飞机结构设计-
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疲劳破坏的曲线特征
Sa
S Nf K
m a
mlgSa lgN f lgK
σ
-1
疲劳强度
短寿命段 低周疲劳
104
中长寿命 高周疲劳
10 7
N
疲劳极限区
应力降低一个量级,寿命可上升几个量级！
2018/11/10 10
3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
疲劳曲线的基本规律
循环比R的影响：Sa 不变， R , N f ; Smax 不变，R , N f
Sm Sa
R
恒幅疲劳载荷的平均值 S m
2018/11/10
8
3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
仅2个参数独立,常用（Smax，R）,( Sa ,R )
S min 1(对称 ) R S max （脉冲） 0
2018/11/10
9
3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
2.S-N曲线和疲劳极限
2018/11/10
16
3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
一、安全寿命估算方法
（1）设计使用载百度文库谱
载荷谱： 飞机在整个使用过程中结构承受载荷随时 间变化的历程 根据大量实测的疲劳载荷及其时间历程，再经过 统计分析和简化即得疲劳载荷谱，这个谱一般用 飞机的重心载荷系数与作用次数来表征 ——重心过载谱
中长寿命一般分散性服从Log-Normal 分布
2018/11/10 11
3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
3.疲劳性能的若干影响因素
（1）疲劳载荷特征 1）Sm一定， Sa↑，N↓
2）Sa一定， R↑，Sm ↑
3）Smax一定， R↑， Sa ↓，Sm ↑，N ↑
（2）分散性:(内因：材料微观缺陷, 外因：载荷变程)
宏观裂纹扩展机理 裂尖滑移形变 新生裂纹面 钝化
锐化(形成Δa)
宏观稳定扩展 失速段扩展
2018/11/10
da 10 6 ~ 10 4 dN
da 10 3 ~ 10 2 dN
6
3.3.1 疲劳破坏的特征与形成机理
疲劳断口形貌特征
形核区(疲劳源区，呈圆形、亮泽)； 扩展区(明显的疲劳条纹)； 瞬断区(粗糙,剪切唇)。
4
2018/11/10
3.3.1 疲劳破坏的特征与形成机理
2. 疲劳裂纹形成机理
内因：微裂纹形成于微观应力集中处(粗糙表面、表面划痕、 材料缺陷、内部夹杂、结构缺口） 主观条件：微塑性形变循环累积； 新生表面挤出、挤入导致微裂纹生 成。（几个 m ）
2018/11/10
5
3.3.1 疲劳破坏的特征与形成机理
剩余强度变化特征
σ
σ
b
剩
剩余强度下降梯度 过大，结构不能继 续使用。
2018/11/10
a0
acr
a
7
3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
1.恒幅疲劳载荷
Smax 恒幅疲劳载荷的最大值
S min
五个描 述参数
恒幅疲劳载荷的最小值（谷值）
S min S max 2 S max S min S 恒幅疲劳载荷的幅值 a 2 S min R 恒幅疲劳载荷的载荷比 S max
2018/11/10
Sa
K t小 K t大
N
2018/11/10 13
3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
有效应力集中系数Kf： K f
光滑试件的疲劳强度 缺口试样的疲劳强度
2018/11/10
14
3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
（4）尺寸效应 1）尺寸不同应力梯度不同，大尺寸零件的高应力区 域大，产生疲劳裂纹的概率大 2）大尺寸零件包含了更多可能产生疲劳裂纹的不利 因素（材料不均匀性、内部缺陷、各向异性等）
（1988，Boeing737空中解体； 2002年Boeing747空中解体）
2018/11/10
3
3.3.1 疲劳破坏的特征与形成机理
一、疲劳破坏的基本问题与机理
1. 疲劳破坏的基本特征
发生源于结构的孔边细节处； 反复交变载荷 S, S < b 过程的潜伏性(无明显破坏前兆, 无明显塑性变形)； 过程结束的突发性； 过程的阶段特征,孕育→扩展→破断； 局部特性(发生在结构细节处)； 分散性(什么时间发生并不确切)。
3.3 安全寿命设计
安全寿命：
是指结构构件发生宏观可见裂纹时的飞机使用期限
结构的疲劳破坏
飞机在整个服役周期内，要经历大量的交变载荷反复 作用，这将导致结构体内的缺陷发展，发生裂纹的汇集 与生长，最终导致结构的撕裂破坏。
2018/11/10
1
3.3 安全寿命设计
反复载荷的大小、次数以及结构对缺陷的敏感程 度等有关（物理微观本质更复杂）。
f lg N 1 2 lg N lg N lg N 2 exp 2 lg N
中长寿命一般分散性服从Log-Normal 分布
2018/11/10 12
3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
（3）应力集中
以应力集中系数 Kt 表征结构参数; S ～ N曲线规律类同，但分散性更小 (应力集中);
2018/11/10
2
3.3 安全寿命设计
结构全寿命周期内要承受复杂的随机载荷（小于最大 破坏载荷）作用，结构构件在微观缺陷上生长发展（损伤 积累），导致结构构件的实际承载能力下降（安全隐患）， 可能发生猝不及防的灾难性事故（疲劳破坏）。设计上必 须予以评估并防止此类破坏形式的发生。
据统计，二战后仅英美两国民用飞机就发生20余起疲劳失事； 近年来，仍时有发生。
均值 Sm 的影响：Sa , N f ; Sm , N f 分散性:(内因：材料微观缺陷, 外因：载荷变程)
f lg N 1 2 lg N lg N lg N 2 exp 2 lg N
3）加工硬化：硬化↑，疲劳极限↑；然而尺寸↑硬化↓， 疲劳极限↓
4）表面加工：表面加工质量↑，疲劳强度↑
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3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
（5）其他影响因素 1）温度 2）热处理方法与工艺 3）冷作硬化和残余应力 4）过度的强迫装配。（干涉配合、钉孔挤压强化等） 5）载荷的作用顺序 6）噪音环境 7）腐蚀环境
Sa
S Nf K
m a
mlgSa lgN f lgK
σ
-1
疲劳强度
短寿命段 低周疲劳
104
中长寿命 高周疲劳
10 7
N
疲劳极限区
应力降低一个量级,寿命可上升几个量级！
2018/11/10 10
3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
疲劳曲线的基本规律
循环比R的影响：Sa 不变， R , N f ; Smax 不变，R , N f
Sm Sa
R
恒幅疲劳载荷的平均值 S m
2018/11/10
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3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
仅2个参数独立,常用（Smax，R）,( Sa ,R )
S min 1(对称 ) R S max （脉冲） 0
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3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
2.S-N曲线和疲劳极限
2018/11/10
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3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
一、安全寿命估算方法
（1）设计使用载百度文库谱
载荷谱： 飞机在整个使用过程中结构承受载荷随时 间变化的历程 根据大量实测的疲劳载荷及其时间历程，再经过 统计分析和简化即得疲劳载荷谱，这个谱一般用 飞机的重心载荷系数与作用次数来表征 ——重心过载谱
中长寿命一般分散性服从Log-Normal 分布
2018/11/10 11
3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
3.疲劳性能的若干影响因素
（1）疲劳载荷特征 1）Sm一定， Sa↑，N↓
2）Sa一定， R↑，Sm ↑
3）Smax一定， R↑， Sa ↓，Sm ↑，N ↑
（2）分散性:(内因：材料微观缺陷, 外因：载荷变程)
宏观裂纹扩展机理 裂尖滑移形变 新生裂纹面 钝化
锐化(形成Δa)
宏观稳定扩展 失速段扩展
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da 10 6 ~ 10 4 dN
da 10 3 ~ 10 2 dN
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3.3.1 疲劳破坏的特征与形成机理
疲劳断口形貌特征
形核区(疲劳源区，呈圆形、亮泽)； 扩展区(明显的疲劳条纹)； 瞬断区(粗糙,剪切唇)。
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3.3.1 疲劳破坏的特征与形成机理
2. 疲劳裂纹形成机理
内因：微裂纹形成于微观应力集中处(粗糙表面、表面划痕、 材料缺陷、内部夹杂、结构缺口） 主观条件：微塑性形变循环累积； 新生表面挤出、挤入导致微裂纹生 成。（几个 m ）
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3.3.1 疲劳破坏的特征与形成机理
剩余强度变化特征
σ
σ
b
剩
剩余强度下降梯度 过大，结构不能继 续使用。
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acr
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3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
1.恒幅疲劳载荷
Smax 恒幅疲劳载荷的最大值
S min
五个描 述参数
恒幅疲劳载荷的最小值（谷值）
S min S max 2 S max S min S 恒幅疲劳载荷的幅值 a 2 S min R 恒幅疲劳载荷的载荷比 S max
2018/11/10
Sa
K t小 K t大
N
2018/11/10 13
3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
有效应力集中系数Kf： K f
光滑试件的疲劳强度 缺口试样的疲劳强度
2018/11/10
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3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
（4）尺寸效应 1）尺寸不同应力梯度不同，大尺寸零件的高应力区 域大，产生疲劳裂纹的概率大 2）大尺寸零件包含了更多可能产生疲劳裂纹的不利 因素（材料不均匀性、内部缺陷、各向异性等）
（1988，Boeing737空中解体； 2002年Boeing747空中解体）
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3.3.1 疲劳破坏的特征与形成机理
一、疲劳破坏的基本问题与机理
1. 疲劳破坏的基本特征
发生源于结构的孔边细节处； 反复交变载荷 S, S < b 过程的潜伏性(无明显破坏前兆, 无明显塑性变形)； 过程结束的突发性； 过程的阶段特征,孕育→扩展→破断； 局部特性(发生在结构细节处)； 分散性(什么时间发生并不确切)。
3.3 安全寿命设计
安全寿命：
是指结构构件发生宏观可见裂纹时的飞机使用期限
结构的疲劳破坏
飞机在整个服役周期内，要经历大量的交变载荷反复 作用，这将导致结构体内的缺陷发展，发生裂纹的汇集 与生长，最终导致结构的撕裂破坏。
2018/11/10
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3.3 安全寿命设计
反复载荷的大小、次数以及结构对缺陷的敏感程 度等有关（物理微观本质更复杂）。
f lg N 1 2 lg N lg N lg N 2 exp 2 lg N
中长寿命一般分散性服从Log-Normal 分布
2018/11/10 12
3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
（3）应力集中
以应力集中系数 Kt 表征结构参数; S ～ N曲线规律类同，但分散性更小 (应力集中);
2018/11/10
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3.3 安全寿命设计
结构全寿命周期内要承受复杂的随机载荷（小于最大 破坏载荷）作用，结构构件在微观缺陷上生长发展（损伤 积累），导致结构构件的实际承载能力下降（安全隐患）， 可能发生猝不及防的灾难性事故（疲劳破坏）。设计上必 须予以评估并防止此类破坏形式的发生。
据统计，二战后仅英美两国民用飞机就发生20余起疲劳失事； 近年来，仍时有发生。
均值 Sm 的影响：Sa , N f ; Sm , N f 分散性:(内因：材料微观缺陷, 外因：载荷变程)
f lg N 1 2 lg N lg N lg N 2 exp 2 lg N
3）加工硬化：硬化↑，疲劳极限↑；然而尺寸↑硬化↓， 疲劳极限↓
4）表面加工：表面加工质量↑，疲劳强度↑
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3.3.3 安全寿命估算方法与步骤
（5）其他影响因素 1）温度 2）热处理方法与工艺 3）冷作硬化和残余应力 4）过度的强迫装配。（干涉配合、钉孔挤压强化等） 5）载荷的作用顺序 6）噪音环境 7）腐蚀环境