疲劳裂纹扩展与寿命计算
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静载荷情况
c K1 K1c (或Kc ) c K1 K1c (或Kc )
不会破坏 脆性断裂
交变载荷情况
a ac 裂纹缓慢扩展
a ac 裂纹失稳扩展，构件破坏
下午3时34分43秒
13
疲劳裂纹的亚临界扩展 14
• 疲劳裂纹的亚临界扩展
– 裂纹在交变应力作用下，由初始长度a0扩展到 临界长度ac的这一段扩展过程
• 疲劳裂纹萌生机理的三种可能：
表面滑移带开裂
夹杂物与基体相界面分离或夹杂物本身断
裂 下午3时34分43秒
8
2 疲劳失效过程与机制
1 • 长期循环应力 2 • 循环滑移带 3 • 集中分布局部薄弱
4 • 滑移带宽度随循环次数增加
5 • 位错的塞积和交割
6 • 微裂纹形成
下午3时34分43秒
滑移带开裂产生裂纹 9
at root of crack,
calculated from max stress
minus minimum stress.
C and m are material constants
20
Values of C and m for Crack Growth Eqn.
Material
c
m
下午3时34分43秒
3
参考资料
飞机结构疲劳强度与断裂分析
杜洪增编 中国民航出版社
断裂力学及其工程应用
李庆芬主编 哈尔滨工程大学出版社
材料的力学性能
郑修麟编
西北工业大学出版社
下午3时34分43秒
4
1 含裂纹结构的安全性
疲劳裂纹研究的目的——
定寿：精确地估算机械结构的零构件的疲劳寿 命，保证在服役期内零构件不会发生疲劳 失效。
沿主滑移系，以纯剪切方式向内 扩展；扩展速率仅0.1μm数量级。 第二阶段
在da/dN的II区。晶界的阻碍作 用，使扩展方向逐渐垂直于主应 力方向；扩展速率μm级；可以穿 晶扩展。形成疲劳条纹
下午3时34分43秒
11
2 疲劳失效过程与机制
下午3时34分43秒
塑性钝1化2 模型
对于一个含3有疲表劳面裂初始纹裂的纹亚（临长界度扩为展a0）的构件：
2 疲劳失效过程与机制
晶界处 产生应 力集中
位错的 运动受
阻
晶界的 存在
晶粒的 不同取 向性
预防——从晶界萌
生裂纹来看，凡使 晶界强化、净化和 细化晶粒的因素， 均能抑制晶界裂纹 形成，提高疲劳抗 力。
相界面开裂产生裂纹
下午3时34分43秒
10
2 疲劳失效过程与机制
裂纹扩展的两个阶段 第一阶段
– 影响稍小
• 第Ⅲ区域
– 影响显著
下午3时34分43秒
4.1 应力比与平均应力的影响
• 平均m 应 力 m的ax影响 min 1 R a max min 1 R
m
1 1
R R
a
续发生了一千多起断裂事故。其中238艘完全毁
坏；
下午3时34分43秒
Leabharlann Baidu
2
英国“de Haviland”公司在1952年研制的旅客机
本讲内容
1 含裂纹结构的安全性
2 疲劳失效过程与机制
3 疲劳裂纹的亚临界扩展
4 影响疲劳裂纹扩展的因素
5 疲劳裂纹扩展寿命计算
6 延缓裂纹形成寿命的技术
下午3时34分43秒
21
4 影响疲劳裂纹扩展的因素 • 影响疲劳裂纹扩展的因素
– 应力强度因子变程
• 最重要、最基本
– 应力比 – 平均应力 – 高载峰值 – 加载频率 – 温度 – 环境介质
下午3时34分43秒
22
4.1 应力比与平均应力的影响
23
• 应力比的影响 随应力比R↑而↑
• 第Ⅰ区域
– R↑，门槛值↓
• 第KⅡth 区域K*th (1 R)n
下午3时34分43秒
17
3.2 Paris公式
18
疲劳裂纹扩展是受裂纹尖端弹性应力强度因子变程 K
控制的： da c(K )n dN
式中c、n是与试验条件（环境、加载频率、温度和应力比R等）有关的材料 常数，对于绝大多数金属材料，n = 2 ~ 4。 为应力强度因子幅度，其定 义为
KI
Paris公式表明K：I 疲K劳I,m裂ax纹扩K展I,mi是n 由裂(纹I,m尖ax端弹I,性min应) 力强a 度因子的变化幅度
金属结构材料 TD1
疲劳裂纹扩展与寿命计算
航空工程学院 郭巧荣
qiaorongguo@yahoo.cn
下午3时34分43秒
1
绪论
自第二次世界大战以来，随着高强度材料和大型 结构的广泛应用，一些按传统强度和常规设计方 法设计、制造并经严格检验合格的产品，先后发 生了不少灾难性断裂事故。
二战期间，1943~1947年美国5000余艘焊接船连
延寿：采用经济而有效的技术和管理措施延长 疲劳寿命
下午3时34分43秒
5
• 飞机结构的1使含用裂寿纹命结构的安全性
– 疲劳裂纹形成寿命
• 由微观缺陷发展到宏观可检裂纹所对应的寿命 • 由疲劳理论的方法给以确定
– 疲劳裂纹扩展寿命
• 宏观可检裂纹扩展到临界裂纹而发生破坏这段区间的 寿命
• 用断裂力学方法确定
所控制的。
下午3时34分43秒
3.3 疲劳裂纹亚临界扩展规律
19
• 高周疲劳的裂纹亚临界扩展规律：三个分区
下午3时34分43秒
3.3 疲劳裂纹亚临界扩展规律
下午3时34分43秒
Where
a = crack length
N = no. of cycles △KI = range of stress intensity
• 计算结构裂纹扩展寿命的意义
– 即使循环应力水平远低于材料的疲劳极限，裂纹 也可能扩展，并最终导致灾难性的破坏
下午3时34分43秒
6
2 疲劳失效过程与机制
疲劳裂纹的萌生
疲劳裂纹的亚稳扩展
下午3时34分43秒
失稳扩展断裂
疲劳失效过程示意图
7
2.1 疲劳裂纹萌生过程及机理
• 宏观疲劳裂纹是由微观裂纹的形成、长大 及联接而成的。 将0.05~0.1mm的裂纹确定为疲劳裂纹核， 以此确定疲劳裂纹萌生期
下午3时34分43秒
3.1 疲劳裂纹扩展速率 • 在交变载荷作用下，裂纹长度a随交变载荷循
环数N的增加而加大
• 裂纹扩展速率是裂纹扩展的一个量度
– 预测疲劳裂纹扩展寿命 – 估算裂纹检查间隔
下午3时34分43秒
15
3.1 疲劳裂纹扩展速率 • CCT试件的测试结果
下午3时34分43秒
16
3.1 疲劳裂纹扩展速率的计算 裂纹增长，KI增大
c K1 K1c (或Kc ) c K1 K1c (或Kc )
不会破坏 脆性断裂
交变载荷情况
a ac 裂纹缓慢扩展
a ac 裂纹失稳扩展，构件破坏
下午3时34分43秒
13
疲劳裂纹的亚临界扩展 14
• 疲劳裂纹的亚临界扩展
– 裂纹在交变应力作用下，由初始长度a0扩展到 临界长度ac的这一段扩展过程
• 疲劳裂纹萌生机理的三种可能：
表面滑移带开裂
夹杂物与基体相界面分离或夹杂物本身断
裂 下午3时34分43秒
8
2 疲劳失效过程与机制
1 • 长期循环应力 2 • 循环滑移带 3 • 集中分布局部薄弱
4 • 滑移带宽度随循环次数增加
5 • 位错的塞积和交割
6 • 微裂纹形成
下午3时34分43秒
滑移带开裂产生裂纹 9
at root of crack,
calculated from max stress
minus minimum stress.
C and m are material constants
20
Values of C and m for Crack Growth Eqn.
Material
c
m
下午3时34分43秒
3
参考资料
飞机结构疲劳强度与断裂分析
杜洪增编 中国民航出版社
断裂力学及其工程应用
李庆芬主编 哈尔滨工程大学出版社
材料的力学性能
郑修麟编
西北工业大学出版社
下午3时34分43秒
4
1 含裂纹结构的安全性
疲劳裂纹研究的目的——
定寿：精确地估算机械结构的零构件的疲劳寿 命，保证在服役期内零构件不会发生疲劳 失效。
沿主滑移系，以纯剪切方式向内 扩展；扩展速率仅0.1μm数量级。 第二阶段
在da/dN的II区。晶界的阻碍作 用，使扩展方向逐渐垂直于主应 力方向；扩展速率μm级；可以穿 晶扩展。形成疲劳条纹
下午3时34分43秒
11
2 疲劳失效过程与机制
下午3时34分43秒
塑性钝1化2 模型
对于一个含3有疲表劳面裂初始纹裂的纹亚（临长界度扩为展a0）的构件：
2 疲劳失效过程与机制
晶界处 产生应 力集中
位错的 运动受
阻
晶界的 存在
晶粒的 不同取 向性
预防——从晶界萌
生裂纹来看，凡使 晶界强化、净化和 细化晶粒的因素， 均能抑制晶界裂纹 形成，提高疲劳抗 力。
相界面开裂产生裂纹
下午3时34分43秒
10
2 疲劳失效过程与机制
裂纹扩展的两个阶段 第一阶段
– 影响稍小
• 第Ⅲ区域
– 影响显著
下午3时34分43秒
4.1 应力比与平均应力的影响
• 平均m 应 力 m的ax影响 min 1 R a max min 1 R
m
1 1
R R
a
续发生了一千多起断裂事故。其中238艘完全毁
坏；
下午3时34分43秒
Leabharlann Baidu
2
英国“de Haviland”公司在1952年研制的旅客机
本讲内容
1 含裂纹结构的安全性
2 疲劳失效过程与机制
3 疲劳裂纹的亚临界扩展
4 影响疲劳裂纹扩展的因素
5 疲劳裂纹扩展寿命计算
6 延缓裂纹形成寿命的技术
下午3时34分43秒
21
4 影响疲劳裂纹扩展的因素 • 影响疲劳裂纹扩展的因素
– 应力强度因子变程
• 最重要、最基本
– 应力比 – 平均应力 – 高载峰值 – 加载频率 – 温度 – 环境介质
下午3时34分43秒
22
4.1 应力比与平均应力的影响
23
• 应力比的影响 随应力比R↑而↑
• 第Ⅰ区域
– R↑，门槛值↓
• 第KⅡth 区域K*th (1 R)n
下午3时34分43秒
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3.2 Paris公式
18
疲劳裂纹扩展是受裂纹尖端弹性应力强度因子变程 K
控制的： da c(K )n dN
式中c、n是与试验条件（环境、加载频率、温度和应力比R等）有关的材料 常数，对于绝大多数金属材料，n = 2 ~ 4。 为应力强度因子幅度，其定 义为
KI
Paris公式表明K：I 疲K劳I,m裂ax纹扩K展I,mi是n 由裂(纹I,m尖ax端弹I,性min应) 力强a 度因子的变化幅度
金属结构材料 TD1
疲劳裂纹扩展与寿命计算
航空工程学院 郭巧荣
qiaorongguo@yahoo.cn
下午3时34分43秒
1
绪论
自第二次世界大战以来，随着高强度材料和大型 结构的广泛应用，一些按传统强度和常规设计方 法设计、制造并经严格检验合格的产品，先后发 生了不少灾难性断裂事故。
二战期间，1943~1947年美国5000余艘焊接船连
延寿：采用经济而有效的技术和管理措施延长 疲劳寿命
下午3时34分43秒
5
• 飞机结构的1使含用裂寿纹命结构的安全性
– 疲劳裂纹形成寿命
• 由微观缺陷发展到宏观可检裂纹所对应的寿命 • 由疲劳理论的方法给以确定
– 疲劳裂纹扩展寿命
• 宏观可检裂纹扩展到临界裂纹而发生破坏这段区间的 寿命
• 用断裂力学方法确定
所控制的。
下午3时34分43秒
3.3 疲劳裂纹亚临界扩展规律
19
• 高周疲劳的裂纹亚临界扩展规律：三个分区
下午3时34分43秒
3.3 疲劳裂纹亚临界扩展规律
下午3时34分43秒
Where
a = crack length
N = no. of cycles △KI = range of stress intensity
• 计算结构裂纹扩展寿命的意义
– 即使循环应力水平远低于材料的疲劳极限，裂纹 也可能扩展，并最终导致灾难性的破坏
下午3时34分43秒
6
2 疲劳失效过程与机制
疲劳裂纹的萌生
疲劳裂纹的亚稳扩展
下午3时34分43秒
失稳扩展断裂
疲劳失效过程示意图
7
2.1 疲劳裂纹萌生过程及机理
• 宏观疲劳裂纹是由微观裂纹的形成、长大 及联接而成的。 将0.05~0.1mm的裂纹确定为疲劳裂纹核， 以此确定疲劳裂纹萌生期
下午3时34分43秒
3.1 疲劳裂纹扩展速率 • 在交变载荷作用下，裂纹长度a随交变载荷循
环数N的增加而加大
• 裂纹扩展速率是裂纹扩展的一个量度
– 预测疲劳裂纹扩展寿命 – 估算裂纹检查间隔
下午3时34分43秒
15
3.1 疲劳裂纹扩展速率 • CCT试件的测试结果
下午3时34分43秒
16
3.1 疲劳裂纹扩展速率的计算 裂纹增长，KI增大