飞机结构的疲劳

疲劳是指在低于材料极限强度（ultimate strength）的应力（stress）长期反复作用下，导致结构终于破坏的一种现象。由于总是发生在结构应力远低于设计容许Zui大应力的情况下，因此常能躲过一般人的注意而不被发觉，这也是疲劳比较危险的地方。

材料在承受反复应力的作用过程中，每一次的应力作用称为一个应力周期（cycle），此周期内的材料受力状态，由原本的无应力先到达Zui大正应力（拉伸应力），然后到达Zui大负应力（压缩应力）zui后回到无应力状态。在此受力过程中，每一个应力周期所经历的时间长短（即︰频率）与疲劳关系甚微，应力周期的振幅及累积次数才是决定疲劳破坏发生的时机；另外，压缩应力不会造成疲劳破坏，拉伸应力才是疲劳破坏的主因。

疲劳破坏大致分为两类︰低周期疲劳（low cycle fatigue）及高周期疲劳（high cycle fatigue）。一般而言，发生疲劳破坏时的应力周期次数少于十万次者，称为低周期疲劳；高于此次数者，称为高周期疲劳。低周期疲劳的作用应力较大，经常伴随着结构的永久塑性变形（plastic deformation）；高周期疲劳的作用应力较小，结构变形通常维持在弹性（elastic）范围内，所以不致有永久变形。

材料疲劳破坏的进程分为三阶段︰裂纹初始（crack initiation）、裂纹成长（crack growth）、强制破坏（rupture）。材料表面瑕疵或是几何形状不连续处，材料晶格（lattice）在外力作用下沿结晶面（crystallography plane）相互滑移（slip），形成不可逆的差排（dislocation）移动，在张力及压力交替作用下，于材料表面形成外凸（extrusion）及内凹（intrusion），造成初始裂纹。这些初始裂纹在多次应力周期的拉伸应力连续拉扯下逐渐成长，并使材料承载面积缩减，降低材料的承载能力。当裂纹成长到临界长度（critical length）时，材料净承载面积下的应力已超过材料的极限强度，此时的材料强制破坏也就无法避免了。

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航空史上zui著名的军用飞机疲劳破坏事件，应该是1969年美国空军的F-111空中解体。

F-111结构中有个特殊的可变后掠机翼设计，这是因为固定式机翼在特定的飞行速度、高度、大气温度、大气密度、引擎推力……下，有zui佳的性能表现，一旦其中某个因素改变，性能就会降低。而可变后掠机翼则完全无此缺点，它就像是设计各种不同的机翼，来配合飞行中不同的飞行情况，例如：起降时把机翼完全向外伸展，增加机翼的升力，缩短起降距离；亚音速巡航时则把机翼部分后掠，减少机翼的阻力；超音速贴地飞行时则将机翼全角度后掠。

飞机结构的疲劳破坏zui常发生于几何形状不连续处，因此在维护延长服役年限的老飞机时，对一些几何面积变化较大的位置，如︰R角、铆钉孔边……，都得特别留意。比较麻烦的是有些结构件在原本的设计负载下，预期使用期间不会有疲劳破坏的顾虑，因此未留下检查进手空间，或是结构需大部拆解后才有办法检查，这些位置在延长服役期间如果未能检查，就会有相当的潜在飞行安全风险。

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