材料疲劳案例分析及设计
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化指数等）、试验条件有关。
对数形式
lg da lg C m lg K dN
疲劳裂纹扩展速率
第一阶段低速率区
也称做疲劳裂纹扩展 缓慢区，存在着一个 疲劳裂纹扩展的门槛
值Kth 当 K 低于Kth
疲劳裂纹不扩展或扩 展速率极其缓慢
da 10-7 mm/ 循环 dN
•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；
• 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。
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：
•
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。
图4-9
影响疲劳裂纹扩展速率的因素
在同一 K 下，平均应力越高，
da dN
越大。而前面讲的
Forman公式即反映了 Kmax Kc时的特性，又考虑了平均应
力的影响。
da dN
CK m 1- RKc - K
由： K (1 R)Kmax
则： lim da KmaxKc dN
即： 疲劳扩展裂纹具有1 RKc K1 的奇异性，高速区 的上限 1 RKc 随R增加而降低。
• 从机制上有交变应力作用下的塑性锐化机制，也有单调 加载条件下的微孔聚集机制
影响疲劳裂纹扩展速率的因素
通过实验发现，除了K 是控制裂纹亚临界扩展的重要物理 量外，其他如平均应力、应力条件、加载频率、温度和环境等， 对 da 均有影响，现简述如下ຫໍສະໝຸດ Baidu
dN
1、平均应力的影响
给定K 下在裂纹扩展的
三个区域内da/dN均随R增大 而增大，表现da为/ dN K 曲线整体向左移动。
• 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。
应变-疲劳寿命公式：
2
e
2
p
2
f
E
(2N f
)b
f (2N f
)c
应变-疲劳寿命曲线通常由一系列应变疲劳试验确定。
da / dN — K 有良好的对数线性关系。利用这一关系 进行疲劳裂纹扩展寿命预测，是疲劳断裂研究的重点。
在第2阶段中，形成疲劳条纹，每一次应力循环 形成一条疲劳条纹时，疲劳条纹的间距为da/dN。 随着疲劳裂纹的扩展，应力场强度因子范围增 大，因此da/dN增大。
环境对第2扩展阶段的影响
• 1968年发现的现象：在潮湿空气中铝合金能够形成清晰的 疲劳条纹，但在真空中却不能形成疲劳条纹。
• 1983年发现在真空中铝合金疲劳裂纹扩展速率低于潮湿空 气条件
• 在2024Al，7075Al，TC4中也有类似现象。
• 上述材料共同的特点是在潮湿空气中能够形成氧化膜。
疲劳裂纹扩展速率
第三阶段：高速率裂纹扩展区
即当 Kmax Kc 时，试样迅速发生断裂，实际上存在一个上限
值 KfL
当KfL / Kth
• 1 宏观检查
• 失效连杆件有两个断口 在连杆断裂端的轴承弧面可 见许多与断口平行的裂纹[ 图3(a)]；
• 断裂端一侧面存在强烈磨擦 痕迹[图3(b)]，磨损深度达 0.5mm；
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。
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。
材料疲劳及设计
报告内容
波音747的疲劳开裂 Add your title Add your title Add your title
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。
疲劳裂纹扩展速率
疲劳裂纹扩展的定量表示用
a N
或
da dN
， 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 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 13 107 cm / 次，而在高振幅下为 13 102 cm / 次
（2） Elber模型
裂纹闭合模型：改模型认为，过载峰在裂纹顶端造成一 个大塑性区，塑性区内的材料受到比周围弹性区更大的拉 伸并产生永久变形，卸载后，由于塑性区周围的弹性区的 弹性变形要恢复，但是由于塑性区内的塑性变形的不可逆 性，所以在塑性区内就会产生残余压应力，由于此项残余
影响疲劳裂纹扩展速率的因素
加，疲劳寿命将会降低，在高温情况下，应力腐蚀的作用也会 增强。
实例:摩托车发动机连杆断裂原因分析
•
广东某摩托车厂一辆摩
托车在运行了2000km后发
生机械故障，经拆机检查，
发现发动机曲轴连杆断裂。
• 据悉该连杆材料为 20CrMnTi，表面经过渗碳处 理。
• 连杆工作原理见图1，连 杆的往返运动带动两传动曲 轴转动。
0.6时，da dN
急速增加，一般用铅垂渐近线表示。
Foreman等提出公式：
da CK m dN 1- RKc - K
• 断裂时裂纹长度取决于材料的断裂韧性
• 此时裂纹长度已经较大，因此δK较大，此时裂纹扩展速 率很快，试验环境对扩展速率影响不大。
• 断口上有疲劳条纹，还可能有韧窝或结理断裂刻面，而 韧窝或解理断裂对组织敏感，因此这一阶段扩展速率对 材料组织十分敏感。
• 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
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。
疲劳裂纹扩展的概念
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。
止裂。
对于这个现象的定量分析有两种模型：
（1）Wheeler模型
过载峰使裂纹尖端形成大塑性
区 rOL ，而塑性区 rOL 是随后在
恒定 K 作用下裂纹扩展的主 要障碍，使裂纹扩展产生停滞 效应。
五、影响疲劳裂纹扩展速率的因素
其对Paris公式的修正式为：
da dN
延缓 CpiC K m
反映停滞效应的延缓参量取为 Cpi ，其值为0~1。
• 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
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。
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 C（K）m 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
Keff UK
式中
U max - OP max - min
五、影响疲劳裂纹扩展速率的因素
将疲劳裂纹扩展速率写成
da
dN
延缓 C
Keff
m
比较Wheeler模型可知：
Cpi K m Keff m
可得：
Cpi U m
影响疲劳裂纹扩展速率的因素
3、加载频率影响 图示材料在不同加载频率下裂纹扩展速率实验结果 （1）在低速区，加载频率对裂纹扩展速率基本无影响 （2） K 达到某一转折点后，加载频率越低， 越高 da / dN
影响疲劳裂纹扩展速率的因素
如果平均应力为压应力，则在相同的 K下，与平均应
力为拉应力或为零相比，疲劳裂纹扩展速率 da / dN降低。 在一般情况下，构件表面残余拉应力会使交变应力中的
平均应力水平增高；反之，表面残余拉应力，会使交变应 力中的平均应力水平降低。
工业上通常采用渗碳、渗铝、表面淬火、外表面滚压、 内表面挤压以及喷丸强化工艺来引入残余压应力。
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。
影响疲劳裂纹扩展速率的因素
2、超载的影响
过载峰对随后的低载恒幅下得裂纹扩展速度有明显的延缓 作用，延缓作用仅限于一段循环周期，在此周期后，da / dN又 逐渐恢复正常。
五、影响疲劳裂纹扩展速率的因素
上面的图是2024-T3铝的实验结果，施加了三次高载后，寿命
延长了四倍。高载可使后续低载循环中 da / dN 下降，甚至
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。
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
•裂纹尖端滑移带发生急剧形变 过程，通过剪切脱粘形成新的裂 纹面；
•扩展距离一般在3～5个晶粒尺 寸范围
•该阶段在疲劳总寿命中的比例 往往较大，有时占到总寿命90 ％。
•断口为锯齿形，或解理小平面
疲劳裂纹扩展速率
第二阶段 ：中速率裂纹扩展区
疲劳裂纹扩展遵循幂函数规律，也就是疲劳裂纹扩展率可以用
应力强度幅值 K 的幂函数表示，这就是目前采用的Paris公式。
压应力在随后的加载过程中将抵消掉一部分外加的张应力，
所以裂纹顶端的有效应力强度因子幅就小于外加的实际张应力， 裂纹的扩展速率也因而减慢；经过一定次数的循环以后，随着 裂纹的不断扩展而穿越过载峰引起的大塑变区以后，此项闭合 效应才会消失，裂纹的扩展速率也重新恢复到正常状态。
Elber取疲劳裂纹开始张应力的 OP ，引进有效应力强度因 子幅度：
影响疲劳裂纹扩展速率的因素
加载频率的影响可表为
da Af（ K）m
dN
式中：m=3.06（AISI304,1000 ℉）；A（f）是加载频率f的函数 一般，频率的影响比应力比的影响要小很多，在室温、无腐
蚀条件下，<100Hz频率的影响可忽略。 此外， 试验表明，随着温度增加，疲劳裂纹扩展率将会增
对数形式
lg da lg C m lg K dN
疲劳裂纹扩展速率
第一阶段低速率区
也称做疲劳裂纹扩展 缓慢区，存在着一个 疲劳裂纹扩展的门槛
值Kth 当 K 低于Kth
疲劳裂纹不扩展或扩 展速率极其缓慢
da 10-7 mm/ 循环 dN
•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；
• 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。
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：
•
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。
图4-9
影响疲劳裂纹扩展速率的因素
在同一 K 下，平均应力越高，
da dN
越大。而前面讲的
Forman公式即反映了 Kmax Kc时的特性，又考虑了平均应
力的影响。
da dN
CK m 1- RKc - K
由： K (1 R)Kmax
则： lim da KmaxKc dN
即： 疲劳扩展裂纹具有1 RKc K1 的奇异性，高速区 的上限 1 RKc 随R增加而降低。
• 从机制上有交变应力作用下的塑性锐化机制，也有单调 加载条件下的微孔聚集机制
影响疲劳裂纹扩展速率的因素
通过实验发现，除了K 是控制裂纹亚临界扩展的重要物理 量外，其他如平均应力、应力条件、加载频率、温度和环境等， 对 da 均有影响，现简述如下ຫໍສະໝຸດ Baidu
dN
1、平均应力的影响
给定K 下在裂纹扩展的
三个区域内da/dN均随R增大 而增大，表现da为/ dN K 曲线整体向左移动。
• 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。
应变-疲劳寿命公式：
2
e
2
p
2
f
E
(2N f
)b
f (2N f
)c
应变-疲劳寿命曲线通常由一系列应变疲劳试验确定。
da / dN — K 有良好的对数线性关系。利用这一关系 进行疲劳裂纹扩展寿命预测，是疲劳断裂研究的重点。
在第2阶段中，形成疲劳条纹，每一次应力循环 形成一条疲劳条纹时，疲劳条纹的间距为da/dN。 随着疲劳裂纹的扩展，应力场强度因子范围增 大，因此da/dN增大。
环境对第2扩展阶段的影响
• 1968年发现的现象：在潮湿空气中铝合金能够形成清晰的 疲劳条纹，但在真空中却不能形成疲劳条纹。
• 1983年发现在真空中铝合金疲劳裂纹扩展速率低于潮湿空 气条件
• 在2024Al，7075Al，TC4中也有类似现象。
• 上述材料共同的特点是在潮湿空气中能够形成氧化膜。
疲劳裂纹扩展速率
第三阶段：高速率裂纹扩展区
即当 Kmax Kc 时，试样迅速发生断裂，实际上存在一个上限
值 KfL
当KfL / Kth
• 1 宏观检查
• 失效连杆件有两个断口 在连杆断裂端的轴承弧面可 见许多与断口平行的裂纹[ 图3(a)]；
• 断裂端一侧面存在强烈磨擦 痕迹[图3(b)]，磨损深度达 0.5mm；
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。
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。
材料疲劳及设计
报告内容
波音747的疲劳开裂 Add your title Add your title Add your title
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。
疲劳裂纹扩展速率
疲劳裂纹扩展的定量表示用
a N
或
da dN
， 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 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 13 107 cm / 次，而在高振幅下为 13 102 cm / 次
（2） Elber模型
裂纹闭合模型：改模型认为，过载峰在裂纹顶端造成一 个大塑性区，塑性区内的材料受到比周围弹性区更大的拉 伸并产生永久变形，卸载后，由于塑性区周围的弹性区的 弹性变形要恢复，但是由于塑性区内的塑性变形的不可逆 性，所以在塑性区内就会产生残余压应力，由于此项残余
影响疲劳裂纹扩展速率的因素
加，疲劳寿命将会降低，在高温情况下，应力腐蚀的作用也会 增强。
实例:摩托车发动机连杆断裂原因分析
•
广东某摩托车厂一辆摩
托车在运行了2000km后发
生机械故障，经拆机检查，
发现发动机曲轴连杆断裂。
• 据悉该连杆材料为 20CrMnTi，表面经过渗碳处 理。
• 连杆工作原理见图1，连 杆的往返运动带动两传动曲 轴转动。
0.6时，da dN
急速增加，一般用铅垂渐近线表示。
Foreman等提出公式：
da CK m dN 1- RKc - K
• 断裂时裂纹长度取决于材料的断裂韧性
• 此时裂纹长度已经较大，因此δK较大，此时裂纹扩展速 率很快，试验环境对扩展速率影响不大。
• 断口上有疲劳条纹，还可能有韧窝或结理断裂刻面，而 韧窝或解理断裂对组织敏感，因此这一阶段扩展速率对 材料组织十分敏感。
• 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
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。
疲劳裂纹扩展的概念
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。
止裂。
对于这个现象的定量分析有两种模型：
（1）Wheeler模型
过载峰使裂纹尖端形成大塑性
区 rOL ，而塑性区 rOL 是随后在
恒定 K 作用下裂纹扩展的主 要障碍，使裂纹扩展产生停滞 效应。
五、影响疲劳裂纹扩展速率的因素
其对Paris公式的修正式为：
da dN
延缓 CpiC K m
反映停滞效应的延缓参量取为 Cpi ，其值为0~1。
• 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
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。
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 C（K）m 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
Keff UK
式中
U max - OP max - min
五、影响疲劳裂纹扩展速率的因素
将疲劳裂纹扩展速率写成
da
dN
延缓 C
Keff
m
比较Wheeler模型可知：
Cpi K m Keff m
可得：
Cpi U m
影响疲劳裂纹扩展速率的因素
3、加载频率影响 图示材料在不同加载频率下裂纹扩展速率实验结果 （1）在低速区，加载频率对裂纹扩展速率基本无影响 （2） K 达到某一转折点后，加载频率越低， 越高 da / dN
影响疲劳裂纹扩展速率的因素
如果平均应力为压应力，则在相同的 K下，与平均应
力为拉应力或为零相比，疲劳裂纹扩展速率 da / dN降低。 在一般情况下，构件表面残余拉应力会使交变应力中的
平均应力水平增高；反之，表面残余拉应力，会使交变应 力中的平均应力水平降低。
工业上通常采用渗碳、渗铝、表面淬火、外表面滚压、 内表面挤压以及喷丸强化工艺来引入残余压应力。
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。
影响疲劳裂纹扩展速率的因素
2、超载的影响
过载峰对随后的低载恒幅下得裂纹扩展速度有明显的延缓 作用，延缓作用仅限于一段循环周期，在此周期后，da / dN又 逐渐恢复正常。
五、影响疲劳裂纹扩展速率的因素
上面的图是2024-T3铝的实验结果，施加了三次高载后，寿命
延长了四倍。高载可使后续低载循环中 da / dN 下降，甚至
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。
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
•裂纹尖端滑移带发生急剧形变 过程，通过剪切脱粘形成新的裂 纹面；
•扩展距离一般在3～5个晶粒尺 寸范围
•该阶段在疲劳总寿命中的比例 往往较大，有时占到总寿命90 ％。
•断口为锯齿形，或解理小平面
疲劳裂纹扩展速率
第二阶段 ：中速率裂纹扩展区
疲劳裂纹扩展遵循幂函数规律，也就是疲劳裂纹扩展率可以用
应力强度幅值 K 的幂函数表示，这就是目前采用的Paris公式。
压应力在随后的加载过程中将抵消掉一部分外加的张应力，
所以裂纹顶端的有效应力强度因子幅就小于外加的实际张应力， 裂纹的扩展速率也因而减慢；经过一定次数的循环以后，随着 裂纹的不断扩展而穿越过载峰引起的大塑变区以后，此项闭合 效应才会消失，裂纹的扩展速率也重新恢复到正常状态。
Elber取疲劳裂纹开始张应力的 OP ，引进有效应力强度因 子幅度：
影响疲劳裂纹扩展速率的因素
加载频率的影响可表为
da Af（ K）m
dN
式中：m=3.06（AISI304,1000 ℉）；A（f）是加载频率f的函数 一般，频率的影响比应力比的影响要小很多，在室温、无腐
蚀条件下，<100Hz频率的影响可忽略。 此外， 试验表明，随着温度增加，疲劳裂纹扩展率将会增