损伤容限设计方法和设计数据
第八章复合材料结构耐久性损伤容限设计4-1
第⼋章复合材料结构耐久性损伤容限设计4-1课题第⼋章复合材料结构耐久性损伤容限设计（⼀）⽬的与要求复合材料的损伤、断裂、疲劳等缺陷发⽣的原因、对性能的影响程度复合材料耐久性/损伤容限设计特点设计过程中的基本要求缺陷检测⽅法和最低要求重点复合材料的损伤、断裂、疲劳等缺陷发⽣的原因、对性能的影响程度复合材料耐久性/损伤容限设计特点难点缺陷检测⽅法和最低要求教具复习提问复合材料的损伤、断裂、疲劳等缺陷发⽣的原因、对性能的影响程度？复合材料耐久性/损伤容限设计特点？新知识点考查复合材料耐久性/损伤容限设计布置作业课堂布置课后回忆复合材料的损伤、断裂、疲劳等缺陷发⽣的原因、对性能的影响程度？备注教员Boeing787复合材料机⾝段1.复合材料的损伤、断裂、疲劳性能及耐久性/损伤容限设计特点1.1.考虑耐久性/损伤容限设计的必要性1.1.1耐久性/损伤容限设计的⽬的和特殊性●⽬的耐久性与损伤设计以考虑结构（⽆损伤和含损伤结构），在规定寿命期内因受到包括载荷、环境和意外事件的单独或者累计作⽤⽽性能退化的情况下，实现其功能的能⼒；并以满⾜设计准则的要求，达到安全性和经济性。
●特殊性复合材料优异的疲劳性能和损伤/裂纹扩展往往缺乏规律性，以及对冲击损伤的敏感性，使复合材料结构耐久性和损伤容限设计呈现出许多与⾦属材料结构不同的特点，应该予以特别关注。
1.1.2耐久性/损伤容限设计是复合材料部件设计的主要组成部分●确定使⽤寿命设计初期⽤于计算零部件或整体机构、设备或系统的寿命，以确定整体性；●确定适⽤的⼯艺⽅法复合材料零部件的寿命与制造⼯艺之间有着密不可分的关系，所以必须根据寿命选择制造⼯艺⽅法；●确定修理⽅法和⽅案耐久性/损伤容限还可以估计或计算出，修理后的零件的剩余寿命。
1.1.3发展过程●套⽤⾦属件设计理念，复合材料没有独有的设计思路 1975年颁布的美国军⽤标准“飞机机构完整性⼤纲----飞机要求”中尚且没有包含复合材料结构设计的内容，复合材料零部件的设计基本上完全套⽤⾦属件的设计⽅法，落后的⽅法，导致不能发挥发挥材料的特性。
损伤容限的概率设计方法
复合材料结构概率损伤容限设计方法研究1. 研究背景现阶段在复合材料结构的损伤容限设计方法中，所考虑的主要物理量是按确定量来处理的而忽略了它们的随机性，即确定性方法。
例如，复合材料结构在制造或使用期间常常会产生损伤，为了使设计的结构在经受这样的损伤之后仍能安全使用，在实践中一般的做法是限制复合材料结构中的许用应力。
典型的做法是，将复合材料结构设计成经得起下述最苛刻的二个条件中的任何一个：（1）极限载荷下任何位置的6.3 mm的开孔；（2）规定尺寸的物体冲击表面时引起的损伤（代表目视勉强可见的冲击损伤威胁）。
两个准则都假设在构件的寿命期内存在缺陷。
很显然，这些准则降低了复合材料的许用强度。
确定性方法规定一个安全系数以覆盖未知量而导致保守的设计，传统上安全系数一般取为1.5。
实际上，飞机结构的安全性要受到很多因素的影响，其中一些主要影响因素还具有明显的、不可忽视的随机特性。
因此用统计模式来表征部件尺寸、环境因子、材料特性和外载荷等设计变量更为符合实际情况。
确定性方法是找出并定义在设计中要满足的一个最严重情况或极值，而概率设计方法则在设计中利用统计学特征并试图提供一个期望的可靠度。
概率方法依赖于一个变量的统计特征来确定它的大小和频率，较确定性方法更为合理。
当前军用和民用飞机的结构设计除满足强度和刚度要求外，已广泛采用耐久性/损伤容限设计思想。
其中，损伤容限设计思想是在“破损安全”概念的基础上演变而来的，主要基于如下考虑，即结构带损伤使用是难以避免的事情。
损伤容限设计思想要求含损伤结构在损伤被检出之前要保持足够的剩余强度。
损伤容限设计是依靠结构对损伤容忍能力和规定的无损检测的有效性来保证安全的。
目前的损伤容限设计方法属于确定性设计方法。
因此，进一步的设计思想是发展一种能综合考虑各种主要因素的影响及其随机性的设计方法，即复合材料结构可靠性分析与设计方法。
2. 复合材料结构概率损伤容限设计涉及的损伤表征问题研究2.1 损伤类型及其相应的损伤信息数据库在复合材料材料结构损伤容限设计中的初始缺陷主要包括制造加工缺陷与使用（服役）缺陷两大类。
耐久性和损伤容限笔记详解
结构耐久性和损伤容限设计第一课概述:飞机设计思想的发展●静强度/刚度设计：结构可承受最大设计载荷，变形满足设计要求。
●安全寿命设计：在设计时认为结构中是无缺陷的，在整个飞机使用寿命期间，结构不会发生可见的裂纹。
●损伤容限设计：在规定未经维修的使用阶段内，结构抵抗由于存在瑕疵、裂纹或其他损伤导致损坏的能力。
损伤容限设计结构：按照损伤容限的概念来设计使用的结构。
损伤容限结构的特点：该结构的某一部分产生裂纹后，结构仍能在规定载荷下工作一定时间，直到下一次检修为止，在这段时间内裂纹不会发展到临界尺寸，或即使某一部分发生断裂，结构仍能承受规定的载荷。
耐久性：是指在规定期限内，飞机结构抵抗疲劳开裂（包括应力腐蚀等引起的开裂）、腐蚀、热退化、剥离、磨损和外表损伤作用的能力。
耐久性设计：使飞机结构承受设计使用载荷/环境谱时，其经济寿命大于设计寿命的耐久性分析计算。
耐久性设计的目的：确保飞机结构在整个使用寿命期间，结构的强度、刚度、维形、保压和运动等功能的可靠和最经济性维修，使飞机经常处于良好的备用状态。
耐久性方法：设计使用寿命≤经济寿命＝1/2（全尺寸结构耐久性试验或分析寿命）经济寿命：由于疲劳、意外损伤/环境侵蚀引起结构损伤的情况，使得战备状态目标不能通过可接受的经济维修方式保持的时候，所对应的使用时间为经济寿命。
第二课断裂力学第一章 线弹性断裂力学1.1引言◆ 线弹性断裂力学：用弹性力学的线性理论研究含裂纹体在载荷作用下的力学行为和失效准则的工程学科。
◆ 裂纹种类：张开型、滑移型、撕开型。
如图1所示。
（I ）张开型 （II ）滑移型 （III ）撕开型图1裂纹的基本类型1. 张开型或I 型外载荷为垂直于裂纹平面的正应力，裂纹面相对位移垂直于裂纹平面。
2. 滑开型或II 型外载荷为面内垂直裂纹前缘的剪力。
裂纹在其自身平面内作垂直于裂纹前缘的滑动。
3. 撕开型或III 型外载荷为离面剪力。
裂纹面在其自身平面内作平行于裂纹前缘的错动。
09_损伤容限设计
飞机结构损伤容限设计第9讲损伤容限设计内容概要1.损伤容限设计内容2.损伤容限结构类型3.损伤容限设计一般流程4.损伤容限设计要点5.损伤容限设计措施损伤容限设计技术的总目标：保证含裂纹结构在规定的未修使用期内，其承载能力不小于在这个期间可能遭遇到的最大载荷，从而使飞机结构不会因裂纹存在而发生灾难性破坏，保证飞机结构的安全。
飞机损伤容限设计内容：初始裂纹尺寸假设临界裂纹长度问题剩余强度问题裂纹扩展寿命问题设计方法论初始裂纹尺寸假设：新飞机出厂时，或已服役飞机经返修后可能预先存在于结构中的最大初始裂纹。
临界裂纹长度问题：在可能遭遇到的最大载荷作用下，允许结构存在的最大裂纹长度。
剩余强度问题：一个含裂纹结构在规定寿命期或检修期内要承受的可能遭遇到的最大载荷。
裂纹扩展寿命问题：从初始裂纹尺寸扩展到最大允许裂纹尺寸经历的寿命时间。
设计方法论：如何进行合理的结构设计、应力设计、材料选择、疲劳增强措施选择，规定适当的检修周期以满足结构损伤容限要求。
根据国军标GJB776-89的规定，按照损伤容限要求设计的结构分为两大类:缓慢裂纹扩展结构破损安全结构1) 破损安全多途径传力结构2) 破损安全止裂结构缓慢裂纹扩展结构使用环境中，结构缺陷或裂纹不允许达到不稳定扩展规定的临界尺寸，并在可检查度确定的规定使用期内，由裂纹缓慢扩展保证安全。
同时，在未修使用期内，带有亚临界裂纹的结构强度和安全性不应降到规定的水平以下。
破损安全多途径传力结构采用一个或多个元件组成的成段设计和制造的结构，来抑制局部损伤，以防止结构完全损坏，在后续检查以前，由剩余结构的裂纹缓慢扩展来保证安全，在未修使用期内不允许结构强度和安全性下降到规定水平以下。
破损安全多途径传力结构又分为两类：9多途径传力独立结构设计时，在多于一条传力途径的某个结构位置上不会存在由装配或制造过程引起的共同开裂源。
9多途径传力非独立结构设计时，在几个相邻传力途径的某个结构位置可能存在由装配或制造过程产生的共同开裂源。
探析飞机结构耐久性与损伤容限的设计
探析飞机结构耐久性与损伤容限的设计20世纪70年代，在结构分析法快速发展以及断裂力学理论不断成熟的理论前提下，通过对飞机结构进行实践的分析及飞机服役经验的不断积累，飞机结构的耐久性和损伤容限的设计研究开始形成一种规范，这是对于传统的飞机设计方法的一种完善与发展。
当前，对于此项理论的研究已经进入了实用的阶段，并逐渐形成了较为完备的飞机设计体系。
1 飞机结构设计理念的发展历程对飞机结构进行设计的理念在发展过程中不断发生着变化。
从分类上来讲民用类型的飞机主要注重的是经济性能与安全性能，而军用飞机则注重的是飞机的飞行与战斗性能。
在历经半个多世纪的发展历程中，对飞机结构进行设计的理念呈现出了一个不断完善的过程，不断向着更高的安全性能、更高的经济性能、更长的寿命、更低的维护成本、更高的机动性能以及更高的出勤率方向发展。
2 飞机结构耐久性与损伤容限的基本设计理念2.1 飞机结构的耐久性设计2.1.1 飞机结构耐久性设计的概念。
耐久性作为一项指标，其概念是在规定的时限之内，飞机结构的整体性能在抗腐蚀性能、抗疲劳开裂性能、避免热退化与机体剥离等多个方面所表现出来的能力。
这种概念的认知从基础上认定飞机机体在正式投入使用之前就存在着或大或小的缺陷，在飞机服役工作的过程中，因为机体所承受的载荷作用，会慢慢地在飞机机体上出现一定规模的损伤与裂纹，如果任凭这种趋势发展下去，必然会直接对飞机机体结构的功能产生影响，增加飞机的维修成本，影响飞机的正常使用，因此，必须对此进行及时的修理，此種修理可以分为若干次进行，直到能够满足飞机的使用寿命。
具体表示公式为：Nsj≤式中：Nsj——对飞机结构进行设计时所初步预定的工作寿命n——飞机在修理期所进行维修的具体次数Tei——进行第一次大修前飞机的使用寿命2.1.2 飞机结构耐久性设计的基本准则：Nsy≤Ne式中：Nsy——使用寿命Ne——耐久性寿命2.2 飞机结构的损伤容限设计2.2.1 飞机结构损伤容限设计的概念。
(完整版)第七章损伤容限要求-2009汇总
第七章损伤容限设计要求第1节概述1、设计思想的转变飞机结构安全性的要求, 主要依赖于结构的损伤容限设计技术。
损伤容限设计成为保证结构安全、防止发生灾难性破坏事故的重要设计原则和方法。
损伤容限是在“安全寿命”和“破损—安全”之后发展起来的一项工程技术。
它是以断裂力学为基础，以保证结构安全为目标，以损伤检查为手段。
涉及结构设计、载荷、强度、材料、工艺、试验质量控制、使用维修和组织管理各环节的系统工程。
在各环节中的重要改变对传统理论和方法是一个巨大的冲击和革新。
表现在：(1) 设计思想承认损伤不可避免, 不断发展新的设计准则；(2) 结构提出新的结构设计概念, 进行结构分类, 完善结构总体安排和细节设计要求；(3) 载荷和环境要求飞—续—飞载荷谱，强调温度、湿度和介质环境，考虑离散源损伤；——载荷谱的谱型分为“等幅谱”、程序块谱、飞—续—飞谱3种简化的排列形式。
——飞—续—飞载荷谱是以一次飞行接一次飞行地排列飞机所经历的载荷—时间历程。
每次飞行代表飞机一种特定的典型使用任务，该谱一般以一定的时间作为循环周期，在一个循环周期内，各次飞行之间的载荷历程有差别，但它们的总和代表飞机所有典型使用任务。
飞机将周而复始地依次重复该周期内的各次飞行，直至飞机的总寿命结束为止。
(4) 材料大量增加了对材料性能的严格要求, 增加裂纹扩展及断裂、腐蚀的十余个材料常数，提出新的选材准则；(5)强度贯彻损伤容限准则和新的分析方法；(6)工艺对损伤容限重要结构件实施工艺控制；(7)试验增加全尺寸损伤容限试验（裂纹扩展和剩余强度试验）；(8)质量控制无损检验，重要结构件跟踪控制；(9)使用和维修制定并实施结构维修大纲，机队监测监控；(10) 组织管理要实现损伤容限需要设计方（设计、分析、制造、用户保证）、使用方（检查、维护、修理、报告）和适航管理部门（管理条例、机队监控）三方明确分工，紧密合作，才可能实现。
安全性在整个预期使用寿命期内, 每架飞机的飞行结构的安全性将达到和保持规定的剩余强度水平(存在未发现的损伤)的保证。
耐久性损伤容限设计简介
年代这 ,0 年中继疲劳定寿发展起来的一种设计 思想。它是用疲劳设计定寿，用损伤容限设计保 证安全。二者 都 是 用 损 伤 容 限 设 计 概 念 保 证 安 全，不同的是，前者是建立在断裂设计概念的耐 久性定寿，后者是建立在疲劳设计概念的疲劳定 寿。可以说前者耐久性定寿是后者疲劳定寿的发 展和完善，后者疲劳定寿是前者耐久性定寿的基 础和原始阶段。两者不同之处见表 , 。
人员进一步认识到疲劳设计还远不能保证安全， 从而又增加了以断裂力学为基础的损伤容限设计 概念。!45* 年，美国空军提出用耐久性 （ 经济寿 命） 设计概念来取代原来的疲劳 （ 安全寿命） 设计 概念，并在这一基础上提出了包括以静强度、刚 度、耐久性和损伤容限为主要内容的飞机结构完 整性大纲。在此期间，美国空、海军相继颁布了 一系列军用飞机强度规范，详见表 $ 。 我国相应颁布的军用飞机强度规范详见计的基本思想
:< :; 耐久性损伤容限设计的基本思想 （ # ） 耐久性设计基本准则 ! :I ’ ! * 式中，! :I 为使用寿命； ! * 为耐久性寿命。 （ J ） 耐久性设计基本概念 认为飞机结构在使用前 （ 在制造、加工、装 配、运输时） 就存在着许多微小的初始缺陷，结 构在载荷 ! 环境谱的作用下，逐渐形成一定长度 和一定数量的裂纹和损伤，继续扩展下去将造成 结构功能损 伤 或 维 修 费 用 剧 增，影 响 飞 机 的 使 用，此时必须进行修理 （ 经济修理） ，这种修理可 以进行若干次，直到满足使用寿命。用公式表示 为： ! :I ’ % % * #
规范内容 总则 飞行载荷 其他载荷 地面载荷 水上 飞 机 的 承 载 和操作载荷 可靠 性 要 求 和 疲 劳载荷 气动 弹 性 不 稳 定 性 振动 地面试验 飞行试验 核武器效应 文件和报告 声疲劳 飞机要求
损伤容限设计流程
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在损伤容限设计的开始，需要深入了解产品或结构的使用环境、功能要求、预期寿命等信息。
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关键词 :疲劳裂纹扩展速率 ;剩余寿命 ;疲劳裂纹扩展门槛值 中图分类号 : TH123 文献标识码 :A
1 引言
da dN
=
C (Δ K) m
(1)
式中 :Δ K ———应力强度因子范围 。
表 1 某些国产材料的疲劳裂纹扩展速率参数
常规疲劳设计方法和局部应力应变法都是以材 料的完整性为前提的 。但是 ,实际零构件在加工制造 过程中 ,由于种种原因 ,往往存在这样那样的缺陷或 裂纹 。为了考虑初始缺陷或裂纹对疲劳寿命的影响 , 便在断裂力学和破损 - 安全设计原理的基础上 , 提 出了一种新的疲劳设计方法 ———损伤容限设计 。
10Cr2Mo1
调质
0. 1 100
10 Ti
热轧
0. 15 40
12Cr2Ni4
调质
0. 25 67
13MnNiMoNb
调质
0. 1 6. 0
15MnV
正火
0. 1 140
16Mn
热轧
0. 1 150
16MnCr5 淬火后低温回火 0. 16 170
16MnL
热轧
0. 20 95
16MnL
热轧
0. 20 95
应力的影响 , Forman 提出了以下的修正式 :
da dN
=
C (Δ K) m (1 - R) Kc - Δ K
(5)
因为缺乏其 C 、m 值数据 ,在工程中应用较少 。
3 剩余寿命估算
3. 1 等幅载荷下的剩余寿命估算
将 Paris 公式积分 ,可得疲劳裂纹扩展寿命的估
算公式如下 :
∫ ∫ ∫ N p =
2 疲劳裂纹扩展速率
疲劳裂纹扩展速率 d a/ d N 是剩余寿命估算的 基础 。它又可分为长裂纹的疲劳裂纹扩展速率与短 裂纹的疲劳裂纹扩展速率 。短裂纹的疲劳裂纹扩展 速率尚在研究阶段 , 这里仅介绍长裂纹的疲劳裂纹 扩展速率 。
长裂纹的疲劳裂纹扩展速率 d a/ d N 通常用以 下的 Paris 公式表达 :
产机械材料的 C 和 m 值列于表 1 。
在变幅载荷下 , 应考虑压应力下裂纹闭合的影 响 ,其 d a/ d N 表达式应改为 :
da dN
=
C ( UΔ K) m
(2)
式中 : U ———闭合因子 。
U 主要与应力比 R 有关 ,在 - 0. 1 < R < 0. 7 的
范围内 , U 可用下式计算 :
20Cr2Ni4A 20CrMnSi 20CrMnCr5
淬火后低温回火 0. 10 170 5. 40
调质
0. 25 67 3. 92
淬火后低温回火 0. 10 170 11. 77
44. 771 148. 92 24. 806
2. 063 9 2. 799 9 2. 904 7
20Ni2Mo
调质
0. 10 83 4. 91 0. 011 00 2. 850 0
40MnVB
调质
0. 10 104 10. 00
42CrMo
调质
0. 10 104 10. 00
45
正火
0. 20 150 14. 30
45
调质
0. 10 80 8. 50
55
调质
0. 20 117 7. 88
55Si2Mn 淬火后中温回火 0. 11 60 9. 00
55SiMnVB 淬火后中温回火 0. 20 107 3. 83
4 可靠性与失效分析
设计领域综述
《机械设计》2000 年 5 月 №5
文章编号 :1001 - 2354 (2000) 05 - 0004 - 04
损伤容限设计方法和设计数据Ξ
赵少汴
(机械工业部郑州机械研究所 先进制造技术研究中心 ,河南 郑州 450052)
摘要 :论述了损伤容限设计方法 , 研究了长裂纹的疲劳裂纹扩展寿命估算方法和初始裂纹尺寸 a0 的确定方 法 。并提供了常用国产机械材料的疲劳裂纹扩展速率和疲劳裂纹扩展门槛值的试验数据 。
1Cr18Ni9 Ti 淬火后时效 0. 10 175
20
正火
0. 10 0. 00
11. 30 -
13. 33 13. 00 8. 41 10. 42 9. 81 2. 45 2. 45 2. 45 10. 78 10. 78 10. 78 7. 60 6. 57 12. 0 12. 0 5. 93 7. 46 6. 80
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《机械设计》2000 年 5 月 №5
设计领域综述
可靠性与失效分析 5
(续表 1)
35Mn2
0. 724 0 2. 920 0 3 170. 0 1. 360 0 814. 14 2. 241 3 1. 385 0 4. 170 0 0. 541 65 4. 690 0 0. 001 06 4. 663 1 0. 115 37 3. 473 7 9. 800 0 3. 522 0 0. 020 20 4. 043 0 4. 620 0 3. 765 0 1. 740 0 3. 990 0 3. 900 0 3. 890 0 1. 260 0 4. 160 0 2. 144 9 3. 849 2 41. 100 3. 210 8 14. 900 3. 500 0 16. 000 3. 540 0 1 793. 7 2. 055 9 6. 453 5 4. 030 0 0. 211 60 3. 457 6
材料
00Cr17Ni14Mo2 0Cr19Ni9
热处理
油淬 固溶处理
应力 试验频 最大载 Paris 公式中的参数 比 率 ( Hz) 荷 (kN) C ( ×10 - 10) m
0. 2 110 9. 26 1. 013 8 4. 169 4
0. 2 104 9. 26 46. 104 3. 045 6
ZG15Cr2Mo 正火后回火 0. 10 -
-
ZG1Cr13
退火后正火 0. 25 72 6. 00
ZG20SiMn
正火
0 73 13. 48
ZG45
调质
0. 40 120 9. 80
ZG55
调质
0 110 -
ZGCr15
回火 2h 0. 10 120 4. 95
ZGCr15SiMn ②
回火 3h
60Si2Mn 淬火后中温回火 0. 20 110 3. 92
9Cr18
淬火
0. 10 120 4. 95
B HW35
正火后回火 0. 20 100 17. 64
GCr15
淬火后低温回火 0. 10 120 4. 95
GCr15SiMn 淬火后低温回火 0. 10 120 4. 95
Q235A
热轧
0. 10 30 21. 56
2. 391 2 4. 940 0 4. 434 1 3. 507 0 2. 861 5 2. 409 2 2. 580 0 2. 828 2 2. 679 3 4. 390 0 3. 360 0 3. 092 1 3. 422 1 1. 776 0 4. 270 0 6. 140 0 3. 938 0 4. 410 0 3. 400 0 3. 516 7 2. 733 0 3. 780 0 3. 640 0 2. 830 0 3. 730 0 2. 286 0 3. 525 7 3. 100 0 4. 030 0 3. 991 7 3. 490 0 2. 283 2 2. 360 0 1. 600 2
0. 20 110 10. 85
176. 04 0. 351 93 1. 720 0 10. 000 290. 00 1 305. 9 407. 73 97. 627 176. 36
1. 040 45. 500 49. 399 23. 811 2 481. 5 3. 220 0 0. 000 03 1. 876 0 9 140. 0 0. 146 0 7. 512 4 95. 800 2. 680 0 4. 858 6 315. 03 20. 400 1 150. 0 20. 000 0. 293 0 3. 310 0 2. 255 0 0. 000 07 65. 460 3. 460 0 3 210. 2
简单说来 ,损伤容限设计就是以断裂力学为理 论基础 ,以无损检验技术和断裂韧度的测量技术为 手段 ,以有初始缺陷或裂纹零构件的剩余寿命估算 为中心 ,以断裂控制为保证 ,确保零构件在其服役期 内能够安全使用的一种疲劳设计方法 。
损伤容限设计 , 允许零构件在使用期内有初始 缺陷 ,或在服役期内出现裂纹 , 发生破损 , 但在下次 检修前要保持一定的剩余强度 ,能够安全使用 , 直至 下次检修时能够发现 , 予以修复或更换 。因此 , 损伤 容限设计的关键问题是正确估算剩余寿命 。
注 :1. 除特殊注明者外 ,试验温度均为 25 ℃,载荷波形均为正弦波 ,试验环境 均为大气 。
2. 此表适用于Δ K 的单位为 MPa m , d a/ d N 的单位为 mm/ c 。 ①波形为三角波 。
②试验温度 28 ℃。 C 、m ———材料常数 ,上海材料研究所与郑州机械研究所等单位试验得出的国
U = 0. 5 + 0. 1 R + 0. 4 R2
(3)
在程序载荷下 ,若一个载荷块有 i 级应力 , 每个
载荷块内第 i 级应力的循环次数为 ni , 则每个载荷
块的疲劳裂纹扩展速率为 :
∑ d a
dλ
=
n i =1
ni
da dN