位，彈性力從最大到零，故向上加速度也由最大到零。在這一段運(yùn)動(dòng)中，由于加速度向上，故作用在重心上的慣性力 "向下，因此相對(duì)于剛心產(chǎn)生了抬頭力矩。此慣性力矩使剖面產(chǎn)生增加迎角的扭轉(zhuǎn)變形，由于迎角增加引起附加氣動(dòng)力 %此 對(duì)剛心形成的氣動(dòng)力矩，使翼剖面進(jìn)一步抬頭。到位置 &時(shí)，由于不斷加速的緣故，其向上速度達(dá)到最大。從位置 &再向上移動(dòng)時(shí)，彈性力方向改為向下，加速度方向也向下，向上的速度逐漸減少；至位置 ’時(shí)，向上速度為零。在從 &位到 ’位時(shí)，慣性力向上，慣性力矩使翼剖面低頭，附加的向上氣動(dòng)力則逐漸減少；在 ’位時(shí)，翼剖面又無扭轉(zhuǎn)變形，此時(shí)速度為零，但向下彈性力最大，向下運(yùn)動(dòng)狀況見圖 & (’ ()（ *）。圖 & (’ ()（ +）則將飛行距離結(jié)合進(jìn)來，看起來就更形象化。顫振的臨界狀態(tài)，即機(jī)翼的彎曲（或扭轉(zhuǎn)）變形既不振動(dòng)發(fā)散，也不振動(dòng)衰減，而是保持為常振幅振動(dòng)，此時(shí)飛行速度為顫振臨界速度。阻尼力和阻尼力矩恒與運(yùn)動(dòng)方向相反，是阻抗振動(dòng)的。由慣性力矩導(dǎo)致的扭轉(zhuǎn)變形所引起的附加氣動(dòng)力是激振力，它與速度的二次方成正比；而氣動(dòng)阻尼力一般與速度的一次方成正比，故存在著顫振臨界速度。
提高機(jī)翼（或全動(dòng)尾翼）彎扭顫振臨界速度的有效措施是盡量使重心前移，可加適當(dāng)?shù)呐渲亍Ｅ渲匾朔徘岸嘶蛞砑猓冶仨氂泻芎玫倪B接剛度。將配重放于翼尖處，是由于翼尖處彎曲撓度最大，因此其加速度最大，故配重的效率高。提高扭轉(zhuǎn)剛度能減少不利的扭轉(zhuǎn)變形，也是有好處的。現(xiàn)代飛機(jī)上則經(jīng)常采用人工阻尼器；更為先進(jìn)的，則采用顫振主動(dòng)控制技術(shù)。
（&）副翼彎曲顫振。此處在分析副翼彎曲顫振時(shí)，只考慮副翼繞轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)的自由度，而略去副翼本身的結(jié)構(gòu)變形；機(jī)翼只考慮彎曲變形而略去扭轉(zhuǎn)變形。此時(shí)對(duì)副翼剖面來講，涉及兩個(gè)特征點(diǎn)的位置，一為副翼的轉(zhuǎn)軸位置，一為副翼剖面的重心位置。圖示情況為重心位于轉(zhuǎn)軸后，因此副翼慣性力 使副翼偏轉(zhuǎn)引起的附加氣動(dòng)力 是激振力。
提高副翼彎曲顫振臨界速度的措施是使副翼結(jié)構(gòu)本身的重心盡量前移，并加以適當(dāng)?shù)呐渲亍?br />
以上只討論了兩種兩個(gè)自由度的顫振，這雖是簡化的情況，但也確是機(jī)翼的主要情況。對(duì)于全動(dòng)尾翼、安定面和舵面，還必須考慮機(jī)身自由度；機(jī)身有兩個(gè)方向的彎曲變形及一個(gè)扭轉(zhuǎn)變形的自由度。
必須指出，對(duì)顫振的控制隨著自動(dòng)控制技術(shù)的發(fā)展有了新的進(jìn)展。&,世紀(jì) -,年代出現(xiàn)的一種新設(shè)計(jì)技術(shù)—
—隨控布局技術(shù)，它充分發(fā)揮了自動(dòng)控制的作用和潛力，在設(shè)計(jì)之初的總體設(shè)計(jì)中，就按四個(gè)要素：空氣動(dòng)力、結(jié)構(gòu)、推進(jìn)系統(tǒng)、自動(dòng)控制進(jìn)行協(xié)調(diào)和綜合設(shè)計(jì)。其中包括顫振的主動(dòng)抑制，這也是隨控布局飛機(jī)設(shè)計(jì)中難度最大的一個(gè)問題，所謂顫振主動(dòng)抑制是指飛機(jī)能主動(dòng)地檢測出飛機(jī)的顫振模態(tài)，然后通過自控系統(tǒng)使所檢測到的顫振得到衰減和穩(wěn)定。相信以后還會(huì)對(duì)此技術(shù)進(jìn)行不斷地發(fā)
•&,&•
展和完善。
第三節(jié) 安全壽命設(shè)計(jì)法
一、疲勞破壞的形成機(jī)理與特征
"疲勞破壞的一般特征
結(jié)構(gòu)構(gòu)件在循環(huán)或交變載荷作用下，即使載荷的應(yīng)力水平低于材料的極限強(qiáng)度，經(jīng)過若干次載荷循環(huán)后，也會(huì)發(fā)生斷裂，此即疲勞破壞現(xiàn)象。究其原因可以發(fā)現(xiàn)，隨著循環(huán)載荷的作用，構(gòu)件局部形成了微裂紋源（裂紋萌生），并逐漸增長直到發(fā)生失穩(wěn)斷裂。疲勞破壞與傳統(tǒng)的靜力破壞有著本質(zhì)的區(qū)別，其典型的一般特征表現(xiàn)為以下幾個(gè)方面。
（"）疲勞破壞不像靜力破壞那樣在一次最大載荷作用下發(fā)生斷裂，而一般要經(jīng)歷一定的甚至是很長的時(shí)間。破壞過程實(shí)際是裂紋形成、擴(kuò)展以致最后斷裂的過程。
（）構(gòu)件中的循環(huán)或交變應(yīng)力在遠(yuǎn)小于材料的靜強(qiáng)度極限情況下，破壞仍可能發(fā)生。
（%）不管是脆性材料還是塑性材料，疲勞破壞在宏觀上均表現(xiàn)為無明顯塑性變形的突然斷裂，故疲勞斷裂表現(xiàn)為低應(yīng)力脆性斷裂，這一特征使疲勞破壞具有更大的危險(xiǎn)性（不易覺察）。
（&）靜力破壞的抗力，主要取決于材料自身的強(qiáng)度；疲勞破壞則對(duì)于材料特性、構(gòu)件的形狀尺寸、表面狀態(tài)、使用條件及外界環(huán)境等都十分敏感。
（’）疲勞破壞常具有局部性，而并不牽涉到整個(gè)結(jié)構(gòu)的所有構(gòu)件，因而改變局部細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)或工藝措施，即可明顯地增加疲勞壽命。如在發(fā)現(xiàn)裂紋后，更換損傷構(gòu)件或制止裂紋擴(kuò)展，結(jié)構(gòu)還可繼續(xù)使用。
（(）疲勞破壞是一個(gè)損傷的長期積累過程，其斷口在宏觀上和微觀上均有其特征，與靜強(qiáng)度破壞斷口明顯不同（見后續(xù)說明）。
疲勞斷裂機(jī)理
借助于電子顯微鏡，人們獲得了許多關(guān)于裂紋形成與擴(kuò)展的微觀過程認(rèn)識(shí)，并對(duì)疲勞破壞機(jī)理提出了諸多的解釋和簡化模型。這是一個(gè)復(fù)雜的材料科學(xué)研究領(lǐng)域，涉及錯(cuò)綜復(fù)雜的微觀組織結(jié)構(gòu)、微觀缺陷與外加應(yīng)力場的交互作用。特別是新型結(jié)構(gòu)材料的研制與發(fā)展，為疲勞破壞的機(jī)理研究提出了更加深入、廣泛的課題。下面僅簡單介紹其中比較公認(rèn)又較為直觀的一種模型。
（"）裂紋成核階段（裂紋萌生）。裂紋成核是指疲勞裂紋的起始。通常裂紋起始于構(gòu)件表面或有夾雜的缺陷處、機(jī)械缺口等應(yīng)力集中部位。 •)%•
第二篇 ,現(xiàn)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)綜合設(shè)計(jì)
先討論沒有應(yīng)力集中源的情況：在疲勞載荷作用下，在材料的表面上，金屬晶粒
沿最有利于滑移方向反復(fù)滑移，從而產(chǎn)生微觀裂紋。材料的表面處于平面應(yīng)力狀態(tài)，
與主應(yīng)力成 "角的方位上存在著最大剪應(yīng)力。當(dāng)構(gòu)件被加載時(shí)，由于最大剪應(yīng)力作
用，在材料局部比較薄弱的地方產(chǎn)生了滑移，形成了新的自由表面。載荷反向后，應(yīng)
該沿反方向滑移，但由于前一次滑移的塑性變形產(chǎn)生了應(yīng)變硬化，而且新產(chǎn)生的自由
表面也被氧化，因此反方向的滑移不可能沿著原平面進(jìn)行，而改在平行該面的另一個(gè)
方向滑移，這樣就造成了材料表面的擠出和凹入，同時(shí)在擠出凹入處又產(chǎn)生應(yīng)力集
中。在疲勞載荷作用下，多次的凹人、擠出就形成了滑移帶，滑移帶的逐漸加寬就使
凹人地區(qū)變成了微裂紋，造成更大的應(yīng)力集中點(diǎn)，裂紋就這樣萌生了。
若材料中存在各種缺陷— ——如氣孔、夾雜、加工刀痕等，因它們本來就是應(yīng)力集
中國航空網(wǎng) m.k6050.com
航空翻譯 www.aviation.cn
本文鏈接地址：飛機(jī)檢測與維修實(shí)用手冊(cè) 1(71)
