飞机结构疲劳强

会计学1飞机结构疲劳强轴叶轮疲劳断裂破坏第2页/共30页转子轴疲劳开裂疲劳断裂破坏第3页/共30页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。第4页/共30页断裂机理目的：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 气瓶 现场处置方案 .pdf气瓶 现场处置方案 .doc见习基地管理方案.doc关于群访事件的化解方案建筑工地扬尘治理专项方案下载 的重要依据。分为疲劳源扩展区瞬断区。第5页/共30页疲劳断口（a）（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源疲劳裂纹扩展区“贝纹”状花样瞬时断裂区第6页/共30页疲劳强度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第7页/共30页定义：平均应力Sm=(Smax+Smin)/2(1)应力幅Sa=(Smax-Smin)/2(2)应力变程DS=Smax-Smin(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。第8页/共30页设计：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。0StR=-1对称循环Smax=-Smin0StR=1静载Smax=Smin0StR=0脉冲循环Smin=0主要控制参量：Sa，重要影响参量：R应力比R反映了载荷的循环特性。如第9页/共30页2、S-N曲线利用若干个 标准 excel标准偏差excel标准偏差函数exl标准差函数国标检验抽样标准表免费下载红头文件格式标准下载 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。第10页/共30页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。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。第11页/共30页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、幂函数式取对数2、指数式取对数不加说明均指在R＝-1时的S－N曲线。第12页/共30页4、不同特征值下的疲劳强度（平均应力的影响）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。第13页/共30页等寿命曲线绘制：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。第14页/共30页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。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 关于下班后关闭电源的规定党章中关于入党时间的规定公务员考核规定下载规定办法文件下载宁波关于闷顶的规定 的寿命内不发生破坏。第15页/共30页从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。第16页/共30页等寿命曲线也可以用经验公式表示1、抛物线公式（杰波Gerber）2、直线公式（古德曼公式）3、索德伯格（Soderberg）公式第17页/共30页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。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。第18页/共30页此时，名义应力为则第19页/共30页对于椭圆形在m－m截面上的最大应力为圆形孔有一条顺着应力方向的裂纹有一条垂直应力方向的裂纹，应力集中严重。第20页/共30页对于疲劳强度，采用有效应力集中系数Kf来反映应力增高的程度。其值由实验确定，不同的材料对应力集中的敏感程度是不一样的，引入敏感系数q一般q介于0与1之间，塑性材料q值较小，脆性材料q值较大。q＝0，表示材料对应力集中没有任何反映，Kf＝1q＝1，表示材料对应力集中非常敏感，Kf＝Kt第21页/共30页尺寸效应一般来说，零件的疲劳强度随着其尺寸的增大而降低。原因：尺寸不同，在相同承力形式下，零件的应力梯度不同，所含的高应力区大。大尺寸可能含有更多的不利因素，如缺陷、不均匀、各向异性等。尺寸系数尺寸系数受材料内部结构的均匀性及表面加工状态等影响，故分散性较大。第22页/共30页表面加工的影响实验表明，表面光洁度对疲劳强度的影响是随着表面光洁度的提高，疲劳强度也提高。表明敏感系数其他因素的影响环境因素、加载频率等无限寿命设计对称非对称第23页/共30页6、疲劳设计疲劳设计 准则 租赁准则应用指南下载租赁准则应用指南下载租赁准则应用指南下载租赁准则应用指南下载租赁准则应用指南下载 疲劳分散系数f由三部分组成f1－各种因素引起的削弱而引进的安全系数f2－实验结构分散系数f3－载荷分散系数安全寿命使用寿命计算寿命实验寿命第24页/共30页疲劳设计原理考虑一种应力循环时，可通过S－N曲线查的构件的疲劳寿命，但两种或两种以上的应力循环时，就无法直接应用S－N曲线估算构件的疲劳寿命。Miner线性累积损伤各级交变应力引起的损伤可分别计算，然后线性叠加；某级应力水平引起的损伤与ni/Ni成正比；比值ni/Ni称为第i级应力水平的损伤；总损伤等于各级损伤之和，且等于1时破坏。第25页/共30页算例某飞机零件在一次飞行中所受载荷如下，问该零件在破坏前能飞行多少次？应力水平niNini/Ni0—41213.5×1030.2857×10-30－343101.2×1040.8333×10-30－2062001.7×1051.176×10-30－1371000>>108可忽略不及求得即为每次飞行的损伤在该零件破坏前能飞行的次数为L，则得L＝436次第26页/共30页Miner理论的优缺点缺点：没有考虑各级载荷的相互影响（加载顺序）；没有考虑低于疲劳极限的应力所造成的损伤；没有硬化、残余应力等因素的影响。优点：简单明了，使用方便。因此，往往采用以下两种方法解决。第27页/共30页飞机结构疲劳寿命估算方法名义应力法计算疲劳载荷谱；确定危险部位；获得对应于应力谱的S－N曲线；运用累积损伤理论进行寿命估算。第28页/共30页应力严重系数法该方法主要用于连接件的疲劳寿命估算孔边最大应力为严重系数第29页/共30页感谢您的观看！第30页/共30页