飞机结构设计-33

1、3.3 安全寿命设计2022-2-61结构的疲劳破坏 飞机在整个服役周期内，要经历大量的交变载荷反复作用，这将导致结构体内的缺陷发展，发生裂纹的汇集与生长，最终导致结构的撕裂破坏。是指结构构件发生宏观可见裂纹时的飞机使用期限 安全寿命：3.3 安全寿命设计2022-2-62反复载荷的大小、次数以及结构对缺陷的敏感程度等有关（物理微观本质更复杂）。 3.3 安全寿命设计2022-2-63 结构全寿命周期内要承受复杂的随机载荷（小于最大破坏载荷）作用，结构构件在微观缺陷上生长发展（损伤积累），导致结构构件的实际承载能力下降（安全隐患），可能发生猝不及防的灾难性事故（疲劳破坏）。设计上必须予以评估并

2、防止此类破坏形式的发生。据统计，二战后仅英美两国民用飞机就发生20余起疲劳失事；近年来，仍时有发生。（1988，Boeing737空中解体； 2002年Boeing747空中解体） 3.3.1 疲劳破坏的特征与形成机理2022-2-64一、疲劳破坏的基本问题与机理 发生源于结构的孔边细节处；发生源于结构的孔边细节处； 反复交变载荷反复交变载荷 S, S b 过程的潜伏性过程的潜伏性( (无明显破坏前兆无明显破坏前兆, , 无明显塑性变形无明显塑性变形) )； 过程结束的突发性；过程结束的突发性； 过程的阶段特征过程的阶段特征, ,孕育孕育扩展扩展破断；破断； 局部特性局部特性( (发生在结构细

3、节处发生在结构细节处) )； 分散性分散性( (什么时间发生并不确切什么时间发生并不确切) )。1. 疲劳破坏的基本特征3.3.1 疲劳破坏的特征与形成机理2022-2-652. 疲劳裂纹形成机理 内因：微裂纹形成于微观应力集中处(粗糙表面、表面划痕、 材料缺陷、内部夹杂、结构缺口） 主观条件：微塑性形变循环累积； 新生表面挤出、挤入导致微裂纹生 成。（几个 ） m3.3.1 疲劳破坏的特征与形成机理2022-2-66宏观裂纹扩展机理 裂尖滑移形变 新生裂纹面 钝化 锐化(形成a) 461010dNda231010dNda宏观稳定扩展 失速段扩展3.3.1 疲劳破坏的特征与形成机理2022-2

4、-67疲劳断口形貌特征 形核区(疲劳源区，呈圆形、亮泽)； 扩展区(明显的疲劳条纹)； 瞬断区(粗糙,剪切唇)。 剩余强度变化特征 acra0ab剩 剩余强度下降梯度过大，结构不能继续使用。3.3.3 安全寿命估算方法与步骤2022-2-681.恒幅疲劳载荷maxSmSRminSaS恒幅疲劳载荷的最大值 恒幅疲劳载荷的最小值（谷值） 恒幅疲劳载荷的平均值 恒幅疲劳载荷的幅值 恒幅疲劳载荷的载荷比 2minmaxaSSS2maxminmSSSmaxminSSR 五个描述参数3.3.3 安全寿命估算方法与步骤3.3.3 安全寿命估算方法与步骤2022-2-69 仅2个参数独立,常用（Smax，R）

5、,( Sa ,R ) （脉冲）对称0)( 1maxminSSR3.3.3 安全寿命估算方法与步骤2022-2-6102.S-N曲线和疲劳极限疲劳破坏的曲线特征104-110 7N短寿命段低周疲劳 中长寿命高周疲劳疲劳极限区KNSfmaSa afmlgSlgNlgK应力降低一个量级,寿命可上升几个量级！疲劳强度3.3.3 安全寿命估算方法与步骤2022-2-611疲劳曲线的基本规律 循环比R的影响：Sa 不变， ; Smax 不变，fNR ,fNR , 均值 Sm 的影响：fmfaNSNS,;, 分散性:(内因：材料微观缺陷, 外因：载荷变程) 2lglg2lglgexp21lgNNNNNf中长

6、寿命一般分散性服从中长寿命一般分散性服从Log-Normal Log-Normal 分布分布 3.3.3 安全寿命估算方法与步骤2022-2-6123.疲劳性能的若干影响因素（1）疲劳载荷特征1）Sm一定， Sa，N2）Sa一定， R，Sm 3）Smax一定， R， Sa ，Sm ，N （2）分散性:(内因：材料微观缺陷, 外因：载荷变程) 2lglg2lglgexp21lgNNNNNf中长寿命一般分散性服从Log-Normal 分布 3.3.3 安全寿命估算方法与步骤2022-2-613 S N曲线规律类同，但分散性更小 (应力集中); 以应力集中系数 Kt 表征结构参数; NSa Kt小K

7、t大（3）应力集中3.3.3 安全寿命估算方法与步骤2022-2-614有效应力集中系数Kf：缺口试样的疲劳强度光滑试件的疲劳强度fK3.3.3 安全寿命估算方法与步骤2022-2-615（4）尺寸效应 1）尺寸不同应力梯度不同，大尺寸零件的高应力区域大，产生疲劳裂纹的概率大 2）大尺寸零件包含了更多可能产生疲劳裂纹的不利因素（材料不均匀性、内部缺陷、各向异性等） 3）加工硬化：硬化，疲劳极限；然而尺寸硬化，疲劳极限 4）表面加工：表面加工质量，疲劳强度3.3.3 安全寿命估算方法与步骤2022-2-616（5）其他影响因素1）温度3）冷作硬化和残余应力4）过度的强迫装配。（干涉配合、钉孔挤压

8、强化等）5）载荷的作用顺序6）噪音环境7）腐蚀环境2）热处理方法与工艺3.3.3 安全寿命估算方法与步骤2022-2-617一、安全寿命估算方法（1）设计使用载荷谱载荷谱： 飞机在整个使用过程中结构承受载荷随时间变化的历程根据大量实测的疲劳载荷及其时间历程，再经过统计分析和简化即得疲劳载荷谱，这个谱一般用飞机的重心载荷系数与作用次数来表征重心过载谱3.3.3 安全寿命估算方法与步骤2022-2-618重心过载谱：飞机飞行过程中重心处所经历的加速度 历程的统计数据。飞机执行各典型任务剖面的峰谷值计数、过滤与归纳。3.3.3 安全寿命估算方法与步骤2022-2-619飞机飞行的典型任务剖面（主要的

9、载荷形式） 突风载荷:（气流扰动载荷(见过载计算)） 运输机客机；季节性+地区性；幅值大随机性强 机动载荷: （平飞（1g） 机动 改出） 歼击机、攻击机 ；过载幅值大 地面滑行载荷:（起飞前与着陆后的颠簸载荷） 幅值小+频率高+随机性强 ；运输机及客机更为突出 着陆撞击载荷: 飞机质量+下沉速度；起落架缓冲装置 其他载荷：坐舱气密增压载荷、噪声载荷、抖振，地空地循环3.3.3 安全寿命估算方法与步骤2022-2-620飞机典型载荷形式的主要特征 v 随机性(大小频次变化复杂,不是一次飞行都可遇到,需要多次 试飞飞行统计)；v飞机的类型不同,载荷考虑不同；v载荷形式不同, 对飞机内力及寿命及部

10、位的影响不同：v飞行中，以匀速平飞ny=1g为平均载荷；v地面上，以停机平衡重量载荷ny=1g为平均载荷； 统计原则: 疲劳极限以下的载荷截除（低载删除原则）； 极少出现的高载截除(极小事件概率值界定）。 3.3.3 安全寿命估算方法与步骤2022-2-621载荷谱的编制形式与种类 重心过载谱:飞机重心处的过载系数表 构件载荷谱:构件两端受到的总载荷数据 构件细节应力谱 ：构件细节部位的应力变化历程 v 程序块谱 (低高低排列的载荷表)；v 随机谱(伪随机数生成载荷序列), 按飞- 续-飞顺序编排。3.3.3 安全寿命估算方法与步骤2022-2-622v 复杂载荷谱的损伤累积（安全寿命）估算方

11、法 疲劳损伤的工程定量描述: 寿命值的表现形式:起落次数 ；飞行小时。 1个载荷反复形成的疲劳损伤 RSNdaf,1 n个相同载荷反复的疲劳损伤 fnNnd 线性损伤累积法则：各级载荷所造成的损伤线性累加。 K级不同载荷反复损伤累积量 KifiiKNnD1 疲劳破坏准则 DK = 1 疲劳破坏寿命 N块块= 1 /DK3.3.3 安全寿命估算方法与步骤2022-2-623局部细节应力谱局部细节应力谱疲劳损伤累积疲劳损伤累积D材料、构件的疲劳材料、构件的疲劳性能数据性能数据S N曲曲线线寿命寿命: :谱小时谱小时, ,起落数起落数 二、二、安全寿命估算步骤: 重心过载谱 结构内力分析结构内力分析

12、平飞名义应力平飞名义应力停机名义应力停机名义应力平飞构件载荷分布平飞构件载荷分布停机构件载荷分布停机构件载荷分布结束结束分散系数3.3.4 飞机结构的抗疲劳设计措施2022-2-624飞机结构寿命: 指飞机结构最危险部位的使用寿命,即以最危险 局部的寿命代表飞机结构的全机寿命； 问 题: a) 多危险（关键）部位; b) 综合比较(计算分析、试验，维修等)；抗疲劳设计: 对结构危险部位采取一切有利于提高疲劳寿命的 设计措施。基本概念3.3.4 飞机结构的抗疲劳设计措施2022-2-625抗疲劳设计原则: (材料、工艺、设计三方面) 材料是基础，工艺是关键，设计是主导 材料技术方面 综合选择静强度、疲劳性能好的材料。 LY12、LC4、LC9、30CrMnSiNiA、TC4 改善材料疲劳性能的热处理工艺方法。 改善材料表面接触环境的化学工艺方法。 改善材料表面的加工质量。 表面强化工艺：喷丸、滚压、挤压3.3.4 飞机结构的抗疲劳设计措施2022-2-626设计技术方面 合理布置结构的传力路线。 改变结构连接的受力形式。