6飛機(jī)結(jié)勞設(shè)計(jì)(一)

1、飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)(一)王曉軍王曉軍航空科學(xué)與工程學(xué)院固體力學(xué)研究所航空科學(xué)與工程學(xué)院固體力學(xué)研究所1 前言以前的飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)問題都是基于靜載荷條件下的以前的飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)問題都是基于靜載荷條件下的靜強(qiáng)靜強(qiáng)度問題度問題，即結(jié)構(gòu)的破壞是由于結(jié)構(gòu)受到，即結(jié)構(gòu)的破壞是由于結(jié)構(gòu)受到實(shí)際應(yīng)力實(shí)際應(yīng)力超過超過了了構(gòu)件的構(gòu)件的強(qiáng)度極限強(qiáng)度極限所造成的。所造成的。然而在實(shí)際使用過程中，飛機(jī)結(jié)構(gòu)經(jīng)常承受然而在實(shí)際使用過程中，飛機(jī)結(jié)構(gòu)經(jīng)常承受交變載荷交變載荷，部件長期在交變載荷作用下，即使其最大工作應(yīng)力部件長期在交變載荷作用下，即使其最大工作應(yīng)力遠(yuǎn)小遠(yuǎn)小于強(qiáng)度極限于強(qiáng)度極限，甚至比屈服極限還小，也可能發(fā)生斷裂破，甚至

2、比屈服極限還小，也可能發(fā)生斷裂破壞。這種由交變應(yīng)力引起的破壞稱為壞。這種由交變應(yīng)力引起的破壞稱為疲勞破壞疲勞破壞。疲勞破壞是目前航空工程中一個(gè)十分突出的問題。據(jù)統(tǒng)疲勞破壞是目前航空工程中一個(gè)十分突出的問題。據(jù)統(tǒng)計(jì)，飛機(jī)結(jié)構(gòu)在外場使用中發(fā)生的計(jì)，飛機(jī)結(jié)構(gòu)在外場使用中發(fā)生的斷裂問題斷裂問題80%80%以上都是以上都是因疲勞而引起因疲勞而引起的，因此在對飛機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)時(shí)，必須的，因此在對飛機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)時(shí)，必須進(jìn)行結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)。進(jìn)行結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)。2 2 疲勞設(shè)計(jì)概念疲勞設(shè)計(jì)概念 疲勞概念疲勞概念：結(jié)構(gòu)在重復(fù)載荷作用下經(jīng)常因疲勞而產(chǎn)生：結(jié)構(gòu)在重復(fù)載荷作用下經(jīng)常因疲勞而產(chǎn)生裂紋，最終導(dǎo)致疲勞破壞，這種

3、因循環(huán)應(yīng)力或交變應(yīng)裂紋，最終導(dǎo)致疲勞破壞，這種因循環(huán)應(yīng)力或交變應(yīng)力而使材料抵抗裂紋擴(kuò)展和斷裂能力減弱的現(xiàn)象。力而使材料抵抗裂紋擴(kuò)展和斷裂能力減弱的現(xiàn)象。疲勞破壞疲勞破壞一般有以下一般有以下特征特征： 在交變載荷作用下，構(gòu)件交變應(yīng)力遠(yuǎn)小于材料的靜強(qiáng)在交變載荷作用下，構(gòu)件交變應(yīng)力遠(yuǎn)小于材料的靜強(qiáng)度極限的情況下破壞也可能發(fā)生。度極限的情況下破壞也可能發(fā)生。 不管是脆性材料或塑性材料，疲勞斷裂在宏觀上均表不管是脆性材料或塑性材料，疲勞斷裂在宏觀上均表現(xiàn)為無明顯塑性變形的突然斷裂，屬于低應(yīng)力類脆性現(xiàn)為無明顯塑性變形的突然斷裂，屬于低應(yīng)力類脆性斷裂，故不易察覺，具有更大的危險(xiǎn)性。斷裂，故不易察覺，具有更大

4、的危險(xiǎn)性。 疲勞破壞是一個(gè)累積損傷的過程，要經(jīng)歷一定的時(shí)間疲勞破壞是一個(gè)累積損傷的過程，要經(jīng)歷一定的時(shí)間歷程，甚至是很長的時(shí)間歷程。疲勞破壞過程實(shí)際由歷程，甚至是很長的時(shí)間歷程。疲勞破壞過程實(shí)際由三個(gè)過程組成：三個(gè)過程組成：裂紋形成裂紋形成、裂紋擴(kuò)展裂紋擴(kuò)展和和裂紋擴(kuò)展到快裂紋擴(kuò)展到快速斷裂速斷裂。 疲勞破壞常具有疲勞破壞常具有局部性質(zhì)局部性質(zhì)，而并不涉及到整，而并不涉及到整個(gè)結(jié)構(gòu)的所有細(xì)節(jié)和部位。因此改變局部設(shè)計(jì)個(gè)結(jié)構(gòu)的所有細(xì)節(jié)和部位。因此改變局部設(shè)計(jì)，就可延長結(jié)構(gòu)壽命，并不需要更換結(jié)構(gòu)全部，就可延長結(jié)構(gòu)壽命，并不需要更換結(jié)構(gòu)全部材料或修改其他細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)。材料或修改其他細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)。 疲勞破壞斷口

5、在宏觀和微觀上均有其特征，疲勞破壞斷口在宏觀和微觀上均有其特征，特別是其特別是其宏觀特征宏觀特征在外場目視檢查即能進(jìn)行觀在外場目視檢查即能進(jìn)行觀察，借此可判斷是否屬于疲勞破壞。察，借此可判斷是否屬于疲勞破壞。 了解疲勞破壞的特征，對結(jié)構(gòu)的疲勞設(shè)計(jì)有很了解疲勞破壞的特征，對結(jié)構(gòu)的疲勞設(shè)計(jì)有很大的幫助！大的幫助！補(bǔ)充：幾個(gè)概念(1)(1)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的各種結(jié)構(gòu)或構(gòu)件在使用中所承受的載荷往飛機(jī)結(jié)構(gòu)的各種結(jié)構(gòu)或構(gòu)件在使用中所承受的載荷往往是變化的，相應(yīng)地，所承受的應(yīng)力也是變化的。人往是變化的，相應(yīng)地，所承受的應(yīng)力也是變化的。人們把這種變化著的載荷成為們把這種變化著的載荷成為疲勞載荷疲勞載荷，把相應(yīng)的應(yīng)力，

6、把相應(yīng)的應(yīng)力稱為稱為疲勞應(yīng)力疲勞應(yīng)力，而把載荷和應(yīng)力隨時(shí)間變化的歷程則，而把載荷和應(yīng)力隨時(shí)間變化的歷程則分別成為分別成為載荷譜載荷譜和和應(yīng)力譜應(yīng)力譜。2.1 2.1 疲勞斷裂機(jī)理疲勞斷裂機(jī)理 宏觀的宏觀的斷裂判據(jù)斷裂判據(jù)的的正確性正確性應(yīng)建立在對斷裂的應(yīng)建立在對斷裂的微微觀過程物理本質(zhì)觀過程物理本質(zhì)的正確了解上。因此，下面簡的正確了解上。因此，下面簡單介紹斷裂的微觀機(jī)理。單介紹斷裂的微觀機(jī)理。在單調(diào)加載條件下，實(shí)際金屬和合金的斷裂可在單調(diào)加載條件下，實(shí)際金屬和合金的斷裂可分成分成解理斷裂解理斷裂和和迭波斷裂迭波斷裂。解理斷裂解理斷裂是晶體嚴(yán)是晶體嚴(yán)格地按某些結(jié)晶學(xué)平面的分離，沒有任何塑性格地按

7、某些結(jié)晶學(xué)平面的分離，沒有任何塑性變形。變形。迭波斷裂迭波斷裂是原子尺度上的滑移。是原子尺度上的滑移。 在交變載荷條件下，疲勞斷裂過程有在交變載荷條件下，疲勞斷裂過程有裂裂紋成核階段紋成核階段，裂紋穩(wěn)定擴(kuò)展階段裂紋穩(wěn)定擴(kuò)展階段和和裂紋裂紋臨界擴(kuò)展臨界擴(kuò)展階段。裂紋穩(wěn)定擴(kuò)展階段又可階段。裂紋穩(wěn)定擴(kuò)展階段又可分分微裂紋擴(kuò)展微裂紋擴(kuò)展和和宏觀裂紋擴(kuò)展宏觀裂紋擴(kuò)展兩階段，兩階段，如下圖如下圖疲勞斷裂過程示意圖 (1) (1) 裂紋成核裂紋成核( (裂紋萌生裂紋萌生) ) 裂紋成核是指裂紋的起始。在交變載荷作用下，在試件表面可看到裂紋成核是指裂紋的起始。在交變載荷作用下，在試件表面可看到“擠出擠出”和和

8、“擠入擠入”，相應(yīng)的金屬內(nèi)部產(chǎn)生孔洞。在這里就開始形，相應(yīng)的金屬內(nèi)部產(chǎn)生孔洞。在這里就開始形成裂紋核成裂紋核( (如上圖如上圖) )?！皵D出擠出”是形成疲勞裂紋的一個(gè)條件，但不是是形成疲勞裂紋的一個(gè)條件，但不是必要條件必要條件。在疲勞載荷作用下，。在疲勞載荷作用下，塑性變形的累積，由位錯(cuò)造成的滑塑性變形的累積，由位錯(cuò)造成的滑移帶移帶，均與疲勞裂紋的形成有著密切的關(guān)系。，均與疲勞裂紋的形成有著密切的關(guān)系。表面缺陷，材料內(nèi)部表面缺陷，材料內(nèi)部缺陷如氣孔、夾雜物及第二相質(zhì)點(diǎn)等應(yīng)力集中處缺陷如氣孔、夾雜物及第二相質(zhì)點(diǎn)等應(yīng)力集中處，均促進(jìn)疲勞裂紋，均促進(jìn)疲勞裂紋形成。形成。(2) (2) 穩(wěn)定裂紋擴(kuò)展階

9、段穩(wěn)定裂紋擴(kuò)展階段( (一般可分為兩個(gè)階段一般可分為兩個(gè)階段) ) 第一階段第一階段：從疲勞核心開始由滑移帶的主滑移面向金屬內(nèi)部的擴(kuò)展：從疲勞核心開始由滑移帶的主滑移面向金屬內(nèi)部的擴(kuò)展，滑移面的取向大致與主應(yīng)力軸線成，滑移面的取向大致與主應(yīng)力軸線成4545角。在局部區(qū)域會形成多角。在局部區(qū)域會形成多條微裂紋，微裂紋擴(kuò)展速率很慢，大部分微裂紋擴(kuò)展到某階段而終條微裂紋，微裂紋擴(kuò)展速率很慢，大部分微裂紋擴(kuò)展到某階段而終止，而某些微裂紋形成一主裂紋，則為止，而某些微裂紋形成一主裂紋，則為第一階段裂紋擴(kuò)展第一階段裂紋擴(kuò)展。 第二階段第二階段：裂紋擴(kuò)展平面和主應(yīng)力軸線約成：裂紋擴(kuò)展平面和主應(yīng)力軸線約成90

10、90角，擴(kuò)展速率加快角，擴(kuò)展速率加快，一般以微米每循環(huán)次作單位來計(jì)量。在斷口上有明顯的疲勞痕跡，一般以微米每循環(huán)次作單位來計(jì)量。在斷口上有明顯的疲勞痕跡( (即疲勞條紋即疲勞條紋) )。條紋間距離和疲勞循環(huán)一次裂紋的擴(kuò)展量相對應(yīng)。條紋間距離和疲勞循環(huán)一次裂紋的擴(kuò)展量相對應(yīng)。(3) (3) 裂紋的臨界擴(kuò)展階段裂紋的臨界擴(kuò)展階段 裂紋擴(kuò)展到足夠的尺寸時(shí)，即裂紋尺寸達(dá)到快速擴(kuò)展的裂紋擴(kuò)展到足夠的尺寸時(shí)，即裂紋尺寸達(dá)到快速擴(kuò)展的臨界尺寸臨界尺寸時(shí)時(shí)，裂紋出現(xiàn)，裂紋出現(xiàn)不穩(wěn)定快速擴(kuò)展不穩(wěn)定快速擴(kuò)展。構(gòu)件發(fā)生斷裂，此時(shí)斷裂是突然快速。構(gòu)件發(fā)生斷裂，此時(shí)斷裂是突然快速斷裂，斷口表面呈粗粒狀。斷裂，斷口表面呈

11、粗粒狀。2.2 材料疲勞性能曲線 疲勞破壞的三個(gè)范圍 2.3 2.3 疲勞特性圖疲勞特性圖 等壽命曲線形式二 幾種等壽命曲線形式 典型疲勞特性圖 2.4 2.4 影響疲勞強(qiáng)度的因素及相應(yīng)措施影響疲勞強(qiáng)度的因素及相應(yīng)措施 2.4.1 2.4.1 影響疲勞強(qiáng)度的因素影響疲勞強(qiáng)度的因素 結(jié)構(gòu)在一定的載荷作用下會發(fā)生破壞，這是靜強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度都存在的問題，但是兩者的載荷條件和破壞情況則是有原則區(qū)別的。這就是疲勞強(qiáng)度問題區(qū)別于靜強(qiáng)度問題的矛盾的特殊性。應(yīng)力集中、腐蝕和溫度等對材料的靜強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度都有影響，但是影響的情況和程度是不一樣的。零件表面的粗糙度和零件尺寸的大小對零件的靜力強(qiáng)度沒有什么明顯的影響

12、，但是對于零件的疲勞強(qiáng)度則必須考慮這些因素的效應(yīng)。影響結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的因素很多，概括起來有如影響結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的因素很多，概括起來有如下幾種。下幾種。()載荷特性 應(yīng)力狀態(tài)，循環(huán)特征，高載效應(yīng)載荷交變頻率工作條件使用溫度環(huán)境介質(zhì)尺寸效應(yīng)幾何形狀及表面形狀 表面粗糙度，表面防腐蝕性能缺口效應(yīng)化學(xué)成分金相組織材料本質(zhì)纖維方向內(nèi)部缺陷表面冷硬化表面熱處理及殘余內(nèi)應(yīng)力 表面熱處理表面涂層通過長期的生產(chǎn)實(shí)踐和科學(xué)試驗(yàn)，人們對影響疲勞強(qiáng)通過長期的生產(chǎn)實(shí)踐和科學(xué)試驗(yàn)，人們對影響疲勞強(qiáng)度的很多因素有了一定的認(rèn)識，并且還在不斷地?cái)U(kuò)大度的很多因素有了一定的認(rèn)識，并且還在不斷地?cái)U(kuò)大和深化這些認(rèn)識。本節(jié)將簡要討論一下較常

13、遇到的和深化這些認(rèn)識。本節(jié)將簡要討論一下較常遇到的影影響疲勞強(qiáng)度的一些主要因素響疲勞強(qiáng)度的一些主要因素。(1) (1) 應(yīng)力集中的影響應(yīng)力集中的影響 在實(shí)際構(gòu)件中，由于結(jié)構(gòu)上的要求，一般都存在在實(shí)際構(gòu)件中，由于結(jié)構(gòu)上的要求，一般都存在截面截面變化、拐角和孔變化、拐角和孔等。在這些形狀變化處，不可避免地等。在這些形狀變化處，不可避免地要產(chǎn)生應(yīng)力集中，而應(yīng)力集中又必然使零件的局部應(yīng)要產(chǎn)生應(yīng)力集中，而應(yīng)力集中又必然使零件的局部應(yīng)力提高。力提高。當(dāng)構(gòu)件承受靜載荷時(shí)，由于常用的結(jié)構(gòu)材料當(dāng)構(gòu)件承受靜載荷時(shí)，由于常用的結(jié)構(gòu)材料都有一定的塑性，在破壞以前有一個(gè)宏觀塑性變形過都有一定的塑性，在破壞以前有一個(gè)宏觀

14、塑性變形過程，使構(gòu)件上的應(yīng)力重新分配，自動(dòng)趨于均勻化程，使構(gòu)件上的應(yīng)力重新分配，自動(dòng)趨于均勻化。因。因此，應(yīng)力集中對于構(gòu)件的靜強(qiáng)度沒有多大影響。而疲此，應(yīng)力集中對于構(gòu)件的靜強(qiáng)度沒有多大影響。而疲勞破壞時(shí)的情況則完全不同，這時(shí)，截面上的名義應(yīng)勞破壞時(shí)的情況則完全不同，這時(shí)，截面上的名義應(yīng)力尚未達(dá)到材料的屈服極限，因此力尚未達(dá)到材料的屈服極限，因此破壞以前不產(chǎn)生明破壞以前不產(chǎn)生明顯的宏觀塑性變形顯的宏觀塑性變形，不出現(xiàn)像靜載破壞前那樣的載荷，不出現(xiàn)像靜載破壞前那樣的載荷重分配過程。這樣便使得構(gòu)件的疲勞強(qiáng)度主要決定于重分配過程。這樣便使得構(gòu)件的疲勞強(qiáng)度主要決定于最大應(yīng)力附近的局部應(yīng)力情況，因此應(yīng)力集

15、中處的疲最大應(yīng)力附近的局部應(yīng)力情況，因此應(yīng)力集中處的疲勞強(qiáng)度往往比光滑部分低，常常成為構(gòu)件薄弱環(huán)節(jié)。勞強(qiáng)度往往比光滑部分低，常常成為構(gòu)件薄弱環(huán)節(jié)。因此，因此，在疲勞設(shè)計(jì)時(shí)必須考慮應(yīng)力集中效應(yīng)在疲勞設(shè)計(jì)時(shí)必須考慮應(yīng)力集中效應(yīng)。 引起尺寸效應(yīng)的因素很多，歸納起來，可分引起尺寸效應(yīng)的因素很多，歸納起來，可分工藝因素工藝因素和和比例因素比例因素兩大類。兩大類。 大型構(gòu)件的鑄造質(zhì)量一般都比小型構(gòu)件差，缺陷比小型構(gòu)件大且大型構(gòu)件的鑄造質(zhì)量一般都比小型構(gòu)件差，缺陷比小型構(gòu)件大且多，大截面零件的鍛造比或壓延比都比小型構(gòu)件??；大型構(gòu)件熱多，大截面零件的鍛造比或壓延比都比小型構(gòu)件?。淮笮蜆?gòu)件熱處理時(shí)的冷卻速度比小

16、型構(gòu)件小，淬透深度比小型構(gòu)件小；大型處理時(shí)的冷卻速度比小型構(gòu)件小，淬透深度比小型構(gòu)件??；大型構(gòu)件機(jī)械加工時(shí)的切削力及切削時(shí)的發(fā)熱情況也都與小型構(gòu)件不構(gòu)件機(jī)械加工時(shí)的切削力及切削時(shí)的發(fā)熱情況也都與小型構(gòu)件不同同。上述情況，都使大型構(gòu)件的疲勞強(qiáng)度較小型構(gòu)件為低，較材。上述情況，都使大型構(gòu)件的疲勞強(qiáng)度較小型構(gòu)件為低，較材質(zhì)較小型構(gòu)件為差。這便是質(zhì)較小型構(gòu)件為差。這便是工藝因素工藝因素引起尺寸效應(yīng)的原因。引起尺寸效應(yīng)的原因。 當(dāng)構(gòu)件的形狀和材質(zhì)情況相同而尺寸不同時(shí)，其疲勞強(qiáng)度也不相當(dāng)構(gòu)件的形狀和材質(zhì)情況相同而尺寸不同時(shí)，其疲勞強(qiáng)度也不相同。這種由比例因素引起的尺寸效應(yīng)稱為同。這種由比例因素引起的尺寸效

17、應(yīng)稱為絕對尺寸效應(yīng)絕對尺寸效應(yīng)。 此外，此外，應(yīng)力梯度也是尺寸效應(yīng)的成因之一應(yīng)力梯度也是尺寸效應(yīng)的成因之一。當(dāng)構(gòu)件上的應(yīng)力分布。當(dāng)構(gòu)件上的應(yīng)力分布不均勻，存在有應(yīng)力梯度時(shí)，構(gòu)件外層晶粒的位移，可能在某種不均勻，存在有應(yīng)力梯度時(shí)，構(gòu)件外層晶粒的位移，可能在某種程度上比其內(nèi)層的應(yīng)力較低、位移較小，從而對其外層有支持作程度上比其內(nèi)層的應(yīng)力較低、位移較小，從而對其外層有支持作用的晶粒所阻滯，因而彎曲試樣中的應(yīng)力并非直線分布，外層有用的晶粒所阻滯，因而彎曲試樣中的應(yīng)力并非直線分布，外層有一水平地段。這樣，假設(shè)大小試樣疲勞破壞時(shí)水平地段的深度相一水平地段。這樣，假設(shè)大小試樣疲勞破壞時(shí)水平地段的深度相等，則

18、由于等，則由于小試樣的應(yīng)力梯度較大，從而使由直線分布計(jì)算出的小試樣的應(yīng)力梯度較大，從而使由直線分布計(jì)算出的名義彎曲應(yīng)力比水平地段應(yīng)力名義彎曲應(yīng)力比水平地段應(yīng)力( (等于均勻分布時(shí)的疲勞極限，即等于均勻分布時(shí)的疲勞極限，即拉壓疲勞極限拉壓疲勞極限) )高出較多，而大試樣的應(yīng)力梯度較小，從而使其高出較多，而大試樣的應(yīng)力梯度較小，從而使其名義彎曲應(yīng)力比拉壓疲勞極限的高出量減少名義彎曲應(yīng)力比拉壓疲勞極限的高出量減少。這樣，。這樣，大小試樣疲大小試樣疲勞破壞時(shí)的名義彎曲應(yīng)力便有所不同，小試樣較高，大試樣較低勞破壞時(shí)的名義彎曲應(yīng)力便有所不同，小試樣較高，大試樣較低，因而產(chǎn)生了尺寸效應(yīng)，因而產(chǎn)生了尺寸效應(yīng)。

19、 2.4.2 2.4.2 提高疲勞強(qiáng)度的措施提高疲勞強(qiáng)度的措施 我們對影響疲勞強(qiáng)度的因素有了認(rèn)識以后，我們對影響疲勞強(qiáng)度的因素有了認(rèn)識以后，重要的不在于能夠去重要的不在于能夠去解釋這些因素，而是要運(yùn)用這些認(rèn)識去指導(dǎo)我們的實(shí)踐解釋這些因素，而是要運(yùn)用這些認(rèn)識去指導(dǎo)我們的實(shí)踐。目前的。目前的飛機(jī)設(shè)計(jì)制造，在結(jié)構(gòu)布局、材料選擇和工藝方法等方面，都采飛機(jī)設(shè)計(jì)制造，在結(jié)構(gòu)布局、材料選擇和工藝方法等方面，都采取了許多措施來提高飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度。取了許多措施來提高飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度。(1) (1) 減緩局部應(yīng)力減緩局部應(yīng)力 由于應(yīng)力集中是影響疲勞強(qiáng)度的主要因素，因此，減緩局部應(yīng)力由于應(yīng)力集中是影響疲勞強(qiáng)度

20、的主要因素，因此，減緩局部應(yīng)力是提高構(gòu)件疲勞強(qiáng)度的一項(xiàng)重要措施。在維護(hù)使用中減緩局部應(yīng)是提高構(gòu)件疲勞強(qiáng)度的一項(xiàng)重要措施。在維護(hù)使用中減緩局部應(yīng)力的方法，主要是力的方法，主要是增大圓角半徑和打止裂孔增大圓角半徑和打止裂孔。 1) 1)增大圓角半徑增大圓角半徑 減緩局部應(yīng)力的一般原則是：防止截面有急劇的變化，當(dāng)這種變減緩局部應(yīng)力的一般原則是：防止截面有急劇的變化，當(dāng)這種變化不可避免時(shí)，應(yīng)保證在變化區(qū)有足夠的圓角半徑化不可避免時(shí)，應(yīng)保證在變化區(qū)有足夠的圓角半徑。 某飛機(jī)前起落架輪叉某飛機(jī)前起落架輪叉在接耳根部易于產(chǎn)生裂紋，就是由于接耳根在接耳根部易于產(chǎn)生裂紋，就是由于接耳根部的圓角半徑過小，且接耳根

21、部外緣的圓弧過渡區(qū)過小或根本未部的圓角半徑過小，且接耳根部外緣的圓弧過渡區(qū)過小或根本未加工出來而形成尖角造成的。針對這一情況，部隊(duì)采用了挫修和加工出來而形成尖角造成的。針對這一情況，部隊(duì)采用了挫修和打磨的方法，工廠將接耳根部圓角半徑加大，并使根部外緣有一打磨的方法，工廠將接耳根部圓角半徑加大，并使根部外緣有一定寬度的圓弧過渡面，從而排除了這一故障。定寬度的圓弧過渡面，從而排除了這一故障。 2)2)打止裂孔打止裂孔 當(dāng)構(gòu)件上已出現(xiàn)疲勞裂紋之后，當(dāng)構(gòu)件上已出現(xiàn)疲勞裂紋之后，為了減緩裂紋尖端的為了減緩裂紋尖端的局部應(yīng)力，較有效的辦法是打止裂孔局部應(yīng)力，較有效的辦法是打止裂孔。由疲勞裂紋擴(kuò)展。由疲勞裂

22、紋擴(kuò)展可知：疲勞裂紋在達(dá)到臨界裂紋之前，擴(kuò)展是緩慢的；可知：疲勞裂紋在達(dá)到臨界裂紋之前，擴(kuò)展是緩慢的；一旦超過臨界裂紋長度之后，裂紋即以聲速瞬時(shí)撕毀結(jié)一旦超過臨界裂紋長度之后，裂紋即以聲速瞬時(shí)撕毀結(jié)構(gòu)。因此，構(gòu)。因此，一旦出現(xiàn)裂紋就面臨兩個(gè)任務(wù)一旦出現(xiàn)裂紋就面臨兩個(gè)任務(wù)，一是如何制一是如何制止裂紋緩慢擴(kuò)展止裂紋緩慢擴(kuò)展，一是如何防止裂紋瞬時(shí)擴(kuò)展一是如何防止裂紋瞬時(shí)擴(kuò)展。打止裂。打止裂孔是為了解決前一個(gè)問題；對于后一問題則需要采取專孔是為了解決前一個(gè)問題；對于后一問題則需要采取專門的止裂裝置。門的止裂裝置。 打止裂孔所以能減緩裂紋尖端的局部應(yīng)力、制止裂紋打止裂孔所以能減緩裂紋尖端的局部應(yīng)力、制止

23、裂紋緩慢擴(kuò)展，主要是因?yàn)榫徛龜U(kuò)展，主要是因?yàn)榭自龃罅肆鸭y尖端的曲率半徑，孔增大了裂紋尖端的曲率半徑，降低了應(yīng)力集中跨度降低了應(yīng)力集中跨度。同時(shí)，它又。同時(shí)，它又鉆掉了裂紋尖端的塑鉆掉了裂紋尖端的塑性區(qū)性區(qū)。這樣就消除了裂紋緩慢擴(kuò)展的條件。這樣就消除了裂紋緩慢擴(kuò)展的條件。 止裂孔降低應(yīng)力集中 但應(yīng)當(dāng)指出，止裂孔制止裂紋緩慢擴(kuò)展的作用只是暫時(shí)的。因?yàn)榈珣?yīng)當(dāng)指出，止裂孔制止裂紋緩慢擴(kuò)展的作用只是暫時(shí)的。因?yàn)椋沽鸭y擴(kuò)展的動(dòng)力，使裂紋擴(kuò)展的動(dòng)力外載荷仍舊存在，止裂孔本身就有應(yīng)力集外載荷仍舊存在，止裂孔本身就有應(yīng)力集中，因此經(jīng)過一段時(shí)間后，裂紋仍然會穿過止裂孔又繼續(xù)向前擴(kuò)中，因此經(jīng)過一段時(shí)間后，裂紋仍然

24、會穿過止裂孔又繼續(xù)向前擴(kuò)展，并且一旦穿過止裂孔后，其發(fā)展速度就會較快。盡管如此，展，并且一旦穿過止裂孔后，其發(fā)展速度就會較快。盡管如此，比較同一種裂紋擴(kuò)展得知，總的裂紋長度打止裂孔比不打止裂孔比較同一種裂紋擴(kuò)展得知，總的裂紋長度打止裂孔比不打止裂孔要短得多。需要注意的是，止裂孔應(yīng)除去全部的裂紋，并包括裂要短得多。需要注意的是，止裂孔應(yīng)除去全部的裂紋，并包括裂紋前端的塑性區(qū)，因?yàn)樗苄詤^(qū)內(nèi)有微裂紋存在。紋前端的塑性區(qū)，因?yàn)樗苄詤^(qū)內(nèi)有微裂紋存在。(2) (2) 提高和保持表面質(zhì)量提高和保持表面質(zhì)量 1) 1)制造過程中，選擇合理的加工工藝，提高表面質(zhì)量；制造過程中，選擇合理的加工工藝，提高表面質(zhì)量；

25、 由于表面狀態(tài)對金屬的疲勞強(qiáng)度有著重要的影響，在加工工藝中由于表面狀態(tài)對金屬的疲勞強(qiáng)度有著重要的影響，在加工工藝中，人們就通過各種表面處理的方法來提高金屬的疲勞強(qiáng)度。對于，人們就通過各種表面處理的方法來提高金屬的疲勞強(qiáng)度。對于鋼材可以通過表面化學(xué)熱處理，如表面滲碳、滲氮、氰化和表面鋼材可以通過表面化學(xué)熱處理，如表面滲碳、滲氮、氰化和表面淬火淬火( (如高頻電表面淬火，有時(shí)也用火焰加熱表面淬火如高頻電表面淬火，有時(shí)也用火焰加熱表面淬火) )等。等。 2) 2)使用維護(hù)中，注意保持表面質(zhì)量使用維護(hù)中，注意保持表面質(zhì)量 (a)(a)消除構(gòu)件上由于加工而殘留的刀痕。消除構(gòu)件上由于加工而殘留的刀痕。消除

26、的方法是：用挫刀、消除的方法是：用挫刀、砂布進(jìn)行打磨，但嚴(yán)禁用砂輪打磨，并應(yīng)注意打磨方向，防止造砂布進(jìn)行打磨，但嚴(yán)禁用砂輪打磨，并應(yīng)注意打磨方向，防止造成新的周向刀痕。打磨處的粗糙度應(yīng)為，并保持過渡區(qū)應(yīng)均勻光成新的周向刀痕。打磨處的粗糙度應(yīng)為，并保持過渡區(qū)應(yīng)均勻光滑。滑。 (b)(b)應(yīng)盡力防止構(gòu)件表面人為地造成傷痕。應(yīng)盡力防止構(gòu)件表面人為地造成傷痕。過去有不少人認(rèn)為，碰過去有不少人認(rèn)為，碰傷、劃傷一點(diǎn)，只能觸及飛機(jī)結(jié)構(gòu)的一點(diǎn)皮毛，不會影響飛機(jī)壽傷、劃傷一點(diǎn)，只能觸及飛機(jī)結(jié)構(gòu)的一點(diǎn)皮毛，不會影響飛機(jī)壽命。命。 (3) (3) 合理地施加預(yù)應(yīng)力合理地施加預(yù)應(yīng)力 眾所周知，眾所周知，飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度主要取決于結(jié)構(gòu)中的薄弱環(huán)節(jié)飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度主要取決于結(jié)構(gòu)中的薄弱環(huán)節(jié)，如機(jī)械，如機(jī)械連接孔和敞孔連接孔和敞孔等部位即為連接件的薄弱部位。近年來的研究證明等部位即為連接件的薄弱部位。近年來的研究證明，對連接孔采用不同形式的，對連接孔采用不同形式的干涉配合干涉