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飛機結(jié)構(gòu)的疲勞

疲勞是指在低于材料極限強度（ultimate strength）的應(yīng)力（stress）長期反復(fù)作用下，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)終于破壞的一種現(xiàn)象。由于總是發(fā)生在結(jié)構(gòu)應(yīng)力遠低于設(shè)計容許Zui大應(yīng)力的情況下，因此常能躲過一般人的注意而不被發(fā)覺，這也是疲勞比較危險的地方。

材料在承受反復(fù)應(yīng)力的作用過程中，每一次的應(yīng)力作用稱為一個應(yīng)力周期（cycle），此周期內(nèi)的材料受力狀態(tài)，由原本的無應(yīng)力先到達Zui大正應(yīng)力（拉伸應(yīng)力），然后到達Zui大負(fù)應(yīng)力（壓縮應(yīng)力）zui后回到無應(yīng)力狀態(tài)。在此受力過程中，每一個應(yīng)力周期所經(jīng)歷的時間長短（即︰頻率）與疲勞關(guān)系甚微，應(yīng)力周期的振幅及累積次數(shù)才是決定疲勞破壞發(fā)生的時機；另外，壓縮應(yīng)力不會造成疲勞破壞，拉伸應(yīng)力才是疲勞破壞的主因。

疲勞破壞大致分為兩類︰低周期疲勞（low cycle fatigue）及高周期疲勞（high cycle fatigue）。一般而言，發(fā)生疲勞破壞時的應(yīng)力周期次數(shù)少于十萬次者，稱為低周期疲勞；高于此次數(shù)者，稱為高周期疲勞。低周期疲勞的作用應(yīng)力較大，經(jīng)常伴隨著結(jié)構(gòu)的永久塑性變形（plastic deformation）；高周期疲勞的作用應(yīng)力較小，結(jié)構(gòu)變形通常維持在彈性（elastic）范圍內(nèi)，所以不致有永久變形。

材料疲勞破壞的進程分為三階段︰裂紋初始（crack initiation）、裂紋成長（crack growth）、強制破壞（rupture）。材料表面瑕疵或是幾何形狀不連續(xù)處，材料晶格（lattice）在外力作用下沿結(jié)晶面（crystallography plane）相互滑移（slip），形成不可逆的差排（dislocation）移動，在張力及壓力交替作用下，于材料表面形成外凸（extrusion）及內(nèi)凹（intrusion），造成初始裂紋。這些初始裂紋在多次應(yīng)力周期的拉伸應(yīng)力連續(xù)拉扯下逐漸成長，并使材料承載面積縮減，降低材料的承載能力。當(dāng)裂紋成長到臨界長度（critical length）時，材料凈承載面積下的應(yīng)力已超過材料的極限強度，此時的材料強制破壞也就無法避免了。

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航空史上zui著名的軍用飛機疲勞破壞事件，應(yīng)該是1969年美國空軍的F-111空中解體。

F-111結(jié)構(gòu)中有個特殊的可變后掠機翼設(shè)計，這是因為固定式機翼在特定的飛行速度、高度、大氣溫度、大氣密度、引擎推力……下，有zui佳的性能表現(xiàn)，一旦其中某個因素改變，性能就會降低。而可變后掠機翼則完全無此缺點，它就像是設(shè)計各種不同的機翼，來配合飛行中不同的飛行情況，例如：起降時把機翼完全向外伸展，增加機翼的升力，縮短起降距離；亞音速巡航時則把機翼部分后掠，減少機翼的阻力；超音速貼地飛行時則將機翼全角度后掠。

飛機結(jié)構(gòu)的疲勞破壞zui常發(fā)生于幾何形狀不連續(xù)處，因此在維護延長服役年限的老飛機時，對一些幾何面積變化較大的位置，如︰R角、鉚釘孔邊……，都得特別留意。比較麻煩的是有些結(jié)構(gòu)件在原本的設(shè)計負(fù)載下，預(yù)期使用期間不會有疲勞破壞的顧慮，因此未留下檢查進手空間，或是結(jié)構(gòu)需大部拆解后才有辦法檢查，這些位置在延長服役期間如果未能檢查，就會有相當(dāng)?shù)臐撛陲w行安全風(fēng)險。

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