳强度的因素比较多，以下几类因素在航空发动机设计、制造中需要重点予以考虑。

应力集中：疲劳源总是出现在应力集中的地方，必须注意构件的细节设计以避免严重的应力集中，比如加大剖面突变处的圆角半径;

表面状态：疲劳裂纹常常从表面开始，所以表面状态对疲劳强度会有显著的影响，表面加工越粗糙，疲劳强度降低、越严重;

温度：一般随着温度的升高，疲劳强度会降低。

1、疲劳对缺陷(例如缺口、裂纹及组织缺陷)十分敏感，由于疲劳破坏是从局部开始的，所以它对缺陷具有高度的选择性;

2、疲劳为脆性断裂，由于一般疲劳的应力水平比屈服强度低，所以不论是韧性材料还是脆性材料，在疲劳断裂前均不会发生塑性变形;

3、疲劳为低应力循环延时断裂，即断裂的发生有一定的寿命，其断裂应力水平往往低于材料的抗拉强度甚至是屈服强度。

金属材料无论是塑性材料还是脆性材料，疲劳破坏都是突然发生的，事先没有明显的塑性变形和事故征兆;因此，这种破坏具有很大的危险性，严重威胁重大设备的正常运行和操作人员的生命。

航空史上最著名的军用飞机疲劳破坏事件，当属1969年美国空军的F-111空中解体。1969年12月22日，编号第94号的F-111在基地上空进行武器抛投训练，在拉起飞行时，左翼掉落，飞机坠毁，两名飞行员当场丧生，飞机残骸中连接机身和左机翼的枢纽接头从中间断裂成两半。事后检查残骸发现，是枢纽接头下缘的半椭圆形疲劳初始裂纹瑕疵导致的。

疲劳破坏的危害显而易见，对疲劳寿命的预测，可有效预防零件提前出现问题，防止事故发生。疲劳寿命预测方法很多，从基本原理来讲，可分为名义应力法、局部应力应变法、能量法、场强法等，航空发动机中用的比较多的主要是名义应力法和局部应力应变法。

名义应力法

名义应力法以应力为控制参量，假设对任一构件(或结构细节或元件)，只要应力集中系数KT相同，载荷谱相同，它们的寿命就相同。由于目前结构应力分析普遍采用有限元方法，所获得的应力值都是局部应力，一般情况下不会通过名义应力和应力集中系数进行寿命估算，因此，名义应力法应该称为基于应力的方法更为合适。

局部应力应变法

局部应力应变法以应变为控制参量，认为若一个构件的危险部位(点)的应力-应变历程与一个光滑试件的应力-应变历程相同，则寿命相同。

局部应力应变法主要用于解决高应变的低周疲劳和带缺口结构的疲劳寿命问题。该方法的特点是可以通过一定的分析、计算将结构上的名义应力转化为缺口处的局部应力和应变。它可以细致地分析缺口处的局部应力和应变的非线性关系，可以考虑载荷顺序和残余应力对疲劳寿命的影响。因此，到目前为止，局部应力应变法是一种比较好的疲劳寿命估算方法。

寿命预测流程

由此可见，不论是疲劳破坏的产生，还是疲劳寿命的预估，都离不开应力的检测。航空构件因为其精密性，检测应力时更应注意保存构件的完整性。传统的盲孔检测法虽然精准，但钻孔对构件有一定破坏性，且常引起材料损伤和屈服，改变局部应力状态，在航空构件应力检测方面不太适用。

相比之下，X 射线衍射法被广泛地应用于航空航天工业，因其在检测部件时不会破坏材料，检验数值精准，是检测飞机金属疲劳和材料应力问题的重要工具。

根据北京翔博科技工程师介绍，检测残余应力，最终目的是要预防或者减少航空部件发生疲劳失效的情况，并据此进行部件的长寿命设计。

如何降低飞机构件疲劳破坏呢?

首先，在结构设计时应尽量避免产生应力集中，对过渡圆角、螺栓孔等容易产生应力集中的部位进行优化。主要工艺方法包括滚压、挤压、喷丸、干涉配合和抛光处理等。

其次，裂纹往往出现在材料缺陷或者加工缺陷位置，必须加强零部件加工制造工艺，严格控制关键位置的加工精度和加工质量，减少疲劳源，防止超差等质量问题引起的疲劳失效。

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