高周疲劳失效分析
材料失效分析(第五章-疲劳)
§2
疲劳裂纹萌生与扩展机理（模型）
一、疲劳裂纹萌生机理 1、挤出挤入模型—Wood模型
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金属表面形成的挤出脊与挤入沟
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2、位错销毁模型—藤田模型
两列平行的异号刃位错，在相距几个原子间隔 （约10埃）的两平行滑移面上互相对峙塞积；
由于这种位错排列所产生的高拉应力引起原子 面分离，形成孔洞
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20
锯齿形断口或棘轮花样
轴类零件在交变扭转应力作用下产生的 有应力集中（轴颈）+扭矩作用
多源裂纹
裂纹以螺旋状方式向前扩展，最后汇合于轴的中央 若为单向交变扭转应力——棘轮花样 若为双向交变扭转应力——锯齿状断口
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锯齿形断口
棘轮花样
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3、瞬断区
形貌：具有断口三要素（放射区、剪切唇）的特征
对于塑性材料，断口为纤维状、暗灰色 对于脆性材料，断口为结晶状 位置：自由表面 断面中心
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4、疲劳断裂过程
疲劳裂纹的萌生: 表面（次表面、内部） 疲劳裂纹的扩展（两个阶段）
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第一阶段：裂纹起源于材料表面，向内部扩展
范围较小，约2—5个晶粒之内 显微形貌不好分辨 与拉伸轴约成45°角，裂纹扩展主要是由于τ 的作用
扩展速度很慢，每一应力循环只有埃数量级
第二阶段：断面与拉伸轴垂直，凹凸不平 裂纹扩展路径是穿晶的 扩展速度快，每一应力循环微米数量级 显微特征：疲劳辉纹
3、空穴模型—Mott模型
由于螺位错围绕着环形通道，进行连续交叉滑移运动， 结果从表面上挤出了材料的一个舌片，并相应地形成 了一个空穴，这个空穴就是疲劳裂纹源
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4、位错交叉滑移模型—Cottrell和Hull模型
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二、疲劳裂纹扩展模型
高周疲劳断裂失效
通过从第二相或夹杂物引发疲劳 裂纹的机理看，只要只要能降低第二 相或夹杂物的脆性，提高相界面强度， 控制第二相或夹杂物数量、形态、大 小和分布，使之“少、圆、小、匀”， 均可抑制或延缓疲劳裂纹在第二相或 夹杂物附近萌生，提高疲劳强度。
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3.疲劳裂纹萌生过程及机理
（一）滑移带开裂产生裂纹
大量试验表明，金属在循环应力（σ＞ σ -1）长期作用，即使其应力低
于屈服应力，也会发生滑移并形成循环滑移带。与静载荷时均匀滑移带相比，
循环滑移是极不均匀的，总是集中分布在某些局部薄弱区域。驻留滑移带一
般只在表面形成，其深度较浅。
随着加载循环次数的增加，
第一阶段，微裂纹扩展速率很低，每 一应力循环大约只有0.1μm的扩展量。在 第一阶段裂纹扩展时，由于晶界的不断阻 碍作用，裂纹扩展逐渐转向垂直于拉应力 的方向，进入第二阶段扩展。
在室温及无腐蚀条件下疲劳裂纹扩展 是穿晶的。这个阶段的大部分循环周期内， 裂纹扩展速率为10-5～10-2mm/次。第二 阶段是疲劳裂纹亚稳态扩展的主要部分。
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3.疲劳裂纹萌生过程及机理
（三）晶界开裂产生裂纹 多晶材料由于晶界的存在和相邻晶粒的不同取向性，位错在某一晶粒内
运动时会受到晶界的阻碍作用，在晶界处发生位错塞积和应力集中现象。在 应力不断循环下，晶界处的应力得不到松弛，则应力峰越来越高，当超过晶 界强度时就会在晶界处产生裂纹。
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4.裂纹扩展过程及机理
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2.疲劳断口
③瞬断区 裂纹最后失稳快速扩展所形成的断口区
域。在疲劳裂纹亚稳态扩展阶段，随着应力不 断循环，裂纹尺寸不断长大，当裂纹长大到临 界尺寸ac时，因裂纹尖端的应力场强度因子KI 达到材料断裂韧度KIC时，裂纹就失稳快速扩 展，导致机件最后瞬时断裂。其断口比疲劳区 粗糙，宏观特征同静载的裂纹件的断口一样。
涡轮叶片高低周疲劳分析方法总结论文综述
本次毕业设计论文的内容是涡轮叶片高低周疲劳分析方法的总结与对比。
涡轮叶片是航空发动机工作环境最恶劣 ,结构最复杂的零件之一 ,也是发动机断裂故障多发件之一。
由于发动机工作时涡轮叶片始终在高温下承受复合载荷的作用，因此它的高周疲劳寿命和低周疲劳寿命的计算至关重要。
高周疲劳是指破坏循环数大于104~105的疲劳，高周疲劳的情况下，其应力水平低于弹性极限，没有明显的宏观塑性变形，应力与应变呈线性关系。
低周疲劳是指破坏循环数小于104~105的疲劳，低周疲劳的情况下，其应力水平高于弹性极限，有明显的宏观塑性变形，应力与应变呈非线性关系。
在《高周疲劳和低周疲劳统一的能量表征方法研究》一文中，对高周疲劳和低周疲劳预测模型进行了研究，提出了一种能够将高周疲劳和低周疲劳统一表征的能量形式参量。
用统一的能量形式表征参量对高温合金GH141的760摄氏度高周疲劳和低周疲劳数据进行处理，得到理想的能量-寿命方程。
用1Cr11Ni2W2MoV 钢500摄氏度和粉末盘材料FGH95d 600摄氏度高温低周疲劳和高周疲劳数据对统一表征方法进行验证，验证结果表明，用能量形式的表征参量能够得到理想的能量-寿命方程。
疲劳试验通常可以通过控制应变或控制应力来进行。
按照控制方式可以将疲劳分为应力疲劳和应变疲劳。
材料发生了塑性变形进入屈服阶段后，小的应力变化将引起大的变形，此时进行疲劳试验时多采用应变控制，材料的疲劳寿命一般比较短，因此通常也叫低周疲劳而当材料在没有进入屈服阶段前，采用应力和采用应变都可以进行疲劳试验，通常控制应力来进行疲劳实验，材料的疲劳寿命一般比较长，因此，通常也叫高周疲劳。
三参数幂函数能量方法寿命预测模型：采用应力控制的方式进行高周疲劳实验，用应力参量来表征高周疲劳的寿命特征；采用应变控制的方式进行低周疲劳实验，用应变参量或能量参量来表征低周疲劳的寿命特征。
如果能够用能量参量来表征高周疲劳的寿命特征，那就可以将高周疲劳和低周疲劳统一起来用一个表征参量进行表征，从而就不需将疲劳划分为高周疲劳和低周疲劳，但能量表征同时需要应力和应变参量。
高强度紧固件失效实例分析
高强度紧固件失效实例分析ⅰ疲劳断裂的实例一．疲劳断裂的特征1．疲劳与断裂的概念：疲劳是机械零件常见的失效形式，据统计资料分析，在不同类型的零件失效中，有50%—80%是属于疲劳失效。
疲劳断裂在破坏前，零件往往不会产生明显的变形和预先的征兆，但破坏却往往是致命的，会酿成重大事故。
疲劳损坏产生及发展有其特点，最终形成为疲劳断裂。
疲劳问题的探索，最早是在1839年，法国人彭赛列提出材料和结构件的疲劳概念，德国人A·沃勒在1855年研究了代表疲劳性能的应力应变与震动次数的理论（S—N曲线），并且提出了疲劳极限的概念，因此，沃勒被称为材料疲劳理论的奠基人。
疲劳与断裂的力学理论经过一百多年的发展，各行业具体疲劳断裂事例不断涌现，经过科学家及工程师不间断地研究和探索，目前，疲劳断裂科学理论不断地充实和发展，从而在本质上了解了疲劳破坏的机理。
疲劳概念的论述：金属材料在应力或应变的反复作用下发生的性能变化称为疲劳；疲劳断裂：材料承受交变循环应力或应变时，引起的局部结构变化和内部缺陷的不断地发展，使材料的力学性能下降，最终导致产品或材料的完全断裂，这个过程称为疲劳断裂。
也可简称为金属的疲劳。
引起疲劳断裂的应力一般很低，疲劳断裂的发生，往往具有突发性、高度局部性及对各种缺陷的敏感性等特点。
2．疲劳的分类：（1）高周疲劳与低周疲劳10的疲劳，如果作用在零件或构件的应力水平较低，破坏的循环次数高于5称为高周疲劳，弹簧、传动轴、紧固件等类产品一般以高周疲劳见多。
10的疲作用在零件构件的应力水平较高，破坏的循环次数较低，一般低于4劳，称为低周疲劳。
例如压力容器，汽轮机零件的疲劳损坏属于低周疲劳。
（2）应力和应变来分：应变疲劳——高应力，循环次数较低，称为低周疲劳；应力疲劳——低应力，循环次数较高，称为高周疲劳。
复合疲劳，但在实际中，往往很难区分应力与应变类型，一般情况下二种类型兼而有之，这样称为复合疲劳。
（3）按照载荷类型弯曲疲劳扭转疲劳拉拉疲劳与拉压疲劳接触疲劳振动疲劳随着断裂力学的不断发展，行业内广大的技术人员逐渐认识疲劳裂纹的产生及其发展的规律，为控制和减少疲劳引起损害奠定了基础。
混凝土结构的疲劳性能评估方法
混凝土结构的疲劳性能评估方法一、前言混凝土结构是建筑中常见的结构之一，而疲劳是混凝土结构在使用过程中常见的问题之一。
疲劳会导致混凝土结构的损坏和失效，因此评估混凝土结构的疲劳性能是必要的。
本文旨在介绍混凝土结构疲劳性能评估的方法。
二、疲劳的概念和分类疲劳是指材料或结构在受到交替或周期性荷载作用下，经过一定次数的循环荷载后产生的变形和损伤。
混凝土结构的疲劳主要分为高周疲劳和低周疲劳两种。
1.高周疲劳高周疲劳是指在频率较高（大于10Hz）的循环荷载下，混凝土结构受到的疲劳损伤。
高周疲劳对混凝土结构的影响主要是引起裂缝的产生和扩展。
2.低周疲劳低周疲劳是指在频率较低（小于10Hz）的循环荷载下，混凝土结构受到的疲劳损伤。
低周疲劳对混凝土结构的影响主要是引起变形和破坏。
三、疲劳性能评估方法评估混凝土结构的疲劳性能需要进行疲劳试验和分析。
下面分别介绍疲劳试验和分析的具体方法。
1.疲劳试验疲劳试验是评估混凝土结构疲劳性能的重要手段。
疲劳试验需要在实验室中进行，其具体方法如下：（1）试件制备：按照规定的尺寸、材料和配合比制备试件。
（2）荷载加载：按照规定的荷载幅值、频率和循环次数进行荷载加载。
（3）观察记录：观察记录试件的变形和损伤情况，包括裂缝产生和扩展、变形增量等。
（4）分析结果：根据试验结果，分析试件的疲劳性能，包括疲劳寿命、疲劳裂缝扩展速率等指标。
2.疲劳分析疲劳分析是评估混凝土结构疲劳性能的重要手段。
疲劳分析需要进行理论分析和计算，其具体方法如下：（1）建立模型：建立混凝土结构的有限元模型，并根据荷载幅值、频率和循环次数进行模拟加载。
（2）分析结果：根据模拟结果，分析结构的疲劳性能，包括疲劳寿命、疲劳裂缝扩展速率等指标。
（3）修正参数：根据试验结果和分析结果，对模型进行修正和调整，以提高分析精度。
四、疲劳性能评估指标疲劳性能评估需要依据一定的指标进行。
下面介绍常用的疲劳性能评估指标。
1.疲劳寿命疲劳寿命是指混凝土结构在循环荷载下能够承受的循环次数。
什么是低周期疲劳和高周期疲劳
什么是高周疲劳、低周疲劳？为便于分析研究，常按破坏循环次数的高低将疲劳分为两类：①高循环疲劳（高周疲劳）。
作用于零件、构件的应力水平较低，破坏循环次数一般高于104～105的疲劳，弹簧、传动轴等的疲劳属此类。
②低循环疲劳（低周疲劳）。
作用于零件、构件的应力水平较高，破坏循环次数一般低于104～105的疲劳，如压力容器、燃气轮机零件等的疲劳。
实践表明，疲劳寿命分散性较大，因此必须进行统计分析，考虑存活率（即可靠度）的问题。
具有存活率p（如95％、99％、99.9％）的疲劳寿命Np的含义是：母体（总体）中有p的个体的疲劳寿命大于Np。
而破坏概率等于（1－p ）。
常规疲劳试验得到的S-N曲线是p＝50％的曲线。
对应于各存活率的p的S-N曲线称为p-S-N曲线。
疲劳(2)fatigue材料、零件和构件在循环加载下，在某点或某些点产生局部的永久性损伤，并在一定循环次数后形成裂纹、或使裂纹进一步扩展直到完全断裂的现象。
研究简史有记载的最早进行疲劳试验是德国的W.A.艾伯特。
法国的J.-V.彭赛列首先论述了疲劳问题并提出“疲劳”这一术语。
但疲劳研究的奠基人则是德国的A.沃勒，他在19世纪50～60 年代最早得到表征疲劳性能的S-N曲线并提出疲劳极限的概念。
20世纪50年代P.J.E.福赛思首先观察到疲劳过程中在滑移带内有金属薄片挤出的现象。
随后N.汤普孙等人发现这种滑移带不易用电解抛光去掉，称为“驻留滑移带”。
后来证明，驻留滑移带常常成为裂纹源。
1924年德国的J.V.帕姆格伦在估算滚动轴承寿命时，假设轴承的累积损伤与其转动次数成线性关系。
1945年美国M.A.迈因纳明确提出了疲劳破坏的线性损伤累积理论，也称为帕姆格伦- 迈因纳定律，简称迈因纳定律。
此后，断裂力学的进展丰富了传统疲劳理论的内容，促进了疲劳理论的发展。
用概率统计方法处理疲劳试验数据，是20世纪20年代开始的。
60年代后期，概率疲劳分析和设计从电子产品发展到机械产品，于是在航空、航天工业的先导下，开始了概率统计理论在疲劳设计中的应用。
机械结构的疲劳特性分析与优化
机械结构的疲劳特性分析与优化引言：机械结构在实际应用中，经常会受到长期使用和循环加载的影响，从而导致疲劳破坏。
为了确保机械结构的可靠性和寿命，研究其疲劳特性并进行优化设计非常重要。
本文将从疲劳的基本概念入手，探讨机械结构的疲劳分析方法，并介绍一些常见的疲劳优化技术。
第一部分：疲劳的基本概念与机制1.1 疲劳定义和分类疲劳是指物体在连续循环加载下发生的失效现象，主要分为低周疲劳和高周疲劳两种。
低周疲劳发生在加载次数较少的情况下，而高周疲劳则发生在加载次数较多的情况下。
1.2 疲劳破坏的机制疲劳破坏的机制主要包括裂纹的形成与扩展。
在循环加载下，结构内部会出现微小缺陷，随着加载次数的增加，缺陷处会出现应力集中，导致裂纹的形成。
随后，裂纹会在加载过程中不断扩展，最终导致结构破坏。
第二部分：机械结构的疲劳分析方法2.1 应力分析方法应力分析是疲劳分析的基础，可以通过有限元分析等方法获取结构在不同工况下的应力分布。
应力分析可以帮助确定结构的疲劳寿命和受力集中区域。
2.2 疲劳损伤累积理论主要包括极限应力法、应力幅与寿命曲线法、振幅频率公式法等。
这些方法可以根据实测应力历程和材料疲劳性能曲线，对结构的疲劳寿命作出较为准确的预测。
第三部分：机械结构的疲劳优化技术3.1 结构强度优化针对结构的疲劳薄弱区域或高应力区域，可以通过结构形状的调整或增加材料的强度来提高结构的疲劳寿命。
3.2 材料优化选用合适的材料对于提高机械结构的疲劳寿命至关重要。
常见的方法包括采用高疲劳强度和高韧性材料、进行表面改性等。
3.3 负载控制优化对于受到循环加载的结构，合理的负载控制可以降低结构的疲劳损伤。
例如，合理设计加载路径、降低加载频率等。
3.4 疲劳寿命预测模型优化通过建立可靠的疲劳寿命预测模型，可以更准确地预测机械结构的疲劳性能。
优化预测模型的方法包括增加样本数量、优化参数选择等。
结论：机械结构的疲劳特性分析与优化是确保机械结构可靠性和寿命的重要手段。
材料力学疲劳分析知识点总结
材料力学疲劳分析知识点总结材料力学疲劳分析是研究材料疲劳寿命和失效机制的一门学科，广泛应用于工程领域。
在进行疲劳分析时，需要掌握一些关键知识点。
本文将对材料力学疲劳分析的知识点进行总结，并探讨其应用。
一、疲劳现象及其分类疲劳现象是指材料在受到交变应力作用下，经历了一段时间后，会出现失效的现象。
根据疲劳现象的不同特点，可以将其分为低周疲劳和高周疲劳两类。
低周疲劳是指在应力幅较大、载荷作用时间较长的情况下发生的疲劳失效，而高周疲劳则是指在应力幅较小、载荷作用时间较短的情况下发生的疲劳失效。
二、疲劳寿命预测方法为了准确评估材料的疲劳寿命，需要利用一些疲劳寿命预测方法。
常用的疲劳寿命预测方法包括基于应力-寿命曲线的SN曲线法、基于应力幅与疲劳强度参数的P-S-N曲线法、基于应力幅与寿命指数的Coffin-Manson曲线法等。
这些方法可以根据材料的应力状态和应力幅来估计其疲劳寿命。
三、疲劳失效机制材料在疲劳过程中会经历一系列的失效机制。
其中最主要的机制包括裂纹起始、裂纹扩展和最终断裂。
裂纹起始是指在应力作用下，材料表面出现微小的裂纹。
裂纹扩展是指裂纹在应力作用下逐渐扩大，最后导致材料断裂。
疲劳失效机制的了解有助于预测和延长材料的疲劳寿命。
四、影响疲劳寿命的因素材料的疲劳寿命受多种因素的影响。
首先，应力水平是影响疲劳寿命的重要因素之一，应力水平越高，疲劳寿命越短。
此外，材料的微观结构、表面处理状态、作用温度等也会对疲劳寿命产生影响。
对这些因素的研究有助于改善材料的疲劳性能和延长其使用寿命。
五、疲劳强化技术为了提高材料的疲劳寿命，人们采用了一系列的疲劳强化技术。
常用的疲劳强化技术包括表面强化、热处理、应力改性等。
这些技术可以改善材料的抗疲劳性能，增加其使用寿命。
六、材料疲劳的应用材料疲劳的研究和应用广泛存在于各个工程领域。
在航空航天、汽车制造、轨道交通等领域中，疲劳分析和疲劳寿命预测是保证材料安全可靠性的重要手段。
失效分析3-2(疲劳断裂修改)
一、疲劳断裂的基本概念
1.定义
------在交变载荷（交变应力或循环载荷）的作用下，虽然应力低于 金属材料的抗拉强度，有时甚至低于屈服极限，但经过一定的循环 周期后，金属构件会发生突然断裂。
2.分类
腐蚀疲劳 高温疲劳 微振疲劳 接触疲劳
低周疲劳 高周疲劳
交变 频率
环 疲劳 载
境
荷
1) 屈服强度
材料的屈服强度和疲劳极限之间有一定的关系； 一般来说，材料的屈服强度越高，疲劳强度也越高
提高疲劳强度设法提高材料的屈服强度！如采用屈 服强度和抗拉强度比值高的材料或细化晶粒。
四. 影响疲劳断裂的因素
2）构件表面状态
表面粗糙度愈小，应力集中愈小，疲劳强度也愈高。 材随着表面粗糙度的增加，疲劳极限下降。
表面淬火、渗碳和氮化等表面热处理，喷丸、表面滚压、 冷拔、挤压和抛光等机械加工, 都产生有利的残余压应力。 工程上常用这些方法提高构件的疲劳抗力。
5）材料的成分和组织
在各类工程材料中，结构钢的疲劳强度最高。
在结构钢中，疲劳强度随着含碳量增加而增高，钼、铬 和镍等也有相似的效应 。
冶金缺陷是指材料中的非金属夹杂物、气泡、元素的偏 析，等等。存在于表面的夹杂物是应力集中源，会导致夹 杂物与基体界面之间过早地产生疲劳裂纹。
裂交替作用的复杂过程，通常有切向扩展和正向扩展两个阶段。
(a) 疲劳裂纹扩展示意图 (b) 螺栓实际使用中的疲劳裂纹 图3-30 疲劳裂纹扩展的两个阶段
第一阶段：裂纹起源于材料表面，向内部扩展范围较小，约2-5个晶粒之内 与拉伸轴约成45角，扩展速度很慢，每一应力循环只有埃数量级 第二阶段：断面与拉伸轴垂直，凹凸不平裂纹扩展路径是穿晶的扩展速度快，每一应力循环 微米数量级，显微特征：疲劳辉纹
浅谈汽车底盘零件的疲劳试验分析
浅谈汽车底盘零件的疲劳试验分析底盘是车辆结构中负责承受路面和车身负荷的关键部件之一、为了保证底盘的强度和耐久性，需要进行疲劳试验分析，来评估底盘零件在长期使用过程中的疲劳寿命。
本文将从试验方法、试验结果分析和改进措施三个方面来进行分析。
试验方法底盘零件的疲劳试验一般采用低周疲劳试验和高周疲劳试验两种方式。
低周疲劳试验通常采用恒幅加载方式，通过在一定的载荷下施加一定次数的循环载荷进行试验。
高周疲劳试验则采用应变幅变加载方式，即通过在一定应变幅范围内施加高频循环载荷来进行试验。
试验结果以应力-寿命曲线和应变-寿命曲线的形式展示。
试验结果分析通过对底盘零件的疲劳试验结果进行分析，可以得到零件的疲劳寿命，以及零件的疲劳强度和耐久性等信息。
在低周疲劳试验中，随着载荷幅值的增加，零件的寿命明显缩短。
在高周疲劳试验中，随着循环次数的增加，零件的应变幅值和内部应力都会不断积累，导致裂纹的扩展和零件失效。
因此，疲劳寿命是评估底盘零件强度和耐久性的重要指标。
改进措施针对底盘疲劳试验分析结果，需要从设计和材料两个方面进行改进。
针对设计方面，可以根据试验结果提高零件的刚度和强度，减少零件的应力集中。
针对材料方面，可以采用高强度，高韧性的材料来替代原有的材料。
同时，优化零件的表面处理方法，通过表面改性来提高零件的耐久性和抗疲劳性能。
综上所述，底盘零件的疲劳试验分析是评估底盘强度和耐久性的重要手段之一、通过试验得到的结果，可以指导设计、材料选择和工艺改进。
未来，随着材料和制造工艺的发展，底盘零件的疲劳试验分析将会更加精准和可靠。
航空器结构设计中的疲劳分析
航空器结构设计中的疲劳分析在航空领域，航空器的结构设计至关重要，而其中的疲劳分析更是确保飞行安全的关键环节。
疲劳失效是航空器结构在长期使用过程中常见的一种破坏形式，如果在设计阶段未能充分考虑疲劳因素，可能会导致严重的飞行事故。
要理解航空器结构设计中的疲劳分析，首先得明白什么是疲劳。
简单来说，疲劳就是材料在循环载荷作用下，经过一定次数的循环后，产生裂纹并逐渐扩展，最终导致结构破坏的现象。
对于航空器而言，其在飞行过程中会不断承受各种载荷的变化，比如起飞、降落时的冲击载荷，空中飞行时的气动载荷，以及发动机运转产生的振动载荷等。
这些载荷的反复作用，使得航空器结构很容易出现疲劳损伤。
在进行疲劳分析时，第一步是要确定航空器结构所承受的载荷类型和大小。
这需要对飞行任务、飞行姿态、飞行速度等多种因素进行详细的分析。
例如，飞机在起飞阶段，机翼承受的升力会大幅增加；在降落时，起落架则要承受巨大的冲击力。
通过各种先进的测量技术和计算方法，可以较为准确地获取这些载荷数据。
接下来，就是对材料的疲劳性能进行研究。
不同的材料具有不同的疲劳特性，因此在设计中要选择合适的材料。
同时，还需要考虑材料在制造过程中可能产生的缺陷，以及在使用过程中受到环境因素（如温度、湿度、腐蚀等）的影响。
为了获取材料的疲劳性能数据，通常会进行大量的实验，包括拉伸实验、疲劳实验等。
有了载荷数据和材料性能数据后，就可以运用各种疲劳分析方法来评估航空器结构的疲劳寿命。
常见的疲劳分析方法有基于应力的方法、基于应变的方法和基于断裂力学的方法等。
基于应力的方法相对简单，适用于高周疲劳的情况；基于应变的方法则更适用于低周疲劳；而基于断裂力学的方法可以更准确地预测裂纹的扩展情况。
在实际的航空器结构设计中，还需要考虑结构的细节设计对疲劳寿命的影响。
例如，结构中的拐角、孔、焊缝等部位，往往容易产生应力集中，从而加速疲劳裂纹的形成和扩展。
因此，在设计时需要对这些部位进行优化，采用圆滑过渡、增加加强筋等方式来降低应力集中程度。
Workbench中文讲义——疲劳分析
σ1/σ2=constant
在两个不同载荷工况间的交替变化； 交变载荷叠加在静载荷上； 非线性边界条件。
应力定义
考虑在最大最小应力值σmin和σmax作用下的比例载荷、恒定 振幅的情况：
应力范围Δσ定义为(σmax-σmin) 平均应力σm定义为(σmax+σmin)/2 应力幅或交变应力σa是Δσ/2 应力比R是σmin/σmax 当施加的是大小相等且方向相反的载荷时，发生的是对称循 环载荷。这就是σm=0，R=-1的情况。 当施加载荷后又撤除该载荷，将发生脉动循环载荷。这就是 σm=σmax/2，R=0的情况。
S-N曲线是通过对试件做疲劳测试得到的弯曲或轴向测试反映的是单轴 的应力状态，影响S-N曲线的因素很多，其中的一些需要的注意，如下：
因此，记住以下几点：一个部件通常经受多轴应力状态。如果疲劳数据 (S-N 曲线)是从反映单轴应力状态的测试中得到的，那么在计算寿命时就要 注意：（1）如何把结果和S-N曲线相关联的选择，包括多轴应力的选择； （2）双轴应力结果有助于计算在给定位置的情况。
几何模型
指定材料特性，包括S-N曲线；
定义接触区域(若采用的话)； 定义网格控制(可选的)； 包括载荷和支撑；
(设定)需要的结果，包括Fatigue tool；
求解模型； 查看结果。
Workbench中S-N曲线 在WB中可以通过打开材料编辑器
来定义S-N曲线。（一般每种材料 都有软件设置好的S-N曲线）
Linear——线性 Semi-Log——半对数曲线 Log-Log——双对数曲线
一般常用平均应力
可选择单一的S-N曲线。亦 可添加多重曲线
Workbench中S-N曲线
金属疲劳断裂与失效分析
辉纹类型
• 塑性辉纹
• 连续、一个方向弯曲 • 真空→不明显
• 脆性辉纹
• 裂纹沿解理平面扩展，尖端塑性变形很小。 • 辉纹+河流花样（与扩展方向一致）。 • 脆性材料或高强度塑性材料（腐蚀环境下）→容易出现。 • Fcc不发生解理→不出现脆性疲劳辉纹。
（2）轮胎花样
• 疲劳裂纹形成后→压应力作用→ 凸出硬质点（切变位移）→擦痕 • 压缩载荷→ 出现 • 与辉纹平行，不是疲劳本身形貌 • 低周疲劳容易出现。 • 压应力过大或过小→不出现
4、接触疲劳（磨损疲劳）
• 产生：循环接触压应力→局部剥落（滚动轴承、齿轮、车轮） • 特征
• 表面、次表面麻点；剥落 • 源区→疲劳台阶 • 辉纹因摩擦断续、不清楚 • 介于疲劳于磨损之间的破坏方式
• 影响因素 表面、夹杂、应力集中、润滑、载荷……
轴承滚道表面剥落
二、腐蚀疲劳
1、工作条件：腐蚀环境+交 变载荷
这种方式 • 低强度高塑性材料→大应力幅、加载速度快以此种方式 • 薄壁件→以此种方式
2、正断疲劳
• 正应力致断，初始裂纹与应力轴垂直
• 裂纹尖端→平面应变状态、 • 应力集中严重的面→出现
• 通常BCC材料裂纹扩展中、后期出现 • 高强度、低塑性、粗截面、小应力幅、低速加载、腐蚀环境、低
温→容易出现
塑性变形→韧窝 • 高强度钢、厚度大、脆性材料+应
力高
高应力作用（低周或高周瞬断区）的 韧窝+辉纹
判定
• 宏观与微观结合 • 工作状态 • 材料不同→特征有差异
源区
瞬断 区
失效分析案例
• 例：模锻机锤杆， 40Cr钢经调质，使用 一个月断裂
• 服役条件：工作时， 承受大压－小拉，但 并不绝对垂直，存在 附加的弯曲应力。
汽车零部件的疲劳失效分析
疲劳失效分析基础
疲劳失效的特征：载荷的影响
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疲劳失效断口图谱（举例）
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疲劳失效案例－轴类零件
作用：连接、传递扭矩、承受弯矩 受力：扭转、弯曲、接触应力
典型零件：曲轴 凸轮轴 变速箱二轴 、一轴 半轴 摇臂轴 轮毂轴 连通轴 各类连接轴、输出轴
特点：零件不同部位的受力要求相差很大， 需要在不同部位进行表面处理等手段。
典型零件： 后桥壳、车轮、轮毂轴管、半轴套管、传动轴 各类油管（不锈钢薄壁管、高压油管）、柱塞套
案例
柱塞套失效分析 燃油回油管
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疲劳失效案例－弹簧类零件
钢板弹簧 螺旋弹簧 扭力杆
钢板弹簧 服役条件：汽车悬架系统中的弹性元件，其作用主要有： 1. 传力作用。传递车桥与车架之间载荷。 2缓冲作用。缓冲来自车轮的冲击力。 3.导向作用。 当它在汽车上纵向安置并且一端与车架作固定铰链连接时，使车轮 按一定轨迹相对于车架和车身跳动。 工作中作用在钢板弹簧上的载荷主要有： 1.来自汽车车架的垂直压力以及由此产生的来自车桥的反向支承力。当车桥和车架 相互远离时，钢板弹簧所受的这一垂直载荷和变形逐渐减小，有时甚至会反向。 2.由于路面不平等原因引起的振动而对簧片产生的扭曲力。 3.钢板弹簧在载荷作用下变形时，各片之间相对滑动而产生的摩擦力与接触应力。
案例
42CrMo 螺栓 减振器螺栓
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案例
喷射泵联接轴 轮毂半轴 连通轴
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疲劳失效案例－杆类零件
作用：连接、承受弯矩或承受拉力 受力：单向或双向弯曲、部分零件存在接触应力 特点：形状复杂，多孔、多台阶等
大多要求调质处理 典型零件：前轴 横向稳定杆 直拉杆 变速器操纵 杆球头拉杆 转向节臂
案例
WORKBENCH疲劳分析指南
1、1 疲劳概述结构失效的一个常见原因就是疲劳,其造成破坏与重复加载有关。
疲劳通常分为两类:高周疲劳就是当载荷的循环(重复)次数高(如1e4 -1e9)的情况下产生的。
因此,应力通常比材料的极限强度低,应力疲劳(Stress-based)用于高周疲劳;低周疲劳就是在循环次数相对较低时发生的。
塑性变形常常伴随低周疲劳,其阐明了短疲劳寿命。
一般认为应变疲劳(strain-based)应该用于低周疲劳计算。
在设计仿真中,疲劳模块拓展程序(Fatigue Module add-on)采用的就是基于应力疲劳(stress-based)理论,它适用于高周疲劳。
接下来,我们将对基于应力疲劳理论的处理方法进行讨论。
1、2 恒定振幅载荷在前面曾提到,疲劳就是由于重复加载引起:当最大与最小的应力水平恒定时,称为恒定振幅载荷,我们将针对这种最简单的形式,首先进行讨论。
否则,则称为变化振幅或非恒定振幅载荷。
1、3 成比例载荷载荷可以就是比例载荷,也可以非比例载荷:比例载荷,就是指主应力的比例就是恒定的,并且主应力的削减不随时间变化,这实质意味着由于载荷的增加或反作用的造成的响应很容易得到计算。
相反,非比例载荷没有隐含各应力之间相互的关系,典型情况包括:σ1/σ2=constant在两个不同载荷工况间的交替变化;交变载荷叠加在静载荷上;非线性边界条件。
1、4 应力定义考虑在最大最小应力值σmin与σmax作用下的比例载荷、恒定振幅的情况:应力范围Δσ定义为(σmax-σmin)平均应力σm定义为(σmax+σmin)/2应力幅或交变应力σa就是Δσ/2应力比R就是σmin/σmax当施加的就是大小相等且方向相反的载荷时,发生的就是对称循环载荷。
这就就是σm=0,R=-1的情况。
当施加载荷后又撤除该载荷,将发生脉动循环载荷。
这就就是σm=σmax/2,R=0的情况。
1、5 应力-寿命曲线载荷与疲劳失效的关系,采用的就是应力-寿命曲线或S-N曲线来表示:(1)若某一部件在承受循环载荷, 经过一定的循环次数后,该部件裂纹或破坏将会发展,而且有可能导致失效;(2)如果同个部件作用在更高的载荷下,导致失效的载荷循环次数将减少;(3)应力-寿命曲线或S-N曲线,展示出应力幅与失效循环次数的关系。
高周疲劳成组法
高周疲劳成组法高周疲劳成组法是一种用于评估材料高周疲劳性能的方法。
本文将从以下几个方面进行详细介绍：一、高周疲劳成组法的概述高周疲劳成组法是指在高频循环载荷作用下，通过对材料的断口形貌进行观察和分析，来评估材料的高周疲劳性能。
该方法主要适用于金属材料，尤其是强度较高的金属材料。
二、高周疲劳成组法的原理在高频循环载荷作用下，材料内部会产生微小裂纹，这些裂纹会不断扩展并最终导致断裂。
通过观察和分析材料的断口形貌，可以了解裂纹的扩展情况以及断裂模式，从而评估材料的高周疲劳性能。
三、高周疲劳成组法的实验步骤1. 材料制备：选择符合标准要求的金属材料，在机械加工设备上加工成试件。
2. 实验装置：将试件固定在实验机上，在规定载荷下进行循环加载。
3. 断口制备：在试件断裂后，使用金相显微镜对断口进行观察，并进行切割、抛光等处理。
4. 断口观察：使用显微镜观察断口形貌，记录裂纹扩展的情况以及断裂模式。
5. 数据处理：根据实验数据和观察结果，评估材料的高周疲劳性能。
四、高周疲劳成组法的优缺点优点：1. 非常直观：通过观察材料的断口形貌，可以直接了解裂纹扩展情况和断裂模式。
2. 精度高：该方法可以精确地评估材料的高周疲劳性能。
3. 适用范围广：该方法适用于各种强度较高的金属材料。
缺点：1. 实验周期长：由于需要对每个试件进行多次循环加载和断口制备，因此实验周期较长。
2. 实验成本高：需要使用专业设备和仪器，并且需要经验丰富的技术人员进行操作，因此实验成本较高。
五、高周疲劳成组法在工程中的应用1. 材料选择：在工程中选择合适的材料时，可以通过高周疲劳成组法评估不同材料的高周疲劳性能，选择最合适的材料。
2. 设计优化：在设计过程中，可以通过高周疲劳成组法评估不同设计方案的高周疲劳性能，选择最优方案。
3. 故障分析：对于出现高周疲劳失效的零部件，可以通过高周疲劳成组法进行故障分析，找出失效原因并进行改进。
六、总结高周疲劳成组法是一种用于评估材料高周疲劳性能的方法，在工程中具有重要应用价值。
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发动机叶片高周疲劳失效分析090605 鲍海滨摘要：为了降低航空发动机叶片的高循环疲劳失效。
分析了导致高循环疲劳失效的原因、失效准则，以及一种研究材料多轴高周疲劳的新途径。
关键词：航空发动机叶片高循环疲劳失效1 引言航空发动机结构完整性和可靠性设计，对满足现代高性能航空发动机高推重比(高功质比)、高适用性、高可靠性、耐久性和低成本的要求起着至关重要的作用。
采用先进的气动设计和先进结构、新材料、新工艺是现代高性能航空发动机最重要的特征，而无论是先进的气动设计，还是先进的结构、材料和工艺，都必须建立在结构完整性和可靠性的基础上。
航空发动机结构完整性和可靠性方面的不足严重地制约着在研发动机的研制目标和周期。
在中国航空发动机研制过程中，科研人员最深刻的体会是，相对而言实现发动机性能指标的周期要短一些，也有一些有效的办法，而大量的结构完整性和可靠性问题特别是叶片断裂故障却显著地影响着发动机的质量和设计定型的周期。
导致叶片断裂失效的原因是多方面的[1，2]，根据不同的参考标准和参量，疲劳断裂二级失效模式如图1所示[3]据统计，在燃气涡轮发动机中，由高循环疲劳引发的事故约占总事故的25%。
因此，最大限度地降低航空发动机叶片高循环疲劳失效是最现实、亟待解决的任务。
根据频率根据应力大小根据温度穿晶型疲劳断裂沿晶型疲劳断裂剪切型疲劳断裂正断型疲劳断裂晶格型非晶格型机械疲劳断裂热疲劳断裂拉—压疲劳断裂弯曲疲劳断裂扭转疲劳断裂接触疲劳断裂低温疲劳断裂高温疲劳断裂机械疲劳断裂腐蚀疲劳断裂应力疲劳断裂应变疲劳断裂高周疲劳断裂低周疲劳断裂高频疲劳断裂低频疲劳断裂室温疲劳断裂图1 疲劳二级失效模式分类2 高周疲劳失效的影响因素2.1名义应力的影响很早的时候就确认名义应力会引起失效。
125年前Wohler[4]发现随着名义拉应力的增加引起失效的交变应力幅将随之减少。
后来Gerber[5]提出抛物线关系理论，即应力幅与名义应力间存在着抛物线关系，相应于零幅值交变应力的名义应力极限等于材料的拉伸极限。
Goodmen用对称交变应力和名义应力的线性关系代替抛物线关系增加了设计的安全裕度。
事实上，设计中很多有疲劳极限低于此直线值，Goodmen曲线实为一种保守设计。
Miller 用循环应力代替但相对屈服应力对这一理论作了另一种解释。
令人惊讶的是，这些理论中的关系式没有一条被试验验证。
而我们却已把这些理论广泛用于工程实际，因此使用诸如Goodmen这些保守理论并非有什么不合理。
还有一种情况我们引起注意，即压应力并不减少改变许用的交变载荷。
事实上，平均压应力常会增加疲劳强度，所以对于设计计算，疲劳强度考虑成与零平均应力的疲劳强度相一致。
2.2 表面光洁度疲劳裂纹主要生产在材料的自由表面，因此表面因素的性质举足轻重。
经机械加工的表面特性，我们考虑以下三种因素：（1）不规则的表面划伤或表面粗糙度（2）表层中有残余应力（3）塑性变形和材料表面的微观结构1）表面粗糙度机械加工表面的粗糙度可用轮廓度计量，一般表示为偏离中心线的平均值（CLA）现在常用Ra值表示，Ra 值的范围从0.25的研磨光洁度至7.5微米的车削光洁度。
比较车削或者粗研与细研或抛光表面，对碳钢，表面粗糙度使疲劳强度降低大约10～25% ，而对高强度钢，表面租糙度的影响更加明显。
2）残余应力喷丸能够改变零件的疲劳强度已经被证实。
由于它对表面光洁度影响不大，很明显喷丸的引入是增加表面残余压应力有良性作用。
所以表面残余应力状态对疲劳强度有重要改善。
3）塑性变形和微观结构微观结构影响材料的疲劳特性广为人知，晶粒大小的影响更为重要。
然而在大型转子的制造过程中，考察材料基体是否变异的渠道少得可怜，而结构的选择考虑常常依附于从锻造到如何加工至最后形状相联系的工艺难易程度。
2.3 尺寸、应力梯度由于设计引起的应力集中影响尺寸影响被说成一种或多种因素，但最为人们接受的是如下观点：1）应力梯度影响：很清楚对于有同样表面应力的转轴，直径大的则应力梯度小，一旦疲劳萌生于次表层的危险区域内，那么大型转轴刚处于非常高的名义应力水平，继而疲劳强度降低。
这种解释适用于没有拉一压状况。
2）概率影响：因为疲劳萌生于表面薄弱处而强度受表面面积影响，所以面积愈大，强度愈低。
不管平板试件的疲劳强度受尺寸影响的真实情况如何，人们都相信切口平板试件的疲劳强度与尺寸关系甚为密切，小试件的最高疲劳强度趋干平板无切口试件的强度。
最大试件的强度趋于深切口敏感状态的强度，即疲劳强度为σ/K t ，其中σ是无切口平板的疲劳强度，Kt 为应力集中系数。
2.4 环境影响人们在许多年前就知道环境是影响金属疲劳强度的重要因素。
其影响分为两类，其一是疲劳强度的变化不受材料表面严重的腐蚀影响；其二是强度变化由腐蚀或蚀点引起。
第二类情况很难用实验定量分析，因为腐蚀贯穿于试件寿命的始终，也即许多年，而一般疲劳试验几个小时就完成了。
另外，腐蚀疲劳的特性与空气中的试验不一样，它的S —N 曲线常常是趋于连续向下，甚至在108个循环下也是如此，即没有疲劳极限。
2.5 微动影响众所周知，微动使得材料的疲劳强度急剧下降，例如用En 26钢 ( 0 .43 C ，2.56 Ni ，0.62 Cr ，0.54 Mo )，热处理至强度极限为1043MPa ，发现其微动疲劳强度降至±32MPa ，即仅为拉伸极限的3.1 % ，或者说无微动棒的疲劳强度的 1/17 。
比较公允的事实是相对滑移幅在8～14x10-8 毫米的范围内时，疲劳强度下降最低。
3 高周疲劳失效准则1）Gough 准则的Lee 修正式[5](/)(/)A A a a R b S t + (1)其中A=2（1+BsinU ），Ra ，Sa 分别为分别为弯曲正应力幅和扭转应力幅， b 是指定寿命N 下的弯曲疲劳极限，t 是指定寿命N 下的剪切疲劳极限，U 为非比例加载时弯曲和扭转的相位差，B 为材料常数。
该准则在比例加载与非比例加载下均适用，比例加载条件下，Lee 修正式即Gough 准则。
2）Crossland 准则[6],,()H m H a K R R + (2)其中2121212,3(/,a K t f K t J =-=为应力偏量第二不变的幅值，,,H m H a R R ，分别为第一应力不变量的幅值和均值，2121t f ，分别为材料在对称扭转和弯曲时的疲劳强度。
该准则适用于2121/f t 的金属材料。
3）Mcdiarmid 准则[7](B)n max /t +/(2)a A f S R R ， （3）式中Sa ，n max R ，为临界面上的剪切应力幅和最大正应力，(B)t A 分别为出现拉伸(剪切)破坏时的剪切疲劳强度f R 为材料在拉伸时的疲劳强度。
通过对EN24T 钢的管状试件进行弯扭实验表明，该准则在比例和非比例两种情况下都适用。
4） Papadopoulos 准则[8]a max ,,H m H a A+（T ）（R +R ） （4）其中21max 21a a 21t ()3t f a T A C R S ⎡⎤===⎢⎣，，，分别为弯曲正应力幅和扭转应力幅，,,H m H a R ，R 分别为第一应力不变量的幅值和均值，2121t f ，分别为材料在对称扭转和弯曲的疲劳强度。
该准则适用于2121/f t 的金属材料。
5） Susmel 准则[9]**n m a x 21a 21*a 2R R S S S ⎡⎤+-⎢⎥⎣⎦， （5） 式中*a S 为最大剪应力平面上的剪切应力幅，*n max R ，为临界面上的最大正应力，21S 为扭转疲劳极限21R ，为拉伸疲劳极限。
该准则在比例加载与非比例加载下均适用。
6） Liu 准则[10]（6） 其中22121k 9/4[3(/f )]t =-， ac R ，ac S ，I 分别为临界面上的正应力幅、 剪应力幅、 静水应力幅。
21t ，21f 分别为材料在对称扭转和弯曲的疲劳强度。
该准则适用于2121/f t 的金属材料。
4 研究高周疲劳的方法目前，确定叶片的疲劳寿命，从应力疲劳的角度讲[11]，主要借助于应力一寿命的幂函数关 系或指数函数关系，从应变疲劳的角度讲，主要通过反映应变一寿命的Manson —coffi n 公式。
利用这些应力一寿命或应变一寿命关系，首先要确定叶片上的最大振动应力或最大振动应变[8]，通常采用粘贴在叶片上的电阻应变片来确定叶片上的最大振动应力或最大振动应变。
测量过程中， 要求贴片位于叶片最大振动应力部位，要做到这一点，事实上是十分困难的，因为，叶片振动时最大应力部位与所出现的叶片振型有关，与叶片所受的其它负荷引起的应力有关，同时旋转下的叶片合成应力，使得最大应力区有所改变，所以，测量结果很难准确地反映最大振动应力或最大振动应变。
如欲提高测试精度，只好在最大应力区多贴几片，逐点测量，观测其中最大值，显然这样做工作量太大。
另外，叶片振动过程中，其上应力一应变处于弹性、三轴状态，在这种情况下，前述应力一寿命或应变一寿命关系的适用性及精确性值得怀疑，为解决这些困难，提出了af 值( 叶尖振幅与叶片固有振动频率乘积)的概念，af 值能够反映叶片上的最大应力和最大应变，它的提出，一方面，解决了在叶片上寻找最大应力部位的困难，另一方面，测量低阶振动与高阶振动一样，都不需要寻求最大振动应力部位。
既然af 值反映了叶片上的最大振动应力和最大振动应变，它也一定与叶片疲劳寿命存在关系。
经过研究得到：1 ) 航空发动机压气机叶片振动状态下，af 值与叶片疲劳寿命 N 的关系为1c a f d b e N -=（）其中：b 、c 、d 是由试验确定的常数，它们不仅与叶片材料有关，而且还与叶片形状有关。
与传统的应力疲劳的数学模型相比，af 值与叶片疲劳寿命N 的关系既不是幂函数，也不是简单的指数函数。
2 ) a f 值与叶片疲劳寿命 N 的关系提供了确定叶片振动疲劳寿命的可能。
3 ) a f 值与叶片疲劳寿命 N 的关系提供了研究材料多轴高周疲劳行为的新途径。
5 结束语随着工业技术的发展，很多可能产生疲劳破坏的发动机叶片的设计寿命越来越高，因此，金属高周疲劳甚至超高范围疲劳成为一个值得关注的课题。
虽然在过去几十年已经展开了一些研究，但是所得到的结果和建立的理论还不能满足疲劳设计的需要。
6 参考文献[1] Wang WeiHua ， Wang R J ， Li F Y ， etal. Elastic constants and their pressure dependence of Zr 41Ti 14Cu 12. 5Ni 9Be 22.5C1bulk metallic glass. Applied Physics Letters ，1999，74(13) :1803~ 1805。