疲劳断裂 总结
第三部分疲劳断裂
疲劳断裂是金属结构失效的一种主要型式，典型焊接结构疲劳破坏事例表明疲劳断裂几率高，具有广泛研究意义。疲劳破坏发生在承受交变或波动应变的构件中，一般说来，其最大应力低于材料抗拉强度，甚至低于材料的屈服点，因此断裂往往是无明显塑性变形的低应力断裂。
疲劳断裂过程的研究表明，疲劳寿命不是决定于裂纹产生，而是决定于裂纹增大和扩展。因此，本章将在介绍疲劳断裂的基本特征和基本概念基础上，利用断裂力学原理着重分析疲劳裂纹的扩展机理、规律、影响因素及疲劳寿命估算。
§3-1疲劳的基本概念
在交变载荷作用下，金属结构产生的破坏现象称为疲劳破坏。为防止结构在工作时发生疲劳破坏传统疲劳设计采用σ―N曲线法确定疲劳强度。
一、应力疲劳和应变疲劳
1、应力疲劳
在低应力、高循环、低扩展速率的疲劳称为应力疲劳，也叫弹性疲劳。七特点是在应力循环条件下，裂纹在弹性区内扩展，且裂纹扩展速率低。
2、应变疲劳
在高应力、低循环、高扩展速率下的疲劳称为应变疲劳，也叫塑性疲劳。其特点是应变幅值很高，最大应变接近屈服应变，故疲劳裂纹扩展速率高（达每次循环10-2mm），寿命短（小于104周）。
二、疲劳强度和疲劳极限
1、乌勒（W?hler）疲劳曲线
（1）结构在多次循环载荷作用下，在工作应力σ（σmax）小于强度极限σb
时即破坏，在不同载荷下使结构破坏所需的加载次数N也不同，表达结构破坏载荷σ和所需加载次数N之间的关系（σ―N）即为乌勒（W?hler）疲劳曲线。
（2）疲劳曲线在加载次数N很大时趋于水平，若以σ―lgN表示则为两段直线关系
（3）图示（略）
2、疲劳强度（条件疲劳极限）
（1）疲劳曲线上对应于某一循环次数N的强度极限σ即为该循环下的疲劳
强度（σ
r
）
（2）σ
r =f（N）σ
r
对应σmax，一般N<107
3、疲劳极限
（1）结构对应于无限次应力循环而不破坏的强度极限即疲劳极限（2）为σ―lgN疲劳图中的水平渐近线
三、应力循环特性
1、应力循环中各参数及应力循环特性系数
① σmax ―应力循环中最大应力值，σmax=σm+σa ② σmin ―应力循环中最小应力值，σmin=σm-σa ③ σm=（σmax+σmin ）/2--应力循环中平均应力值 ④ σa=（σmax-σmin ）/2―应力循环中应力振幅 ⑤ r=σmin/σmax ―应力循环中应力循环特性系数 2、特殊循环特性
(1) 对称交变载荷，r=-1，疲劳强度σ-1 (2) 脉动载荷，r=0，疲劳强度σ0
(3) 拉伸变载荷，0 拉伸变载荷σmin 和σmax 均为拉应力，但大小不等，0<γ<1，其疲劳强度用σr ，脚标γ用相应的特性系数表示。 四、疲劳强度表示法 为了表达疲劳强度和循环特性之间关系，可绘出下列几种形式的疲劳图，从其图中可得出各种循环特性下的疲劳强度，表示某种材料疲劳性能。 1、疲劳图概念 表示在一定循环次数下疲劳强度σr 与应力循环特性系数r 之间关系的曲线即疲劳图，有四种表示法：σmax ―r 、σmax ―σm 、σa ―σm 、σmax ―σmin 。 2、疲劳图意义 （1）工程上可用疲劳图查找疲劳强度用于结构设计 （2）用于疲劳断裂机理探讨 3、疲劳强度表示法 已知应力循环特性r 要求会用疲劳图求疲劳强度σr ，并熟练掌握特殊循环特性的疲劳强度σ1、σ0、σ-1 。 （1） σmax ―r σmax 和r 表示的疲劳图(如图6所示)，它能直榜的将σmax 和r 的关系表示出来。 图4疲劳强度和疲劳极限 图5具有不同循环特征的变动载荷 （2） σmax ―σm 用σmax 和σm 表示的疲劳图如图7所示，横坐标表示平均应力σm ，纵坐标表示应力σmax 和σmin ，在与水平线成45角的方向绘一虚线，将振幅的数值σa 对称地绘在斜线两侧，两曲线相交于C 点表示振幅σa=0，其疲劳强度为静载强度σb ，线段ON 表示对称循环时的疲劳强度σ-1，此时σm 等于零，线段O 1N 1表示脉动循环时疲劳强度σ0。从该疲劳图上可以用作图法求出任何循环特性系数(r )下的疲劳强度，自0点作一与水平线成α角的直线，使tg α=σmax/σm=2σmax/（σmax+σmin ）=2/（1+r ）则直线与图形上部曲线交点的纵坐标就是r 循环特性下的疲劳强度σr 。 （3） σa ―σm 用σa 和σm 表示的疲劳图如图8所示。横坐标为σm ，纵坐标为σa ，曲线上各点疲劳强度σr=σa +σm 。纵坐标A 交点为对称循环时疲劳强度σ-1，横坐标B 交点为静载强度σb ，从0作45射线与曲线交点C 表示脉动循环，其疲劳强度σ0=σa +σm=2σa=2σm 。若自0点作α角射线与曲线相交，并使tg α=σa/σm=（1-r ）/（1+r ），则交点的σa +σm=σr ，即为r 时的疲劳强度。 （4） σmax ―σmin 用σmax 和σmin 表示的疲劳图如图9所示，由原点0出发的每条射线代表一种循环特性，如原点向左与横坐标成45°的直线表示交变载荷，r =σmim /σmax=-1，它与曲线交于B 点，BB 1即为σ-1；向右与横坐标成45的直线表示静载r=l ，它与曲线交于D 点DD 1即为静载强度σb ，而纵坐标本身又表示脉动载荷r =0，CC 1即为σ0。 （5） 实例 图10为σmax ―σmin 疲劳图应用实例。该钢种的静载强度为60kgf/mm 2(588Mpa)，200万次脉冲循环的疲劳强度为3lkgf/mm 2(304Mpa)，而其交变载荷r = -1的疲劳强度为20kgf ／mm 2(196Mpa)。对于r=1/2疲劳强度，根据ADEC 线的交点即可找出为42kgf ／mm 2等。同样在图上也可找出n=100 万次的 图6用σmax 和r 表示的疲劳图 图7用σmax 和σm 表示的疲劳图 图8用σa 和σm 表示的疲劳图 图9用σmax 和σmin 表示的疲劳图 各种循环特性的疲劳强度值。 §3-2疲劳裂纹扩展过程及疲劳破坏的基本特征 一、疲劳裂纹扩展过程 整个疲劳断裂过程分为三个阶段：微裂纹产生→疲劳裂纹扩展→断裂 1、初始微裂纹产生 （1）位置：疲劳裂纹在应力最高强度最低的基体上产生，焊接结构产生裂纹的时间很短。 （2）标准：疲劳机理标准：电镜1000? 工程实用标准：金相显微镜：10× 2、稳定扩展阶段 （1）稳定扩展阶段疲劳裂纹扩展时间即认为是结构的使用寿命。 （2）塑性钝化模型：每经过一次加载循环，疲劳裂纹尖端即经历一次锐化→钝化→再锐化过程，裂纹扩展一段距离，疲劳断口表面产生一条辉纹（Laird-Smith 模型）。 a ）未加载荷裂纹闭合形态； b ）在加载段拉应力作用下，裂纹张开，裂纹尖端两个小切口使之向45o角滑移； c ）拉应力达最大值时，裂纹因变形使应力集中效应消失，裂纹尖端滑移带变宽，裂纹前端钝化，呈半圆状（即是所谓的泊松效应），此时产生新的表面，裂纹向前扩展； 以上三个阶段为塑性钝化阶段。 d ）去载拉应力下降，沿滑移带向相反方向滑移； e ）加载后半周处于压应力， 形 图3-1 Laird-Smith 模型 图10 σmax ―σmin 疲劳图 成新表面被压向裂纹平面，形成新的切口，结果造成新的疲劳纹，其间距为c，即为辉纹宽度，该理论认为每一次循环加载，就产生一道辉纹。 以上二个阶段为塑性锐化阶段。 （3）该阶段裂纹扩展稳定，扩展速度较低，受温度影响较小。 3、失稳扩展阶段 （1）当裂纹尺寸足够大结构有效受力截面小到不足以承受所加载荷时，即为断裂阶段。该阶段可为延性断裂也可为脆性断裂。 （2）断裂阶段标准： 承载构件：不能再承受工作载荷 压力容器：产生泄漏 二、疲劳破坏的基本特征 1、疲劳破坏是经多次交变载荷作用形成的，裂纹扩展缓慢； 2、结构疲劳强度与应力集中关系密切，对应力集中十分敏感，与温度的关系不大； 3、疲劳破坏时变形小； 4、疲劳破坏的断口特征。 （1）宏观上有辐射状的疲劳纹，呈“年轮状”花样，其辐射条纹的起点就是裂纹的起源点 （2）微观上有疲劳扩展的辉纹，呈“海滩状”花样。 （3）疲劳裂纹扩展断面为细晶区，较为平滑，由于空气及介质的氧化或腐蚀作用，使其颜色较深，而凸起部分则因扩展过程的摩擦和挤压作用逐渐被磨光，出现条纹（贝壳）状的光滑表面，即所谓的“海滩状”、“年轮状”花样。 （3）瞬时断裂区为粗晶区，颜色较灰暗 §3-3疲劳破坏的影响因素 一、结构构造刚柔相济 重点注意提高结构相互连接接头的平滑、圆润、柔韧程度。 二、应力集中的影响 1、结构表面形状突然变化 对接接头 对接接头形状变化不大，应力集中比其他形式接头小，一般焊缝余高过大、过渡角过大会使接头疲劳强度下降。若保证焊透并使焊缝向母材平滑过渡或经机械加工使其过渡平滑，则其疲劳强度可接近或达到母材强度。 丁字和十字接头 丁字和十字接头焊缝向母材基本金属过渡处有明显的截面变化，其应力集中系数比对接接头的高，因此其疲劳强度远低于对接接头。未开坡口的角焊缝的十字接头，危险截面有两个：母材与焊缝趾端交界处、焊缝根部。当焊缝承受工作应力（垂直于焊缝方向）时，疲劳断裂发生在焊缝(a/δ≤0.6~0.7)的薄弱环节或母材与焊缝趾端交界处（a/δ>0.7）。适当提高焊角尺寸可使疲劳断裂发生在母材与焊缝趾端交界处，在一定程度上提高疲劳强度；若开坡口并焊透使焊缝在焊趾处向母材平滑过渡，则其疲劳强度可明显提高。 搭接接头 仅有侧面焊缝的搭接接头疲劳强度最低，只达到基本金属的34％。正面焊缝的焊脚为1：1、1：2、1：2(表面机加工)、1：3.8(表面机加工)的搭接接头疲劳强度分别为基本金属的40％、49％、51％和100％。采用所谓“加强”盖板的对接接头是不合理的接头形式，试验结果表明，对接接头加盖板后疲劳强度只达到原对接接头疲劳强度的一半。一般应避免用搭接接头，若必须采用搭接接头时要保证焊缝比例（1：2）并经机械加工使其过渡平滑。 2、缺陷的影响 焊接缺陷对疲劳强度的影响大小与缺陷的种类、尺寸、方向和位置有关。 缺陷形状：片状缺陷(如裂缝、未熔合、未焊透)比带圆角的缺陷(如气孔等)影响大。 缺陷种类：表面缺陷比内部缺陷影响大。 缺陷方向：与作用力方向垂直的片状缺陷的影响比其它方向的大。 缺陷位置：位于残余拉应力区内的缺陷的影响比在残余压应力区内的大；位于应力集中区的缺陷(如焊趾部裂纹)的影响比在均匀应力场中同样缺陷影响大。 材料影响：缺陷对缺口敏感性强的材料的疲劳强度影响比对一般缺口敏感性 材料影响大，所以高强钢强度高而实际疲劳强度并没有提高很多。 3、角变形和错边的影响 1）余高或角变形过大使熔合线的应力集中增加,即局部应力增大 2）产生附加弯矩,出现弯曲应力 3）角变形或错边处的材料韧性差 4、表面粗糙度 三、材质纯度与塑性和韧性 材质塑性和韧性影响裂纹的萌生和扩展。 在实际焊接结构中，如果热影响区的尺寸不大，一般不会降低焊接接头的疲劳强度。 四、残余应力的影响 1、理论分析 从σa～σm 的疲劳图可以看出 >0）时，有： 有残余拉应力（σ R σmax=σm+σR+σa 当应力循环中最大应力σmax 到达σs时，残余应力因应力全面 达到屈服而消除，所以当σm达到 一定数值(σm+σa=σs)，即应力 循环特性r>0时，残余应力对疲劳 σa～σm疲劳图 强度将没有影响；当σm小于此值， 应力循环特性r<0时，则残余拉应 力会使疲劳强度降低，σm越小， 内应力的影响愈显著。 2、试验证明 （1）光滑堆焊试件试验结果 小） 该种试件应力集中较小（K T 试件上纵向、横向堆焊焊缝各一条，残余拉应力不同（依堆焊顺序），先纵后横σx小,先横后纵则σx大,在对称交变载荷下实验（r=-1），残余拉应力（σR）越大则疲劳强度越低。 （2）十字（对接加纵向堆焊）焊缝热处理消应力 小） 该种试件应力集中较小（K T 在三种循环特性(r=-1、0、0.3)下分别对焊态试件和热处理去应力试件进行 疲劳试验,结果平均应力低的试件(r<0)热处理可提高疲劳强度,而平均应力高的试件(r>0)热处理反而使疲劳强度降低。 （3）带有纵向短筋板试件疲劳试验 该种试件应力集中大（K T 大） 在循环特性(r=0)下对焊态试件和热处理去应力试件进行疲劳试验,结果表明热处理可明显提高疲劳强度。应力集中越严重，疲劳强度提高越明显。 2、结论 焊接接头的疲劳强度试验结果表明焊接残余应力对疲劳强度的影响与应力 集中情况（应力集中系数K T ）、残余应力（σ R ）性质及大小、应力循环特征系数 r有关。K T 越大、σ R 越大、r越小(负数)，残余应力（σ R ）使疲劳强度降低越严 重，这时可通过热处理提高疲劳强度。若残余应力（σ R ）为压应力或应力循环 特征系数r大且应力集中系数K T 小则不需要热处理消应力。 §3-4疲劳破坏的预防措施 结构中的应力集中是降低焊接结构疲劳强度的最主要因素，在结构设计中减少应力集中甚至比确定疲劳设计应力还重要。只有当焊接接头和结构设计合理，焊接工艺完善，焊缝金属质量良好时，才能保证焊接接头和结构具有较高的疲劳强度，一般可以采取下列措施： 一、设计措施 1、整体设计时注意采用合理的结构形式，分散集中载荷，减小应力集中。 关注要点：使焊缝易于施焊、焊缝间距离不能过近、避免焊缝交叉、不同厚度板对接时合理设计接头形式、有角焊缝时合理选择角（搭）接板（包括坡口）形状、尽量使焊缝远离高工作应力区、尽量使焊缝远离高应力集中区、考虑次要焊缝。 2、选择合理接头形式 焊接接头疲劳断裂的危险性依次为对接接头、十字街头（开坡口焊透）、十字接头（未开坡口）、侧面搭接接头和正面搭接接头。优先采用应力集中系数小的对接接头，尽量少采用角焊缝；焊缝形状应过渡平缓，连续焊缝比断续焊缝有利。 3、减小接头局部刚度 如在焊缝附近开缓和槽可减小接头局部刚度，减小开裂危险性。 接头设计方案示例1：接头方案；局部刚度 接头设计方案示例3：焊缝布置 接头设计方案示例4：接头及焊缝平滑过渡 二、工艺措施 1、在工艺上应正确选择焊接规范，保证焊缝良好成形和内、外部没有缺陷； 当采用角焊缝时须采取综合措施：机械加工焊缝端部，保证焊缝根部焊透。 2、用表面机械加工的方法消除焊缝及其附近的各种刻槽降低接头应力集中 程度。 3、TIG电弧整形，可以大幅度提高焊接接头的疲劳强度； 4、调整残余应力场，消除接头的应力集中处的焊接残余应力或使该处产生残 余压应力均可以提高接头的疲劳强度，其方法可以分为两类：整体处理，包括整体退火或超载予拉伸法；局部处理，即在接头某部位采用加热、辗压、局部爆炸等方法，使接头应力集中处产生残余压应力。 5、改善材料的机械性能 表面强化处理、用小轮挤压或锤轻打焊缝表面及过渡区、或用小钢丸喷射焊缝区都可提高接头的疲劳强度。 三、特殊保护措施----塑料涂层 采用特殊塑料涂层可提高焊接接头疲劳强度。 示例：调整残余应力场提高疲劳强度 1.材料弹性变形和金属塑性变形的本质？ 2.材料的断裂是如何分类的？韧性断裂和脆性断裂的微观形貌各有哪些特征？ 3.金属在怎样的外因条件下会发生韧性-脆性转变，为什么？ 4.材料的静态韧性、冲击韧性和断裂韧性的物理意义和数学表达？ 5.试比较σ与K 以及b σ与C K I 的区别与联系？ 6.推到Griffith 脆断强度理论公式？★（很大可能会考到） 7.典型的疲劳寿命曲线是怎样的？分为几个区？疲劳极限的定义？ 8.某正弦波疲劳试验的平均应力为100MPa ，应力限为200MPa ，试求加载的最大应力、最小应力、应力比和应力范围？ 9.平均应力是怎样影响疲劳寿命的（作图说明）?试举出生产中人为改变平均应力提高疲劳寿命的工艺措施。 10.Miner 线性累计疲劳损伤定则是如何处理变幅载荷疲劳问题的？ 11.疲劳失效的主要过程有三个：疲劳裂纹形成、疲劳裂纹扩展和当裂纹扩展达到临界尺寸时，发生最终的断裂。 宏观尺度的疲劳裂纹形成包括三个阶段：微裂纹的形成、微裂纹的长大和微裂纹的联接。 疲劳微裂纹的形成三种方式：表面滑移带开裂、夹杂物与基体相界面分离或夹杂物本身断裂，以及晶界或亚晶界开裂。 （这个题没抄全，只记得老师说三个代表了，大概也许应该是这个，三个三） 12.何谓第一类模拟疲劳试验和第二类模拟疲劳试验？ 13.作图说明P-S-N 曲线与S-N 曲线的区别与联系。 14.示意画出S-N 曲线、P-S-N 曲线和用裂纹形成寿命分解的S-N 曲线。分析疲劳数据分散性产生的基本原因。★ 15.试作图说明疲劳裂纹扩展的一般规律？如何估算裂纹扩展寿命？ 16.试比较高温疲劳与热疲劳的区别与联系？与常温疲劳相比高温疲劳有何特点？ 17.试比较C K I 、SCC K I 、th K ?与I K 的区别与联系。如何估算一个可能含 裂纹而无损检测合格的零件的最大许用服役应力？ 18.无限寿命设计与有限寿命设计的基本思想是甚么？ 19.简述“失效-安全”的概念。 20.简述损伤容限设计的基本思想。 21.“工程上要求构件各部位的服役应力不能超过屈服强度（2.0σ），因而研究塑性变形问题在工程上应用价值不大。”这种说法正确否？为什么？ 22.“在役飞机的零部件，特别是飞机发动机的零部件是绝对不能含有裂纹运行的，因此在航空领域研究和估算裂纹扩展寿命问题毫无意义，只要研究裂纹萌生寿命的问题即可”。这种说法正确否？为什么？ 23.颤振可认为是一种振幅较小、频率较高的疲劳载荷，通常情况下对材料不会造成损伤。为什么航空发动机的某些构件在服役过程中会由于颤振而失效？ 材料失效分析 ——金属的疲劳破坏 1.1材料失效简介 材料失效分析在工程上正得到日益广泛的应用和普遍的重视。失效分析对改进产品设计、选材等提供依据，并可防止或减少断裂事故的发生；可以提高机械产品的信誉，并能起到技术反馈作用，明显提高经济效益。大力开展失效分析研究，无论对工业、民生、科技发展，都具有极其重要的作用。 所谓失效——主要指机械构件由于尺寸、形状或材料的组织与性能发生变化而引起的机械构件不能完满地完成指定的功能。亦可称为故障或事故。一个机械零部件被认为是失效，应根据是否具有以下三个条件中的一个为判据： （1）零件完全破坏，不能工作； （2）严重损伤，继续工作不安全； （3）虽能暂时安全工作，但已不能满意完成指定任务。 上述情况的任何一种发生，都认为零件已经失效。 机械零部件最常见的失效形式有以下几种： 1.断裂失效：通常包括塑性（韧性）断裂失效；低应力脆性断裂失效；疲劳断裂失效； 蠕变断裂失效；应力腐蚀断裂失效。 2.表面损伤失效：通常包括磨损失效；腐蚀失效；表面疲劳失效 3.变形失效：包括塑性变形失效；弹性变形失效,同一种零件可有几种不同失效形式。一个零件失效，总是由一种形式起主导作用，很少以两种形式主导失效的。但它们可以组合为更复杂的失效形式，例如腐蚀磨损、腐蚀疲劳等。 2.1疲劳破坏 飞机、船舶、汽车、动力机械、工程机械 、冶金、石油等机械以及铁路桥梁等的主要零件和构件，大多在循环变化的载荷下工作，疲劳是其主要的失效形式。 金属疲劳是指材料、零构件在循环应力或循环应变作用下，在一处或几处逐渐产生局部永久性累积损伤，经一定循环次数后产生裂纹或突然发生完全断裂的过程。当材料和结构受到多次重复变化的载荷作用后，应力值虽然始终没有超过材料的强度极限，甚至比弹性极限还低的情况下就可能发生破坏，这种在交变载荷重复作用下材料和结构的破坏现象，就叫做金属的疲劳破坏。 2.2疲劳断裂的特征 1、疲劳断裂应力1σ（周期载荷中的最大应力 max σ）远比静载荷下材料的抗拉强度 b σ低，甚至比屈服强度s σ也低得多。 2、不管是脆性材料或延性材料，其疲劳断裂在宏观上均表现为无明显塑性变形的脆性突然断裂，故疲劳断裂一般表现为低应力脆断。 3、疲劳破断是损伤的积累，积累到一定程度，即裂纹扩展到一定程度后才突然断裂。 断裂前要经过较长时间的应力循环次数N （＝104；105；106……）才断裂，所以疲劳断 裂是与时间有关的断裂。在恒应力或恒应变下，疲劳将由三个过程组成：裂纹的形成（形核）；裂纹扩展到临界尺寸；余下断面的不稳定断裂。在宏观上可清楚看到后二个过程。 4、材料抵抗疲劳载荷的抗力比一般静载荷要敏感得多。疲劳抗力不仅决定于材料本 身，而且敏感地决定于构件的形状，尺寸、表面状态、服役条件和所处环境等。 疲劳寿命分析方法 摘要：本文简单介绍了在结构件疲劳寿命分析方法方面国内外的发展状况,重点讲解了结构件寿命疲劳分析方法中的名义应力法、局部应力应变法、应力应变场强度法四大方法的估算原理。 疲劳是一个既古老又年轻的研究分支，自Wohler将疲劳纳入科学研究的范畴至今，疲劳研究仍有方兴未艾之势，材料疲劳的真正机理与对其的科学描述尚未得到很好的解决。疲劳寿命分析方法是疲分研究的主要内容之一，从疲劳研究史可以看到疲劳寿命分析方法的研究伴随着整个历史。 金属疲劳的最初研究是一位德国矿业工程帅风W.A.J.A1bert在1829年前后完成的。他对用铁制作的矿山升降机链条进行了反复加载试验，以校验其可靠性。1843年，英国铁路工程师W.J.M.Rankine对疲劳断裂的不同特征有了认识，并注意到机器部件存在应力集中的危险性。1852年-1869年期间，Wohler对疲劳破坏进行了系统的研究。他发现由钢制作的车轴在循环载荷作用下，其强度人大低于它们的静载强度，提出利用S-N 曲线来描述疲劳行为的方法，并是提出了疲劳“耐久极限”这个概念。1874年，德国工程师H.Gerber开始研究疲劳设计方法，提出了考虑平均应力影响的疲劳寿命计算方法。Goodman讨论了类似的问题。1910年，O.H.Basquin提出了描述金属S-N曲线的经验规律，指出：应力对疲劳循环数的双对数图在很大的应力范围内表现为线性关系。Bairstow通过多级循环试验和测量滞后回线，给出了有关形变滞后的研究结果，并指出形变滞后与疲劳破坏的关系。1929年B.P.Haigh研究缺口敏感性。1937年H.Neuber指出缺口根部区域内的平均应力比峰值应力更能代表受载的严重程度。1945年M.A.Miner 在J.V.Palmgren工作的基础上提出疲劳线性累积损伤理论。L.F.Coffin和S.S.Manson各自独立提出了塑性应变幅和疲劳寿命之间的经验关系，即Coffin—Manson公式，随后形成了局部应力应变法。 中国在疲劳寿命的分析方面起步比较晚，但也取得了一些成果。浙江大学的彭禹，郝志勇针对运动机构部件多轴疲劳载荷历程提取以及在真实工作环境下的疲劳寿命等问题，以发动机曲轴部件为例，提出了一种以有限元方法，动力学仿真分析以及疲劳分 断裂力学习题 一、问答题 1、什么是裂纹？ 2、试述线弹性断裂力学的平面问题的解题思路。 3、断裂力学的任务是什么？ 4、试述可用于处理线弹性条件下裂纹体的断裂力学问题两种方法： 5、试述I型裂纹双向拉伸问题中的边界条件，如何根据该边界条件确定一复变函数，并由此构成应力函数，最后写出问题的解。b5E2RGbCAP 6、什么是应力场强度因子K1？什么是材料的断裂韧度K1C？对比单向拉伸条件下的应力及断裂强度极限b，，说明K1与K1C的区别与联系？p1EanqFDPw 7、在什么条件下应力强度因子K的计算可以用叠加原理 8、试说明为什么裂纹顶端的塑性区尺寸平面应变状态比平面应力状态小？ 9、试说明应力松驰对裂纹顶端塑性区尺寸有何影响。 10、K准则可以解决哪些问题？ 11、何谓应力强度因子断裂准则？线弹性断裂力学的断裂准则与材料力学的强度条件有何不同？ 12、确定K的常用方法有哪些？ 13、什么叫裂纹扩展能量释放率？什么叫裂纹扩展阻力？ 14、从裂纹扩展过程中的能量变化关系说明裂纹处于不稳定平衡的条件是什么？ 15、什么是格里菲斯裂纹？试述格氏理论。 16、奥罗万是如何对格里菲斯理论进行修正的？ 17、裂纹对材料强度有何影响？ 18、裂纹按其力学特征可分为哪几类？试分别述其受力特征 19、什么叫塑性功率？ 20什么是G准则？ 21、线弹性断裂力学的适用范围。 22、“小范围屈服”指的是什么情况？线弹性断裂力学的理论公式能否应用？如何应用？ 23、什么是Airry应力函数？什么是韦斯特加德 栏目主持李牟翔疲劳断裂失效分析与表面强化预防 北京航空材料研究院（１０００９５）高玉魁 对于航空航天零部件而言，随着结构设计不断使用高强度结构材料来制造承力构件，越来越多的零件以疲劳断裂的方式发生失效事故。因此，总结疲劳断裂的失效特征，分析其影响凶素，探讨疲劳失效的预防措施一直是材料和力学等学科的研究工作者和工程师们所关心的课题。 对疲劳断裂失效而言，应该将疲劳裂纹的萌生与疲劳裂纹的扩展（包括疲劳小裂纹和长裂纹的扩展）结合起来，综合考虑疲劳裂纹的“裂”与“断”的过程，定量计算疲劳寿命，以便为设计提供数据支持和依据。目前的研究，材料工作者多从材料的组织结构特征方面来分析组织结构对疲劳寿命的影响，而断裂力学研究者则多从疲劳裂纹扩展寿命来计算安全的使用寿命。这两种方法都有一定的道理，并分别侧重于裂纹的萌生与扩展阶段的研究。对于疲劳断裂失效而言，疲劳断裂的过程都是先“裂”后“断”的。“疲劳断裂”不如“疲劳裂断”科学，这不仅是因为“疲劳裂断”可反映疲劳裂纹的萌生、扩展与断开的先后次序，而且“裂”还同时强调了裂纹的萌生和扩展两个阶段。一个零件要“裂”必须有裂纹的产生并使裂纹长大，要想“断”必须是零件上一定尺寸的裂纹在一定外力或环境的单独或共同作用下才能发生。因此，从“疲劳裂断”的进程来看，如何“防裂”、“止裂”、“防断”和“止断”不仅在科学理论上，而且在工程应用中都具有十分重要意义的研究课题。的强度潜力和使用性能；另一方面可提前预防失效事故并避免灾难的发生。为便于理解和使用，除了在此强凋“裂”外，下文仍采用“疲劳断裂”来描述疲劳失效。 １．结构材料的疲劳失效特征 疲劳失效是材料在循环载荷作用下发生的损伤和破坏过程。一般而言疲劳断裂包括裂纹的萌生、裂纹的扩展和最终的断裂三个过程，因此疲劳断口上有三个相对应的区域，即裂纹源区、裂纹扩展区和瞬断区。根据所受载荷的水平、材料的力学特性、试样的形状尺寸与约束条件的不同，这三个区域的大小、形状和分布特征也不尽相同，但总体而言可归纳为下列的４个宏观规律特征： （１）疲劳失效为低应力长时间无明显塑性变形的宏观脆性断裂。 （２）疲劳失效是由材料局部的组织不断发生损伤变化并且逐渐累积而成，疲劳总是从最薄弱的区域开始（见图１）。 图ｌ疲劳裂纹萌生于内部的夹杂物缺陷 （３）疲劳断裂必须在循环应力和微观局部发生塑性 “防裂”和“止裂”是在“裂”上下功夫，通过分变形，以及拉伸应力作用下发生。前者是裂纹形成的条析裂的规律，找出裂的原因，提出防裂的措施，采用合 理的结构设计、合适的材料、适宜的热处理制度及可靠 的零件加工与适当的表面强化来改进开裂的方式，提高 开裂的抗力。“防断”和“止断”是在“断”字上做文 章，对存在一定尺寸的裂纹或缺陷，通过分析剩余寿命 ／剩余强度来计算构件的安全，一方面可充分发挥材料 囵踅Ｑ里堡箜！！塑整丝型堡旦箜蕉ｗｗｗ．ｍａｃｈｉｎｉｓｔ．ｃｏｍ．ｃｎ参磊卢工热ｌｍ－ｒ 件，后者是裂纹扩展的需要。 （４）疲劳失效具有随机性，裂纹的形成与扩展都需 要一定的晶体学条件、力学条件和变形的协调条件，而 且材料本身的组织结构、成分偏析与夹杂缺陷等的不均 匀性，决定了疲劳失效具有随机性。 从疲劳失效的断口分析而言，微观上讲具有以下 万方数据 材料的疲劳和断裂读书报告 在这个报告里，首先阐述材料的疲劳和断裂机理、规律，其次阐述钛合金的疲劳和断裂，以及解决方法。在之前的本科课程里《工程材料力学性能》、《》、《失效分析》，对金属的疲劳、断裂、蠕变都进行了较为详细的阐述。同时，也进行了TC4合金的疲劳性能实验，因此对疲劳相关的知识有了一定的了解。 在大多数情况下，零件承受的并不是静载荷，而是交变载荷。在交变载荷作用下，材料往往在低于屈服强度的载荷下，发生疲劳断裂。例如，汽车的车轴断裂，桥梁，飞机等。因此对于疲劳断裂的研究是很有意义的。 一般来说，疲劳的定义是：金属材料或构件在变动应力和应变长期作用下，由于累积损伤而引起的断裂现象称为疲劳。断裂的定义是：由弥散分布的微裂纹串接为宏观裂纹，再由宏观裂纹扩展为失稳裂纹，最终材料发生断裂。在此，需要明确疲劳和断裂的关系。疲劳和断裂在机理研究和工程分析时是紧密相连的，只是疲劳更侧重于研究裂纹的萌生，断裂力学则侧重于裂纹的扩展，即带裂纹体的强度问题。 对于疲劳，阐述的思路是疲劳分类及特点，疲劳机理与断口，疲劳性能表征，影响疲劳的因素。对于断裂，从宏观和微观的角度分别阐述。 疲劳 疲劳分类及特点 疲劳分类方法如下： 按应力状态不同，可以分为弯曲疲劳、扭转疲劳、拉压疲劳及复合疲劳； 按环境和接触情况不同，分为大气疲劳、腐蚀疲劳、高温疲劳、热疲劳、接触疲劳； 按照断裂寿命和应力高低不同，分为高周疲劳和低周疲劳，其中高周疲劳也是低应力疲劳，低周疲劳即高应力疲劳。 疲劳特点如下： 材料在交变载荷峰值远低于材料强度极限时，就可能发生破坏，表现为低应力脆性断裂特征。这是因为，疲劳时应力较低（低于屈服强度），因此在宏观上看，材料没有塑性变形。在裂纹扩展到临界尺寸时，发生突然断裂。 材料疲劳是一个累积过程，尽管疲劳断裂表现为突然断裂，但是在断裂前经历了裂纹萌生，微裂纹连接长大，裂纹失稳扩展的过程。而形成裂纹后，可以通过无损检测的方法来判断裂纹是否达到临界尺寸，从而来判断零件的寿命。 疲劳寿命具有分散性。对于同一类材料来说，每次疲劳测试的结果都不会相同，有的时候相差很大。因此在测量疲劳寿命时，需要采用升降法和分组法来测得存活率为50%的疲劳强度。疲劳对于缺陷很敏感。这些缺陷包括材料表面微裂纹，材料应力集中部分，组织缺陷等。这些缺陷加速材料的疲劳破坏。 疲劳断口记录了疲劳断裂的重要信息，通过断口分析能了解到疲劳过程的机理。 疲劳裂纹形成和扩展机理及断口 一般把疲劳分成裂纹形成和裂纹扩展过程。而研究疲劳机理，都是借助于某一种模型来研究，这在断裂力学，蠕变过程的研究中经常看到。 裂纹形成： 资料表明，疲劳微观裂纹都是由不均匀的局部滑移和显微开裂引起的。主要包括表面滑移带开裂；第二相、夹杂物或其界面开裂；晶界或亚晶界开裂等。 裂纹形成的延性材料滑移开裂模型。 在静拉伸过程中，可以在光滑试样表面看到滑移带，这是由于位错的滑移形成的。在交变载 1.1 疲劳概述 结构失效的一个常见原因是疲劳，其造成破坏与重复加载有关。疲劳通常分为两类：高周疲劳是当载荷的循环（重复）次数高(如1e4 -1e9)的情况下产生的。因此，应力通常比材料的极限强度低，应力疲劳（Stress-based）用于高周疲劳；低周疲劳是在循环次数相对较低时发生的。塑性变形常常伴随低周疲劳，其阐明了短疲劳寿命。一般认为应变疲劳（strain-based）应该用于低周疲劳计算。 在设计仿真中，疲劳模块拓展程序（Fatigue Module add-on）采用的是基于应力疲劳（stress-based）理论，它适用于高周疲劳。接下来，我们将对基于应力疲劳理论的处理方法进行讨论。 1.2 恒定振幅载荷 在前面曾提到，疲劳是由于重复加载引起： 当最大和最小的应力水平恒定时，称为恒定振幅载荷，我们将针对这种最简单的形式，首先进行讨论。 否则，则称为变化振幅或非恒定振幅载荷。 1.3 成比例载荷 载荷可以是比例载荷，也可以非比例载荷： 比例载荷，是指主应力的比例是恒定的，并且主应力的削减不随时间变化，这实质意味着由于载荷的增加或反作用的造成的响应很容易得到计算。 相反，非比例载荷没有隐含各应力之间相互的关系，典型情况包括： σ1/σ2=constant 在两个不同载荷工况间的交替变化； 交变载荷叠加在静载荷上； 非线性边界条件。 1.4 应力定义 考虑在最大最小应力值σmin和σmax作用下的比例载荷、恒定振幅的情况： 应力范围Δσ定义为(σmax-σmin) 平均应力σm定义为(σmax+σmin)/2 应力幅或交变应力σa是Δσ/2 应力比R是σmin/σmax 当施加的是大小相等且方向相反的载荷时，发生的是对称循环载荷。这就是σm=0，R=-1的情况。 当施加载荷后又撤除该载荷，将发生脉动循环载荷。这就是σm=σmax/2，R=0的情况。 1.5 应力-寿命曲线 载荷与疲劳失效的关系，采用的是应力-寿命曲线或S-N曲线来表示： （1）若某一部件在承受循环载荷, 经过一定的循环次数后,该部件裂纹或破坏将会发展，而且有可能导致失效； （2）如果同个部件作用在更高的载荷下,导致失效的载荷循环次数将减少； （3）应力-寿命曲线或S-N曲线,展示出应力幅与失效循环次数的关系。 S-N曲线是通过对试件做疲劳测试得到的弯曲或轴向测试反映的是单轴的应力状态，影响S-N曲线的因素很多，其中的一些需要的注意，如下： 材料的延展性，材料的加工工艺，几何形状信息,包括表面光滑度、残余应力以及存在的应力集中，载荷环境，包括平均应力、温度和化学环境，例如，压缩平均应力比零平均应力的疲劳寿命长，相反，拉伸平均应力比零平均应力的疲劳寿命短，对压缩和拉伸平均应力，平均应力将分别提高和降低S-N曲线。 因此，记住以下几点：一个部件通常经受多轴应力状态。如果疲劳数据(S-N 曲线)是从反映单轴应力状态的测试中得到的，那么在计算寿命时就要注意：（1）设计仿真为用户提供了如何把结果和S-N曲线相关联的选择，包括多轴应力的选择；（2）双轴应力结果有助于计算在给定位置的情况。 断裂与疲劳(专升本) 判断题 1. 力的大小可以用一个简单量表示。(3分) 参考答案：错误 2. “K I = K Ic ”表示K I 与 K Ic 是相同的。(3分) 参考答案：错误 (1). 萌生 (2). 参考答案: 扩展 (3). 参考答案: 断裂 (4). 参考答案: 损伤积累 4. ___(5)___ 有两种定义或表达式， 一是回路积分定义，另一种是___(6)___ ，在塑性力学全量理论的描述下这两种定义是___(7)___ ；其___(8)___ 指J 积分的数值与积分回路无关。(8分) (1). 参考答案: J 积分 (2). 参考答案: 形变功率定义 (3). 参考答案: 等效的 (4). 守恒性(1). 机械加工程度变形 (2). 参考答案: 预制裂纹长度 (3). 参考答案: 小范围屈服长度 (4). 读数显微镜(1). 理论断裂强度 (2). 参考答案: 实际断裂强度 (3). 参考答案: 应力集中系数 (4). 参考答案: 裂口断裂理论 问答题 7. 什么是低应力脆断？如何理解低应力脆断事故？(12分) 参考答案：答：在应力水平较低，甚至低于材料的屈服点应力情况下结构发生的突然断裂，称为低 应力脆性断裂，简称低应力脆断。低应力脆断多与结构件中存在宏观缺陷(主要是裂纹)有关， 同时也与材料的韧性有关。由于应力低，容易“失察”，由于脆性断裂，难于控制即“失控”， 低应力脆性断裂事故多为灾难性的。断裂力学是研究低应力 脆断的主要手段，其研究目的也 主要是预防低应力脆断。 8. 请解说应力场强度因子断裂理论？(12分) 参考答案：答：1)下标“I”表示I 型（张开型）裂纹 2)“K”表示应力强度因子，是外加应力和裂纹长度的函数 3)“K I ”表示I 型（张开型）裂纹的应力强度因子 4)“K Ic ”表示I 型（张开型）裂纹的断裂韧度，是材料抵抗断裂的一个性能指标 5)“K I = K Ic ”是断裂判据，表示I 型（张开型）裂纹的应力强度因子增加到一个临界 值即达到材料的断裂韧度时，就发生脆性断裂。 9. 请论述断裂力学的产生、发展、分类及主要理论？(12分) 参考答案： 严格按传统强度理论设计的工程结构却发生了低应力脆性断裂，这是传统强度理论无法自圆其说的。正是对这类问题的思考和探索，尤其1920格里菲斯裂口断裂理论的提出标志固体力学的一个新分支即将出现。 断裂力学诞生的标志是欧文的应力强度断裂理论的提出。这也是断裂力学的第一次飞跃发展，断裂力学的第二次飞跃发展体现在应力强度因子断裂理论应用在疲劳问题的分析。 根据材料断裂的载荷性质，可分为静态断裂力学和动态断裂力学，或称为断裂静力学和断裂动力学，显然断裂静力学是断裂动力学的基础，一般简称为断裂力学。由于研究的尺度、方法和观点不同，断裂力学可分为微观断裂力学和宏观断裂力学。根据所研究的裂纹尖端附近材料塑性区的大小，宏观断裂力学又可分为线弹性断裂力学和弹塑性断裂力学。 10. 材料有哪些性能？什么是材料的力学性能？金属材料有哪些力学性能指标？力学行为的内涵是什么？(12分) 参考答案： 材料的性能包括热学性能、力学性能（弹性模量、拉伸强度、抗冲强度、屈服强度、耐疲劳强度等）、电学性能、磁学性能、光学性能、化学性能。 材料的力学性能是指材料在不同环境（温度、介质、湿度）下，承受各种外加载荷（拉伸、压缩、弯曲、扭转、冲 金属材料疲劳研究综述 摘要：人会疲劳，金属也会疲劳吗？早在100多年前，人们就发现了金属也是会疲劳的，并且发现了金属疲劳带给人们各个方面的危害，所以研究金属材料的疲劳是非常有必要的。本文主要讲述了国内外关于金属疲劳的研究进展，概述了金属产生疲劳的原因及影响因素，以及金属材料疲劳的试验方法。 关键词：金属材料疲劳裂纹疲劳寿命 一．引言 金属疲劳的概念，最早是由J．V．Poncelet 于1830 年在巴黎大学讲演时采用的。当时，“疲劳”一词被用来描述在周期拉压加载下材料强度的衰退。引述美国试验与材料协会( ASTM) 在“疲劳试验及数据统计分析之有关术语的标准定义”( EZ06-72) 中所作的定义: 在某点或某些点承受挠动应力，且在足够多的循环挠动作用之后形成裂纹或完全断裂时，材料中所发生的局部永久结构变化的发展过程，称为“疲劳”。金属疲劳是指材料、零构件在循环应力或循环应变作用下，在一处或几处逐渐产生局部永久性累积损伤，经一定循环次数后产生裂纹或突然发生完全断裂的过程。在材料结构受到多次重复变化的载荷作用后，应力值虽然始终没有超过材料的强度极限，甚至比弹性极限还低的情况下就可能发生破坏，这种在交变载荷重复作用下材料和结构的破坏现象，就叫做金属的疲劳破坏。据统计金属材料失效80%是由于疲劳引起的，且表现为突然断裂，无论材料为韧性材料还是塑性材料都表现为突然断裂，危害极大，所以研究金属的疲劳是 非常有必要的。 由于金属材料的疲劳一般难以发现，因此常常造成突然的事故。早在100多年以前，人们就发现了金属疲劳给各个方面带来的损害。由于但是条件的限制，还不能查明疲劳破坏的原因。在第二次世界大战期间，美国的5000艘货船共发生1000多次破坏事故，有238艘完全报废，其中大部分要归咎于金属的疲劳。2002 年 5 月，华航一架波音747-200 型客机在由台湾中正机场飞往香港机场途中空中解体，19 名机组人员及206名乘客全部遇难。调查发现，飞机后部的金属疲劳裂纹造成机体在空中解体，是导致此次空难的根本原因。直到出现了电子显微镜之后，人类在揭开金属疲劳秘密的道路上不断取得了新的成果，才开发出一些发现和消除金属疲劳的手段。 二．金属疲劳的有关进展 1839年巴黎大学教授在讲课中首先使用了“金属疲劳”的概念。1850一1860年德国工程师提出了应力-寿命图和疲劳极限的概念。1870一1890年间，Gerber研究了平均应力对疲劳寿命的影响。Goodman提出了考虑平均应力影响的简单理论。1920年Griffith发表了关于脆性材料断裂的理论和试验结果。发现玻璃的强度取决于所包含的微裂纹长度，Griffith理论的出现标志着断裂力学的开端。1945年Miner用公式表达出线性积累损伤理论。五十年代，力学理论上对提出应力强度因子K的概念。六十年代，Manson—Coffin公式概括了塑性应变幅值和疲劳寿命之间的关系。Paris在1963年提出疲劳裂纹扩展速率da／dN和应力强度因子幅值?k之间的关系。1974年，美 断裂与疲劳 一、判断题 1. 力的大小可以用一个简单量表示。答案：错误 2. “KI = KIc”表示KI与 KIc是相同的。答案：错误 3. 百工“五法”指加、减、乘、除等五种运算方法。答案：错误 4. 低应力脆断事故并不可怕。答案：错误 5. 压力的单位为Kn。答案：错误 二、填空题 1. 控制材料或结构断裂的三个基本因素为：裂纹几何、作用应力、断裂韧性；裂纹扩展速率的主要控制参量是应力场强度因子幅度⊿K 2. J积分有两种定义或表达式，一是回路积分定义，另一种是形变功率，在塑性力学全量理论的描述下这两种定义是等效的；其守恒性指J积分的数值与积分回路无关。 3. KⅠc测试时，其裂纹长度包括机械加工长度、预制裂纹长度和小范围屈服长度，一般用读数显微镜测量。(8分) 4. 完整晶体的理论强度远远高于其实际强度，可以用应力集中系数 和裂口理论予以解释。(8分) 5. 疲劳裂纹包括萌生、扩展和断裂三个阶段，是一个损伤累积的发展过程。 6. 材料结构实际断裂强度远远低于其完整晶体的理论断裂强度，可以用应力集中系数 和裂口断裂理论予以解释。(8分) 7. 进行疲劳裂纹萌生寿命分析时, 一般按应力-寿命或应变–寿命关系进行, 称为传统疲劳；进行疲劳裂纹扩展寿命分析时，则必须考虑裂纹的存在，需用断裂力学方法研究，故称为断裂疲劳。 8. 变形、_断裂、腐蚀__ 、磨损、变性是材料或结构失效的主要原因与形式，其中_断裂最为常见也最为危险，在很多情况下可能造成灾难性事故。 三、问答题 1. 什么是低应力脆断如何理解低应力脆断事故 答案：在应力水平较低，甚至低于材料的屈服点应力情况下结构发生的突然断裂，称为低应力脆性断裂，简称低应力脆断。 低应力脆断多与结构件中存在宏观缺陷(主要是裂纹)有关，同时也与材料的韧性有关。由于应力低，容易“失察”，由于脆性断裂，难于控制即“失控”，低应力脆性断裂事故多为灾难性的。断裂力学是研究低应力脆断的主要手段，其研究目的也主要是预防低应力脆断。 2. 请按近似规则运算下式并写出详细的运算过程：+×+÷ 答案： 3. 请解说应力场强度因子断裂理论（“KI = KIc”）， 答案：（1）下标“I”表示I 型（张开型）裂纹； （2）“K”表示应力强度因子，是外加应力和裂纹长度的函数； （3）“KI”表示I 型（张开型）裂纹的应力强度因子； （4）“KIc”表示I 型（张开型）裂纹的断裂韧度，是材料抵抗断裂的一个性能指标；（5）“KI = KIc”是断裂判据，表示I 型（张开型）裂纹的应力强度因子增加到一个临界值即达到材料的断裂韧度时，就发生脆性断裂。 4. 材料有哪些性能什么是材料的力学性能金属材料有哪些力学性能指标力学行为的内涵是什么 答案：材料的性能包括热学性能、力学性能（弹性模量、拉伸强度、抗冲强度、屈服强度、耐疲劳强度等）、电学性能、磁学性能、光学性能、化学性能； 材料的力学性能是指材料在不同环境（温度、介质、湿度）下，承受各种外加载荷（拉伸、压缩、弯曲、扭转、冲击、交变应力等）时所表现出的力学特征，主要分为：脆性、强度、塑性、硬度、韧性、疲劳强度、弹性、延展性、刚性、屈服点或屈服应力。 金属材料力学性能指标包括：弹性指标、强度性能指标、硬度性能指标、塑性指标、韧性指 发动机叶片高周疲劳失效分析 090605 鲍海滨 摘要：为了降低航空发动机叶片的高循环疲劳失效。分析了导致高循环疲劳失效的原因、失效准则，以及一种研究材料多轴高周疲劳的新途径。 关键词：航空发动机叶片高循环疲劳失效 1 引言 航空发动机结构完整性和可靠性设计，对满足现代高性能航空发动机高推重比(高功质比)、高适用性、高可靠性、耐久性和低成本的要求起着至关重要的作用。采用先进的气动设计和先进结构、新材料、新工艺是现代高性能航空发动机最重要的特征，而无论是先进的气动设计，还是先进的结构、材料和工艺，都必须建立在结构完整性和可靠性的基础上。 航空发动机结构完整性和可靠性方面的不足严重地制约着在研发动机的研制目标和周期。在中国航空发动机研制过程中，科研人员最深刻的体会是，相对而言实现发动机性能指标的周期要短一些，也有一些有效的办法，而大量的结构完整性和可靠性问题特别是叶片断裂故障却显著地影响着发动机的质量和设计定型的周期。 导致叶片断裂失效的原因是多方面的[1，2]，根据不同的参考标准和参量，疲劳断裂二级失效模式如图1所示[3] 据统计，在燃气涡轮发动机中，由高循环疲劳引发的事故约占总事故的25%。因此，最大限度地降低航空发动机叶片高循环疲劳失效是最现实、亟待解决的任务。 根据频率 根据应力大小 根据温度 穿晶型疲劳断裂 沿晶型疲劳断裂 剪切型疲劳断裂 正断型疲劳断裂 晶格型 非晶格型 机械疲劳断裂 热疲劳断裂 拉—压疲劳断裂 弯曲疲劳断裂 扭转疲劳断裂 接触疲劳断裂 低温疲劳断裂 高温疲劳断裂 机械疲劳断裂 腐蚀疲劳断裂 应力疲劳断裂 应变疲劳断裂 高周疲劳断裂 低周疲劳断裂 高频疲劳断裂 低频疲劳断裂 室温疲劳断裂 图1 疲劳二级失效模式分类 2 高周疲劳失效的影响因素 2.1名义应力的影响 很早的时候就确认名义应力会引起失效。125年前Wohler[4]发现随着名义拉应力的增加引起失效的交变应力幅将随之减少。后来Gerber[5]提出抛物线关系理论，即应力幅与名义应力间存在着抛物线关系，相应于零幅值交变应力的名义应力极限等于材料的拉伸极限。Goodmen用对称交变应力和名义应力的线性关系代替抛物线关系增加了设计的安全裕度。事实上，设计中很多有疲劳极限低于此直线值，Goodmen曲线实为一种保守设计。Miller 用循环应力代替但相对屈服应力对这一理论作了另一种解释。 令人惊讶的是，这些理论中的关系式没有一条被试验验证。而我们却已把这些理论广泛用于工程实际，因此使用诸如Goodmen这些保守理论并非有什么不合理。还有一种情况我们引起注意，即压应力并不减少改变许用的交变载荷。事实上，平均压应力常会增加疲劳强度，所以对于设计计算，疲劳强度考虑成与零平均应力的疲劳强度相一致。 在船舶与海洋工程领域，目前国内对疲劳问题的机理研究几乎处于停滞状态，本文考虑了提出考虑腐蚀缺陷的冰区平台动态疲劳可靠性模型，并基于Bayes 理论研究检测与维修对平台动态疲劳可靠性更新。以疲劳寿命为控制量，确定基于断裂力学方法的冰区平台动态疲劳可靠性功能函数；分析腐蚀对平台动态疲劳可靠性的影响，建立考虑疲劳与腐蚀交互作用的冰区平台动态可靠性模型；基于Bayes 理论对腐蚀预测模型进行修正，通过修正腐蚀模型实现，最后通过渤海某一平台为例，进行验证和分析。其基本原理如下： 考虑腐蚀的影响，并设腐蚀函数为d(t)，则管节点的临界深度 f a 可表示为 ()0f a w d t =-其中t 为平台服役时间。根据断裂力学理论，以疲劳寿命为控制量，并考虑 尺寸参数的不确定性，平台节点的疲劳寿命分析功能函数 ()( )() 00 1 w d t m a avg Y S da g t t f C B Y a B S -=-??? 其中C 和m 为材料的裂纹扩展参数，由材料属性确定，e S 为等效疲劳应力范围，avg f 为荷载作用的平均频率， () Y a 为裂纹扩展的几何修正系数， S B 和Y B 分别为描述疲劳应力 和几何修正系数计算过程中的不确定因素的随机变量。 综上可知，等效疲劳应力范围 e S 和荷载作用的平均频率avg f 为两个重要的计算参数， 而这参数可以通过对整个冰激疲劳环境划分子工况的方法确定，因此根据每个子工况的疲劳应力参数与工况比例获取 e S 和avg f ； ()1 0101k m m i i i i e k i i i f E S S f ==????? ??=???????∑∑，01k avg i i i f f ==?∑，其中k 为子工况数，i ?为子工况i 所占 的比例， 0i f 为子工况i 的荷载频率， () m i E S 为子工况中m S 的均值。 由于考虑到腐蚀的影响，腐蚀函数d(t)采用paik 腐蚀模型，该模型的表达式为 ()()()()()()()() ()() 2''2 2 ' 2 B B i i C C A A A A d t A t T t T A A μσ μσμσσ+=-= -+其中的A 和B 分别为与腐蚀保护系统相关的系数，t 为平台服役时间，C T 为CPS 寿命。此时关键确定参数A ，切此 参数需要根据不断地检测数据进行更新，根据bayes 更新原理，设更新前的系数A 的均值和 标准差为()() A A μσ,更新后的均值和标准差为()() ''A A μσ，因此，第i 年检测更新后的 均值和标准差为 ()()()()() ()() 2''22'2i A A A A A A A μσμσμσσ+= +() 2i A σ= 飞机结构疲劳强度与断裂分析的现状和未来的发展 学院：经济管理学院 班级：940802020 学号：2009040802050 姓名：冉超 飞机结构疲劳强度与断裂分析的现状和未来的发展疲劳强度是指飞机结果在无限多次交变载荷作用下而不破坏的最大应力称为疲劳强度或疲劳极限。实际上，飞机结构并不可能作无限多次交变载荷试验。 断裂是指飞机结构被断错或发生裂开. 讨论的主要是脆性断裂情况，其断裂面是看得见摸得着的。还有两类断裂的断裂面则是看得见却不一定摸得着的。 许多飞机结果，如轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等，在工作过程中各点的应力随时间作周期性的变化，这种随时间作周期性变化的应力称为交变应力（也称循环应力）。在交变应力的作用下，虽然零件所承受的应力低于材料的屈服点，但经过较长时间的工作后会产生裂纹或突然发生完全断裂。 疲劳破坏是机械零件失效的主要原因之一。据统计，在飞机结构失效中大约有80%以上属于疲劳破坏，而且疲劳破坏前没有明显的变形，所以疲劳破坏经常造成重大事故，所以对于轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等承受交变载荷的零件要选择疲劳强度较好的材料来制造。 疲劳失效是金属材料常见的失效形式, 特别是轴类, 连杆, 轴承类等零件, 长期在应力下工作的工件材料都要求较高的疲劳强度, 这样的可以提高零件的使用寿命。疲劳强度同时还与硬度、强度、韧性有较大关系，所以他是金属材料的重要力学性能指标 疲劳强度是材料能够承受无数次应力循环时的最大应力。疲劳强度关系到零件的寿命以及零件工作时能够承受的最大应力，这对零件的安全设计有重大意义。 例如:在齿轮设计中，当接触疲劳强度不满足要求时，假定不再更换材料的前提下，可以用如下方法进行弥补： 1、增加齿轮的齿宽（增加轮齿的接触面积） 2、轮齿进行高频淬火（或中频淬火）、渗碳、渗氮（提高轮齿的表面硬度） 3、磨齿（降低齿轮运行中因为接触强度不足而致使齿面发生胶合、斑蚀的危险性能） 希望以上能对你有所帮助，谢谢 航空工业作为技术密集、知识密集的高技术产业，集材料、机械、发动机、空气动力、电子、超密集加工、特种工艺等各种前沿技术之大成。目前，国际航空技术发达国家早已实施损伤容限耐久性规范，并成为国际适航性条例要求。然而，在飞机结构的三维损伤容限耐久性预测设计方面，由于研究队伍严重萎缩，国际上的实质性进展非常缓慢，三维损伤容限耐久性技术的发展停滞不前。与此同时，现代飞机大量使用三维整体结构，已有技术与需求的矛盾更加突出。这一现状的存在，使得国内外的设计者们在已有技术基础上不得不依靠更加实际、但耗资巨大的全机试验和各级全尺寸部件试验来检验飞机结构的损伤容限和耐久性，虚拟试验的科学基础欠缺。近年随着计算机容量逐渐满足三维断裂分析的需要，国际上三维试验和数值研究 骤增，多尺度研究骤增，虚拟试验的概念形成并得以应用。有影响和代表水平的工作主要出自美国NASA 以Newman 为主的研究组、英国Sheffield 大学nCode 公司及其研究组、法国宇航院(ONERA、瑞典航空研究实验室(FOI，德文首字Blom 研究组，荷兰国防动力研究实验室、澳大利亚国防科技组织(DSTO等[5-8]。但是其损伤容限耐久性技术依据的理论基础仍然是二维疲劳断裂理论，未取得本质上的突破，考虑三维约束的疲劳寿命分析模型也都是建立在大量经验参数基础上 第三部分疲劳断裂 疲劳断裂是金属结构失效的一种主要型式，典型焊接结构疲劳破坏事例表明疲劳断裂几率高，具有广泛研究意义。疲劳破坏发生在承受交变或波动应变的构件中，一般说来，其最大应力低于材料抗拉强度，甚至低于材料的屈服点，因此 断裂往往是无明显塑性变形的低应力断裂。 疲劳断裂过程的研究表明，疲劳寿命不是决定于裂纹产生，而是决定于裂纹增大和扩展。因此，本章将在介绍疲劳断裂的基本特征和基本概念基础上，利用断裂力学原理着重分析疲劳裂纹的扩展机理、规律、影响因素及疲劳寿命估算。 §3-1疲劳的基本概念 在交变载荷作用下，金属结构产生的破坏现象称为疲劳破坏。为防止结构在工作时发生疲劳破坏传统疲劳设计采用σ―N曲线法确定疲劳强度。 一、应力疲劳和应变疲劳 1、应力疲劳 在低应力、高循环、低扩展速率的疲劳称为应力疲劳，也叫弹性疲劳。七特 点是在应力循环条件下，裂纹在弹性区内扩展，且裂纹扩展速率低。 2、应变疲劳 在高应力、低循环、高扩展速率下的疲劳称为应变疲劳，也叫塑性疲劳。其 特点是应变幅值很高，最大应变接近屈服应变，故疲劳裂纹扩展速率高（达每次循环10-2mm），寿命短（小于104周）。 二、疲劳强度和疲劳极限 1、乌勒（W?hler）疲劳曲线 （1）结构在多次循环载荷作用下，在工作应力σ（σmax）小于强度极限σb时即破坏，在不同载荷下使结构破坏所需的加载次数N也不同，表达结构破坏载荷σ和所需加载次数N之间的关系（σ―N）即为乌勒（W?hler）疲劳曲线。 （2）疲劳曲线在加载次数N很大时趋于水平，若以σ―lgN表示则为两段直线关系 （3）图示（略） 2、疲劳强度（条件疲劳极限） （1）疲劳曲线上对应于某一循环次数N的强度极限σ即为该循环下的疲劳强度（σr） （2）σr =f（N）σr对应σmax，一般N<107 3、疲劳极限 （1）结构对应于无限次应力循环而不破坏的强度极限即疲劳极限 （2）为σ―lgN疲劳图中的水平渐近线 ASTM 金属疲劳与断裂标准一览 ASTM 金属疲劳与断裂标准一览 E468-90（2004）显示金属材料定幅疲劳试验结果的方法 Standard Practice for Presentation of Constant Amplitude Fatigue Test Results for Metallic Materials E561-05 R-曲线测定 Standard Practice for R-Curve Determination E602-03 圆柱形试样的锐切口张力的试验方法 Standard Test Method for Sharp-Notch Tension Testing with Cylindrical Specimens E606-92(2004)e1 应变控制环疲劳试验 Standard Practice for Strain-Controlled Fatigue Testing E647-05 疲劳裂缝增大率测量用测试方法 Standard Test Method for Measurement of Fatigue Crack Growth Rates E1457-00 测量金属蠕变开裂增长速度的试验方法 Standard Test Method for Measurement of Creep Crack Growth Rates in Metals E1290-02 测量裂缝尖端开口位移(CTOD)裂缝韧性的试验方法 Standard Test Method for Crack-Tip Opening Displacement (CTOD) Fracture Toughness Measurement E1823-96(2002) 疲劳和裂纹试验相关的标准术语 Standard Terminology Relating to Fatigue and Fracture Testing E1921-05 测定铁素体钢在转变范围内基准温度的标准试验方法 Standard Test Method for Determination of Reference Temperature, To', for Ferritic Steels in the Transition Range E740-03 用表面破裂张力试样做断裂试验 Standard Practice for Fracture Testing with Surface-Crack Tension Specimens Steels Using Equivalent Energy Methodology E1049-85(1997) 疲劳分析的周期计数 Standard Practices for Cycle Counting in Fatigue Analysis E1152 Test Method for Determining J-R Curves3 E1169-02 耐久性试验的实施 Standard Guide for Conducting Ruggedness Tests E1221-96(2002) 测定Kla铁素体钢的平面应变,断裂抑制,破裂韧性的试验方法 Standard Test Method for Determining Plane-Strain Crack-Arrest Fracture Toughness, KIa, of Ferritic Steels 飞机结构疲劳与断裂分析发展综述 领空权对于任何一个国家都是非常重要的,飞机的先进,是领空权的保证.飞机更是国家的国防的重要力量,提高飞机的性能更是每个军事大国追求的目标.飞机的结构抗疲劳强度与断裂强度是飞机性能的重要体现.通过这学期的学习,和老师耐心的讲解,我对我国飞机结构疲劳强度与断裂发展现状与发展趋势有了更进一步的了解. 疲劳强度是指飞机结果在无限多次交变载荷作用下而不破坏的最大应力称为疲劳强度或疲劳极限。实际上，飞机结构并不可能作无限多次交变载荷试验。 断裂是指飞机结构被断错或发生裂开.讨论的主要是脆性断裂情况，其断裂面是看得见摸得着的。还有两类断裂的断裂面则是看得见却不一定摸得着的。 飞机结构在实际使用中，要不断承受交变载荷的作用。但是，早期设计给及只是从静强度上考虑，只要通过计算和试验证明飞机结构能够承受得住设计载荷（实际使用中所出现的最大载荷乘以安全系数），就认为飞机结构具有足够的强度。由于飞机结构承受交变载荷的作用，某些构建常常出现疲劳性能也较好。因此，飞机结构的疲劳问题并不突出，疲劳强度问题没有引起足够的重视。直到50年代前期，世界各国的飞机强度规范中对疲劳强度都还没有具体要求，不要求进行全尺寸结构疲劳试验。但是，随着航空事业的不断发展，飞机 的性能不断提高，适用寿命延长，新结构、新材料不断出现，飞机结构在使用中疲劳破坏与安全可靠之间的矛盾逐渐显露出来了。 断裂是指飞机结构被断错或发生裂开.讨论的主要是脆性断裂情况，其断裂面是看得见摸得着的。还有两类断裂的断裂面则是看得见却不一定摸得着的。 许多飞机结果，如轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等，在工作过 程中各点的应力随时间作周期性的变化，这种随时间作周期性变化的应力称为交变应力（也称循环应力）。在交变应力的作用下，虽然零件所承受的应力低于材料的屈服点，但经过较长时间的工作后会产生裂纹或突然发生完全断裂。 疲劳破坏是机械零件失效的主要原因之一。据统计，在飞机结构失效中大约有80%以上属于疲劳破坏，而且疲劳破坏前没有明显的变形，所以疲劳破坏经常造成重大事故，所以对于轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等承受交变载荷的零件要选择疲劳强度较好的材料来制造。 疲劳失效是金属材料常见的失效形式,特别是轴类,连杆,轴承类 等零件,长期在应力下工作的工件材料都要求较高的疲劳强度,这样 的可以提高零件的使用寿命。疲劳强度同时还与硬度、强度、韧性有较大关系，所以他是金属材料的重要力学性能指标。 疲劳强度是材料能够承受无数次应力循环时的最大应力。疲劳强度关系到零件的寿命以及零件工作时能够承受的最大应力，这对零件的安全设计有重大意义。材料的疲劳与断裂
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