弹塑性力学疲劳强度及设计.

本讲座主要介绍
金属疲劳的基本概念和一般规律。 疲劳失效的过程和机制。 介绍估算裂纹形成寿命的方法，以及延寿技术。
介绍一些疲劳研究的新成果。
循环应力 循环应力（疲劳应力）是指应力随时间呈周期性 的变化。
循环应力-时间图 ——应力历程
循环应力 稳定循环应力 不稳定循环应力 非规律性:如汽车的钢板弹簧 规律性:机床的主轴
脉动循环应力
σ m =σ
a ，R＝0
齿轮的齿根和某些压力容器受到这种脉动循环应力的作 用。
波动循环应力
σ m >σ
a ，0＜R＜1
飞机机翼下翼面、钢梁的下翼缘以及预紧螺栓等，均承 受这种循环应力的作用。
静（循环）应力
σ
a=0，R＝1
疲劳的分类 （1）按应力状态：弯曲疲劳、扭转疲劳、复合疲劳等； （2）按环境：腐蚀疲劳、热疲劳、接触疲劳等； （3）按循环周期：高周疲劳、低周疲劳； （4）按破坏原因：机械疲劳、腐蚀疲劳、热疲劳。 （5）按初始状态：无裂纹零件和裂纹零件的疲劳 疲劳的特点 （1）最大应力<σb，甚至<σs； （2）突然出现结构断裂； （3）对材料的缺陷十分敏感； （4）疲劳过程中显示出裂纹的萌生、扩展和断裂。
疲劳引起的大型灾难性事故 •1979年美国航空公司DG—10型三引擎巨型喷气 客机连接引擎与机翼的螺栓因金属疲劳折断，从 而导致引擎燃烧爆炸。机上273名乘客和机组人 员无一幸免。
疲劳引起的大型灾难性事故 1985年8月12日晚上7时许．日本航空公司的一架波音747宽 体客机，撞在群马县附近的山上，机上509名乘客和15名机 组人员仅4人获救外。其余52O人全部罹难，这是世界民航 史上单机发生的最大空难事件。
裂纹成核后的扩展过 程主要包括微观和宏观两 个裂纹扩展阶段。 整个疲劳过程是滑移 － 微观裂纹产生 － 微观 裂纹的连接 － 宏观裂纹扩 展直至断裂失效。
疲劳断口宏观形貌特征：

典型宏观疲劳断口 分为三个区域，疲 劳源或称疲劳核心、 疲劳裂纹扩展区和 瞬时断裂区；
三、疲劳宏观断口的特征
断口拥有三个形貌不同的区域：疲劳源、疲劳扩展 区、瞬时断裂区。 随材质、应力状态的不同，三个区的大小和位臵不 同。（表5-1） 1、疲劳源 裂纹的萌生地；裂纹处在亚稳扩展过程中。 由于应力交变，断面摩擦而光亮。 加工硬化。 随应力状态及应力大小的不同，可有一个或几个疲 劳源。
σ
不稳定循环应力
非规律性
t
σ
规律性
t
稳定循环应力 循环应力变化范围不变，即波形不变。波形通常是正 弦波，此外还有三角波以及其它波形。
循环应力-时间图 ——应力历程
稳定循环应力
循环应力的特征参数： ●应力幅σ a或应力范围（应力幅度）Δ σ
σ a=Δ σ /2=(σ max-σ min)/2, σ max和σ min分别为循环最大应力和循环最小应力； ●平均应力σ m σ m＝(σ max+σ min)／2
专题： 疲劳与断裂
主要的失效形式
断裂、磨损和腐蚀。 缓慢的过程 突变行为
断裂
静态断裂 动态断裂
疲劳断裂 冲击断裂
金属在循环载荷作用下，即使所受的应力低于屈服
强度，也会发生断裂，这种现象称为疲劳。
在汽车上，大约有90%以上零件的失效可归结为疲 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可能会造成很大的经济以 至生命的损失。
●应力比（循环特性）R
R=σ
min
来自百度文库
/σ
max
循环应力分为下列几种典型情况： 对称循环应力
σ
m=0，R＝-1。
大多数轴类零件，通常受到对称循环应力的作用。
不对称循环应力
σ
m≠0，R＝-1。
不对称拉伸平均应力循环应力 0，-1＜R＜0。 大拉小压循环。比较常见的不对称循环应力
σ
m＞
不对称压缩平均应力循环应力 0＜σ m＜σ a，-1＜R＜0 结构中某些支撑件受到这种循环应力-大拉小压的作用 。
疲劳引起的大型灾难性事故 •1998年德国一列高速列车在行驶中突然出轨。 事故是因为一节车厢的车轮内部疲劳断裂而引起， 导致了近50年来德国最惨重铁路事故的发生。
疲劳引起的大型灾难性事故 2002年华航CI611飞机由于金属疲劳，造成空中 解体，造成机上225名旅客及机员全部罹难。
具体目的： ▲ 精确地估算机械结构的零构件的疲劳寿命，简称定 寿，保证在服役期内零构件不会发生疲劳失效； ▲ 采用经济而有效的技术和管理措施以延长疲劳寿命 ，简称延寿，从而提高产品质量。
=104 低周疲劳 高周疲劳
s－N 疲劳曲线
疲劳失效机理： 金属零件疲劳断裂 实质上是一个累计损 伤过程。大体可划分 为滑移、裂纹成核、 微观裂纹扩展、宏观 裂纹扩展、最终断裂 几个过程。
疲劳裂纹的萌生：


在交变载荷下，金属零件表 面产生不均匀滑移、金属内 的非金属夹杂物和应力集中 等均可能是产生疲劳裂纹核 心的策源地。 滑移带随着疲劳的进行逐步 加宽加深，在表面出现挤出 带和挤入槽，这种挤入槽就 是疲劳裂纹策源地。另外金 属的晶界及非金属夹杂物等 处以及零件应力集中的部位 （台阶、尖角、键槽等）均 会产生不均匀滑移，最后也 形成疲劳裂纹核心。
对飞机残骸的分析和同“黑匣子”记录仪进行对照后 ，飞机起飞12分钟后，发生了“异常的冲击”’，同时， 压力隔板损坏，飞机密封性能的破坏使机舱内急剧减低压 力；导致飞机垂直尾翼损坏并在空中分解。 事故分析发现，这架飞机几年前发生过小失事，飞机 尾舷材料疲劳而损坏过，检修工作进行得很马虎，在没有 彻底排除病根的情况下就算检修完毕，并交付使用。这次 飞行，由于高度上升过程的速度快，机舱内外的气压发生 急剧变化，机舱内空气压缩机受到的压力比机舱外大得多 。于是，这一装置在一个临界时刻承受不了这种压力，使 液压系统受损，导致强大的气流吹进垂直尾翼内，使升降 航和方向航失去控制，尾翼上部和方向舵在一瞬间被撕裂 而坠落。
疲劳裂纹的扩展：



在没有应力集中的情况下， 疲劳裂纹的扩展可分为两个 阶段； ⑴在交变应力的作用下，裂 纹从金属材料的表面上的滑 移带、挤入槽或非金属夹杂 物等处开始，沿着最大切应 力方向（和主应力方向成 40°角）的晶面向内扩展。 扩展速度慢，如没有应力集 中，直接进入第二阶段。 ⑵改变方向，沿着与正应力 相垂直的方向扩展，扩展途 径穿晶并速度很快