圖 5-7 S76直升機的站位識別示意圖

第 5.3節(jié)直升機結構應力應變
5.3.1直升機結構的基本變形
直升機結構在各種力的綜合作用下主要承受有 5種基本變形：受拉變形、受壓變形、彎曲變形、受剪變形和扭轉變形。
受拉變形：拉伸載荷通常使一個部件被拉伸而發(fā)生變形，承載件通常稱為拉桿 .受壓變形：壓縮載荷通常使一個部件受壓縮而發(fā)生變形，當一個部件受壓時，
它有變彎的趨勢，最大壓應力存在于變彎的外側和內側。外側是拉伸，內側是受壓。薄的構件在壓力作用下變彎或皺折，良好的設計可使很輕的管能承受很大的載荷。
彎曲變形：一個載荷以一個角度作用于一部件上，使它彎曲而發(fā)生變形。這樣的部件通常就是梁，典型的工字梁的壓縮和拉伸載荷由上下冠部來承擔。中間部分叫做腹板 ,承載剪切載荷。它的厚度通常很薄，因為冠部可以防止它變皺。
受剪變形：剪切是指在力的作用下相鄰層間的滑動趨勢。對于鉚接或螺栓連接的兩塊板，分別在兩端施加拉伸力，試圖將二者分開，在鉚釘或螺栓上所承受的力就是剪切力。而材料因此產生的變形叫受剪變形。
扭轉變形：扭轉力是拉伸力與壓力的組合，拉伸力與壓力的方向相對于外力為 45°，二者之間相互為 90°。材料在扭轉力作用下發(fā)生的變形叫扭轉變形。

5.3.2疲勞
一疲勞
如果材料中應力逐漸增大，最終將導致材料的斷裂。這是材料能承受的極限靜載荷。在大多數情況這種情況不會出現(xiàn)在直升機結構上。假設極限靜載荷的一部分作用于結構上，結構將產生變形而不會斷裂。一旦去掉外力，結構又恢復到它的正常狀態(tài)。這樣的作用循環(huán)可以重復很多次，而且每次結構都能回到其初始狀態(tài)。目視檢查不會發(fā)現(xiàn)異常，但這樣的循環(huán)持續(xù)作用一定時間，材料就會斷裂。
這種在遠低于極限載荷的外力循環(huán)作用下而導致斷裂的現(xiàn)象稱為疲勞。疲勞引起材料的微裂紋并使它發(fā)展成裂紋，如沒有發(fā)現(xiàn)的話，將導致災難性的后果。
疲勞損傷有許多形式。周期性疲勞因周期載荷而引起。
1）腐蝕疲勞
——因材料表面腐蝕向內發(fā)展而加速疲勞，導致材料強度劣化。

2）磨損疲勞
——小幅度的摩擦運動引起的。

3）熱疲勞
——因溫度變化引起的材料膨脹和收縮而產生的疲勞。

4）聲疲勞
——聲波振動引起的高頻應力波動而產生的疲勞。二疲勞試驗

疲勞試驗取材于從直升機生產線上取下的結構件。使它承擔在使用中可能遭受的各種應力和載荷，對材料進行連續(xù)試驗，相當于在很短的時間內遭受幾千飛行小時疲勞載荷作用。
試驗中由計算機控制，對材料要施加一定的力以及力的變化頻率。需要向計算機輸入直升機的最大重量、飛行高度、速度、可能的氣動和機動載荷等參數。
試驗一段時間后，檢查結構有無損傷和變壞。對測試結果和結構材料數據分析，可以預測直升機的壽命和直升機及其部件的疲勞極限。
結構的某些部件可能受到無法預知原因的疲勞損傷，如在組裝時的零件損壞或受力或裝配維護過程中結構的不可見損傷。在執(zhí)行檢查時，要仔細檢查裂紋痕跡、容易出現(xiàn)應力集中的地方如螺釘孔、鉚釘、截面突變、切槽、壓痕、尖角等。盡管可能腐蝕已經去除，但因腐蝕引起的凹坑處在周期力的作用下仍然可能發(fā)展成裂紋而最終導致疲勞斷裂。
因此安裝不當會降低疲勞壽命。一個大梁在測試時發(fā)現(xiàn)低于正常壽命的斷裂，原因是螺栓孔的工具擦傷導致的應力集中。螺栓上的毛刺會造成孔的劃傷，嚴重的將加速受力部件的疲勞破壞。