一、疲劳的基本概念
(一)、疲劳破坏的特征
交变的工作应力远小于材料的强度极限，并且比屈服极限还小，在这种情况下，破坏是可以发生的。
疲劳破坏是一个累积损伤的过程。它需要经过一定的时间历程，在交变应力多次循环之后才会突然发生。
疲劳破坏时不存在明显的塑性变形。即便材料的塑性较为良好，在破坏时也如同脆性材料一样，仅有极小的塑性变形。所以，疲劳破坏在事前不容易被察觉。
疲劳破坏的断口具有明显特征，它总是呈现出两个不同的区域。其中一个区域比较光滑，被称为疲劳区，该区域内有弧形线条，这些线条被叫做疲劳线；另一个区域比较粗糙，被叫做瞬时断裂区，此区域内没有疲劳线。
(二)、疲劳破坏的原因
疲劳破坏的原因
内因：构件外形尺寸的突变或材料内部有缺陷
外因：构件要承受有交变载荷(或交变应力)
交变应力长期作用钢材疲劳强度，构件外形突变处或材料有缺陷处会出现应力集中，逐步形成非常细微的裂纹（即疲劳源）。裂纹尖端会产生严重的应力集中，促使裂纹逐渐扩展，构件截面不断被削弱。当裂纹扩展到一定程度，在偶然的超载冲击作用下，构件就会沿削弱了的截面突然发生断裂。
二、飞机结构承受的交变载荷
(一)、飞机结构承受的疲劳载荷
1. 机动载荷
飞机在进行机动飞行时，过载的大小以及方向会持续发生改变，这种情况会使飞机承受气动交变载荷。而机动载荷是通过飞机过载的大小以及次数来进行表示的。
2. 突风载荷
飞机在不稳定气流中飞行时，会受到不同方向和不同强度的突风作用，这种突风作用会使飞机承受气动交变载荷，而这种气动交变载荷就是它。
3. 地-空-地循环载荷
飞机在地面停放或者进行地面滑行的时候，机翼会受到本身重量以及设备重量的作用，从而承受向下的弯矩。然而，当飞机离开地面开始起飞之后，机翼在升力的作用下，就会承受向上的弯矩。这种起落一次就会交变一次的载荷，被称作地-空-地循环载荷。并且，这是一种持续时间长、幅值较大的载荷。
4. 着陆撞击载荷
飞机着陆接地之后，起落架的弹性会使飞机产生颠簸，这种颠簸会给飞机加上重复载荷，它就是由此产生的。
5. 地面滑行载荷
飞机在地面滑行时，因跑道不平会引起颠簸。飞机在刹车、转弯、牵引等进行地面操纵时，会给飞机加上重复载荷。这些颠簸和重复载荷就是它产生的原因。
6. 座舱增压载荷
这是由于座舱增压和卸压，而加给座舱周围构件的重复载荷。
在上述几种疲劳载荷当中，歼击机受机动载荷的影响最大，同时着陆撞击载荷和地面滑行载荷对歼击机的影响也较为显著。
(二)、交变应力
在上述交变载荷的作用之下，构件内部的应力会呈现出周期性的变化，这种应力就是“交变应力”。
交变应力规则变化时，应力随时间变化的情况可用正弦波形表示。从图 1 能看出，交变应力在两个极值间作周期性变化。这两个极值中，大的那个被称作“最大应力”，小的那个被称作“最小应力”。
图1 交变应力
交变应力每完成一个周期性的变化，就被称作“应力循环”。为了对交变应力的变化规律进行说明，一般会用最小应力与最大应力的比值来表示，也就是说：这个比值被称为“循环特征”（或者“应力比”）。
在每一个循环里，若最大应力和最小应力相等且符号相反，那么这样的一种应力循环就被称作“对称循环”。当应力的变化是有时存在有时不存在的情况，也就是从零变化到最大值，再从最大值变化到零，这种最小值为零的应力被叫做“脉动循环”。当循环特征是任意数值的时候，这种应力循环属于“非对称循环”。
图2 对称循环
图3 脉动循环
图4 疲劳极限的测定
三、材料的疲劳极限和曲线
材料在某种循环特征的情况下，能够承受无数次应力循环且不会发生破坏的那个最大应力，被称作材料的疲劳极限。
每一种材料的疲劳极限都需要通过试验去测定。在此，以对称循环旋转弯曲疲劳极限的测定方法为例子，进行简单的介绍。
图5 钢的σ-N曲线
图6 铝合金的σ-N曲线
钢材的循环次数 N 越大，曲线就会逐渐趋于水平，会有一条水平渐近线。这条水平渐近线所对应的纵坐标，就是对称循环的疲劳极限。
图7 σ-N曲线的三个范围
图8 损伤尺寸与载荷循环数的关系
四、影响飞机结构疲劳强度的因素
其四，维修工艺的水平。
(一)、应力集中的影响
大量破坏事例表明：应力集中对飞机结构疲劳强度有影响，且是主要因素。疲劳源往往出现在应力集中的部位，比如在开孔、开槽、倒角、螺纹等这些地方容易出现疲劳裂纹。
(二)、表面加工质量的影响
大量的破坏事例证明：表面加工质量不高这一情况，是影响飞机结构疲劳强度的重要因素。 破坏事例表明：表面加工质量不高，会对飞机结构疲劳强度产生影响。 事例显示：表面加工质量不高，也是飞机结构疲劳强度受影响的重要因素。
(三)、装配效应的影响
使用经验表明，各种装配效应对结构的疲劳强度影响很大。疲劳试验也表明，各种装配效应对结构的疲劳强度影响很大。
(四)、使用环境的影响
1. 腐蚀疲劳
金属受到腐蚀后钢材疲劳强度，会产生“腐蚀疲劳”现象。这种腐蚀会在金属表面产生无数的小应力集中点，从而促使疲劳裂纹的形成，进而使疲劳强度降低。
2. 擦伤疲劳
两个相互接触的固体表面若有微小的相对运动，表面就会受到损伤，进而会引起“擦伤疲劳”（或称“擦伤腐蚀”）。
3. 高温疲劳和低温疲劳
温度对结构的疲劳强度也有影响。
4. 热疲劳
构件在交变的热应力作用下会引发破坏，这种破坏被称为“热疲劳”。这种热应力主要来源于两个方面，一是由温度分布不均所导致的；二是因限制金属自由膨胀或收缩而引起的。热疲劳破坏通常会表现为在金属表面形成细微的裂纹网络，这种现象被叫做“龟裂”。
5. 声疲劳
在声环境下工作的构件，它会因受到噪音的激励而产生振动。这种由强迫振动所引起的破坏，被称作“声疲劳”或者“噪音疲劳”。
五、提高飞机结构疲劳强度的措施
目前在飞机的设计制造过程中，在结构布局方面采取了许多措施，在材料选择方面也采取了许多措施，在工艺方法方面同样采取了许多措施，以此来提高飞机结构的疲劳强度。这里仅针对与使用维护相关的这些方面进行介绍。
(一)、减缓局部应力
应力集中是影响疲劳强度的主要因素。所以，提高构件疲劳强度的一项重要措施是减缓局部应力。在维护使用中，减缓局部应力的方法主要有增大圆角半径和打止裂孔。
1. 增大圆角半径
其二，倘若这种截面的急剧变化不可避免，那么就应当保证这种变化具备足够的圆角半径。
图9 歼6飞机前起落架轮叉接耳根部圆角的改进
图10 止裂孔降低了应力机长
歼 6 飞机前起落架轮叉的接耳根部易出现裂纹。原因在于接耳根部的圆角半径过小，仅有这么一点，并且接耳根部外缘的圆弧过渡区也过小，甚至根本就没有加工出来，进而形成了尖角。针对这种情况，部队采取了锉修和打磨的措施，工厂把接耳根部的圆角半径加大到一定程度，同时让根部外缘有一定宽度的圆弧过渡面（如图所示），这样就排除了这一故障。
2. 打止裂孔
构件上出现疲劳裂纹后，为减缓裂纹尖端局部应力，较有效的办法是打止裂孔。从疲劳破坏的特征能看出，疲劳破坏存在一个过程，即达到破坏前，裂纹是缓慢扩展的。打止裂孔的目的就是阻止裂纹缓慢扩展。
打止裂孔能够减缓裂纹尖端的局部应力并制止裂纹缓慢扩展，主要原因在于孔使裂纹尖端的曲率半径增大了，同时降低了应力集中的程度。
(二)、提高表面质量
表面粗糙会引起应力集中。所以，提高构件表面光洁度，这是提高构件疲劳强度的重要措施。
1. 消除构件上由于加工而残留的刀痕
打磨处应均匀光滑过渡。
证明，这个措施对于预防承力构件裂纹有明显作用。
2. 在使用中，应尽力防止构件表面人为地造成伤痕
过去有很多人认为，飞机只是碰伤、划伤了一点，这仅仅触及到了飞机结构的一小部分，不会对飞机寿命产生影响。这种看法是片面的。
3. 提高表面材料强度，能使抗疲劳能力增加
常用的方法有渗碳，渗氮，氰化，高频电表面淬火，滚压，喷丸以及挤压强化等。这些方法会让材料的表面组织发生变化，并且使强度得以增加，所以疲劳强度也会增加。
承受交变载荷的连接件，在装配时施加短梁的预应力，这样能够提高连接件的疲劳强度。
