飞机结构疲劳与断裂分析发展综述
通过这学期对航空航天博览课的学习和老师耐心的讲解,我对飞机结构有了进一步的了解。由于本学期还学习了材料力学，所以对于飞机结构疲劳强度与断裂分析发展现状与发展趋势做了进一步的了解与探讨.由于领空权对于任何一个国家都是非常重要的,飞机的先进性,是领空权的保证.飞机更是国家的国防的重要力量,提高飞机的性能更是每个军事大国追求的目标.飞机的结构抗疲劳强度与断裂强度是飞机性能的重要体现，所以对于飞机结构疲劳与断裂分析进行探讨和研究是非常有必要的.疲劳强度是指飞机结果在无限多次交变载荷作用下而不破坏的最大应力称为疲劳强度或疲劳极限。实际上，飞机结构并不可能作无限多次交变载荷试验。
断裂是指飞机结构被断错或发生裂开.讨论的主要是脆性断裂情况，其断裂面是看得见摸得着的。还有两类断裂的断裂面则是看得见却不一定摸得着的。
飞机结构在实际使用中，要不断承受交变载荷的作用。但是，早期设计给及只是从静强度上考虑，只要通过计算和试验证明飞机结构能够承受得住设计载荷（实际使用中所出现的最大载荷乘以安全系数），就认为飞机结构具有足够的强度。由于飞机结构承受交变载荷的作用，某些构建常常出现疲劳性能也较好。因此，飞机结构的疲劳问题并不突出，疲劳强度问题没有引起足够的重视。直到50年代前
期，世界各国的飞机强度规范中对疲劳强度都还没有具体要求，不要求进行全尺寸结构疲劳试验。但是，随着航空事业的不断发展，飞机的性能不断提高，适用寿命延长，新结构、新材料不断出现，飞机结构在使用中疲劳破坏与安全可靠之间的矛盾逐渐显露出来了。
断裂是指飞机结构被断错或发生裂开.讨论的主要是脆性断裂情况，其断裂面是看得见摸得着的。还有两类断裂的断裂面则是看得见却不一定摸得着的。
许多飞机结果，如轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等，在工作过程中各点的应力随时间作周期性的变化，这种随时间作周期性变化的应力称为交变应力（也称循环应力）。在交变应力的作用下，虽然零件所承受的应力低于材料的屈服点，但经过较长时间的工作后会产生裂纹或突然发生完全断裂。
疲劳破坏是机械零件失效的主要原因之一。据统计，在飞机结构失效中大约有80%以上属于疲劳破坏，而且疲劳破坏前没有明显的变形，所以疲劳破坏经常造成重大事故，所以对于轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等承受交变载荷的零件要选择疲劳强度较好的材料来制造。
疲劳失效是金属材料常见的失效形式,特别是轴类,连杆,轴承类等零件,长期在应力下工作的工件材料都要求较高的疲劳强度,这样的可以提高零件的使用寿命。疲劳强度同时还与硬度、强度、韧性有较大关系，所以他是金属材料的重要力学性能指标。
疲劳强度是材料能够承受无数次应力循环时的最大应力。疲劳强度关系到零件的寿命以及零件工作时能够承受的最大应力，这对零件的安全设计有重大意义。
例如:在齿轮设计中，当接触疲劳强度不满足要求时，假定不再更换材料的前提下，可以用如下方法进行弥补：
1、增加齿轮的齿宽（增加轮齿的接触面积）
2、轮齿进行高频淬火（或中频淬火）、渗碳、渗氮（提高轮齿的表面硬度）
3、磨齿（降低齿轮运行中因为接触强度不足而致使齿面发生胶合、斑蚀的危险性能）
50年代以前，在飞机结构疲劳寿命问题没有引起足够的重视。那事，飞机机构是单纯采用静强度设计准则与刚度设计准则进行设计的。
从50年代开始，基于以往的经验教训个科学技术的进步，以及给及使用要求的不断提高，在飞机安全和寿命 的设计思想上发生了很大的变化。50年代中期，逐渐发展起以安全寿命为设计准则的设计和评估思想。这是给及结构设计思想上的一次重大变革。
但是，安全寿命设计思想是以结构件无初始损伤的假设为基础的。显然，这是理想化的情况。事实上，结构件可能存在这样或那样出事缺陷。因此，安全寿命设计思想并不能保证飞机安全可靠。于是，在1960年提出了破损安全设计概念。从60年代初期到70年代初期，飞机结构设计采用破损安全与安全寿命相结合的设计思想，这种设计
思想可以在这个时期的国外民用机设计规范中看到。这种破损安全与安全寿命相结合的设计思想，这带有一定的局限性，远不足以解决安全和寿命问题。
随着断裂力学和其他科学的发展，出现了损伤容限和耐久性设计。1969年美国空军开始规定催飞机结构采用损伤容限和耐久性设计。1978年美国联邦航空局（FAA）规定在民用机上采用损伤容限和耐久性设计来代替原来的破损安全与安全寿命设计。损伤容限和耐久性设计思想的核心是：承认结构件中存在初始缺陷的可能性，控制损伤的扩展。从而，使飞机结构在规定期内具有规范要求的抗破坏能力和经济耐用的品质。损伤容限设计和耐久性设计更是一次变革性质的设计思想发展。
航空工业作为技术密集、知识密集的高技术产业，集材料、机械、发动机、空气动力、电子、超密集加工、特种工艺等各种前沿技术之大成。目前，国际航空技术发达国家早已实施损伤容限耐久性规范，并成为国际适航性条例要求。然而，在飞机结构的三维损伤容限耐久性预测设计方面，由于研究队伍严重萎缩，国际上的实质性进展非常缓慢，三维损伤容限耐久性技术的发展停滞不前。与此同时，现代飞机大量使用三维整体结构，已有技术与需求的矛盾更加突出。
这一现状的存在，使得国内外的设计者们在已有技术基础上不得不依靠更加实际、但耗资巨大的全机试验和各级全尺寸部件试验来检验飞机结构的损伤容限和耐久性，虚拟试验的科学基础欠缺。近年随着计算机容量逐渐满足三维断裂分析的需要，国际上三维试验和数值
研究骤增，多尺度研究骤增，虚拟试验的概念形成并得以应用。有影响和代表水平的工作主要出自美国NASA以Newman为主的研究组、英国Sheffield大学Code公司及其研究组、法国宇航院(ONERA)、瑞典航空研究实验室(FOI，德文首字)研究组，荷兰国防动力研究实验室、澳大利亚国防科技组织(DSTO)等[5-8]。但是其损伤容限耐久性技术依据的理论基础仍然是二维疲劳断裂理论，未取得本质上的突破，考虑三维约束的疲劳寿命分析模型也都是建立在大量经验参数基础上的。近年，我国某飞机设计行业以及相关单位已成功实现全数字化设计、制造，一些重点型号工程在设计阶段就已全面实施损伤容限与耐久性规范，开展了大量全尺寸静力、疲劳/耐久性和损伤容限试验，建立起宝贵的经验和高素质的队伍以及组织管理体系。然而，基于试验来保证性能的经验设计方法存在明显的局限：全尺寸试验之前主要是经验估计，如各种安全系数法，对经验积累依赖严重，不利创新发展；试验或一定要设法满足设计要求，否则发现问题后更改设计困难，代价很高；全尺寸试验只能检验最薄弱环节，不能真实考核整体结构的设计水平，尤其是优化程度；全机试验只能检验一种工况（如标准载荷谱、实验室环境和周期、抽取的单一的制造质量样本等，代价高昂但实际效果远不是人们认为的那么一锤定音式的决定一切。因此，发展基于三维损伤容限与耐久性科学基础的预测设计技术已变得十分必要和迫切。 破飞机结构三维损伤容限和耐久性核心技术可望取得的突
发展基于先进的三维疲劳断裂理论和自主知识产权的三维损伤容限和耐久性关键技术，解决从材料性能到三维复杂结构性能的跨越。 下面我将对几种材料进行了解。首先说到陶瓷，人们很自然想到它的特点就是脆性。十几年前，如果把它用于工程领域的承力件，是任何人都不可能接受的，直到现在说到陶瓷复合材料，也可能还会有些人不清楚，认为陶瓷和金属原本就是两种不相关的基本材料，但是自从人们巧妙地将陶瓷和金属结合后，才使人们对这种材料的概念发生了根本的变化，这就是陶瓷基复合材料。
陶瓷基复合材料在航空工业领域是一种非常有发展前途的新型结构材料，特别是在航空发动机制造应用中，越来越显示出它的独到之处。陶瓷基复合材料除了具有重量轻，硬度高的优点以外，还具有优异的耐高温和高温抗腐蚀性能。目前陶瓷基复合材料在承受高温方面已经超过了金属耐热材料，并具有很好的力学性能和化学稳定性，是高性能涡轮发动机高温区理想的极好材料。
目前世界各国针对下一代先进发动机对材料的要求，正集中研究氮化硅和碳化硅增强陶瓷材料，并取得了较大进展，有的已开始应用在现代航空发动机中。例如美国验证机的F120型发动机，它的高压涡轮密封装置，燃烧室的部分高温零件，均采用了陶瓷材料。法国的M88-2型发动机的燃烧室和喷管等也都采用了陶瓷基复合材料。据专家估计，到2000年陶瓷材料将占高性能涡轮发动机重量的30％。
金属间化合物
高性能、高推重比航空发动机的研制，促进了金属间化合物的开发与应用。如今金属间化合物已经发展成为多种多样的族，它们一般都是由二元三元或多元素金属元素组成的化合物。金属间化合物在高温结构应用方面具有巨大的潜力，它具有高的使用温度以及比强度、导热率，尤其是在高温状态下，还具有很好的抗氧化，搞腐蚀性和高的蠕变强度。另外由于金属间化合物是处于高温合金与陶瓷材料之间的一种新材料，它填补了这两种材料之间的空档，因而成为航空发动机高温部件的理想材料之一。
目前在航空发动机结构中，致力于研究开发的主要是以钛铝（TiAl、）和镍铝（）等为重点的金属间化合物。这些钛铝化合物与钛的密度基本相同，但却有更高的使用温度。例如和 TiAl的使用温度分别为816℃和982℃。
金属间化合物原子间的结合力强，晶体结构复杂，造成了它的变形困难，在室温下显现出硬而脆的特点。目前经过多年的试验研究，一种具有高温强度和室温塑性与韧性的新型合金已经研制成功，并已装机使用，效果很好。例如美国的高性能F119型发动机的外涵机匣、涡轮盘都是采用的金属间化合物，验证机F120型发动机的压气机叶片和盘均采用了新的钛铝金属间化合物。
碳/碳复合材料
C/C基复合材料是近年来最受重视的一种更耐高温的新材料。到目前为止，只有C/C复合材料是被认为唯一可做为推重比20以上，发动机进口温度可达1930-2227℃涡轮转子叶片的后继材料，是美国21
世纪重点发展的耐高温材料，世界先进工业国家竭力追求的最高目标。
C/C基复合材料，即碳纤维增强碳基本复合材料，它把碳的难熔性与碳纤维的高强度及高刚性结合于一体，使其呈现出非脆性破坏。由于它具有重量轻、高强度，优越的热稳定性和极好的热传导性，是当今最理想的耐高温材料，特别是在1000-1300℃的高温环境下，它的强度不仅没有下降，反而有所提高。在1650℃以下时依然还保持着室温环境下的强度和风度。因此C/C基复合材料在宇航制造业中具有很大的发展前途。
C/C基复合材料在航空发动机上应用的主要问题是抗氧化性能较差，近几年美国通过采取一系列的工艺措施，使这一问题不断得到解决，逐步应用在新型发动机上。例如美国的F119发动机上的加力燃烧室的尾喷管，F100发动机的喷嘴及燃烧室喷管，F120验证机燃烧室的部分零件已采用C/C基复合材料制造。法国的M88-2发动机，幻影2000型发动机的加力燃烧室喷油杆、隔热屏、喷管等也都采用了C/C基复合材料。
飞机制造技术正沿着生产工艺依赖经验型向工艺模拟、仿真、实时监控、智能化制造方向发展；零件加工成形连接技术向增量成形、高速切削、高能束加工、精密成形等低应力、小变形、长寿命结构制造方向发展；从单个零件制造，向整体结构制造技术及近无余量制造技术发展；飞机制造技术从手工劳动、半机械化、机械化向数控化、
柔性化、自动化技术方向发展；从一般铝合金结构的制造向以钛合金为代表的高性能轻合金结构、复合材料结构制造技术方向发展；向材料制备与构件成形同时制造发展；制造技术向信息化、数字化及设计/制造一体化方向发展，现代飞机制造技术正处在一个新的变革时代，它将为新一代飞机研制提供更先进的技术。
通过这学期对航空航天博览课的学习，我更加了解到飞机结构疲劳强度与断裂的未来发展的形势，对于材料的研究以及强度，刚度，稳定性方面的分析是非常重要的，所以我一直努力的学好材料力学。争取在这领域有所发展。
