王軍朋

想要徒手折斷一塊薄薄的鋁片，你會怎么做？如果想一次性彎折，也許很難使其折斷，其實(shí)只需反復(fù)彎折幾次，鋁片很快就會被折斷。這個(gè)現(xiàn)象就是交變載荷對金屬結(jié)構(gòu)影響的體現(xiàn)。

飛機(jī)結(jié)構(gòu)在使用過程中也會承受反復(fù)變化的載荷，業(yè)內(nèi)稱為疲勞載荷。在疲勞載荷作用下飛機(jī)結(jié)構(gòu)可能出現(xiàn)裂紋擴(kuò)展甚至開裂，最后造成結(jié)構(gòu)破壞。近幾十年的航空史表明，疲勞斷裂是影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)可靠性的主要因素。

會造成疲勞斷裂的因素很多，材料性能、構(gòu)件幾何形狀、加載歷程及環(huán)境條件等都有可能造成影響，僅靠理論分析無法準(zhǔn)確反映飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞特性，需要通過疲勞試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證。

全機(jī)疲勞試驗(yàn)是依據(jù)實(shí)際測得的飛機(jī)不同飛行狀態(tài)的載荷及載荷分布情況，通過計(jì)算機(jī)控制的多點(diǎn)協(xié)調(diào)加載系統(tǒng)，對真實(shí)飛機(jī)結(jié)構(gòu)施加按預(yù)案已確定的交變載荷譜的一種試驗(yàn)。交變載荷譜是由多種載荷工況按一定的重復(fù)頻次及順序規(guī)則組成，通常按照“飛-續(xù)-飛”的順序循環(huán)施加飛機(jī)在飛行使用過程中的載荷歷程，然后檢測結(jié)構(gòu)疲勞反應(yīng)，給出飛機(jī)結(jié)構(gòu)裂紋萌生與擴(kuò)展的規(guī)律，暴露機(jī)體結(jié)構(gòu)疲勞薄弱部位和疲勞損傷關(guān)鍵部位，確定薄弱位置裂紋的擴(kuò)展特征，并為該型飛機(jī)疲勞定壽、確定修理周期以及未來細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)的改進(jìn)提供重要依據(jù)。

飛機(jī)疲勞試驗(yàn)的成功與否主要取決于三個(gè)因素：符合飛機(jī)實(shí)際使用情況的載荷譜;滿足準(zhǔn)確度和精度要求的試驗(yàn)加載設(shè)備及測量、控制系統(tǒng);完善的無損檢測體系。

典型的全機(jī)疲勞試驗(yàn)包括耐久性（疲勞）試驗(yàn)、損傷容限（裂紋擴(kuò)展）試驗(yàn)和剩余強(qiáng)度試驗(yàn)。由于飛機(jī)生產(chǎn)工藝差異、使用環(huán)境差異、載荷當(dāng)量化以及其他未預(yù)計(jì)差異和疲勞壽命固有分散性等原因，造成了試驗(yàn)壽命和實(shí)際使用壽命之間的不同。為了讓飛機(jī)在使用過程中保證極低的破壞概率，全機(jī)疲勞試驗(yàn)通常采用一個(gè)較大的疲勞分散系數(shù)，即耐久性試驗(yàn)要完成2～4倍設(shè)計(jì)壽命試驗(yàn)，損傷容限試驗(yàn)完成0.5～1倍設(shè)計(jì)壽命試驗(yàn)。

全機(jī)疲勞試驗(yàn)是全機(jī)試驗(yàn)的延續(xù)，其在設(shè)計(jì)過程、加載方法、液壓系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、無損檢查方法、質(zhì)量管理體系和試驗(yàn)管理等方面與靜力試驗(yàn)相似，可以說全機(jī)疲勞試驗(yàn)是一種準(zhǔn)靜力試驗(yàn)/連續(xù)靜力試驗(yàn)。而在靜力試驗(yàn)中獲得的結(jié)構(gòu)原始載荷——變形特征，亦可以作為結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)中滿足變形要求和損傷控制的參考值。

全機(jī)疲勞試驗(yàn)與靜力試驗(yàn)的主要區(qū)別在于，在靜力試驗(yàn)中，一種載荷工況通過一套加載系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)加載;而在疲勞試驗(yàn)中，會有幾十種甚至幾百種載荷工況，這些載荷將通過一套加載系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)加載。因此，全機(jī)疲勞試驗(yàn)規(guī)模通常為靜力試驗(yàn)的2～3倍，試驗(yàn)周期為5～10年。

經(jīng)過完整的全機(jī)疲勞試驗(yàn)，我們就可以確定一款機(jī)型的疲勞壽命和修理周期，并根據(jù)疲勞試驗(yàn)中出現(xiàn)的問題，為飛機(jī)的細(xì)節(jié)改進(jìn)提供思路。在我國，航空工業(yè)強(qiáng)度所就擁有優(yōu)秀的疲勞試驗(yàn)團(tuán)隊(duì)和先進(jìn)的試驗(yàn)驗(yàn)證體系，為中國大飛機(jī)翱翔藍(lán)天提供安全保障。