图 5-7 S76直升机的站位识别示意图

第 5.3节直升机结构应力应变
5.3.1直升机结构的基本变形
直升机结构在各种力的综合作用下主要承受有 5种基本变形：受拉变形、受压变形、弯曲变形、受剪变形和扭转变形。
受拉变形：拉伸载荷通常使一个部件被拉伸而发生变形，承载件通常称为拉杆 .受压变形：压缩载荷通常使一个部件受压缩而发生变形，当一个部件受压时，
它有变弯的趋势，最大压应力存在于变弯的外侧和内侧。外侧是拉伸，内侧是受压。薄的构件在压力作用下变弯或皱折，良好的设计可使很轻的管能承受很大的载荷。
弯曲变形：一个载荷以一个角度作用于一部件上，使它弯曲而发生变形。这样的部件通常就是梁，典型的工字梁的压缩和拉伸载荷由上下冠部来承担。中间部分叫做腹板 ,承载剪切载荷。它的厚度通常很薄，因为冠部可以防止它变皱。
受剪变形：剪切是指在力的作用下相邻层间的滑动趋势。对于铆接或螺栓连接的两块板，分别在两端施加拉伸力，试图将二者分开，在铆钉或螺栓上所承受的力就是剪切力。而材料因此产生的变形叫受剪变形。
扭转变形：扭转力是拉伸力与压力的组合，拉伸力与压力的方向相对于外力为 45°，二者之间相互为 90°。材料在扭转力作用下发生的变形叫扭转变形。

5.3.2疲劳
一疲劳
如果材料中应力逐渐增大，最终将导致材料的断裂。这是材料能承受的极限静载荷。在大多数情况这种情况不会出现在直升机结构上。假设极限静载荷的一部分作用于结构上，结构将产生变形而不会断裂。一旦去掉外力，结构又恢复到它的正常状态。这样的作用循环可以重复很多次，而且每次结构都能回到其初始状态。目视检查不会发现异常，但这样的循环持续作用一定时间，材料就会断裂。
这种在远低于极限载荷的外力循环作用下而导致断裂的现象称为疲劳。疲劳引起材料的微裂纹并使它发展成裂纹，如没有发现的话，将导致灾难性的后果。
疲劳损伤有许多形式。周期性疲劳因周期载荷而引起。
1）腐蚀疲劳
——因材料表面腐蚀向内发展而加速疲劳，导致材料强度劣化。

2）磨损疲劳
——小幅度的摩擦运动引起的。

3）热疲劳
——因温度变化引起的材料膨胀和收缩而产生的疲劳。

4）声疲劳
——声波振动引起的高频应力波动而产生的疲劳。二疲劳试验

疲劳试验取材于从直升机生产线上取下的结构件。使它承担在使用中可能遭受的各种应力和载荷，对材料进行连续试验，相当于在很短的时间内遭受几千飞行小时疲劳载荷作用。
试验中由计算机控制，对材料要施加一定的力以及力的变化频率。需要向计算机输入直升机的最大重量、飞行高度、速度、可能的气动和机动载荷等参数。
试验一段时间后，检查结构有无损伤和变坏。对测试结果和结构材料数据分析，可以预测直升机的寿命和直升机及其部件的疲劳极限。
结构的某些部件可能受到无法预知原因的疲劳损伤，如在组装时的零件损坏或受力或装配维护过程中结构的不可见损伤。在执行检查时，要仔细检查裂纹痕迹、容易出现应力集中的地方如螺钉孔、铆钉、截面突变、切槽、压痕、尖角等。尽管可能腐蚀已经去除，但因腐蚀引起的凹坑处在周期力的作用下仍然可能发展成裂纹而最终导致疲劳断裂。
因此安装不当会降低疲劳寿命。一个大梁在测试时发现低于正常寿命的断裂，原因是螺栓孔的工具擦伤导致的应力集中。螺栓上的毛刺会造成孔的划伤，严重的将加速受力部件的疲劳破坏。