结构疲劳与断裂

结构/构件强度的控制参量是应力。
工作应力： σ 构件在实际工作载荷作用下可能的最大应力。
( 由力学分析计算得到 )
极限应力： σs 、 σb 材料可以承受的强度指标。 延性材料： σs ； 脆性材料： σb ( 通过材料力学性能的实验得到 )
强度判据：
( 作用力 ≤ 抗力 )
结构或构件的工作应力≤ 材料的极限应力
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疲劳与断裂
六. 金属的高温疲劳
七. 应力强度因子及断裂失效控制
八. 弹塑性断裂力学基础 九. 疲劳裂纹扩展
Fracture mechanics
十. 疲劳与断裂中的其他问题
(扭转疲劳试验；三点弯ຫໍສະໝຸດ Baidu试验)
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主要控制参量： σa，重要影响参量：R 频率 和 波形的影响。
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频率 (f=N/t)
f=100Hz, t=100h, N=ft=3.6 107 (次循环)
波形
σ
σ
σ
σ R= -1
0
t
σmax=-σmin
对称循环
σ
0
t0
t0
t0
t
三角波
正弦波
矩形波
控制疲劳强度、断裂强度的是什么？ 工程设计中如何预防或预测疲劳断裂？
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疲劳与断裂
一. 材料的疲劳特性
introduction
二. 疲劳破坏特征及断口分析
三. 应力疲劳
四. 疲劳应用统计学基础 五. 应变疲劳
Crack initiation
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第一章 材料的疲劳特性
1.1 什么是疲劳？ 1.2 疲劳断裂破坏的严重性 1.3 材料的疲劳现象 1.4 抗疲劳设计方法 1.5 疲劳问题研究方法
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1.1 什么是疲劳？
在某点或某些点承受扰动应力（fluctuating stresses），且在足够多的循环扰动作用之后形 成裂纹或完全断裂的材料中所发生的局部永久 结构变化的发展过程，称为疲劳。
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第一章 材料的疲劳特性
1.1 什么是疲劳？ 1.2 疲劳断裂破坏的严重性 1.3 材料的疲劳现象 1.4 抗疲劳设计方法 1.5 疲劳问题研究方法
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1.3.1 循环加载的迟滞回线
1. 单调加载的应力、应变
扩展寿命是总寿命中裂纹扩展到破坏的部分。
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小结：
疲劳是在某点或某些点承受扰动应力，且在足够多的 循环扰动作用之后形成裂纹或完全断裂的材料中所发生的 局部永久结构变化的发展过程。
疲劳研究的主要内容是： 载荷谱的描述与简化 应力集中细节处的应力应变 疲劳裂纹萌生和扩展的机理及规律 寿命预测与抗疲劳设计方法
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3.疲劳破坏的结果是形成裂纹或完全断裂
裂纹萌生-扩展-瞬间断裂三个阶段是疲劳破坏的 又一个特点。 要研究疲劳裂纹萌生和扩展的机理及规律。
4.疲劳是一个发展过程
扰动载荷的作用，使结构件一开始使用就进入了 疲劳的发展过程。 裂纹萌生和扩展是发展过程中损伤累积的结果， 最终断裂标志着过程的终结。 整个发展过程所经历的时间，或扰动载荷作用的 次数，称为“寿命”。
σ≤
σs σb
延性材料 脆性材料
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按静强度设计，满足σ <<[σ]，为什么还发生破坏？
¾19世纪30-40年代，英国铁路车辆轮轴，在轴肩处（应力仅 为0.4 σs ）多次发生破坏； ¾1948年美国“马丁202”运输机在正常航行中突然坠毁； ¾1951年英国的“鸽式”飞机在澳大利亚失事； ¾1952年美国F-86歼击机在空中爆炸；（地面检测时并无问题） ¾1954年1月, 英国慧星(Comet)号喷气客机坠入地中海（机身 舱门拐角处开裂）；（检修后的第4天） ¾1959年，F-111战斗轰炸机在俯冲拉起时一个机翼折断； ¾1979年，一架DC-10型客机在起飞后不久坠毁；
主要原因是由缺陷或疲劳裂纹导致的断裂。
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轴
叶轮
疲劳断裂破坏
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转子轴
疲劳开裂
疲劳断裂破坏
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静强度失效、疲劳和断裂失效，仍然是工程 中最为关注的基本失效模式。
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《国际疲劳》杂志发表的国际民航组织 (ICAO) “涉及金属疲劳断裂的重大飞机失事调查”指出：
80年代以来，由金属疲劳断裂引起的机毁人亡 重大事故，平均每年100次。(不包括中、苏)
90年代以后，世界民航每年发生重大死亡的飞 行事故次数仍在48~57次左右。
σ
σ
压缩
0 σmin>0 t 0<R<1
0
σmin<0 t
0 σmax=0 t
R<0
R＝﹣∞
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σmax、σmin、σm 、σa、R等参量中任意两个即 可确定循环应力水平，一般选用原则：
设计：用σmax，σmin ，直观； 试验：用σm，σa ，便于加载； 分析：用σa( Δσ )，R，突出主要控制参量, 便于分类讨论。
0
σmin
σa
t
平均应力： σm=(σmax+σmin)/2 应力幅： σa=(σmax-σmin)/2 应力比或循环特性参数： R=σmin/σmax 应力变程： Δσ=σmax-σmin （不独立）
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定义：平均应力 σm=(σmax+σmin)/2
结构疲劳与断裂
Fatigue & Fracture of Structure
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参考书目:
1、徐灏.疲劳强度.高等教育出版社,1988 2、陈传尧.疲劳与断裂.华中科技大学出版社，2002 3、赵少卞.疲劳设计.机械工业出版社,1992 4、高庆编.工程断裂力学. 重庆大学出版社，1986 5、高镇同著.疲劳应用统计学.国防工业出版社，1986 6、李舜酩.机械疲劳与可靠性设计.科学出版社，2006
(1)
应力幅
σa=(σmax-σmin)/2
(2)
应力比或循环特性参数 R=σmin/σmax (3)
应力变程 Δσ=σmax-σmin
(1)式两端除以σmax，有σm=[(1+R)/2]σmax (4) (2)式两端除以σmax，有σa=[(1-R)/2]σmax (5) (5)式除以(4)式，有 σa=[(1-R)/(1+R)]σm (6)
工程应力S也称名义应力:
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1.2 疲劳断裂破坏的严重性
1982年，美国众议院科学技术委员会委托商业 部国家标准局(NBS)调查断裂破坏对美国经济的影 响。研究结果表明：断裂使美国一年损失1190亿美 元。 损失最严重的是：
车辆业 (125亿/年)， 建筑业 (100亿/年)， 航空业 (67亿/年)， 金属结构及制品 (55亿/年).
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回顾
工程力学（或者应用力学）是: 将力学原理应用实际工程系统的科学。
其目的是： 了解工程系统的状态 并为其设计提供合理的规则。
机械、结构等 受力情况？
运动情况？
状态
应力、变形？
如何控制设计？
规则
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受力与运动情况？
理论力学、振动理论等， 研究对象为刚体； 基本方程是平衡方程、运动方程等。
应力与变形？
材料力学、结构力学、弹性力学、弹塑性力学等， 研究对象为变形体； 基本方程是平衡方程、物理方程、几何方程等。
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控制设计：强度是最主要的控制指标。
——ASTM E206-72
特点：
扰动应力；局部高应力应变； 形成裂纹或断裂；发展过程
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1. 只有在扰动应力作用下，疲劳才会发生。
扰动应力，是指随时间变化的应力。 也可更一般地称为扰动载荷：
载荷可以是力、应力、应变、位移等。
要研究 载荷谱 的描述 与简化
飞机整机结构强度实验 机身破坏实验
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叶片击穿厂房
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对策：
普及疲劳断裂的基本知识，使设计制造人员了解 疲劳断裂，主动采取改进措施实现抗疲劳设计
利用现有研究成果，提高对缺陷影响、材料韧性、 工作应力的预测能力；建立更为完善的力学性能 数据库；改善抗疲劳设计方法。 进一步加强基础研究的突破。如裂纹起始、扩展 机理及规律的进一步基础研究；疲劳寿命预测方 法及抗疲劳设计方法的不断改进。
S
S
S
Smax
ΔS
0
恒幅循环
t0
变幅循环 t 0 随机载荷
t
图1.1 疲劳载荷形式分类
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循环应力 (cyclic stress)的描述：
恒幅循环应力是最简单的形式 描述循环应力水平的基本量：
σ σmax
σm
σa Δσ
σ max， σ min 常用导出量：
工程实际中发生的疲劳断裂破坏，占全部力学 破坏的50-90%，是机械、结构失效的最常见形式。 因此，工程技术人员必须认真考虑可能的疲劳断 裂问题。
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飞机整机结构强度实验 机翼破坏实验
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σmax、σmin、σm 、σa、R等量中，只要已知 二个，即可导出其余各量，确定循环应力水平。
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应力比R反映了载荷的循环特性。如
σ R= -1
σ R=0 拉伸 σ R=1
0
t
σmax=-σmin
对称循环
σ
0 σmin=0 t 脉冲循环
0 σmax=σmin t 静载
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第一章 材料的疲劳特性
1.1 什么是疲劳？ 1.2 疲劳断裂破坏的严重性 1.3 材料的疲劳现象 1.4 抗疲劳设计方法 1.5 疲劳问题研究方法
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1.2 疲劳断裂破坏的严重性
¾二战期间，美国制造的焊接船舶有近千艘开裂， 200余艘发生严重断裂破坏。 ¾1967年12月，美国西弗吉尼亚的Point Pleasant大 桥突然毁坏，造成46人死亡。（一根带环拉杆中的 缺陷在疲劳、腐蚀的作用下扩展到临界尺寸而引起） ¾1980年英国北海油田的Alexander L.号钻井平台倾 覆，38人丧生。（支撑管与支腿连接的焊缝处，在 疲劳载荷波浪力的作用下产生裂纹）
强度设计的一般方法：
设计目标 初步设计
平衡方程
内 变形几何条件 应
力
受 力 状 况
强 度 较 核
物理本构关系
材料试验 极限应力 选取安全系数 许用应力
满 NO 修改 意 设计 ？
YES
结束
研究对象是无缺陷变形体，在静载荷作用下不破坏。 研究目的是保证在最大载荷下有足够的强度。
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梯形波
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2. 破坏起源于高应力、高应变局部。
应力集中处，常常是疲劳破坏的起源。因此， 疲劳研究要研究细节处的应力应变。 静载下的破坏，取决于结构整体； 疲劳破坏则由应力或应变较高的局部开始，形 成损伤并逐渐累积，导致破坏发生。 可见，局部性是疲劳的明显特点。 因此，要注意细节设计，研究细节处的应力应 变，尽可能减小应力集中。
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寿命（过程的长短）取决于载荷水平、作用次数和 材料的疲劳抗力，根据疲劳过程的三个阶段，总寿 命可以由起始寿命与扩展寿命的总和求得：
Ntotal=Ninitiation+Npropagation （萌生+扩展） 要研究寿命预测的方法---疲劳研究的目的。 起始寿命包括小裂纹的形成和早期扩展。