一部分飞机结构疲劳强度PPT课件

等寿命曲线
绘制：如在S-N曲线上作一垂线， 如在107处，算出相应的最大、 最小应力，在以平均应力为横 坐标，以最大、最小应力为纵 坐标，就能作出等寿命曲线。
说明：在R＝-1时，对应A，A’ 点
R=1时，对应B点
OA线上对应Sa
即在曲线AB和A’B所围内部 表示在107循环内不发生破坏。
为了清楚的表明应力幅值和平均应力之间的关系，常 把等寿命曲线画成如下形式。
飞机的疲劳、腐蚀和磨损是引起飞机事故的3种主要模式。 据国外资料统计，飞机由结构引发的故障，80%以上是由 疲劳失效引起的。飞机疲劳寿命主要取决于两个方面因素： 一方面是飞机自身的内部因素，即飞机结构的疲劳设计、材 料和加工质量等；另一方面是飞机的外部因素，即飞机的实 际使用载荷。
2 飞机结构疲劳强度计算
1
Sm Sb
2
2、直线公式（古德曼公式）
Sa
S1
1
Sm Sb
3、索德伯格（Soderberg）公
式
Sa
S1
1
来自百度文库
Sm Ss
5、影响疲劳强度的一些因素
• 应力集中
应力集中是应力在受力物体局部区域内明显提高的现 象。应力集中对疲劳强度的影响与材料的性质有关，对 脆性材料影响较大，对塑性材料则影响较小，实验表明 疲劳裂纹源总是出现在应力集中的地方。它使结构的疲 劳强度降低，是非常重要的因素。
结构寿命。 • 疲劳断口在宏观和微观上均具有特征，可以借助断口分析
判断是否属于疲劳破坏。
断裂机理 目的：寻找产生裂纹的原因及制定飞机结构合理的疲劳 设计和维修方案的重要依据。
分为 • 疲劳源 • 扩展区 • 瞬断区。
疲劳断口 疲劳裂纹扩展区
疲劳源
“贝纹”状花样
（a） 瞬时断裂区 （b）
（c）
（a）疲劳断口宏观形貌（b）疲劳断口示意图（c）疲劳条纹的微观图象
疲劳强度 1、交变应力
常用导出量：
平均应力
Sm=(Smax+Smin)/2
应力幅
Sa=(Smax-Smin)/2
应力比或循环特性参数 R=Smin/Smax
应力变程
DS=Smax-Smin
定义：平均应力 Sm=(Smax+Smin)/2
(1)
应力幅
Sa=(Smax-Smin)/2
(2)
应力变程 DS=Smax-Smin
飞机强度计算方法
飞机结构疲劳强度计算
1979年，一架美国的“DC-10”大型客机在芝加哥奥黑 尔国际机场起飞不久就坠毁。
1985年8月，日航的一架5ALl23客机，由于后部压力 隔板的开裂而坠毁。
2002年5月，台湾中华航空公司一架波音747客机在台 湾海峡贬空突然解体，造成225人遇难。
事后的调查结果显示，上述的机毁人亡事故均是由飞机 结构的疲劳破坏引起的。
3、S-N曲线的数学表达
由于疲劳试验绘制S－N曲线是一件耗费很大的工作。 因此，人们就寻找S－N曲线规律。
1、幂函数式
NS m C
取对数 lg S lg C lg N mm
2、指数式 NemS C
取对数 S lg C lg N m lg e m lg e
不加说明均指在R＝-1 时的S－N曲线。
对于静强度，采用理论应力集中系数Kt来反映应力增高 的程度。
最大局部弹性应力
Kt
名义应力
最大局部弹性应力
可以看出：在寿命不变的情况下，应力幅随着平均应力 的增加而减少，在ADB曲线下面任一点表示在规定的寿命 内不发生破坏。
从O点画出任何一条直线，在其上的点A＝Sa/Sm是相等 的，即R是相同的。因此，可以绘出不同N的等寿命曲线。
等寿命曲线也可以用经验公式表示
1、抛物线公式（杰波Gerber）
Sa
S1
2、S-N曲线
利用若干个标 准件在一定的平 均应力下，不同 的应力幅值下进 行疲劳试验，测 出断裂时的循环 次数N，然后根 据数据的平均值 绘出S－N曲线， 这样得到的S－ N曲线是指存活 率为50％的中值 S－N曲线。
不加说明均指在R＝-1 时的S－N曲线。
S－N曲线可以分 为三段，即低循环 疲劳区LCF、高循 环疲劳区HCF、亚 疲劳极限区SF。
应力比R反映了载荷的循环特性。如
S R= -1
S R=0
S R=1
0
t
0
t
Smax=-Smin
Smin=0
对称循环
脉冲循环
0
t
Smax=Smin
静载
设计：用Smax，Smin ，直观； 试验：用Sm，Sa ，便于加载； 分析：用Sa，R，突出主要控制参量, 便于分类讨论。
主要控制参量： Sa，重要影响参量：R
疲劳设计的概念
在交变载荷作用下，即使应力水平较低，处于弹性范围 内，经过若干次循环后，也会发生断裂，称为疲劳。
交变载荷，是指随时间变化的载荷，载荷可以是力、应 力、应变、位移等。
轴
叶轮
疲劳断裂破坏
转子轴
疲劳开裂
疲劳断裂破坏
疲劳破坏的一般特征
• 构件交变应力远小于材料的静强度极限，破坏发生。 • 疲劳破坏在宏观上无明显塑性变形，低应力脆断。 • 疲劳破坏是一个累积的过程，即裂纹形成、扩展、断裂。 • 疲劳破坏常具有局部性质，因此改变局部设计就可以延长
低周疲劳（应变疲劳）
最大循环应力大于屈服应力，材料屈服后应变变化较大， 用应变作为疲劳控制参量。 高周疲劳（应力疲劳）
最大循环应力小于屈服应力。主要研究内容！ 疲劳极限（不加说明均指在R＝-1时的疲劳极限）
在一定循环特征下，材料可以承受无限次应力循环而不发生 破坏的最大应力称为在这一循环特征下的疲劳极限。
(3)
应力比或循环特性参数 R=Smin/Smax
(1)式二端除以Smax，有 Sm=[(1+R)/2]Smax (4) (2)式二端除以Smax，有 Sa=[(1-R)/2]Smax (5) (5)式除以(4)式，有 Sa=[(1-R)/(1+R)]Sm (6)
Smax、Smin、Sm 、Sa、DS、R等量中， 只要已知二个，即可导出其余各量。
4、不同特征值下的疲劳强度（平均应力的影响）
Sm (1 R)Sa /(1 R)
讨论R的影响就是讨论平均应力的影响。
当Sa给定时，R增大，Sm也增大。
当Sm>0时，即拉伸平均应力作用 下时，S－N曲线下移，表示同样应 力幅作用下寿命下降，对疲劳有不 利的影响；当Sm<0时，即压缩平 均应力作用时，S－N曲线上移，表 示同样应力幅作用下寿命增加，对 疲劳的影响是有利的。