劉　林

我們都有這樣的生活經(jīng)驗(yàn)。一段鐵絲，彎一次一般不會(huì)斷。但是反復(fù)彎折，鐵絲遲早就會(huì)斷開。這是什么原因呢?這里面就涉及到材料的一個(gè)基本特性——疲勞。材料的疲勞是由交變載荷導(dǎo)致的。更確切的說，是由于材料中應(yīng)力狀態(tài)的改變而產(chǎn)生的。應(yīng)力大小、方向的改變都會(huì)導(dǎo)致疲勞。我們還是拿彎曲鐵絲做例子，讓我們看看鐵絲是怎樣被彎斷的。當(dāng)我們用雙手彎曲鐵絲時(shí)，鐵絲上表面的材料處于拉伸應(yīng)力中，而下表面材料處于壓縮應(yīng)力中。當(dāng)彎曲的方向改變時(shí)，鐵絲的受力狀態(tài)剛好相反，這時(shí)鐵絲上表面的材料處于壓縮應(yīng)力中，下表面材料處于拉伸應(yīng)力中。由于我們反復(fù)的彎曲鐵絲，鐵絲上下表面不斷的處于拉伸-壓縮-拉伸這樣的交替應(yīng)力中。材料在這種反復(fù)應(yīng)力狀態(tài)下的強(qiáng)度要低于靜止應(yīng)力狀態(tài)下的強(qiáng)度。當(dāng)達(dá)到一定的彎曲次數(shù)后，鐵絲就斷了。反復(fù)應(yīng)力狀態(tài)下的材料強(qiáng)度就是材料的疲勞強(qiáng)度。靜止應(yīng)力狀態(tài)下的材料強(qiáng)度就是材料的極限強(qiáng)度。材料的疲勞強(qiáng)度低于極限強(qiáng)度。這就是為什么我們不能一下把鐵絲彎斷，而要反復(fù)彎曲。

材料的疲勞有兩個(gè)主要特性。第一是應(yīng)力越大，壽命越短。好比一根鐵絲，反復(fù)彎曲得越厲害，斷裂就越迅速。這是符合我們生活直覺的。你反復(fù)彎曲一根鐵絲越厲害，使鐵絲斷裂所需要彎曲的次數(shù)越少；第二是疲勞壽命具有累積性。比如，一根鐵絲在彎曲一千次的時(shí)候會(huì)斷裂。如果你今天彎曲了一百次，感覺累了，就把它放到一邊。第二天你休息之后又有力氣了，接著彎它。那么你需要再彎曲它多少次鐵絲才會(huì)斷裂呢?是不是鐵絲在休息了一夜之后，壽命又恢復(fù)到了一千次?不是的。由于你在前一天已經(jīng)彎曲了它一百次，你只要再彎曲它九百次它就會(huì)斷裂了。這就是材料壽命的累積性。

固定翼飛機(jī)的材料疲勞問題

可以說諸如建筑、汽車、輪船和飛機(jī)上所要承受載荷的結(jié)構(gòu)都要遇到材料疲勞的問題。但是在航空上，材料的疲勞更是一個(gè)尤其重要的問題。為什么呢?有兩個(gè)主要原因。第一，因?yàn)橹亓繉︼w機(jī)來說是一個(gè)非常關(guān)鍵的設(shè)計(jì)參數(shù)。為了使得飛機(jī)有更好的性能和更大的載重量，飛機(jī)設(shè)計(jì)人員要盡他們所能降低飛機(jī)的結(jié)構(gòu)重量。這就要求飛機(jī)的結(jié)構(gòu)部件尺寸盡可能的小。在相同載荷下，一般來說部件尺寸越小，部件所要承受的應(yīng)力越大。我們上面提到的材料疲勞的第一個(gè)特性就是應(yīng)力越大，壽命越短；第二個(gè)原因是由飛機(jī)的受力特性決定的。飛機(jī)要比其他運(yùn)輸工具有更大的過載——即加速度。比如在飛機(jī)降落時(shí)，飛機(jī)的起落架要承受很大的過載。另外對戰(zhàn)斗機(jī)來說，靈活的機(jī)動(dòng)性要求飛機(jī)可以做高達(dá)好幾倍重力加速度的過載。可以想象，這對飛機(jī)的承力結(jié)構(gòu)來說提出了很高的強(qiáng)度要求。綜合這兩方面，我們說材料疲勞在航空領(lǐng)域是一個(gè)非常重要的問題。可以說，疲勞是不可避免的，就像一切生物的壽命都是有限的一樣，材料的疲勞壽命也是有限的。工程師的任務(wù)之一是盡量保證飛機(jī)部件的結(jié)構(gòu)疲勞壽命長于飛機(jī)的使用年限，也就是說保證飛機(jī)在使用年限中結(jié)構(gòu)的安全性。

人們對飛機(jī)材料疲勞特性重要性的認(rèn)識(shí)是通過慘痛的事故才逐步認(rèn)識(shí)到。1949年，“彗星”號(hào)噴氣式客機(jī)進(jìn)行了首飛。這是世界上第一種投入生產(chǎn)的噴氣式客機(jī)，由英國的德·哈維蘭德公司開發(fā)生產(chǎn)。在投入運(yùn)營之前，這種飛機(jī)經(jīng)歷了當(dāng)時(shí)民航客機(jī)所經(jīng)歷的最為嚴(yán)格的各項(xiàng)測試。其中一項(xiàng)是飛機(jī)舷窗的靜力測試。試驗(yàn)顯示飛機(jī)舷窗框架結(jié)構(gòu)可以承受的壓力超過運(yùn)營中將要遇到的最大壓力十倍以上?？礃幼酉洗笆亲銐驁?jiān)固了。

由于性能優(yōu)異，“彗星”客機(jī)從上世紀(jì)50年代初投入運(yùn)營后受到了客戶的廣泛歡迎，成為了當(dāng)時(shí)的熱門產(chǎn)品。但是在1954年的前半年里，連續(xù)發(fā)生了兩起“彗星”機(jī)毀人亡的嚴(yán)重事故。第一次事故發(fā)生在1月。人們只是覺得這是個(gè)意外，還沒有引起足夠的重視，所以就沒有進(jìn)行全面深入的調(diào)查?！板缧恰憋w機(jī)照樣執(zhí)行航班任務(wù)；5月份發(fā)生了第二起事故。第二起事故中，飛機(jī)空中解體，掉到了海里。這下子人們開始重視了。“彗星”客機(jī)全部停飛。當(dāng)時(shí)第二次出任英國首相的溫斯頓丘吉爾命令皇家海軍打撈飛機(jī)殘骸，一個(gè)大調(diào)查委員會(huì)開始對這兩起事故進(jìn)行徹底調(diào)查。

調(diào)查人員將“彗星”飛機(jī)的機(jī)體框架進(jìn)行反復(fù)的加壓一減壓試驗(yàn)。在3057個(gè)周期之后，飛機(jī)前面逃逸艙門處的金屬結(jié)構(gòu)疲勞斷裂了。調(diào)查人員進(jìn)一步發(fā)現(xiàn)飛機(jī)方形舷窗拐角處的應(yīng)力比事先想象的要大，除此之外，飛機(jī)蒙皮中的應(yīng)力也超過了預(yù)期。還有一個(gè)不容忽視的因素是在舷窗的安裝中使用了沖擊鉚接方法。和鉆孔鉚接不同，在沖鉚的過程中，鉚釘孔周邊會(huì)出現(xiàn)一些缺陷。這種缺陷往往成為材料斷裂的發(fā)源地。所有這些因素通過反復(fù)加壓-減壓導(dǎo)致的金屬疲勞的形式反映出來，最終造成了飛機(jī)結(jié)構(gòu)的斷裂，導(dǎo)致了慘劇的發(fā)生。

為什么要給飛機(jī)加壓減壓呢?加壓一減壓又是怎樣導(dǎo)致金屬疲勞的呢?我們知道大氣壓隨著高度的增加而降低。人類最適于在一個(gè)大氣壓下生活。如果壓力降低，人會(huì)感到不適，如果壓力過低，甚至?xí)猩ｋU(xiǎn)。所以飛機(jī)在高空中要給座艙增壓，保持乘客和機(jī)組的舒適和安全。一般以3000米為界。飛機(jī)高度超過3000米，就要給飛機(jī)座艙增壓。坐飛機(jī)時(shí)我們都有這樣的體驗(yàn)。當(dāng)飛機(jī)上升時(shí)，我們耳朵里面會(huì)稍稍有不太舒服的感覺。這就是由于外面大氣壓降低導(dǎo)致的。當(dāng)飛機(jī)停在地面時(shí)，飛機(jī)內(nèi)外的氣壓一致，舷窗周圍沒有過多的應(yīng)力。這時(shí)飛機(jī)就像一個(gè)癟了的氣球。當(dāng)飛機(jī)飛入高空后，外面的氣壓低，內(nèi)部由于增壓，氣壓比外面的高。這樣，飛機(jī)的舷窗被內(nèi)部的高壓向外推。這時(shí)的飛機(jī)就像一個(gè)吹鼓了氣的氣球。舷窗周圍的結(jié)構(gòu)中就產(chǎn)生了應(yīng)力。從疲勞的角度說，飛機(jī)要是這么一直在天上飛也罷了，可是飛機(jī)還要降落。飛機(jī)降落之后，內(nèi)外壓強(qiáng)又一樣了。這個(gè)鼓了的氣球又癟了，舷窗周圍結(jié)構(gòu)中的應(yīng)力又消失了。然后飛機(jī)又起飛，應(yīng)力又出現(xiàn)了。正是加壓一減壓過程中導(dǎo)致的飛機(jī)結(jié)構(gòu)中應(yīng)力的有無引起了金屬的疲勞。實(shí)際上，加壓一減壓導(dǎo)致的疲勞屬于地面-空中-地面疲勞的一種。地面-空中-地面疲勞是飛機(jī)的一種主要低頻率疲勞?？梢哉f，飛機(jī)的所有承力結(jié)構(gòu)部件都要經(jīng)受這種疲勞的折磨。比如機(jī)翼——在地面時(shí)，飛機(jī)的機(jī)翼只需要承受機(jī)翼本身的重量。此時(shí)的機(jī)翼可以看作一個(gè)放松的皮筋；飛機(jī)升空之后，如果是水平直線飛行，機(jī)翼就要承受飛機(jī)全部的重量。實(shí)際上在飛行過程中，飛機(jī)相當(dāng)于掛在兩個(gè)機(jī)翼上。此時(shí)的機(jī)翼可以看作一個(gè)繃緊的皮筋。飛機(jī)降落后，機(jī)翼又只要承受自己的重量了?？嚲o的皮筋又放松了。這種放松-繃緊-放松就導(dǎo)致了機(jī)翼的地面-空中-地面疲勞。

直升機(jī)的疲勞問題

前面籠統(tǒng)的提到了飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞問題。對于飛行器里面的特殊種類——直升機(jī)來說，疲勞問題更為嚴(yán)重。為什么呢?主要有兩方面的原因。一是直升機(jī)特有的

槳葉周期受力特性；二是直升機(jī)的不穩(wěn)定性。這兩個(gè)因素都會(huì)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)材料的高頻率疲勞。

上面提到的地面-空中-地面疲勞由于是由飛機(jī)的起降次數(shù)決定的，被稱為低頻率疲勞。還有一種飛機(jī)疲勞叫做高頻率疲勞。和地面-空中-地面的低頻率疲勞相比，這種疲勞的頻率高，通常和飛行器的運(yùn)轉(zhuǎn)直接相關(guān)。還是拿鐵絲作為例子。我們已經(jīng)講到了向一個(gè)方向彎鐵絲，鐵絲的一面受到拉伸，另一面受到壓縮。現(xiàn)在讓我們設(shè)想這樣一個(gè)情景。保持對鐵絲的彎曲不變，同時(shí)開始將鐵絲沿著鐵絲的縱軸旋轉(zhuǎn)。這時(shí)會(huì)發(fā)生什么呢?可以想象，由于鐵絲的旋轉(zhuǎn)，鐵絲表面上的某一個(gè)固定點(diǎn)一會(huì)兒受壓力，一會(huì)兒受拉力。處于交變應(yīng)力下，鐵絲處于疲勞狀態(tài)。實(shí)際上這根鐵絲可以被看成是飛行器上一根旋轉(zhuǎn)軸的模型。和地面-空中-地面疲勞這種緩慢發(fā)生的疲勞相對比，這種和飛機(jī)部件旋轉(zhuǎn)相關(guān)聯(lián)的疲勞就被稱為高頻率疲勞。

為什么說直升機(jī)的高頻率疲勞要比固定翼飛機(jī)嚴(yán)重呢?這要從飛行器的受力情況談起。固定翼飛機(jī)只是靠機(jī)翼提供升力，但是對直升機(jī)來說，旋翼(俗稱螺旋槳)既要提供飛機(jī)的升力，還要提供飛機(jī)克服阻力飛行的推動(dòng)力。如果你注意一下直升機(jī)的構(gòu)型，就會(huì)發(fā)現(xiàn)直升機(jī)的旋翼由多片槳葉構(gòu)成。不同種類的直升機(jī)槳葉數(shù)量不同，從最少的兩片到最多的八片不等。直升機(jī)槳葉數(shù)目的多少是在綜合考慮多方面設(shè)計(jì)參數(shù)后確定的。四片槳葉的旋翼是很多中型直升機(jī)的選擇。以四槳葉旋翼直升機(jī)為例，讓我們簡單分析一下直升機(jī)槳葉在飛行中的受力狀態(tài)。在直升機(jī)前飛時(shí)，一側(cè)的槳葉旋轉(zhuǎn)方向和飛行方向一致，被稱為前行槳葉。另一側(cè)的槳葉旋轉(zhuǎn)方向和飛行方向相反，被稱為逆行槳葉。前行槳葉對空氣的相對速度要大于逆行槳葉對空氣的相對速度。空氣動(dòng)力學(xué)告訴我們，升力和吹過槳葉的空氣速度平方成正比例。如果前行槳葉和逆行槳葉的空氣迎角一樣，那么前行槳葉就要產(chǎn)生大于逆行槳葉的升力。這種兩側(cè)升力的不平衡會(huì)導(dǎo)致直升機(jī)傾斜。因此就要求直升機(jī)在槳葉的旋轉(zhuǎn)過程中能夠?qū)~的迎角進(jìn)行調(diào)整。在槳葉處于前行時(shí)，減小迎角，在槳葉處于逆行時(shí)，增加迎角。因?yàn)橛兴钠瑯~，在旋翼旋轉(zhuǎn)一圈的過程中，就會(huì)在直升機(jī)上產(chǎn)生四次載荷的變化。同時(shí)，對直升機(jī)來說，主旋翼槳葉產(chǎn)生的渦流漩渦會(huì)和直升機(jī)的尾梁和尾槳發(fā)生作用，產(chǎn)生振動(dòng)。對于有四片主槳葉的直升機(jī)來說，尾梁和尾槳在主槳旋轉(zhuǎn)一圈的過程中，會(huì)遇到四個(gè)尾流漩渦，從而產(chǎn)生四次振動(dòng)。這種每圈四次的載荷和振動(dòng)就導(dǎo)致了直升機(jī)的高頻率疲勞。做個(gè)比喻，如果說固定翼飛機(jī)的飛行相當(dāng)于一輛在平坦的地面上滑行的自行車的話，直升機(jī)就相當(dāng)于在一個(gè)坑洼不平的路面上顛簸前進(jìn)的自行車。你說，哪個(gè)自行車壞得更快呢?

直升機(jī)的高頻率疲勞比固定翼飛機(jī)嚴(yán)重的第二個(gè)原因是直升機(jī)固有的不穩(wěn)定性。這個(gè)問題是由固定翼飛機(jī)和直升機(jī)各自的特性所決定的，討論起來要復(fù)雜些。還是做個(gè)簡單的比喻吧。如果說固定翼飛機(jī)的駕駛員是在平坦的路面上行走，直升機(jī)的駕駛員就是在走鋼絲。從動(dòng)力學(xué)的角度來說，大多數(shù)固定翼飛機(jī)都是穩(wěn)定的，而直升機(jī)都是不穩(wěn)定的。由于直升機(jī)特有的不穩(wěn)定性，駕駛員的手腳要一直協(xié)調(diào)運(yùn)動(dòng)，才能將直升機(jī)保持在正常的姿態(tài)下。這導(dǎo)致了直升機(jī)結(jié)構(gòu)中要經(jīng)受不斷變化的交變載荷。和地面-空中-地面疲勞相比，這種交變載荷引起的疲勞也屬于高頻率疲勞。不過，有失必有得。一般來說，直升機(jī)具有固定翼飛機(jī)無法比擬的機(jī)動(dòng)性。

綜合以上兩個(gè)因素，直升機(jī)的高頻率疲勞比固定翼飛機(jī)要嚴(yán)重。嚴(yán)重的高頻率疲勞，加上地面-空中-地面低頻率疲勞，所以疲勞問題對直升機(jī)來說更為嚴(yán)重。

如何減小疲勞造成的損害

前面提到了材料的疲勞不可能完全避免，那么有沒有延長材料疲勞壽命，增加疲勞強(qiáng)度的方法呢?有很多。其中很重要很有效的兩個(gè)方法是減小應(yīng)力集中和減小材料的缺陷。嚴(yán)格來講，減小材料的缺陷也是減小應(yīng)力集中的途徑。我們在前面關(guān)于“彗星”事故原因的討論之中實(shí)際對這兩個(gè)問題都有所涉及。我們談到“彗星”飛機(jī)的舷窗是方形的，在拐角處應(yīng)力很大。這就是應(yīng)力集中。我們再以受相同拉力的兩根鐵棒為例，其中一根棒的中心有一個(gè)圓孔。那么在這兩根棒中心處的橫截面上，應(yīng)力分布是什么樣的呢?其實(shí)，在沒有圓孔的均勻棒的橫截面上，應(yīng)力是均勻分布的。而在有圓孔的棒通過圓孔的橫截面上，應(yīng)力的分布不再是均勻的了。在靠近圓孔的位置應(yīng)力高，遠(yuǎn)離圓孔的位置應(yīng)力低。在圓孔邊緣的應(yīng)力最高，這里的應(yīng)力要高于均勻棒的平均應(yīng)力。離圓孔最遠(yuǎn)位置的應(yīng)力最低，這里的應(yīng)力要低于均勻棒的平均應(yīng)力。這就是應(yīng)力集中現(xiàn)象。應(yīng)力集中一般是由于材料的外形不連續(xù)造成的。像棒里的洞，或者材料的拐角處。由于材料的疲勞壽命是由材料中的最高應(yīng)力決定的，所以應(yīng)力集中通常會(huì)降低材料的壽命?！板缧恰憋w機(jī)方形舷窗拐角處的應(yīng)力集中使得飛機(jī)疲勞壽命降低。所以在“彗星”之后的飛機(jī)中，舷窗的形狀都改成橢圓形或者圓形。下次你坐飛機(jī)的時(shí)候可以注意一下舷窗的形狀。我們在討論“彗星”事故調(diào)查的時(shí)候還提到了舷窗的安裝采用了沖擊鉚接的方式。這種方法會(huì)造成鉚釘孔周圍缺陷的產(chǎn)生。在材料的缺陷處會(huì)出現(xiàn)應(yīng)力集中。另外，從斷裂力學(xué)角度講，這些缺陷通常是裂紋產(chǎn)生的發(fā)源地。

減小應(yīng)力集中可以通過改變設(shè)計(jì)來實(shí)現(xiàn)。在飛機(jī)部件的設(shè)計(jì)中，要盡量避免外形的突然變化。如果外形有突然的變化，設(shè)計(jì)者要考慮由此產(chǎn)生的應(yīng)力集中對疲勞壽命的影響。減小材料的缺陷可以通過改變和控制材料的生產(chǎn)和部件的生產(chǎn)加工過程來實(shí)現(xiàn)。增加材料的疲勞強(qiáng)度和疲勞壽命還有一些其它的辦法。由于篇幅所限，我們就不一一討論了。

最后談一談在飛機(jī)的設(shè)計(jì)開發(fā)和生產(chǎn)中是如何考慮材料的疲勞壽命問題的。設(shè)計(jì)師在設(shè)計(jì)飛機(jī)部件時(shí)首先要選定材料。在這個(gè)過程中要考慮很多因素。其中之一是材料的疲勞強(qiáng)度。簡單的講就是這種材料在一定的載荷下能夠經(jīng)受多少個(gè)加載，卸載的載荷周期。這種數(shù)據(jù)只能夠通過材料的疲勞試驗(yàn)來獲得。材料的疲勞試驗(yàn)一般使用材料樣本試件。試驗(yàn)員將試件安裝在疲勞試驗(yàn)機(jī)上，設(shè)定靜載荷以及動(dòng)載荷的范圍，并且設(shè)定動(dòng)載荷的頻率，然后開動(dòng)試驗(yàn)機(jī)。試驗(yàn)機(jī)通過液壓作用，將交變動(dòng)載荷施加在試件上，同時(shí)開始對動(dòng)載荷的施加次數(shù)開始計(jì)數(shù)。這種試驗(yàn)可以自動(dòng)進(jìn)行下去，直到試件斷裂。這時(shí)試驗(yàn)員記錄下試件在斷裂前所累積的動(dòng)載荷次數(shù)，如此就獲得了一個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)。他可以改變動(dòng)載荷或者靜載荷的大小，開始另外一次試驗(yàn)以獲得另外一個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)。由于材料的疲勞強(qiáng)度或者壽命具有統(tǒng)計(jì)特性，所以一般在一種載荷的條件下要對很多相同的試件進(jìn)行測試。這樣經(jīng)過一系列的疲勞試驗(yàn)，我們就得到了材料試件的疲勞分布曲線。飛機(jī)設(shè)計(jì)人員根據(jù)這些疲勞分布曲線來決定所設(shè)計(jì)的部件是否能夠滿足疲勞壽命的

需要。

我們通過材料的試件疲勞試驗(yàn)得到了材料疲勞壽命分布曲線。但是要想保證飛機(jī)的安全，光有試件試驗(yàn)還不夠。在飛機(jī)正式試飛前，還要對飛機(jī)的重要承載部件進(jìn)行全尺寸部件疲勞試驗(yàn)以獲得部件本身的疲勞參數(shù)。比如，直升機(jī)的尾傳動(dòng)軸要在飛機(jī)試飛前進(jìn)行扭轉(zhuǎn)和彎曲的疲勞試驗(yàn)。試驗(yàn)的辦法是將實(shí)際的傳動(dòng)軸安裝在疲勞試驗(yàn)臺(tái)上，逐步增加動(dòng)載荷，直到傳動(dòng)軸斷裂。有了這些試驗(yàn)，飛機(jī)設(shè)計(jì)人員就具備了對飛機(jī)各個(gè)部件的疲勞壽命比較可靠的數(shù)據(jù)。但是單獨(dú)依靠試驗(yàn)獲得部件疲勞信息，也有它的缺陷。什么缺陷呢?費(fèi)用高，時(shí)間長，另外還有一個(gè)不容忽視的就是對試驗(yàn)本身的合理性和可靠性缺乏有效的驗(yàn)證手段。飛機(jī)的部件，尤其是主要承力部件，都是非常貴重的。一般來說，疲勞試驗(yàn)光測試一個(gè)部件不夠，所以費(fèi)用高；時(shí)間長。一根傳動(dòng)軸的疲勞試驗(yàn)可能要長達(dá)一個(gè)星期；另外，如果在試驗(yàn)過程中有錯(cuò)誤產(chǎn)生，不太容易被立即發(fā)現(xiàn)。為了對付這些缺點(diǎn)，現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)中廣泛采用了結(jié)構(gòu)分析這一方法。在結(jié)構(gòu)分析中，有一種被稱為有限元分析方法的計(jì)算方法。這種采用了微積分中“化整為零”概念的非常有效的力學(xué)分析方法在計(jì)算機(jī)技術(shù)迅速發(fā)展之后成為了一種非常方便的工程手段。飛機(jī)結(jié)構(gòu)工程師在計(jì)算機(jī)中建立飛機(jī)部件的有限元模型，計(jì)算機(jī)迅速求解。通過這種數(shù)字模擬，飛機(jī)部件在載荷下的應(yīng)力狀態(tài)一目了然。在獲得部件應(yīng)力之后，結(jié)構(gòu)工程師可以參考材料的疲勞數(shù)據(jù)計(jì)算出部件的壽命。如果計(jì)算出的壽命和試驗(yàn)中得到的壽命一致，那么這個(gè)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的可信性是非常高的。如果不一致并且相差很遠(yuǎn)，那么兩者之中要么一個(gè)有問題，要么兩個(gè)都不可信。就要找原因。一般來說，對于單向應(yīng)力狀態(tài)的部件疲勞壽命計(jì)算，計(jì)算機(jī)模擬可以提供和試驗(yàn)數(shù)據(jù)非常近似的結(jié)果。采用計(jì)算機(jī)模擬計(jì)算疲勞壽命具有費(fèi)用低，速度快的優(yōu)點(diǎn)，對疲勞試驗(yàn)還可以進(jìn)行進(jìn)一步的驗(yàn)證，所以已經(jīng)成為現(xiàn)代飛機(jī)開發(fā)中不可缺少的有力工具。在某些情況下，計(jì)算機(jī)模擬甚至在某種程度上可以完全取代疲勞試驗(yàn)。

在這里，我們只是簡單的介紹了一下材料疲勞和航空里面的材料疲勞問題，談到了和固定翼飛機(jī)相比，為什么直升機(jī)的疲勞問題更為嚴(yán)重。討論了增加疲勞壽命的方法以及在現(xiàn)代航空領(lǐng)域是如何對付疲勞問題的。本文對這些問題中任何一個(gè)的論述都只涉及到一些皮毛，但是也是很重要的皮毛。對任何問題的認(rèn)識(shí)都是～個(gè)積累的過程。我們今天可以對材料疲勞有比我們的前輩更多的了解正是因?yàn)樗麄円呀?jīng)作了他們的工作。今天我們也同樣有很多問題沒有認(rèn)識(shí)，包括疲勞問題本身，還有很多未知的領(lǐng)域。希望有更多的朋友們加入到航空這個(gè)領(lǐng)域來不斷探索。

責(zé)任編輯：新浜