典型结构的损伤容限设计方法课件分解38页PPT

方法的初始裂纹尺寸。对超声波探伤，取a0=2mm。
❖初始裂纹尺寸对零件的裂纹扩展寿命有明显的影响，因
此应谨慎确定a0值。
❖给定零件的尺寸和寿命后，也可以反过来推算容许的初 始缺陷尺寸。
二. 临界裂纹尺寸ac的确定
（1）零件的静截面应力应小于或等于强度极限。（用静载荷计算截面
应力时，应力值应乘上1.15的动载系数） （2）零件的应力强度因子K应小于快速扩展区起点的应力强度因子值。
❖采用断裂前自动报警的安全措施。
三. 制定合理的检验程序
检验程序是断裂控制的主要环节之一，它主要包括裂纹长度检测和检验周期 的确定。
❖ 裂纹检测
➢ 按损伤容限设计的零件，都必须易于检测； ➢ 检测裂纹尺寸必须采用适当的检测方法； ➢ 当要求的初始裂纹尺寸小于质量控制方法的检测能力时，必须改变材料，或降
机械强度与可靠性——
第7章 损伤容限设计
7.4 剩余寿命估算
进行寿命估算需知道的参数
❖初始裂纹尺寸 ❖临界裂纹尺寸 ❖应力强度因子表达式 ❖材料的疲劳裂纹扩展速率表达式
18
一. 初始裂纹尺寸a0的确定
（1）无损检测方法测定出的最大缺陷尺寸。
（2）当无损检测方法未检测出缺陷时，取初始缺陷尺寸等于该种检测
K1 F a
(72)
式中a， 为裂纹尺寸，对内 贯部 穿或 裂纹指长度的 ；一半
对表面裂纹，指裂 度;纹深
F为几何修正系数， 于决 裂定 纹体形状、裂 状纹 、形 裂纹位置、加 式载 等. 方
上式表明：裂纹尖端的应力强度因子随远场作用应力σ增大而增大，K与σ成 正比；同时，K随裂纹长度a的增大而增大，与a的平方根成正比。
❖ 常规的S-N曲线和ε-N曲线以对称循环为基础， 裂纹扩展速率则均以脉动循环为基础。

比自由能：
e ij
,
p,
1 2
Ee
e
ij ijkl kl
1
p
2
弹性本构关系：
ij
0
e ij
0
E e ijkl kl
E* e ijkl kl
不考虑损伤时，Mises形式的塑性势为：
F
0
ij
,
R
J
0
ij
R
0
考虑损伤时，假设塑性势形如：
F
0
ij
,
R,
Y
J
0
ij
R
3Yg
A
等效应力 有效等效应力
() J0 () J1() (1 )J2 ()
* ( *
,
D)
J 0
(
*
)
1 2A
J1 ( * )
(1
1
A
)
J2
( *
)
A (1 )D 1 1 D
5.3 广义正则材料损伤模型—Rousselier损伤理论
假设： 1. 2. 3.
材料的硬化是各向同性的：用累积塑性应变描述 延性损伤也是各向同性的：用与材料密度相关的变量 描述 等温过程
0
eq
d1( p)
dp
3
d2 ( d
)
g
0
m
0
0
p pdt
无损时，上式简化为：
0
eq
d1( p)
dp
0
0
g
0
m
的确定
1.
d d
2.
g
0
m
与体积塑性变形有关
3. 由质量守恒定律及

损伤力学
ห้องสมุดไป่ตู้
断裂力学
10mm
损伤断裂过程 的发展
3. 二者研究的模型不同。 • • 断裂力学：针对一个或若干个宏观主裂纹，研究含裂纹模型的奇异缺陷的扩 展规律（裂纹尖端应力场具有奇异性）。 损伤力学：研究材料的分布型细观缺陷的扩展和含有细观缺陷的材料的力学 性质。
三、损伤的分类
金属材料：
脆性破坏（Brittle fracture）：由微裂纹的孕育形成、 扩展和汇合成主裂纹的脆性破坏过程。破坏前，应变 小，涉及弹性应力应变关系。 韧性（延性、粘性）破坏（Ductile failure）：由微观 孔洞形核、长大、汇合的韧性破坏过程，一般涉及弹 塑性大变形本构关系。
二、损伤变量的量测
1. 直接量测： 金相学方法直接测定材料缺陷：如位错的分布于密度、 空洞、微裂纹的数目、分布、取向，破坏的晶粒数与总晶 粒数之比，金属材料的晶粒尺寸为10~100um，晶间缺 陷、蠕变空洞直径为2~5um，所以，直接观察决定于实验 技术水平，获得信息也需作一定宏观尺度下的统计处理， 方可用于损伤力学。 设备与手段：超声显微装置、声谐波、声衰减、红外紫外摄 像机、x射线等检测手段。 2. 间接量测： 测量微观损伤的宏观表现：弹性模量变化、密度、容重、显 微硬度变化等，可以是力学量或电学量等。
损伤固体力学的基本方程
变量为：
， ，
及常数E、
等。
除了以上的所有变量以外，还增加了损伤变量D（可以张量表示,对 各向同性损伤是一个损伤变量 ）, ——物理意义上的时间。 结构的损伤分析即使在弹性范围内，也是非线性的。
3. 应用于不同损伤类型的分析
含损伤本构方程
结构分析变量： 条件：载荷约束
平衡方程 几何方程

对比前面所讲的损伤容限设计思想。我们可知这 两种不同的设计原理在对结构初始缺陷状态的认 识出发点上就存在着差异，这样，在结构设计方 法、分析评估体系以及试验验证的关心焦点等诸 方面也就存在着差异。因此，安全寿命设计与损 伤容限设计在概念内容、方法等方面有着实质的 不同。但应当说是在不同意义上解决结构的使用 寿命设计及飞机安全问题，总的目标是一致的， 而且在结构件抗疲劳细节设计的原理上仍有许多 共同之处。
（1）剩余强度与裂纹尺寸的关系如何? （2）在预期的工作载荷下，能够容许多大的裂纹?即临界裂纹尺寸是多少? （3）裂纹从一定长度的初始尺寸，扩展到临界尺寸需要多长时间？ （4）在结构工作寿命开始时，允许存在多大的初始缺陷? （5）每隔多长时间，应该对结构进行一次裂纹检查(即裂纹检查周期的确定)?

可以说，损伤容限设计的分析评估体系完全有赖于断裂力 学的研究与发展。
(7) 对关键部位进行裂纹扩展和剩余强度分析，确定临界裂纹长度、 剩余强度水平和裂纹扩展寿命。修改结构设计直到满足设计要求。 (8) 进行结构损伤容限实验 (9) 制定维修计划，并给出使用维修大纲 针对飞机达到使用寿命前需要修理的全部部位，根据分析与试验结 果给出的检查方法、检修周期和允许的最大初始损伤尺寸等，制 定维修计划并给出使用维修大纲。 (10) 使用期间进行跟踪。
同一批生产飞机由于使用过程不同，实际的损伤度并不相同。 为此需要测出并记录实际的载荷谱，以便和设计载荷谱相比较。 通过数据处理，定出实际损伤度和实际可用寿命。根据实际寿命 的差别调整飞机的检修周期和部件的更换计划，直到经济上不值 得再修理为止。这种用经济价值来决定的飞机寿命称经济寿命。 故跟踪也是损伤容限设计中的一个重要环节。
结构损伤容限设计的基本概念
损伤容限设计、分析、试验以及使用维修四大方面的技术内 容： (1) 设计 ① 制定设计规范与设计要求；② 结构分类划分及其设计选择 原则； ③ 结构材料的选择； ④ 结构布局、结构细节设计； ⑤ 制造装配中的质量控制设计。 (2) 分析 ① 危险部位的选择与分析；② 载荷和应力谱的分析； ③ 初始损伤品质的评定；④ 裂纹扩展分析； ⑤ 剩余强度分析。 (3) 试验 重要结构部件与全机损伤容限试验。 (4) 使用与维修 ① 结构损伤的无损检测； ② 检查能力评估与检查间隔制定。

在此主要介绍脆断(线弹性断裂)强度计算，它主要研究理 想脆性材料和零件存在裂纹型缺陷时的裂纹扩展规律，并以此 确定裂纹体零件抗脆断的承载• 能力和裂纹扩展寿命，即脆性断 裂强度计算。同时它也适用小范围屈服的弹塑性材料(准脆断 体)，这时线弹性断裂力学经适当修正后，仍可用来计算准脆 断体的断裂分析与计算。

相应的位移为：
y y
xy
x r
r r

x
ux u y


KI 2E
•
r
2
11 22kk
1cos
2
1sin
2

cos sin
3
2
3
2

y
r
x


x

xy
r
2a
r r

x

应用线弹性的数学理论和 复合式Westgard应力函数，可 以求出裂纹顶端附近任意点的 应力。对于平面问题，笛卡 尔• 坐标上的I型应力场的主项为：
y y
xy
x r
x

y



xy

KI
2r

cos

2
•
传统疲劳强度设计法与断裂强度设计法的出发点是不同的： 前者假定材料是连续体，是从强度出发考虑；后者假定材料是裂 纹体，是从韧性(抗脆断能力)观点出发考虑的。因此，对具有裂 纹缺陷零件的强度计算，必须同时满足传统的疲劳强度判据和断 裂强度判据，两者不能互相取代，而是互相补充，使结构的强度 设计更趋完善。断裂力学的出现使机械强度设计思想发生了重大 变化。
断裂力学有两个分支——线弹性断裂力学和弹塑性断裂力 学。前者把裂纹尖端的应力应变状态，看成近似于线弹性的，可 以用线弹性力学来处理。