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飛機結構的疲勞

疲勞是指在低于材料極限強度（ultimate strength）的應力（stress）長(cháng)期反復作用下，導致結構終于破壞的一種現象。由于總是發(fā)生在結構應力遠低于設計容許Zui大應力的情況下，因此常能躲過(guò)一般人的注意而不被發(fā)覺(jué)，這也是疲勞比較危險的地方。

材料在承受反復應力的作用過(guò)程中，每一次的應力作用稱(chēng)為一個(gè)應力周期（cycle），此周期內的材料受力狀態(tài)，由原本的無(wú)應力先到達Zui大正應力（拉伸應力），然后到達Zui大負應力（壓縮應力）zui后回到無(wú)應力狀態(tài)。在此受力過(guò)程中，每一個(gè)應力周期所經(jīng)歷的時(shí)間長(cháng)短（即︰頻率）與疲勞關(guān)系甚微，應力周期的振幅及累積次數才是決定疲勞破壞發(fā)生的時(shí)機；另外，壓縮應力不會(huì )造成疲勞破壞，拉伸應力才是疲勞破壞的主因。

疲勞破壞大致分為兩類(lèi)︰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(shí)的應力周期次數少于十萬(wàn)次者，稱(chēng)為低周期疲勞；高于此次數者，稱(chēng)為高周期疲勞。低周期疲勞的作用應力較大，經(jīng)常伴隨著(zhù)結構的永久塑性變形（plastic deformation）；高周期疲勞的作用應力較小，結構變形通常維持在彈性（elastic）范圍內，所以不致有永久變形。

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

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

F-111結構中有個(gè)特殊的可變后掠機翼設計，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，一旦其中某個(gè)因素改變，性能就會(huì )降低。而可變后掠機翼則完全無(wú)此缺點(diǎn)，它就像是設計各種不同的機翼，來(lái)配合飛行中不同的飛行情況，例如：起降時(shí)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(shí)則把機翼部分后掠，減少機翼的阻力；超音速貼地飛行時(shí)則將機翼全角度后掠。

飛機結構的疲勞破壞zui常發(fā)生于幾何形狀不連續處，因此在維護延長(cháng)服役年限的老飛機時(shí)，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構件在原本的設計負載下，預期使用期間不會(huì )有疲勞破壞的顧慮，因此未留下檢查進(jìn)手空間，或是結構需大部拆解后才有辦法檢查，這些位置在延長(cháng)服役期間如果未能檢查，就會(huì )有相當的潛在飛行安全風(fēng)險。

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