飞行器结构疲劳强度与断裂分析综述.

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

的。近年，我国某飞机设计行业以及相关单位已成功实现全数字化设计、制造，如：军用飞机结构抗疲劳断裂与可靠性技术的研究

现状与展望

军用飞机结构实现长寿命高可靠性, 低维修成本的技术途径进行了归纳, 成了较完善的控制飞机结构发生灾难性疲劳破坏思想. 为军用飞机结构实现长寿命, 高可靠性与低维修成本, 提供较完整配套抗疲劳断裂与可靠性技术. 所谓长寿命, 指满足结构重量控制指标前提下, 机队飞机结构使用寿命能达到或超过设计目标寿命值. 所谓高可靠性, 指在给定使用寿命期内飞机结构能满足规定的可靠性指标要求, 实质上是不允许飞机结构在给定的使用寿命期内发生灾难性疲劳破坏. 所谓低维修成本, 即要求飞机结构使用寿命用经济寿命格式描述, 在给定的使用寿命期内不致由于疲劳开裂和/或腐蚀导致昂贵修理或引发功能性问题. 要求通过我们所提供的技术, 使新型战斗机在结构重量系数控制在不超过32前提下, 能达到5000飞行小时,7500次飞行(或起落, 服役20年的使用寿命. 当然这个使用寿命必须收稿日期9000年6月30日

是能满足上述高可靠性与低维修成本要求的有效寿命, 而且应拥有确保服役中年使用率不低于300飞机小时的能力.2研究现状可以用是否拥有控制灾难性疲劳破坏的能力作为判断有效寿命的主要判据. 造成服役中飞机结构发生灾难性疲劳破坏的主要原因是:漏检的初始缺陷或损伤, 以及结构细节设计不当和制造中结构细节原始疲劳质量失控等因素, 在载荷环境谱作用下引发疲劳开裂所导致. 因此, 要控制灾难性疲劳破坏发生就必须实现结构细节耐久性设计和有效控制制造中所形成的原始疲劳质量, 以及建立结构疲劳损伤检测额定值体系, 借助取得评定验证的结构初始检查大纲及时检出并排除可能存在的疲劳裂纹, 防止灾难性疲劳破坏的发生. 前者是基础, 用以使结构拥有足够的抵抗疲劳开裂和抵抗由于疲劳裂纹存在引起破坏的能力, 即使结构拥有不易萌生疲劳裂纹, 萌生疲劳裂纹后其扩展速率也缓慢的能力; 用以保证结构存在严重疲劳裂纹时, 在裂纹未被检出与排除之前结构仍具有足够的剩余强度, 不会危及飞行安全或降低飞行性能. 后者是手段, 用以保证能及时捡出并排除可能存在的疲劳裂纹. 对于萌生疲劳裂纹后无法实现裂纹缓慢扩展的结构, 必须通过进一步提高制造中所形成的结构细节原始疲劳质量, 来获得足够长的裂纹形成寿命,

以便能给出满足工程要求的安全寿命极限和服役中更换时限. 通过及时更换来确保飞行安全和不降低飞行幽. 现代高性能军用飞机结构使用寿命采用经济寿命格式描述. 要求经济寿命必须超过给定的使用寿命, 在使用寿命期内结构不允许出现功能性损伤(如刚度降低, 控制效率下降, 座舱减压, 油箱渗漏等. 可以用结构细节当量初始裂纹扩展至经济修理

裂纹极限寿命定义当量初始裂纹取决于制造中所形成的结构细节原始疲劳质量,可以认为经济寿命主要受结构细节原始疲劳质量所制约. 在实现结构细节耐久性设计基础上,通过结构细节原始疲劳质量的评定和控制,才能实现上述要求.现代高性能军用飞机研制从设计,制造到交付服役,过程是漫长的.首先,要求在实现结构细节耐久性设计和有效控制原始疲劳质量基础上,使所研制的飞机结构拥有足够的抵抗疲劳开裂和抵抗由于疲劳裂纹存在引起破坏的能力,并满足经济寿命超过给定的使用寿命.在使用寿命期内结构不会出现功能性损伤的要求. 一些重点型号工程在设计阶段就已全面实施损伤容限与耐久性规范，开展了大量全尺寸静力、疲劳/耐久性和损伤容限试验，建立起宝贵的经验和高素质的队伍以及组织管理体系。然而，基于试验来保证性能的经验设计方法存在明显的局限：全尺寸试验之前主要是经验估计，如各种安全系数法，对经验积累依赖严重，不利创新发展；试验或一定要设法满足设计要求，否则发现问题后更改设计困难，代价很高；全尺寸试验只能检验最薄弱环节，不能真实考核整体结构的设计水平，尤其是优化程度；全机试验只能检验一种工况（如标准载荷谱、实验室环境和周期、抽取的单一的制造质量样本等，代价高昂但实际效果远不是人们认为的那么一锤定音式的决定一切。因此，发展基于三维损伤容限与耐久性科学基础的预测设计技术已变得十分必要和迫切。破飞机结构三维损伤容限和耐久性核心技术可望取得的突破性发展基于先进的三维疲劳断裂理论和自主知识产权的三维 6

损伤容限和耐久性关键技术，解决从材料性能到三维复杂结构性能的跨越。

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材料的疲劳与断裂

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？

飞机结构疲劳强度与断裂分析

飞机结构疲劳强度与断裂分析 院系：北方科技学院 专业：自动化 姓名：潘星宇 学号：B04130219

一、疲劳的基本概念 （一）、疲劳破坏的特征 1、在交变的工作应力远小于材料的强度极限，甚至比屈服极限还小的情况下，破坏就可以发生。 2、疲劳破坏是一个累积损伤的过程，要经过一定的时间历程在交变应力多次循环之后才突然发生。 3、疲劳破坏时没有明显的塑性变形。即使塑性较好的材料，破坏时也象脆性材料那样，只有很小的塑性变形。因此，疲劳破坏事前不易察觉。 4、疲劳破坏的断口有明显的特征，总是呈现两个不同的区域，一个是比较光滑的区域，叫做疲劳区，内有弧形线条，叫做疲劳线；另一个是比较糙的区域，叫做瞬时断裂区。此区域内没有疲劳线。 （二）、疲劳破坏的原因 疲劳破坏的原因 内因：构件外形尺寸的突变或材料内部有缺陷 外因：构件要承受有交变载荷（或交变应力） 在交变应力长期作用下，在构件外形突变处，或材料有缺陷处出现应力集中，逐步形成了非常细微的裂纹（即疲劳源），在裂纹尖端产生严重的应力集中，促使裂纹逐渐扩展，构件截面不断削弱。当裂纹扩展到一定程度，在偶然的超载冲击下，构件就会沿削弱了的截面发生突然断裂。 二、飞机结构承受的交变载荷 （一）、飞机结构承受的疲劳载荷 1.机动载荷 它是由于飞机在机动飞行中，过载的大小和方向不断改变而使飞机承受的气动交变载荷。机动载荷用飞机过载的大小和次数来表示。 2.突风载荷 它是由于飞机在不稳定气流中飞行时，受到不同方向和不同强度的突风作用而使飞机承受的气动交变载荷。 3.地－空－地循环载荷 飞机在地面停放或在地面滑行时，机翼在本身重量和设备重量作用下，承受向下的弯矩，但飞机离地起飞后，机翼在升力作用下，承受向上的弯矩。这种起落一次交变一次的载荷，称为地－空－地循环载荷。这是一种时间长、幅值大的载荷。 4.着陆撞击载荷 它是由于飞机着陆接地后，起落架的弹性引起飞机颠簸加到飞机上的重复载荷。 5.地面滑行载荷 它是由于飞机在地面滑行时因跑道不平引起颠簸，或由于刹车、转弯、牵引等地面操纵而加到飞机上的重复载荷。 6.座舱增压载荷 这是由于座舱增压和卸压，而加给座舱周围构件的重复载荷。 在以上几种疲劳载荷中，对歼击机影响最大的是机动载荷、着陆撞击载荷和地面滑行载荷。（二）、交变应力 在上述交变载荷作用下，构件内部的应力也将是周期性变化的“交变应力”。 当交变应力规则地变化时，可以用正弦波形表示应力随时间变化的情况。由图2可见，交变应力在两个极值之间作用周期性的变化。这两个极值中大的一个叫做“最大应力”，小的一个叫做“最小应力”。

断裂力学习题

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

焊接结构疲劳强度相关知识

焊接结构疲劳强度相关知识 1.焊接结构疲劳失效的原因 焊接结构疲劳失效的原因主要有以下几个方面：①客观上讲，焊接接头的静载承受能力一般并不低于母材；而承受交变动载荷时，其承受能力却远低于母材，而且与焊接接头类型和焊接结构形式有密切的关系。这是引起一些结构因焊接接头的疲劳而过早失效的一个主要的因素；②早期的焊接结构设计以静载强度设计为主，没有考虑抗疲劳设计，或者是焊接结构疲劳设计规范并不完善，以至于出现了许多现在看来设计不合理的焊接接头；③工程设计技术人员对焊接结构抗疲劳性能的特点了解不够，所设计的焊接结构往往照搬其它金属结构的疲劳设计准则与结构形式；④焊接结构日益广泛，而在设计和制造过程中人为盲目追求结构的低成本、轻量化，导致焊接结构的设计载荷越来越大；⑤焊接结构有往高速重载方向发展的趋势，对焊接结构承受动载能力的要求越来越高，而对焊接结构疲劳强度方面的科研水平相对滞后。 2 影响焊接结构疲劳强度的主要因素 2.1 静载强度对焊接结构疲劳强度的影响 在钢铁材料的研究中，人们总是希望材料具有较高的比强度，即以较轻的自身重量去承担较大的负载重量，因为相同重量的结构可以具有极大的承载能力；或是同样的承载能力可以减轻自身的重量。所以高强钢应运而生，也具有较高的疲劳强度，基本金属的疲劳强度总是随着静载强度的增加而提高。 但是对于焊接结构来说，情况就不一样了，因为焊接接头的疲劳

强度与母材静强度、焊缝金属静强度、热影响区的组织性能以及焊缝金属强度匹配没有多大的关系，也就是说只要焊接接头的细节一样，高强钢和低碳钢的疲劳强度是一样的，具有同样的S-N曲线，这个规律适合对接接头、角接接头和焊接梁等各种接头型式。Maddox研究了屈服点在386—636MPa之间的碳锰钢和用6种焊条施焊的焊缝金属和热影响区的疲劳裂纹扩展情况，结果表明：材料的力学性能对裂纹扩展速率有一定影响，但影响并不大。在设计承受交变载荷的焊接结构时，试图通过选用较高强度的钢种来满足工程需要是没有意义的。只有在应力比大于+0.5的情况下，静强度条件起主要作用时，焊接接头母材才应采用高强钢。 造成上述结果的原因是由于在接头焊趾部位沿溶合线存在有类似咬边的熔渣楔块缺陷，其厚度在0.075mm-0.5mm，尖端半经小于0.015mm。该尖锐缺陷是疲劳裂纹开始的地方，相当于疲劳裂纹形成阶段，因而接头在一定应力幅值下的疲劳寿命，主要由疲劳裂纹的扩展阶段决定。这些缺陷的出现使得所有钢材的相同类型焊接接头具有同样的疲劳强度，而与母材及焊接材料的静强度关系不大。 2.2 应力集中对疲劳强度的影响 2.2.1 接头类型的影响 焊接接头的形式主要有：对接接头、十字接头、T形接头和搭接接头，在接头部位由于传力线受到干扰，因而发生应力集中现象。 对接接头的力线干扰较小，因而应力集中系数较小，其疲劳强度也将高于其他接头形式。但实验表明，对接接头的疲劳强度在很大范围内变化，这是因为有一系列因素影响对接接头的疲劳性能的缘故。如试样的尺寸、坡口形式、焊接方法、焊条类型、焊接位置、焊缝形状、焊后的焊缝加工、焊后的热处理等均会对其发生影响。具有永久

疲劳和断裂读书报告

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

飞机结构故障形式及其危害毕业设计

目录 第1章总论 1.1 历史回顾与认识 1.2 飞机结构故障形式及其危害 1.3 故障成因分析方法 1.4 故障治理方法 1.5 值得反思地问题 第2章复合材料调节板前缘断裂故障分析及设计改进 2.1 引论 2.2 复合材料调节板前缘结构失效分析 2.3 调节板前缘结构设计改进 2.4 调节板前结构改进实施效果 2.5 经验教训 第3章歼8飞机后减速板断裂故障治理 3.1 引论 3.2 减速板失效分析 3.3 后减速板结构设计改进 3.4 后减速板改进地实施效果

3.5 经验教训 第4章歼8飞机第42框腐蚀损伤与综合治理 4.1 引论 4.2 第42框下半框腐蚀开裂失效分析 4.3 第42框下半框腐蚀故障修理 4.4 下半框补强修理、改进设计地效果 4.5 经验与教训 第5章歼8飞机腹鳍结构故障分析与治理 第6章歼8飞机后机身尾尖结构故障综合治理 第7章准全尺寸疲劳试验翼身组合体翼根结构设计改进第8章平尾静力试验断裂失效与设计改进 第9章歼8飞机机翼第2梁腐蚀失效分析与修理 第10章歼8飞机机翼第1梁片耳片应力腐蚀控制 第11章歼8飞机主起落架机轮半轴裂纹故障分析及处理第12章歼8飞机空速管断裂与前轮摆振故障治理

简介 歼八类型飞机是上世纪70年代是由中国沈阳飞机研究所和沈阳飞机制造公司研制和生产地高空高速战斗机,属于第二代战斗机,也被称为世界上最后一种第二代战斗机.相继研制出歼8白天型,全天型,歼8Ⅱ.特别是在歼8白天型飞机基础上研制出了歼8Ⅱ型飞机,歼8Ⅱ型飞机适用于国土防空作战,歼8Ⅱ型飞机现成为中国国土防空地主战机 型.矚慫润厲钐瘗睞枥庑赖。 歼-8地发展重点是武器系统、火控系统、机载电子设备和动力装置.为给大口径雷达天线提供空间,采用两侧进气方式,这也是该机与歼-8最大地外观区别.聞創沟燴鐺險爱氇谴净。 歼-8Ⅱ换装了两台涡喷-13A双转子发动机,单台推力6600千克.发动机推力地提高,可提高飞机地中低空机动性,也使起飞着陆性能得到改善；外挂增加至七个,可悬挂多种武器或副油箱,使飞机具有全天候拦截能力并兼有对地攻击能力,并装备了雷达制

第6章结构件及连接的疲劳强度计算原理分解

第6章结构件及连接的疲劳强度 随着社会生产力的发展，起重机械的应用越来越频繁，对起重机械的工作级别要求越来越高。《起重机设计规范》GB/T 3811-2008规定，应计算构件及连接的抗疲劳强度。对于结构疲劳强度计算，常采用应力比法和应力幅法，本章仅介绍起重机械常用的应力比法。 6.1 循环作用的载荷和应力 起重机的作业是循环往复的，其钢结构或连接必然承受循环交变作用的载荷，在结 构或连接中产生的应力是变幅循环应力，如图6-1所示。 起重机的一个工作循环中，结构或连接中某点的循环应力也是变幅循环应力。起重机工作过程中每个工作循环中应力的变化都是随机 的，难以用实验的方法确定其构件或连接的 抗疲劳强度。然而，其结构或连接在等应力 比的变幅循环或等幅应力循环作用下的疲劳 强度是可以用实验的方法确定的，对于起重 机构件或连接的疲劳强度可以用循环记数法 计算出整个循环应力中的各应力循环参数， 将其转化为等应力比的变幅循环应力或转化 为等平均应力的等幅循环应力。最后，采用 累积损伤理论来计算构件或连接的抗疲劳强度。 6.1.1 循环应力的特征参数 (1) 最大应力 一个循环中峰值和谷值两极值应力中绝对值最大的应力，用c max表示。 (2) 最小应力 一个循环中峰值和谷值两极值应力中绝对值最小的应力，用c min表示。 (3) 整个工作循环中最大应力值 构件或连接整个工作循环中最大应力的数值，用：？max表示。 (4) 应力循环特性值 一个循环中最小应力与最大应力的比值，用r二三皿表示。 □max (5) 循环应力的应力幅 一个循环中最大的应力与最小的应力的差的绝对值，用二表示。

断裂与疲劳(专升本) 地质大学期末开卷考试题库及答案

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

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

飞机结构疲劳寿命指标分析

飞机结构疲劳寿命指标分析 □西北工业大学李航航宋笔锋 □北京航空工程技术研究中心李京珊 摘要： 从现代飞机设计思想的发展演化和确定飞机结构疲劳寿命指标的重要性分析入手，研究分析了国外多种战斗机结构使用寿命问题，深入探讨了这些战斗机在确定机体结构寿命指标时的内在因素和实际方法，提出了确定飞机结构寿命指标的具体原则和研究结论。 关键词：结构疲劳寿命指标 早期设计的飞机并没有明确的寿命指标。到了20世纪50年代，人类历史上第一架喷气式旅客机英国"彗星"号在飞行中，接连发生爆炸坠海事故，一时引起世界震惊。经研究是飞机气密座舱因飞行高度变化，不断受到增压、减压循环作用，导致机身金属结构出现疲劳效应而断裂破坏所引起的。这说明，按照静强度、刚度设计的飞机，并不能保证其使用安全，飞机设计中必须考虑安全使用寿命问题。最初，解决这一问题的指导思想就是采用安全寿命设计。但是真正采用了安全寿命设计思想以后，还是不断有飞机出现事故。1969年，美国空军的一架F-111飞机机翼枢轴接头，在飞行训练中突然断裂，造成机毁人亡。当时飞机仅仅用了100多个飞行小时，远没有达到安全寿命使用期。此后，F-5A、KC-135、F-4等飞机接连发生类似事故。进一步证明了采用安全寿命思想设计的飞机并不能保证在安全期内的使用安全。随着结构分析、理论研究水平的不断提高，特别是断裂力学理论的应用与发展，人们开始提出了损伤容限设计思想，就是在飞机设计中采用安全寿命/损伤容限设计，以保证飞机在使用寿命周期内的使用安全。随着对飞机高性能、长寿命、高可靠性以及完整性要求的不断提高，飞机的研制成本和使用维护费用急剧增加。为此又提出了全寿命周期费用概念，并在飞机设计阶段就采取有效措施以降低飞机的全寿命周期费用。因此，在飞机设计和使用中采用了经济寿命概念，从而形成了耐久性设计思想。 通过飞机设计思想的不断变化，不仅提高了飞机的使用安全性，大大降低了飞机的结构重量，同时也提高了飞机的使用经济性。特别是耐久性/损伤容限设计思想提高了飞机结构分析的精确性，降低了结构寿命的分散性，提高了飞机服役期间的安全性和可靠性，使得现代飞机的结构寿命指标得以大幅提高。 一、飞机结构寿命指标研究的意义 飞机机体结构寿命是衡量飞机平台设计技术水平和使用经济性的重要技术指标。结构重量系数低、飞行小时和使用年限长的飞机不仅服役时间长，出勤率高，而且具有更好的技术性能和使用经济性能。因此实现低结构重量系数、高飞行小时和长使用年限是飞机结构设计技术不断追求的技术目标。实现这一目标是要靠飞机的安全寿命/破损安全设计、安全寿命/损伤容限设计和耐久性/损伤容限设计等先进的飞机结构设计思想来保证的。 过去，战斗机的安全寿命只有1000～2000飞行小时，20世纪70年代提高到了3000～4000飞行小时，80年代后期达到了6000～8000飞行小时。对于大型运输机、轰炸机，甚至达到了几万飞行小时。飞机的日历使用时间也从10年、15年、20年提

断裂与疲劳

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

飞行器结构疲劳强度与断裂分析综述.

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6章结构件及连接的疲劳强度计算原理

148 第6章 结构件及连接的疲劳强度 随着社会生产力的发展，起重机械的应用越来越频繁，对起重机械的工作级别要求越来越高。《起重机设计规范》GB/T 3811-2008规定，应计算构件及连接的抗疲劳强度。对于结构疲劳强度计算，常采用应力比法和应力幅法，本章仅介绍起重机械常用的应力比法。 6.1 循环作用的载荷和应力 起重机的作业是循环往复的，其钢结构或连接必然承受循环交变作用的载荷，在结构或连接中产生的应力是变幅循环应力，如图6-1所示。 起重机的一个工作循环中，结构或连接中某点的循环应力也是变幅循环应力。起重机工作过程中每个工作循环中应力的变化都是随机的，难以用实验的方法确定其构件或连接的抗疲劳强度。然而，其结构或连接在等应力比的变幅循环或等幅应力循环作用下的疲劳强度是可以用实验的方法确定的，对于起重机构件或连接的疲劳强度可以用循环记数法计算出整个 循环应力中的各应力循环参数，将其转化为等应力比的变幅循环应力或转化为等平均应力的等幅循环应力。最后，采用累积损伤理论来计算构件或连接的抗疲劳强度。 6.1.1 循环应力的特征参数 (1) 最大应力 一个循环中峰值和谷值两极值应力中绝对值最大的应力，用max σ表示。 (2) 最小应力 一个循环中峰值和谷值两极值应力中绝对值最小的应力，用min σ表示。 (3) 整个工作循环中最大应力值 构件或连接整个工作循环中最大应力的数值，用max ?σ 表示。 (4) 应力循环特性值 一个循环中最小应力与最大应力的比值，用min max r σσ=表示。 (5) 循环应力的应力幅 一个循环中最大的应力与最小的应力的差的绝对值，用σ?表示。

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（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

飞机结构疲劳强度与断裂发展现状与发展趋势

飞机结构疲劳强度与断裂发展现状与发展趋势 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。 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 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Code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)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的。近年，我国某飞机设计行业以及相关单位已成功实现全数字化设计、制造，一些重点型号工程在设计阶段就已全面实施损伤容限与耐久性规范，开展了大量全尺寸静力、疲劳/耐久性和损伤容限试验，建立起宝贵的经验和高素质的队伍以及组织管理体系。然而，基于试验来保证性能的经验设计方法存在明显的局限：全尺寸试验之前主要是经验估计，如各种安全系数法，对经验积累依赖严重，不利创新发展；试验或一定要设法满足设计要

飞机结构疲劳与断裂分析发展综述

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。

谈谈飞机结构的疲劳与腐蚀

谈谈飞机结构的疲劳与腐蚀 冷战结束后，由于东西方的军事对峙趋缓及全球性的经济不景气，各国的国防经费都遭到大幅度缩减，使大多数国家的军用飞机都需要延长使用年限，如此虽然可节省采购新机的花费，但老飞机结构上最令人头痛的疲劳与腐蚀，则是延长服役期限时必须严肃以对的课题。 前言 东西方冷战时期，西方国家军用飞机的设计使用年限通常是20年到30年，为了维持对苏联的军事优势，这些军用飞机在到达使用年限后都会予以退役，但自1991年苏联瓦解后，双方的军事对峙一夜之间骤然消失，维持军事优势已无必要性，加上本世纪初的全球性经济不景气，国防经费遭到大幅度删减，使得许多国家的军用飞机在到达使用年限后仍然得继续服役，部分机型的服役时间甚至高达50年以上。 B-52“同温层堡垒”（Stratofortress）轰炸机是冷战时期美国的核轰炸主力，最后一架B-52H于1962年出厂，原本预定在服役30年后的1992年退役，如今美国空军决定该机得继续服役到2040年，届时服役时间将逼近80岁，堪称是爷爷级的古董机。而于1961年进入美国空军服役的T-38“禽爪”（Talon）喷气教练机，原设计服役寿命为7,000飞行小时，但经过数次性能提升延长服役寿命后，在2013年时的实际飞行时数已达15,000飞行小时，等到预计的2026年退役时，实际飞行时数将达23,000小时，为原本设计值的3倍多。

T-38在1997~2001年的世纪之交更换了全新机翼，老机得以开新花 延长飞机使用年限固然可以省下采购新飞机的经费，但伴随着飞机使用时间的增加，飞机结构的疲劳（fatigue）及腐蚀（corrosion）问题也会随之一一浮现。根据一份1997年发表的研究报告，从1954年到1995年这40年间，全球共约发生2,800次飞机失事，其中由于结构问题导致的有67件，原因及百分比为︰其它及设计不良各占10.4%、维修不良占7.5%、超负荷（overload）占28.4%、疲劳及腐蚀占百分之43.2%。结构问题中疲劳及腐蚀危害最烈，几乎占了一半，可见要维持老飞机的飞行安全，必须对结构疲劳及腐蚀有正确的认知及处置，而这也是目前各国空军现正面对的首要课题。 结构疲劳破坏典型破断面