飞机结构疲劳强度与断裂分析
6_飞机结构疲劳设计(一)解析
2.4 影响疲劳强度的因素及相应措施
2.4.1 影响疲劳强度的因素
结构在一定的载荷作用下会发生破坏，这是静强度和 疲劳强度都存在的问题，但是两者的载荷条件和破坏 情况则是有原则区别的。这就是疲劳强度问题区别于 静强度问题的矛盾的特殊性。应力集中、腐蚀和温度 等对材料的静强度和疲劳强度都有影响，但是影响的 情况和程度是不一样的。零件表面的粗糙度和零件尺 寸的大小对零件的静力强度没有什么明显的影响，但 是对于零件的疲劳强度则必须考虑这些因素的效应。
在交变载荷条件下，疲劳断裂过程有裂 纹成核阶段，裂纹稳定扩展阶段和裂纹 临界扩展阶段。裂纹稳定扩展阶段又可 分微裂纹扩展和宏观裂纹扩展两阶段， 如下图
疲劳断裂过程示意图
(1) 裂纹成核(裂纹萌生)
裂纹成核是指裂纹的起始。在交变载荷作用下，在试件表面可看到 “挤出”和“挤入”，相应的金属内部产生孔洞。在这里就开始形 成裂纹核(如上图)。“挤出”是形成疲劳裂纹的一个条件，但不是 必要条件。在疲劳载荷作用下，塑性变形的累积，由位错造成的滑 移带，均与疲劳裂纹的形成有着密切的关系。表面缺陷，材料内部 缺陷如气孔、夹杂物及第二相质点等应力集中处，均促进疲劳裂纹 形成。
(3) 裂纹的临界扩展阶段
裂纹扩展到足够的尺寸时，即裂纹尺寸达到快速扩展的临界尺寸时 ，裂纹出现不稳定快速扩展。构件发生断裂，此时断裂是突然快速 断裂，断口表面呈粗粒状。
2.2 材料疲劳性能曲线
疲劳破坏的三个范围
2.3 疲劳特性图
等寿命曲线形式二
几种等寿命曲线形式
典型疲劳特性图
补充：几个概念
(1)飞机结构的各种结构或构件在使用中所承受的载荷往 往是变化的，相应地，所承受的应力也是变化的。人 们把这种变化着的载荷成为疲劳载荷，把相应的应力 称为疲劳应力，而把载荷和应力随时间变化的历程则 分别成为载荷谱和应力谱。
航空器结构强度分析研究
航空器结构强度分析研究航空器的结构强度在机器的性能和安全方面都具有至关重要的作用。
强度分析研究是为飞机设计、生产、维修等经验提供科学依据的重要手段。
本文将从三个方面探讨航空器结构强度分析研究，包括强度分析的基础概念、分析方法和现代化技术应用。
一、强度分析的基础概念强度分析是指对飞机的机身、部件及其负荷和应力状态的分析和计算，以评估其结果的判断飞机结构是否具有足够的强度。
针对航空器，强度分析通常牵涉到两个主要的研究方向，即强度裕度分析和疲劳寿命评估。
强度裕度是指材料的极限承载能力与实际荷载之比或飞机部件设计强度与实际应力状态之比的差异，也就是“安全余量”。
对于几乎所有的航空器和飞行器组件，都需要同时满足强度和刚度。
强度裕度分析需要对应力=应力/截面积这个公式进行计算，从而确保飞机的部件能够承受规定的最大负荷。
而疲劳寿命评估通常是指在飞机使用过程中产生的结构应力和反复载荷这样的因素。
因此，疲劳寿命评估需要考虑以下几个方面：疲劳损伤机理、实际载荷负荷历史、材料特性和构件尺寸规格。
只有通过分析疲劳性能，才能确保飞机在长期使用中没有结构疲劳问题。
二、强度分析的分析方法在进行强度分析的时候，需要牢记以下三个原则：一是应使用比实际载荷大的载荷，即载荷为设计载荷加上它的安全余量，以便确定最坏的应力状态；二是应考虑所有可能的载荷组合，包括飞机的重量、失速或过度载荷时的附加载荷、颤振、地面载荷和操作载荷，例如起飞，加速，高空飞行，迫降和着陆等；三是应对结构的所有部分进行强度分析，包括机翼，机身，引擎架，起落架等。
强度分析的方法通常是基于有限元法或统计方法来计算出结构的应力及其分布状态。
其中有限元法可以更加精确地模拟不同部件的应力和变形，并添加实时边界条件和荷载历史。
同时，有限元法也可以精确地模拟部件间的力学振动和飞行时的噪声声理。
而统计方法的方法则是通过记录机器在使用过程中受到的各种载荷作用及部件的应力和变形情况等，通过数据处理方法来估计机器的强度损伤程度。
4.疲劳与疲劳断裂解析
2
4
1 疲劳断裂的基本形式和特征
2
5
1 疲劳断裂的基本形式和特征
1、正断疲劳失效
正断疲劳的初裂纹，是由正应力引起的。 正断疲劳的特点是：初裂纹所在平面大致上与应力轴相垂直。 大多数的工程金属构件的疲劳失效都是以此种形式进行的。特别是 体心立方金属及其合金以这种形式破坏的所占比例更大；上述力学条件 在试件的内部裂纹处容易得到满足，但当表面加工比较粗糙或具有较深 的缺口、刀痕、蚀坑、微裂纹等应力集中现象时，正断疲劳裂纹也易在 表面产生。
2
7
1 疲劳断裂的基本形式和特征 1.2 疲劳断裂失效的一般特征
1、疲劳断裂的突发性
疲劳断裂虽然经过疲劳裂纹的萌生、亚临界扩展、失稳扩展三个元过程， 但是由于断裂前无明显的塑性变形和其它明显征兆，所以断裂具有很强的突发性 。即使在静拉伸条件下具有大量塑性变形的塑性材料，在交变应力作用下也会显 ～ 示出宏观脆性的断裂特征。因而断裂是突然进行的。
疲劳与疲劳断裂
1
绪言
金属在循环载荷作用下，即使所受的应力低于屈服强度，也会发
பைடு நூலகம்
生断裂，这种现象称为疲劳。
疲劳断裂，一般不发生明显的塑性变形，难以检测和预防，因而机
件的疲劳断裂会造成很大的经济以至生命的损失。
疲劳研究的主要目的：为防止机械和结构的疲劳失效。
2
疲劳断裂引起的空难达每年100次以上
国际民航组织 (ICAO)发表的
“涉及金属疲劳断裂的重大飞机失事调查”指出： 80年代以来，由金属疲劳断裂引起的机毁人亡重大事故， 平均每年100次。(不包括中、苏) 工程实际中发生的疲劳断裂破坏，占全部力学破坏的5090%，是机械、结构失效的最常见形式。
因此，工程技术人员必须认真考虑可能的疲劳断裂问题。
飞机结构疲劳强度与断裂发展现状与发展趋势
飞机结构疲劳强度与断裂发展现状与发展趋势领空权对于任何一个国家都是非常重要的,飞机的先进,是领空权的保证.飞机更是国家的国防的重要力量,提高飞机的性能更是每个军事大国追求的目标.飞机的结构抗疲劳强度与断裂强度是飞机性能的重要体现.通过这学期的学习,和老师耐心的讲解,我对我国飞机结构疲劳强度与断裂发展现状与发展趋势有了更进一步的了解.疲劳强度是指飞机结果在无限多次交变载荷作用下而不破坏的最大应力称为疲劳强度或疲劳极限。
实际上，飞机结构并不可能作无限多次交变载荷试验。
断裂是指飞机结构被断错或发生裂开.讨论的主要是脆性断裂情况，其断裂面是看得见摸得着的。
还有两类断裂的断裂面则是看得见却不一定摸得着的。
许多飞机结果，如轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等，在工作过程中各点的应力随时间作周期性的变化，这种随时间作周期性变化的应力称为交变应力（也称循环应力）。
在交变应力的作用下，虽然零件所承受的应力低于材料的屈服点，但经过较长时间的工作后会产生裂纹或突然发生完全断裂。
疲劳破坏是机械零件失效的主要原因之一。
据统计，在飞机结构失效中大约有80%以上属于疲劳破坏，而且疲劳破坏前没有明显的变形，所以疲劳破坏经常造成重大事故，所以对于轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等承受交变载荷的零件要选择疲劳强度较好的材料来制造。
疲劳失效是金属材料常见的失效形式,特别是轴类,连杆,轴承类等零件,长期在应力下工作的工件材料都要求较高的疲劳强度,这样的可以提高零件的使用寿命。
疲劳强度同时还与硬度、强度、韧性有较大关系，所以他是金属材料的重要力学性能指标航空工业作为技术密集、知识密集的高技术产业，集材料、机械、发动机、空气动力、电子、超密集加工、特种工艺等各种前沿技术之大成。
目前，国际航空技术发达国家早已实施损伤容限耐久性规范，并成为国际适航性条例要求。
然而，在飞机结构的三维损伤容限耐久性预测设计方面，由于研究队伍严重萎缩，国际上的实质性进展非常缓慢，三维损伤容限耐久性技术的发展停滞不前。
飞机机翼结构强度与疲劳寿命分析
飞机机翼结构强度与疲劳寿命分析飞机机翼是支撑飞行器上升和下降的关键部件，机翼的结构强度和疲劳寿命对于飞机的飞行安全至关重要。
本文将对飞机机翼结构强度和疲劳寿命进行分析，并探讨一些提高机翼寿命的方法。
一、飞机机翼结构强度分析飞机机翼所承受的载荷主要有弯矩、剪力和轴力。
机翼的结构设计需要能够承受这些载荷，并保持足够的强度，以应对正常飞行和特殊情况下的负荷要求。
首先，机翼在飞行过程中承受的弯矩是主要的载荷。
弯矩是由飞行器的重量、飞行速度和操纵力所引起的。
根据弯矩大小和分布，机翼的受力情况可以被理解为在弯曲载荷下的杆件受力。
因此，机翼需具备足够的抗弯刚度和弯曲强度。
其次，机翼还需承受来自飞机不同部分及外界环境力的剪力和轴力。
剪力和轴力主要集中在机翼的连接点和边缘处。
为了保持结构的强度，机翼需要足够的抗剪刚度和抗轴向压力的能力。
为了满足机翼的结构强度要求，现代飞机使用了许多先进的材料和结构设计。
轻质高强度的复合材料广泛应用于机翼结构中，以减少重量和提高强度。
同时，还采用了刚性的桁架结构和合理的加强筋布置来增强机翼的强度。
二、飞机机翼疲劳寿命分析机翼的疲劳寿命是指机翼能够承受的循环载荷次数。
在实际飞行中，机翼会经历大量循环载荷，如起飞、飞行和着陆等过程中的载荷变化。
这些循环载荷会导致机翼产生疲劳损伤，进而影响机翼的性能和安全性。
疲劳寿命的计算基于材料的疲劳性能和实际载荷的统计分析。
材料的疲劳性能可以通过疲劳试验获得，包括疲劳极限、疲劳裂纹扩展速率等参数。
而载荷的统计分析则是通过统计飞机在特定飞行阶段和任务中的载荷数据得到。
传统的疲劳寿命分析方法是基于正常设计工作条件下机翼的寿命。
统计分析结果表明，飞机机翼的疲劳寿命取决于机翼的载荷历史和载荷幅值。
因此，正确预测和分析机翼的载荷是提高机翼寿命的关键。
为了提高机翼的疲劳寿命，工程师们采取了多种措施。
首先，优化机翼的结构设计，减少应力集中和疲劳敏感区域。
其次，使用先进的传感器和监测技术，实时监测机翼的状态和疲劳损伤。
材料的疲劳和断裂行为
材料的疲劳和断裂行为疲劳和断裂是材料工程中的重要研究领域。
疲劳是指材料在经历了重复加载或应力变化后，由于内部微观缺陷逐渐积累，最终导致材料的失效。
而断裂则是指材料在承受高应力或者外力集中作用下发生裂纹扩展的现象。
本文将深入探讨材料的疲劳和断裂行为，并分析其机理和影响因素。
一、疲劳行为材料的疲劳行为广泛存在于我们生活和工作的各个领域。
例如，金属材料在机械工程中的零部件、桥梁结构和飞机构件等地方，由于长期受到复杂的力学载荷，易出现疲劳失效。
疲劳失效不仅会给工程的安全性和可靠性带来威胁，也会增加维修和更换的成本。
1. 疲劳断裂机理在受疲劳加载作用下，材料内部的微观缺陷会逐渐积累导致裂纹的形成和扩展。
这些微观缺陷包括晶界、夹杂物、夹层、腐蚀坑等。
当应力斑马纹通过这些缺陷时，会导致位错的生成和扩展，从而引起材料的疲劳断裂。
2. 疲劳寿命与应力幅关系材料的疲劳寿命与应力幅之间存在一定的关系。
应力幅越大，疲劳寿命越短；应力幅越小，疲劳寿命越长。
这是由于应力幅增加会导致材料内部位错、裂纹等缺陷的生成和扩展速度增加，从而缩短了材料的使用寿命。
3. 影响疲劳行为的因素除了应力幅外，疲劳行为还受到多种因素的影响。
其中包括材料的力学性能、表面质量、温度、湿度、载荷频率、环境介质等。
材料的力学性能如强度、韧性、硬度等，对材料的疲劳行为具有重要影响。
同时，表面质量的好坏、温度和湿度的变化也会引起材料内部微观缺陷的形成和扩展。
二、断裂行为除了疲劳行为外，材料的断裂行为也是值得重视的。
断裂指的是材料在受到高应力或者外力集中作用下发生裂纹扩展的现象。
在工程实践中，为了减缓断裂失效对工程结构和设备造成的危害，需要对材料的断裂行为进行深入研究。
1. 断裂机理材料的断裂机理可以分为静态断裂和动态裂纹扩展两个阶段。
静态断裂是指在裂纹形成之前，材料的应力集中到达临界值，导致断裂开始。
而动态裂纹扩展则是指裂纹在外力作用下迅速扩展，直到材料完全失效。
飞行器结构设计中的疲劳寿命分析
飞行器结构设计中的疲劳寿命分析随着科技的不断进步和人类文明的不断发展，飞行器作为时代的重要代表之一，不断地得到了大力发展。
作为飞行器中极其重要的一部分，飞行器的结构设计和疲劳寿命分析一直是飞行器领域工作者关注的重要问题。
所谓疲劳寿命，顾名思义，是指材料在长时间交替应力作用下所能承受的最大循环次数。
在不断应用中，飞行器所承受的循环应力不可避免地导致飞机结构的疲劳破坏，因此，疲劳寿命分析是一项重要的研究内容。
从飞行器的结构设计出发，为了提高飞机结构的疲劳寿命，首先需要选择正确的结构设计，以减少飞机结构在实际运行中所承受的应力。
在结构设计时，需要考虑到飞机在不同的飞行阶段所处的环境，飞机所受的外部载荷，以及飞机内部布置等因素，以此得出结构设计的基本要求。
通过对基本要求的分析和研究，可以得到合适的飞机结构设计方案，从而实现飞机结构的疲劳寿命的提高。
除了结构设计外，飞行器的材料选择也是影响疲劳寿命的一个重要因素。
在选用材料时，需要考虑到材料的强度、韧性、疲劳寿命等因素，以保证材料的性能能够满足实际运行要求。
此外，还需要考虑到材料的可靠性和成本等因素，以综合考虑，选择合适的材料。
在疲劳寿命分析方面，需要对实际运行中飞行器承受的应力进行一定的测量和分析，以了解实际应力情况。
基于实际应力情况的分析，可以得出结构的应力历史曲线，从而进行疲劳寿命分析。
在分析中，需要考虑到材料的疲劳性能、裂纹扩展规律等因素，以得出结构的疲劳寿命。
为了提高飞行器的疲劳寿命，在疲劳寿命分析中，还需要考虑到结构的监测和维护问题。
通过对飞行器结构的监测，可以及时发现飞行器结构疲劳损伤并进行修复，从而延长飞行器的使用寿命。
在维护方面，需要对飞行器进行定期维护，包括对飞行器结构进行检查和修复，以保证飞行器的可靠性和安全性。
总之，飞行器的结构设计和疲劳寿命分析是飞行器领域工作者一直关注的重要问题，对于飞行器的安全运行和延长使用寿命都具有重要意义。
结构修理常用方法及分析
飞机结构常规修理方法及分析飞机结构的损伤主要分为飞机结构腐蚀、静强度破坏、疲劳裂纹/断裂、意外损伤等。
根据飞机结构维修的有关理论、根据不同的损伤部位和损伤情况、航材供应情况、飞机可停场时间、维修成本、本单位飞机维修能力等因素，参照该型飞机的相关修理手册，在不影响飞机安全和正常使用的情况下，合理地制定飞机结构修理方案并进行可靠性分析十分重要。
根据以上几个方面因素，结合自己从事飞机结构修理工作的经验，提出以下几点看法。
一、腐蚀的常规修理及分析：金属与周围环境接触时，由于环境中的化学腐蚀元素和电解质的作用，使金属元素以及晶格间的排列顺序发生改变，从而改变了原有金属的物理、化学、机械等性能，这就是金属的腐蚀。
飞机金属结构件的腐蚀多数属于电化学腐蚀。
飞机在出厂时采取了一定的防腐措施，但由于飞行环境、飞机的使用和维护保养情况不同，因此在结构修理过程中，除了要恢复原厂家设计的防腐能力外，必要时还应比厂家提高一步。
常用的防腐措施如下：1．全面检查易腐蚀件周边环境，找出产生腐蚀的条件及诱因；及时发现腐蚀的原始痕迹，并彻底清除腐蚀产物、恢复防腐涂层和进行相应的结构修理。
2．定期清洁飞机容易污染的区域，特别是容易受液压油、强腐蚀介质、电解质污染的区域或结构件，重新喷涂防腐蚀抑制剂。
3．定期或经常性地疏通漏排水孔，保证漏排水系统一直处于畅通的工作状态。
4．确保厨房、厕所及货舱地板接缝处的密封，发现密封破损立即修复，防止水及污染物渗入结构表面；如果发现防腐蚀涂层破损，立即修复。
5．因修理而加工过的铝合金表面，首先确认腐蚀已经被完全去除掉，并且加工表面要光滑；在修理工作完成后，要保证修理区域的清洁，不允许金属削（特别是铁削、钢削）、油污等污染物滞留在修理区域内；根据相关的维修手册恢复其原有的表面涂层，必要时再增加一层面漆，根据手册要求喷涂防腐蚀抑制剂。
6．安装修理件的配合表面应涂密封胶，必要时紧固件也应涂密封胶湿安装，所有止裂孔要涂底漆并用软铆钉或密封胶堵住。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
飞机结构疲劳强度与断裂分析
院系：北方科技学院
专业：自动化
姓名：潘星宇
学号：B04130219
一、疲劳的基本概念
（一）、疲劳破坏的特征
1、在交变的工作应力远小于材料的强度极限，甚至比屈服极限还小的情况下，破坏就可以发生。
2、疲劳破坏是一个累积损伤的过程，要经过一定的时间历程在交变应力多次循环之后才突然发生。
3、疲劳破坏时没有明显的塑性变形。
即使塑性较好的材料，破坏时也象脆性材料那样，只有很小的塑性变形。
因此，疲劳破坏事前不易察觉。
4、疲劳破坏的断口有明显的特征，总是呈现两个不同的区域，一个是比较光滑的区域，叫做疲劳区，内有弧形线条，叫做疲劳线；另一个是比较糙的区域，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）
在交变应力长期作用下，在构件外形突变处，或材料有缺陷处出现应力集中，逐步形成了非常细微的裂纹（即疲劳源），在裂纹尖端产生严重的应力集中，促使裂纹逐渐扩展，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发生突然断裂。
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
它是由于飞机在机动飞行中，过载的大小和方向不断改变而使飞机承受的气动交变载荷。
机动载荷用飞机过载的大小和次数来表示。
2.突风载荷
它是由于飞机在不稳定气流中飞行时，受到不同方向和不同强度的突风作用而使飞机承受的气动交变载荷。
3.地－空－地循环载荷
飞机在地面停放或在地面滑行时，机翼在本身重量和设备重量作用下，承受向下的弯矩，但飞机离地起飞后，机翼在升力作用下，承受向上的弯矩。
这种起落一次交变一次的载荷，称为地－空－地循环载荷。
这是一种时间长、幅值大的载荷。
4.着陆撞击载荷
它是由于飞机着陆接地后，起落架的弹性引起飞机颠簸加到飞机上的重复载荷。
5.地面滑行载荷
它是由于飞机在地面滑行时因跑道不平引起颠簸，或由于刹车、转弯、牵引等地面操纵而加到飞机上的重复载荷。
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。
在以上几种疲劳载荷中，对歼击机影响最大的是机动载荷、着陆撞击载荷和地面滑行载荷。
（二）、交变应力
在上述交变载荷作用下，构件内部的应力也将是周期性变化的“交变应力”。
当交变应力规则地变化时，可以用正弦波形表示应力随时间变化的情况。
由图2可见，交变应力在两个极值之间作用周期性的变化。
这两个极值中大的一个叫做“最大应力”，小的一个叫做“最小应力”。
交变应力每作一个周期性变化，叫做“应力循环”。
为了说明交变应力的变化规律，通常用最小应力和最大应力的比值来表示，即：，这个比值叫“循环特征”（或“应力比”）。
在每一个循环中，当最大应力和最小应力相等而符号相反时，这样一种应力循环叫“对称循环”（图3）。
当应力变化是时有时无，即从零到最大值，又从最大值至零，这种最小值为零的应力叫做“脉动循环”（图4）。
当循环特征为任意数值时，此种应力循环属“非对称循环”（图5）。
三、材料的疲劳极限和曲线 材料在一定循环特征下，可以承受无限次应力循环而不发生破坏的最大应力，叫做材料的疲劳极限。
每一种材料的疲劳极限必须通过试验来测定。
下面以对称循环旋转弯曲疲劳极限的测定方法为例作简单介绍。
N －
对于钢材，当循环次数N 越大时，曲线逐渐趋于水平，即有一条水平渐近线（图6）。
水平
渐近线所对应的纵坐标，就是对称循环的疲劳极限。
图6钢的曲线
N σ-
四、影响飞机结构疲劳强度的因素
根据部队和工厂维修实践，影响飞机结构疲劳强度的因素主要有以下四个方面：
（一）应力集中的影响
大量破坏事例证明：应力集中是影响飞机结构疲劳强度的主要因素，疲劳源总是出现在应力集中的部位。
如开孔、开槽、倒角、螺纹等处容易出现疲劳裂纹。
（二）表面加工质量的影响
大量的破坏事例也证明：表面加工质量不高，也是影响飞机结构疲劳强度的重要因素。
（三）装配效应的影响
使用经验和疲劳试验表明，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，将产生“腐蚀疲劳”，使疲劳强度降低，因为腐蚀使金属表面产生无数的小应力集中点，促使疲劳裂纹的形成。
2.擦伤疲劳
当两个相互接触的固体表面具有微小的相对运动时，表面会受到损伤，这就会引起“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引起的破坏称为“热疲劳”。
这种热应力主要来自两方面，①由温度分布不均所引起的；②限制金属自由膨胀或收缩所引起的。
热疲劳破坏常常表现为金属表面细微裂纹网络的形成，叫做“龟裂”。
5.声疲劳
曲线的三个范围 图7
在声环境下工作的构件，因为受到噪音的激励而产生振动，由这种强迫振动引起的破坏，称为“声疲劳”或“噪音疲劳”。
五、提高飞机结构疲劳强度的措施
目前飞机设计制造，在结构布局、材料选择和工艺方法等方面，都采取了许多措施来提高飞机结构疲劳强度。
这里仅就与使用维护有关的方面作一介绍。
（一）减缓局部应力
由于应力集中是影响疲劳强度的主要因素。
因此，减缓局部应力是提高构件疲劳强度的一项重要措施。
在维护使用中减缓局部应力的方法，主要是增大圆角半径和打止裂孔。
1.增大圆角半径
减缓局部应力的一般原则是：防止截面有急剧的变化，当这种变化不可避免时，应保证这种变化有足够的圆角半径。
图8
歼6飞机前起落架轮叉在接耳根部易产生裂纹，就是由于接耳根部的圆角半径过小（只有），且接耳根部外缘的圆弧过渡区过小或根本未加工出来，形成尖角造成的。
针对这一情况，部队采用了锉修和打磨的方法，工厂将接耳根部圆角半径加大到并使根部外缘有一定宽度的圆弧过渡面（图），从而排除了这一故障。
2.打止裂孔
当构件上已出现疲劳裂纹之后，为了减缓裂纹尖端的局部应力，较有效的办法是打止裂孔。
由疲劳破坏的特征可知，疲劳破坏有一个过程，也就是说，在达到破坏之前，裂纹是缓慢扩展的。
打止裂孔的目的就是制止裂纹缓慢扩展。
打止裂孔之所以能减缓裂纹尖端的局部应力制止裂纹缓慢扩展，主要是因为孔增大了裂纹尖端的曲率半径，降低了应力集中程度。
（二）提高表面质量
由于表面粗糙是引起应力集中的因素，因此提高构件表面光洁度，也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
削除的方法是：用锉刀、砂布进行打磨，但严禁用砂轮打磨，并注意打磨方向，防止造
成新的周向刀痕。
打磨处的光洁度不应低于▽6，并应均匀光滑过渡。
实践证明，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。
过去有不少人认为，碰伤、划伤一点，只能触及飞机结构的一点毛皮，不会影响飞机寿命。
这种认识是片面的。
3.提高表面材料强度，能使抗疲劳能力增加。
常用的方法是渗碳、渗氮、氰化、高频电表面淬火、滚压、喷丸和挤压强化等。
这些方法使材料表面组织变化，强度增加，因而疲劳强度增加。
4.对承受交变载荷的连接件，在装配时施加短梁的预应力，也可以提高连接件的疲劳强度。