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，破坏就能够发生。
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，仅仅会有极小的塑性变形。所以，疲劳破坏在事前不容易被察觉到。
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，被称作疲劳区，该区域内有弧形线条，这些弧形线条被叫做疲劳线；另一个区域比较粗糙，被称作瞬时断裂区，在这个区域内没有疲劳线。
（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）
交变应力长期作用下，构件外形突变处或材料有缺陷处会出现应力集中。应力集中逐步形成了非常细微的裂纹（即疲劳源）。裂纹尖端会产生严重的应力集中。这种应力集中促使裂纹逐渐扩展。裂纹扩展会使构件截面不断削弱。当裂纹扩展到一定程度，在偶然的超载冲击下，构件就会沿削弱了的截面突然断裂。
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，这会让飞机承受气动交变载荷。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，机翼会在自身重量以及设备重量的作用下，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。像这样起落一次就交变一次的载荷，被称作地－空－地循环载荷。并且，这种载荷具有时间长、幅值大的特点。
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，而这种重复载荷就是它。
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里，歼击机受机动载荷影响很大，歼击机受着陆撞击载荷影响很大，歼击机受地面滑行载荷影响很大，其中对歼击机影响最大的就是这三种载荷。
（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。从图中能看出，交变应力在两个极值之间进行周期性变化。这两个极值中，较大的那个被称作“最大应力”，较小的那个被称作“最小应力”。
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，通常会用最小应力与最大应力的比值来表示，也就是：，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”。当应力的变化情况是有时存在有时不存在，也就是从零变化到最大值，再从最大值变回零，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”。
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。其中，以对称循环旋转弯曲疲劳极限的测定方法为例，接下来为大家作简单介绍。
钢材的情况是，循环次数 N 逐渐增大时，曲线会慢慢趋于水平状态，这意味着存在一条水平渐近线（如图 6 所示）。那条水平渐近线所对应的纵坐标，就是对称循环的疲劳极限。
四、影响飞机结构疲劳强度的因素
部队维修实践表明，影响飞机结构疲劳强度的因素主要有以下几个方面：一是飞机结构的设计，二是飞机使用过程中的载荷情况，三是飞机结构的材料性能，四是飞机结构的制造工艺。
（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。疲劳源常常出现在应力集中的部位，比如在开孔处、开槽处、倒角处以及螺纹等处，这些地方容易出现疲劳裂纹。
（二）表面加工质量的影响
大量事例证明：表面加工质量不高。这是影响飞机结构疲劳强度的一个重要因素。
（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
金属受到腐蚀后会产生“腐蚀疲劳”，这种情况会导致疲劳强度降低。因为腐蚀使得金属表面出现了无数的小应力集中点，而这些小应力集中点会促使疲劳裂纹的形成。
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
构件在交变热应力的作用下会引发破坏，这种破坏被称为“热疲劳”。这种热应力主要来源于两个方面，其一，是由温度分布不均所导致的；其二，是限制金属自由膨胀或收缩所引发的。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
在声环境中工作的构件，由于受到噪音的激发，进而产生了振动。而由这种因噪音激发而产生的强迫振动所导致的破坏，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、材料选择方面以及工艺方法方面，都采取了众多措施去提高飞机结构的疲劳强度。这里仅仅针对与使用维护相关的那些方面进行介绍。
（一）减缓局部应力
应力集中是影响疲劳强度的主要因素。所以钢材的疲劳及疲劳强度，要提高构件的疲劳强度，减缓局部应力是一项重要措施。在维护使用过程中，减缓局部应力的方法主要有增大圆角半径以及打止裂孔。
1.增大圆角半径
二是当截面的急剧变化不可避免时，就应当保证这种变化有足够的圆角半径。
歼 6 飞机的前起落架轮叉在接耳根部容易产生裂纹。这是因为接耳根部的圆角半径过小，仅有这么小的半径，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，从而形成了尖角。针对这种情况，部队采取了锉修和打磨的办法，而工厂则将接耳根部的圆角半径加大，并使根部外缘有一定宽度的圆弧过渡面，像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。因为疲劳破坏有一个过程，即达到破坏前裂纹是缓慢扩展的钢材的疲劳及疲劳强度，所以打止裂孔的目的是制止裂纹缓慢扩展。
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，从而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，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
打磨处应均匀光滑地过渡。
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。
过去有许多人认为，只是碰伤、划伤了一点，仅仅触及到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，这种方法能使材料表面组织发生变化，从而强度增加，进而疲劳强度也增加；还有渗氮，它能让材料表面组织改变，强度得以提升，疲劳强度随之增加；以及氰化，可使材料表面组织变化，强度上升，疲劳强度也跟着增加；另外还有高频电表面淬火，能让材料表面组织改变，强度增加，疲劳强度随之提高；滚压这种方法可以使材料表面组织变化，强度增大，疲劳强度也会增加；喷丸能让材料表面组织改变，强度提升，疲劳强度也会跟着上升；挤压强化同样能使材料表面组织变化，强度增加，疲劳强度也会相应增加。
对于承受交变载荷的连接件，在进行装配的时候，施加短梁的预应力，这样就能够提高连接件的疲劳强度。
