发动机原理_疲劳

操作
发动机结构和 附件 （约43.5%）
Creep、HCF(High Cycle Fatigue) 18% LCF(Low Cycle Fatigue) 28% FOD(Foreign Object Damage) 腐蚀(Corrosion) 控制故障 缺陷(材料、部件、设计、制造)
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思考：彗星号引发疲劳的驱动力？
疲劳导致开裂，引发事故
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按照循环次数的多少

低循环疲劳 高循环疲劳
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1.3 疲劳的危害


在美国，由于产品的疲劳问题所引起的损失占国民生产 总值的 4％ 左右 (约 1200 亿美元)。 中国机械工程手册在第6章“结构疲劳强度设计”中指 出：机械零构件80％以上为疲劳破坏。


一、什么是疲劳？ 二、如何认识疲劳，研究疲劳？ 三、工程上解决疲劳问题的措施？
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一、什么是疲劳？

医学/生理学 工程/力学
疲劳现象？（生活、工程）
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疲劳是如何导致破坏的？-过程
断口特征
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疲劳是如何导致破坏的？-过程
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彗星号与现代客机的机窗
彗星号
现代客机
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彗星号客机事故的结论


英国皇家航空研究院的试验证实，三架彗星号飞机事故 中的座舱破坏是疲劳开裂导致的，飞机的结构设计存在 问题，对疲劳的认知程度不够。 彗星号的窗子作成方形的，尖角处应力集中大，导致结 构疲劳断裂引起爆炸，是空难的元凶。
航空发动机强度与振动
Structural Stressing and Vibration in Aircraft Gas Turbine Engines
第七章 疲劳 Chapter 7 Fatigue
能源与动力工程学院 School of Energy and Power Engineering
7.1 疲劳问题的基础知识
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2.2 疲劳发展的历史



1900 年， Ewing 和 Rosenhain ， Ewing 和 Humfrey(1903) ，形成了滑 移带 “侵入”和“挤出”导致裂纹萌生的机理。 1910 年， Bairstow 研究了应变循环中的循环硬化和软化，测量了 滞后回线，并指出了形变滞后同疲劳破坏的关系。 1910年，O.H.Basguin提出了描述S-N的经验规律，认为双对数坐 标下应力对疲劳循环数在很大的应力范围内为线性关系。 1920年，Griffith研究了玻璃中的裂纹，由此诞生了断裂力学。 1929年，B.P.Haigh研究缺口敏感性。 1937年，H.Neuber指出缺口根部的平均应力比峰值应力更能代表 受载的严重程度。 1955年，Manson和Coffin研究了应变控制下的疲劳，热循环、低 周疲劳及塑性应变问题，给出了著名的Manson-Coffin关系式。 1957年，Irwin指出应力强度因子K可表征裂纹尖端应力奇异性。 1961年，Paris给出裂纹扩展速率同应力强度因子范围的关系。 1975年，Pearson最早明确提出了短裂纹问题。
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彗星号客机的故事

世界上第一架民用喷气飞机彗星号。 英国德· 哈维兰飞机设计公司制造的彗星号喷气客机在 运行一周年的时候先后发生了三次事故(1953.51954.4)。
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航空发动机结构故障
压气机第3级铝叶片疲劳损伤 压气机第1级叶片气动疲劳 压气机第1级叶片断裂(气弹失稳) 压气机第2级叶片叶尖掉块 压气机前6级铝叶片折断 压气机第2级叶片叶尖掉块 涡轮第1级叶片断裂 涡轮第1级叶片折断 涡轮第1级叶片断裂 压气机第9级盘断裂与爆破 涡轮第1级盘槽底裂纹 涡轮第2级盘榫齿裂纹 涡轮第1级盘伸长故障 涡轮1级盘封严圈裂纹、2级盘槽底裂纹 涡轮2级盘断裂
课题组的相关研究
小裂纹扩展寿命 Npi
萌生 a=0
？
微缺陷 a=0.05mm 裂纹萌生寿命Ni
可检裂纹 a=0.38mm
失效 a=0.5mm
裂纹扩展寿命Np
总寿命Nf=Ni+Np
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工程中的疲劳失效

核、航天、航空、航海、能源、国防、铁路、汽车、海 洋工程及一般的机器制造等工业领域。
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1.2 航空发动机结构的疲劳
PW4000
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一般有：

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疲劳是如何导致破坏的？-寿命

随着检测技术的提高，裂纹扩展寿命在总寿命中所占的比重越 来越大。 线弹性断裂力学理论描述长裂纹的扩展直至断裂的方法日趋成 熟，小裂纹扩展方法发展迅速。
Fra Baidu bibliotek
断裂力学法(LEFM)
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疲劳是如何导致破坏的？-寿命

比值Ni/Nf 取决于多种因素：



试件几何形状 材料性能 载荷大小及性质 加载历程及环境影响 高塑性低强度的纯金属及合金的Ni/Nf 较大 光滑试件的Ni/Nf 有时高达90％ 应力幅值增大，Ni/Nf 减小

疲劳过程的三个明显阶段

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疲劳是如何导致破坏的？-特征

断口特征

疲劳源(萌生)、疲劳条带(扩展)、脆/瞬断区。 破坏时的最大应力低于材料的极限强度，甚至是屈服强度。 自由表面：零件内外表面，端面等 应力集中部位：缺口、凹槽、刀痕等 材料的损伤：腐蚀点、机械损伤、磨蚀 不论是塑性材料还是脆性材料，疲劳破坏都呈现脆性断裂的 特征，破坏具有突发性，所以有很大的危险性。
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疲劳是如何导致破坏的？-条件

交变载荷



载荷通常低于材料的极限强度，甚至是屈服强度 载荷周期性变化，材料承受加载-卸载的反复过程 疲劳是一种机械损伤过程，在这一过程中即使名义应力低于 材料的屈服强度，载荷的反复变化也将引起失效 疲劳破坏通常经历一段时间(寿命)


载荷的持续性

循环塑性变形是金属产生疲劳的主要原因
航空发动机结构（叶片）的疲劳
PW4052 发动机压气机 叶片高周疲劳断裂
PW4138-3 高压5级叶片 榫头微动疲劳断裂
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航空发动机结构（轮盘）的疲劳
轮盘槽底的径向裂纹
材料内部缺陷 ( 如松孔、夹杂 ) 引起盘中心破裂
其它 未知
飞机失效事故统计
性能20% 附件控制 10～20% 结构强度 60～70%
发动机故障统计
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二、如何认识疲劳，研究疲劳？


2.1 疲劳产生的破坏 2.2 疲劳发展的历史 2.3 疲劳问题的学科特点及研究方法（重点）
2.2 疲劳发展的历史




1829年，德国矿业工程师W. A. J. Albert开展了金属疲劳 的最初研究。 1839 年，Poncelet 首先使用“疲劳”一词。 1871年，德国工程师Wö hler首先对钢制火车车轴进行了 系统的疲劳研究，开展了旋转弯曲疲劳试验，提出了SN曲线及疲劳极限概念。 1874年，另一位德国工程师 Gerber提出了考虑平均应力 影响的疲劳寿命计算方法， Goodman(1899) 也讨论了平 均应力对寿命的影响。 1886年，Bauschinger首先确证了应力-应变滞回线。
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2.1 疲劳产生的破坏



条件 过程 特征 疲劳寿命
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航空发动机的疲劳问题

美国空军材料实验室 (AFML) 统计结果 1963-1978 年 间 ， 飞 机 失 效 事 故 3824 起，其中发动机结构和附件故障引起的 失效1664起，占43.5%，包括:
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受力特征

位置特征(疲劳裂纹萌生的部位)


突发性-危险性

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疲劳是如何导致破坏的？-寿命
总寿命Nf = 裂纹萌生寿命Ni + 裂纹扩展寿命Np
名义应力法 S-N
局部应变法 (ε-N)
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1.1 疲劳的定义

国际标准化组织
日内瓦的国际标准化组织(ISO)在1964年发表的报告
“金属疲劳试验的一般原理”中给疲劳下了一个描 述性的定义：金属材料在应力或应变的反复作用下 所发生的性能变化叫做疲劳，在一般情况下，特指 那些导致开裂或破坏的性能变化。

美国材料试验协会
美国材料试验协会(ASTM)将疲劳定义为：材料某一
点或某一些点在承受交变应力或应变条件下，使材 料产生局部的永久性的逐步发展的结构性能变化过 程。在足够多的交变次数后，它可能造成裂纹的累 积或材料完全断裂。
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疲劳过程的描述



由断口的形貌来看，首先在构件高应力区的表面形成疲劳源。 随着循环次数的增加，裂纹逐渐扩展，由于裂纹两侧表面的 相互摩擦，形成了光滑区。 随着裂纹扩展，构件承受载荷的截面积逐渐减小，直至不能 承载突然断裂，形成断口上的粗糙区(脆断区)。 疲劳裂纹的形成(Ni, initiation)-交变应力使裂纹萌生 疲劳裂纹的扩展(Np, propagation)-拉应力使裂纹扩展 疲劳的瞬时断裂(Fracture)
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1.2 航空发动机结构的疲劳

按照疲劳自身的特点及出现的部件




机械疲劳：仅有机械应力或应变波动造成的疲劳。 热机械疲劳：机械、热应力或应变共同作用下。 高温蠕变疲劳：高温、保载条件下的疲劳。 腐蚀疲劳：侵蚀性环境中施加反复载荷时的疲劳。 接触疲劳：载荷反复同材料间的滚动或滑动结合。 微动疲劳：脉动应力与表面间的来回微小相对运动和摩擦滑动共 同作用。