材料疲劳案例分析及设计.

飞机金属疲劳与交变载荷
• 在服役期间，飞机不断重复着起飞、飞行与降落这一过程，而 在每次起飞、飞行与降落过程中，飞机的结构都承受着各种各 样反复作用的疲劳载荷。这些疲劳载荷主要包括： • 1 跑道上颠簸的地面滑行载荷；飞 • 2 行中大气紊流(乱流)引起的“突风载荷”； • 3飞机作仰俯、偏航以及侧身等动作时的机动载荷； 4飞机着陆时的撞击载荷： 5气密座舱飞机舱内增压一卸压的所谓“地—空—地”循环载 • 这些载荷通常都比较小，不足以使飞机结构发生一次性断 裂，但它们日复一日，年复一年地作用在飞机上， 飞机结构中 的疲劳损伤便会在不知不觉中累积。一旦这种疲劳损伤累积到 一定程度，飞机的结构就会开裂，从而发生破坏，并最终诱发 空中解体。
da lg lg C m lg K dN
疲劳裂纹扩展速率
第一阶段低速率区 •材料的裂纹刚形成，因此应力 场强度因子低，使得裂纹尖端塑 性区尺寸小；
Paris等对A533钢在室温下，针对 R Kmin Kmax 0.1 的情况 收集了大量数据，总结除了著名的经验公式，帕里斯公式。
疲劳裂纹扩展速率
Paris（帕里斯）公式（1963年）
da m C （ K ） dN
K Kmax Kmin
C、m是材料常数，对于同一材料，m不随构件的形状和 载荷性质而改变，常数C与材料的力学性质（如 s 及硬 化指数等）、试验条件有关。 对数形式
波音747的疲劳开裂
• 事件回顾
• 2002年5月25日，中华航空611号班机为一架波音 747-209B型客机，由桃园国际机场前往香港国际 机场途中，因金属疲劳导致飞机在澎湖外海 35,000呎高空解体坠毁。206名乘客及19名机组 员无人生还。
原因追溯
• 1980年2月7日，该航机在香港启德机场曾因重落地损伤 到机尾蒙皮。 • 损伤到机尾后，华航仅用一块面积与受损蒙皮相若的铝版 覆盖该处（根据波音的维修指引，新蒙皮的面积须较受损 的大最少30%），并没有依波音所订的维修指引把整块蒙 皮更换，造成该地方累积了金属疲劳的现象。22年来，维 修人员没有察觉任何异常。 • 该处裂开后，造成空中失压解体。根据事故后回收的机身 残骸，该处裂痕至少长达90.5吋（约2.3米），而研究显 示在高空中飞机上的裂痕超过58吋（约1.5米）时就会有 结构崩毁的可能。
疲劳裂纹扩展的wenku.baidu.com念
承受结构或元件，由于交变载荷的作用，或者由于载荷 和环境侵蚀的联合作用，会产生微小的裂纹，裂纹将随着交 变载荷周次的增加或环境侵蚀时间的延长而逐渐扩展。随着 裂纹尺寸增大，结构或元件的剩余强度逐步减小，最后导致 断裂。
疲劳裂纹的萌生从宏观而言，总是起源于应力集中区、 高应变区、强度最弱的基体、结构拐角、加工切削裂焊缝、 腐蚀坑等区域。从微观而言可分为滑移带开裂、晶界开裂、 非金属夹杂（或第二相）与基体界面开裂三种机制。
材料疲劳及设计
报告内容
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疲劳破坏
• 钢材在连续反复荷载作用下，其应力虽然没有达到抗拉强度，甚至 还低于屈服强度时，也可能发生突然破坏，这种现象称为疲劳破坏。 钢材在疲劳破坏之前，没有明显的变形，是一种突然发生的脆性断裂 ，所以疲劳破坏属于反复荷载作用下的脆性破坏。 • 钢材的疲劳破坏是经过长时间的发展过程才出现的，其破坏过程 可分为三个阶段：裂纹的形成、裂纹缓慢扩展、最后迅速断裂而破坏 。钢材的疲劳破坏首先是由于钢材内部结构不均匀和应力分布不均匀 所引起的。应力集中可以使个别晶粒很快出现塑性变形及硬化，从而 大大降低钢材的疲劳强度。对于承受连续反复荷载的结构，设计时必 须考虑钢材的疲劳问题。 • 反复作用的荷载值不随时间变化，则在所有应力循环内的应力幅将保 持常量，称为常幅疲劳。若反复荷载作用下，应力循环内的应力随时 间随机变化，则称为变幅疲劳。
飞机金属疲劳与声疲劳
• 噪声源以压力波的形式带动周围的空气振动，将声波 向四周传播，当声波遇到飞机结构时，便会在结构上形成 声压。现代飞机的噪声源除了发动机外，还包括飞机的辅 助动力装置、航炮或火箭发射，以及机体附面层气流起伏 引起的飞行器结构振动等。 • 声疲劳同其他由于随机载荷而产生的疲劳破坏没有本 质上的区别。它同样可以使飞机的薄板结构因声致振动而 产生破坏；或引起铆钉松动、断裂、甚至飞掉；有时还会 引起蒙皮撕裂。这些故障都会影响飞机结构的完整性与安 全性。
疲劳裂纹扩展速率
疲劳裂纹扩展的定量表示用 ， N是交变应力的循 环次数增量，a 是相应的裂纹长度的增量。
a N 称为疲劳裂纹扩展速率，表示交变应力每循环一次裂
a da N 或 dN
纹长度的平均增量，它是裂纹长度a、应力幅度或应变幅度的 函数。 在低振幅下观察到
13107 cm / 次 ，而在高振幅下为 13102 cm / 次
飞机金属疲劳与腐蚀疲劳
• 统计数据表明，飞机结构中有半数以上的破坏形式与腐蚀 或腐蚀疲劳有关。 • 由于具有重量轻、强度好等优越性能的高强度铝合金 已成为航空领域中使用最为广泛的金属材料。然而从目前 对高强度铝合金腐蚀疲劳的研究成果来看，铝合金对腐蚀 引起的破坏是敏感的，腐蚀环境往往会使铝合金结构的疲 劳寿命大大缩短。
应变-疲劳寿命公式：
e p f (2 N f ) b f (2 N f ) c 2 2 2 E
应变-疲劳寿命曲线通常由一系列应变疲劳试验确定。
总应变幅值与疲劳寿命的关系示意图
• 弹性线与塑性线交点称为疲劳寿命转变点。 • 从图中可以看出，在短寿命高应变区，疲劳寿命 主要取决于 f ，因而提高材料的塑性有助于提高 疲劳抗力；而在长寿命低应变区，疲劳寿命主要 取决于弹性应变，提高强度 f ( f f )，则 在同样的应变幅下可延长寿命，或者，对于同样 的疲劳寿命，材料可经受更大的应力幅值。