6_飞机结构疲劳设计ppt课件

1、飞机构造疲劳设计(一)王晓军王晓军航空科学与工程学院固膂力学研讨所航空科学与工程学院固膂力学研讨所1 前言以前的飞机构造设计问题都是基于静载荷条件下的静强以前的飞机构造设计问题都是基于静载荷条件下的静强度问题，即构造的破坏是由于构造遭到实践应力超越了度问题，即构造的破坏是由于构造遭到实践应力超越了构件的强度极限所呵斥的。构件的强度极限所呵斥的。然而在实践运用过程中，飞机构造经常接受交变载荷，然而在实践运用过程中，飞机构造经常接受交变载荷，部件长期在交变载荷作用下，即使其最大任务应力远小部件长期在交变载荷作用下，即使其最大任务应力远小于强度极限，甚至比屈服极限还小，也能够发生断裂破于强度极限，甚

2、至比屈服极限还小，也能够发生断裂破坏。这种由交变应力引起的破坏称为疲劳破坏。坏。这种由交变应力引起的破坏称为疲劳破坏。疲劳破坏是目前航空工程中一个非常突出的问题。据统疲劳破坏是目前航空工程中一个非常突出的问题。据统计，飞机构造在外场运用中发生的断裂问题计，飞机构造在外场运用中发生的断裂问题80%80%以上都是以上都是因疲劳而引起的，因此在对飞机构造进展设计时，必需因疲劳而引起的，因此在对飞机构造进展设计时，必需进展构造疲劳设计。进展构造疲劳设计。2 2 疲劳设计概念疲劳设计概念 疲劳概念：构造在反复载荷作用下经常因疲劳而产生疲劳概念：构造在反复载荷作用下经常因疲劳而产生裂纹，最终导致疲劳破坏，

3、这种因循环应力或交变应裂纹，最终导致疲劳破坏，这种因循环应力或交变应力而使资料抵抗裂纹扩展和断裂才干减弱的景象。力而使资料抵抗裂纹扩展和断裂才干减弱的景象。 疲劳破坏普通有以下特征：疲劳破坏普通有以下特征： 在交变载荷作用下，构件交变应力远小于资料的静在交变载荷作用下，构件交变应力远小于资料的静强度极限的情况下破坏也能够发生。强度极限的情况下破坏也能够发生。 不论是脆性资料或塑性资料，疲劳断裂在宏观上均不论是脆性资料或塑性资料，疲劳断裂在宏观上均表现为无明显塑性变形的忽然断裂，属于低应力类脆表现为无明显塑性变形的忽然断裂，属于低应力类脆性断裂，故不易觉察，具有更大的危险性。性断裂，故不易觉察，

4、具有更大的危险性。 疲劳破坏是一个累积损伤的过程，要阅历一定的时疲劳破坏是一个累积损伤的过程，要阅历一定的时间历程，甚至是很长的时间历程。疲劳破坏过程实践间历程，甚至是很长的时间历程。疲劳破坏过程实践由三个过程组成：裂纹构成、裂纹扩展和裂纹扩展到由三个过程组成：裂纹构成、裂纹扩展和裂纹扩展到快速断裂。快速断裂。 疲劳破坏常具有部分性质，而并不涉及到整疲劳破坏常具有部分性质，而并不涉及到整个构造的一切细节和部位。因此改动部分设计个构造的一切细节和部位。因此改动部分设计，就可延伸构造寿命，并不需求改换构造全部，就可延伸构造寿命，并不需求改换构造全部资料或修正其他细节设计。资料或修正其他细节设计。

5、疲劳破坏断口在宏观和微观上均有其特征，疲劳破坏断口在宏观和微观上均有其特征，特别是其宏观特征在外场目视检查即能进展察特别是其宏观特征在外场目视检查即能进展察看，借此可判别能否属于疲劳破坏。看，借此可判别能否属于疲劳破坏。 了解疲劳破坏的特征，对构造的疲劳设计有很了解疲劳破坏的特征，对构造的疲劳设计有很大的协助！大的协助！补充：几个概念(1)(1)飞机构造的各种构造或构件在运用中所接受的载荷往飞机构造的各种构造或构件在运用中所接受的载荷往往是变化的，相应地，所接受的应力也是变化的。人往是变化的，相应地，所接受的应力也是变化的。人们把这种变化着的载荷成为疲劳载荷，把相应的应力们把这种变化着的载荷成

6、为疲劳载荷，把相应的应力称为疲劳应力，而把载荷和应力随时间变化的历程那称为疲劳应力，而把载荷和应力随时间变化的历程那么分别成为载荷谱和应力谱。么分别成为载荷谱和应力谱。2.1 2.1 疲劳断裂机理疲劳断裂机理 宏观的断裂判据的正确性应建立在对断裂的微宏观的断裂判据的正确性应建立在对断裂的微观过程物理本质的正确了解上。因此，下面简观过程物理本质的正确了解上。因此，下面简单引见断裂的微观机理。单引见断裂的微观机理。在单调加载条件下，实践金属和合金的断裂可在单调加载条件下，实践金属和合金的断裂可分成解理断裂和迭波断裂。解理断裂是晶体严分成解理断裂和迭波断裂。解理断裂是晶体严厉地按某些结晶学平面的分别

7、，没有任何塑性厉地按某些结晶学平面的分别，没有任何塑性变形。迭波断裂是原子尺度上的滑移。变形。迭波断裂是原子尺度上的滑移。 在交变载荷条件下，疲劳断裂过程有裂在交变载荷条件下，疲劳断裂过程有裂纹成核阶段，裂纹稳定扩展阶段和裂纹纹成核阶段，裂纹稳定扩展阶段和裂纹临界扩展阶段。裂纹稳定扩展阶段又可临界扩展阶段。裂纹稳定扩展阶段又可分微裂纹扩展和宏观裂纹扩展两阶段，分微裂纹扩展和宏观裂纹扩展两阶段，如以下图如以下图疲劳断裂过程表示图 (1) (1) 裂纹成核裂纹成核( (裂纹萌生裂纹萌生) )裂纹成核是指裂纹的起始。在交变载荷作用下，裂纹成核是指裂纹的起始。在交变载荷作用下，在试件外表可看到在试件外

8、表可看到“挤出和挤出和“挤入，相应挤入，相应的金属内部产生孔洞。在这里就开场构成裂纹的金属内部产生孔洞。在这里就开场构成裂纹核核( (如上图如上图) )。“挤出是构成疲劳裂纹的一个挤出是构成疲劳裂纹的一个条件，但不是必要条件。在疲劳载荷作用下，条件，但不是必要条件。在疲劳载荷作用下，塑性变形的累积，由位错呵斥的滑移带，均与塑性变形的累积，由位错呵斥的滑移带，均与疲劳裂纹的构成有着亲密的关系。外表缺陷，疲劳裂纹的构成有着亲密的关系。外表缺陷，资料内部缺陷如气孔、夹杂物及第二相质点等资料内部缺陷如气孔、夹杂物及第二相质点等应力集中处，均促进疲劳裂纹构成。应力集中处，均促进疲劳裂纹构成。(2) (2

9、) 稳定裂纹扩展阶段稳定裂纹扩展阶段( (普通可分为两个阶段普通可分为两个阶段) )第一阶段：从疲劳中心开场由滑移带的主滑移面第一阶段：从疲劳中心开场由滑移带的主滑移面向金属内部的扩展，滑移面的取向大致与主应向金属内部的扩展，滑移面的取向大致与主应力轴线成力轴线成4545角。在部分区域会构成多条微裂纹角。在部分区域会构成多条微裂纹，微裂纹扩展速率很慢，大部分微裂纹扩展到，微裂纹扩展速率很慢，大部分微裂纹扩展到某阶段而终止，而某些微裂纹构成一主裂纹，某阶段而终止，而某些微裂纹构成一主裂纹，那么为第一阶段裂纹扩展。那么为第一阶段裂纹扩展。第二阶段：裂纹扩展平面和主应力轴线约成第二阶段：裂纹扩展平面

10、和主应力轴线约成9090角角，扩展速率加快，普通以微米每循环次作单位，扩展速率加快，普通以微米每循环次作单位来计量。在断口上有明显的疲劳痕迹来计量。在断口上有明显的疲劳痕迹( (即疲劳条即疲劳条纹纹) )。条纹间间隔和疲劳循环一次裂纹的扩展量。条纹间间隔和疲劳循环一次裂纹的扩展量相对应。相对应。(3) (3) 裂纹的临界扩展阶段裂纹的临界扩展阶段裂纹扩展到足够的尺寸时，即裂纹尺寸到达快速裂纹扩展到足够的尺寸时，即裂纹尺寸到达快速扩展的临界尺寸时，裂纹出现不稳定快速扩展扩展的临界尺寸时，裂纹出现不稳定快速扩展。构件发生断裂，此时断裂是忽然快速断裂，。构件发生断裂，此时断裂是忽然快速断裂，断口外表

11、呈粗粒状。断口外表呈粗粒状。2.2 资料疲劳性能曲线 疲劳破坏的三个范围 2.3 2.3 疲劳特性图疲劳特性图 等寿命曲线方式二 几种等寿命曲线方式 典型疲劳特性图 2.4 2.4 影响疲劳强度的要素及相应措施影响疲劳强度的要素及相应措施 2.4.1 2.4.1 影响疲劳强度的要素影响疲劳强度的要素构造在一定的载荷作用下会发生破坏，这是静强构造在一定的载荷作用下会发生破坏，这是静强度和疲劳强度都存在的问题，但是两者的载荷度和疲劳强度都存在的问题，但是两者的载荷条件和破坏情况那么是有原那么区别的。这就条件和破坏情况那么是有原那么区别的。这就是疲劳强度问题区别于静强度问题的矛盾的特是疲劳强度问题区

12、别于静强度问题的矛盾的特殊性。应力集中、腐蚀和温度等对资料的静强殊性。应力集中、腐蚀和温度等对资料的静强度和疲劳强度都有影响，但是影响的情况和程度和疲劳强度都有影响，但是影响的情况和程度是不一样的。零件外表的粗糙度和零件尺寸度是不一样的。零件外表的粗糙度和零件尺寸的大小对零件的静力强度没有什么明显的影响的大小对零件的静力强度没有什么明显的影响，但是对于零件的疲劳强度那么必需思索这些，但是对于零件的疲劳强度那么必需思索这些要素的效应。要素的效应。影响构造疲劳强度的要素很多，概括起来有如下影响构造疲劳强度的要素很多，概括起来有如下几种。几种。()载荷特性 应力状态，循环特征，高载效应载荷交变频率工

13、作条件使用温度环境介质尺寸效应几何形状及表面形状 表面粗糙度，表面防腐蚀性能缺口效应化学成分金相组织材料本质纤维方向内部缺陷表面冷硬化表面热处理及残余内应力 表面热处理表面涂层经过长期的消费实际和科学实验，人们对影响疲劳强经过长期的消费实际和科学实验，人们对影响疲劳强度的很多要素有了一定的认识，并且还在不断地扩展度的很多要素有了一定的认识，并且还在不断地扩展和深化这些认识。本节将简要讨论一下较常遇到的影和深化这些认识。本节将简要讨论一下较常遇到的影响疲劳强度的一些主要要素。响疲劳强度的一些主要要素。(1) (1) 应力集中的影响应力集中的影响在实践构件中，由于构造上的要求，普通都存在截面在实践

14、构件中，由于构造上的要求，普通都存在截面变化、拐角和孔等。在这些外形变化处，不可防止地变化、拐角和孔等。在这些外形变化处，不可防止地要产生应力集中，而应力集中又必然使零件的部分应要产生应力集中，而应力集中又必然使零件的部分应力提高。当构件接受静载荷时，由于常用的构造资料力提高。当构件接受静载荷时，由于常用的构造资料都有一定的塑性，在破坏以前有一个宏观塑性变形过都有一定的塑性，在破坏以前有一个宏观塑性变形过程，使构件上的应力重新分配，自动趋于均匀化。因程，使构件上的应力重新分配，自动趋于均匀化。因此，应力集中对于构件的静强度没有多大影响。而疲此，应力集中对于构件的静强度没有多大影响。而疲劳破坏时

15、的情况那么完全不同，这时，截面上的名义劳破坏时的情况那么完全不同，这时，截面上的名义应力尚未到达资料的屈服极限，因此破坏以前不产生应力尚未到达资料的屈服极限，因此破坏以前不产生明显的宏观塑性变形，不出现像静载破坏前那样的载明显的宏观塑性变形，不出现像静载破坏前那样的载荷重分配过程。这样便使得构件的疲劳强度主要决议荷重分配过程。这样便使得构件的疲劳强度主要决议于最大应力附近的部分应力情况，因此应力集中处的于最大应力附近的部分应力情况，因此应力集中处的疲劳强度往往比光滑部分低，经常成为构件薄弱环节疲劳强度往往比光滑部分低，经常成为构件薄弱环节。因此，在疲劳设计时必需思索应力集中效应。因此，在疲劳设

16、计时必需思索应力集中效应。 引起尺寸效应的要素很多，归纳起来，可分工艺要素和比例要素引起尺寸效应的要素很多，归纳起来，可分工艺要素和比例要素两大类。两大类。大型构件的铸造质量普通都比小型构件差，缺陷比小型构件大且大型构件的铸造质量普通都比小型构件差，缺陷比小型构件大且多，大截面零件的锻造比或压延比都比小型构件小；大型构件热多，大截面零件的锻造比或压延比都比小型构件小；大型构件热处置时的冷却速度比小型构件小，淬透深度比小型构件小；大型处置时的冷却速度比小型构件小，淬透深度比小型构件小；大型构件机械加工时的切削力及切削时的发热情况也都与小型构件不构件机械加工时的切削力及切削时的发热情况也都与小型构

17、件不同。上述情况，都使大型构件的疲劳强度较小型构件为低，较材同。上述情况，都使大型构件的疲劳强度较小型构件为低，较材质较小型构件为差。这便是工艺要素引起尺寸效应的缘由。质较小型构件为差。这便是工艺要素引起尺寸效应的缘由。当构件的外形和材质情况一样而尺寸不同时，其疲劳强度也不一当构件的外形和材质情况一样而尺寸不同时，其疲劳强度也不一样。这种由比例要素引起的尺寸效应称为绝对尺寸效应。样。这种由比例要素引起的尺寸效应称为绝对尺寸效应。此外，应力梯度也是尺寸效应的成因之一。当构件上的应力分布此外，应力梯度也是尺寸效应的成因之一。当构件上的应力分布不均匀，存在有应力梯度时，构件外层晶粒的位移，能够在某种

18、不均匀，存在有应力梯度时，构件外层晶粒的位移，能够在某种程度上比其内层的应力较低、位移较小，从而对其外层有支持作程度上比其内层的应力较低、位移较小，从而对其外层有支持作用的晶粒所阻滞，因此弯曲试样中的应力并非直线分布，外层有用的晶粒所阻滞，因此弯曲试样中的应力并非直线分布，外层有一程度地段。这样，假设大小试样疲劳破坏时程度地段的深度相一程度地段。这样，假设大小试样疲劳破坏时程度地段的深度相等，那么由于小试样的应力梯度较大，从而使由直线分布计算出等，那么由于小试样的应力梯度较大，从而使由直线分布计算出的名义弯曲应力比程度地段应力的名义弯曲应力比程度地段应力( (等于均匀分布时的疲劳极限，等于均匀

19、分布时的疲劳极限，即拉压疲劳极限即拉压疲劳极限) )高出较多，而大试样的应力梯度较小，从而使高出较多，而大试样的应力梯度较小，从而使其名义弯曲应力比拉压疲劳极限的高出量减少。这样，大小试样其名义弯曲应力比拉压疲劳极限的高出量减少。这样，大小试样疲劳破坏时的名义弯曲应力便有所不同，小试样较高，大试样较疲劳破坏时的名义弯曲应力便有所不同，小试样较高，大试样较低，因此产生了尺寸效应。低，因此产生了尺寸效应。 2.4.2 2.4.2 提高疲劳强度的措施提高疲劳强度的措施 我们对影响疲劳强度的要素有了认识以后，重我们对影响疲劳强度的要素有了认识以后，重要的不在于可以去解释这些要素，而是要运用要的不在于可

20、以去解释这些要素，而是要运用这些认识去指点我们的实际。目前的飞机设计这些认识去指点我们的实际。目前的飞机设计制造，在构造规划、资料选择和工艺方法等方制造，在构造规划、资料选择和工艺方法等方面，都采取了许多措施来提高飞机构造的疲劳面，都采取了许多措施来提高飞机构造的疲劳强度。强度。(1) (1) 减缓部分应力减缓部分应力 由于应力集中是影响疲劳强度的主要要素，由于应力集中是影响疲劳强度的主要要素，因此，减缓部分应力是提高构件疲劳强度的一因此，减缓部分应力是提高构件疲劳强度的一项重要措施。在维护运用中减缓部分应力的方项重要措施。在维护运用中减缓部分应力的方法，主要是增大圆角半径和打止裂孔。法，主要

21、是增大圆角半径和打止裂孔。 1) 1)增大圆角半径增大圆角半径 减缓部分应力的普通原那么是：防止截面有减缓部分应力的普通原那么是：防止截面有急剧的变化，当这种变化不可防止时，应保证急剧的变化，当这种变化不可防止时，应保证在变化区有足够的圆角半径。在变化区有足够的圆角半径。 某飞机前起落架轮叉在接耳根部易于产生裂某飞机前起落架轮叉在接耳根部易于产生裂纹，就是由于接耳根部的圆角半径过小，且接纹，就是由于接耳根部的圆角半径过小，且接耳根部外缘的圆弧过渡区过小或根本未加工出耳根部外缘的圆弧过渡区过小或根本未加工出来而构成尖角呵斥的。针对这一情况，部队采来而构成尖角呵斥的。针对这一情况，部队采用了挫修和

22、打磨的方法，工厂将接耳根部圆角用了挫修和打磨的方法，工厂将接耳根部圆角半径加大，并使根部外缘有一定宽度的圆弧过半径加大，并使根部外缘有一定宽度的圆弧过渡面，从而排除了这一缺点。渡面，从而排除了这一缺点。 2)2)打止裂孔打止裂孔 当构件上已出现疲劳裂纹之后，为了减缓裂纹尖端的当构件上已出现疲劳裂纹之后，为了减缓裂纹尖端的部分应力，较有效的方法是打止裂孔。由疲劳裂纹扩展部分应力，较有效的方法是打止裂孔。由疲劳裂纹扩展可知：疲劳裂纹在到达临界裂纹之前，扩展是缓慢的；可知：疲劳裂纹在到达临界裂纹之前，扩展是缓慢的；一旦超越临界裂纹长度之后，裂纹即以声速瞬时撕毁构一旦超越临界裂纹长度之后，裂纹即以声速

23、瞬时撕毁构造。因此，一旦出现裂纹就面临两个义务，一是如何制造。因此，一旦出现裂纹就面临两个义务，一是如何制止裂纹缓慢扩展，一是如何防止裂纹瞬时扩展。打止裂止裂纹缓慢扩展，一是如何防止裂纹瞬时扩展。打止裂孔是为理处理前一个问题；对于后一问题那么需求采取孔是为理处理前一个问题；对于后一问题那么需求采取专门的止裂安装。专门的止裂安装。 打止裂孔所以能减缓裂纹尖端的部分应力、制止裂纹打止裂孔所以能减缓裂纹尖端的部分应力、制止裂纹缓慢扩展，主要是由于孔增大了裂纹尖端的曲率半径，缓慢扩展，主要是由于孔增大了裂纹尖端的曲率半径，降低了应力集中跨度。同时，它又钻掉了裂纹尖端的塑降低了应力集中跨度。同时，它又钻

24、掉了裂纹尖端的塑性区。这样就消除了裂纹缓慢扩展的条件。性区。这样就消除了裂纹缓慢扩展的条件。 止裂孔降低应力集中 但该当指出，止裂孔制止裂纹缓慢扩展的作用只是暂时的。由于但该当指出，止裂孔制止裂纹缓慢扩展的作用只是暂时的。由于，使裂纹扩展的动力，使裂纹扩展的动力外载荷仍旧存在，止裂孔本身就有应力集外载荷仍旧存在，止裂孔本身就有应力集中，因此经过一段时间后，裂纹依然会穿过止裂孔又继续向前扩中，因此经过一段时间后，裂纹依然会穿过止裂孔又继续向前扩展，并且一旦穿过止裂孔后，其开展速度就会较快。虽然如此，展，并且一旦穿过止裂孔后，其开展速度就会较快。虽然如此，比较同一种裂纹扩展得知，总的裂纹长度打止裂

25、孔比不打止裂孔比较同一种裂纹扩展得知，总的裂纹长度打止裂孔比不打止裂孔要短得多。需求留意的是，止裂孔应除去全部的裂纹，并包括裂要短得多。需求留意的是，止裂孔应除去全部的裂纹，并包括裂纹前端的塑性区，由于塑性区内有微裂纹存在。纹前端的塑性区，由于塑性区内有微裂纹存在。(2) (2) 提高和坚持外表质量提高和坚持外表质量 1) 1)制造过程中，选择合理的加工工艺，提高外表质量；制造过程中，选择合理的加工工艺，提高外表质量； 由于外表形状对金属的疲劳强度有着重要的影响，在加工工艺中由于外表形状对金属的疲劳强度有着重要的影响，在加工工艺中，人们就经过各种外表处置的方法来提高金属的疲劳强度。对于，人们就

26、经过各种外表处置的方法来提高金属的疲劳强度。对于钢材可以经过外表化学热处置，如外表渗碳、渗氮、氰化和外表钢材可以经过外表化学热处置，如外表渗碳、渗氮、氰化和外表淬火淬火( (如高频电外表淬火，有时也用火焰加热外表淬火如高频电外表淬火，有时也用火焰加热外表淬火) )等。等。 2) 2)运用维护中，留意坚持外表质量运用维护中，留意坚持外表质量 (a) (a)消除构件上由于加工而残留的刀痕。消除的方法是：用挫刀、消除构件上由于加工而残留的刀痕。消除的方法是：用挫刀、砂布进展打磨，但严禁用砂轮打磨，并应留意打磨方向，防止呵砂布进展打磨，但严禁用砂轮打磨，并应留意打磨方向，防止呵斥新的周向刀痕。打磨处的

27、粗糙度应为，并坚持过渡区应均匀光斥新的周向刀痕。打磨处的粗糙度应为，并坚持过渡区应均匀光滑。滑。 (b) (b)应尽力防止构件外表人为地呵斥伤痕。过去有不少人以为，碰应尽力防止构件外表人为地呵斥伤痕。过去有不少人以为，碰伤、划伤一点，只能触及飞机构造的一点皮毛，不会影响飞机寿伤、划伤一点，只能触及飞机构造的一点皮毛，不会影响飞机寿命。命。 (3) (3) 合理地施加预应力合理地施加预应力 众所周知，飞机构造强度主要取决于构造中的薄弱环节，如机械众所周知，飞机构造强度主要取决于构造中的薄弱环节，如机械衔接孔和敞孔等部位即为衔接件的薄弱部位。近年来的研讨证明衔接孔和敞孔等部位即为衔接件的薄弱部位。近年来的研讨证明，对衔接孔采用不同方式