材料疲劳案例分析及设计.

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1、材料疲劳及设计材料疲劳及设计 波音747的疲劳开裂 Add your title Add your title Add your title 报告内容 疲劳破坏 钢材在连续反复荷载作用下，其应力虽然没有达到抗拉强度，甚至 还低于屈服强度时，也可能发生突然破坏，这种现象称为疲劳破坏。 钢材在疲劳破坏之前，没有明显的变形，是一种突然发生的脆性断裂 ，所以疲劳破坏属于反复荷载作用下的脆性破坏。 钢材的疲劳破坏是经过长时间的发展过程才出现的，其破坏过程 可分为三个阶段：裂纹的形成、裂纹缓慢扩展、最后迅速断裂而破坏 。钢材的疲劳破坏首先是由于钢材内部结构不均匀和应力分布不均匀 所引起的。应力集中可以使个

2、别晶粒很快出现塑性变形及硬化，从而 大大降低钢材的疲劳强度。对于承受连续反复荷载的结构，设计时必 须考虑钢材的疲劳问题。 反复作用的荷载值不随时间变化，则在所有应力循环内的应力幅将保 持常量，称为常幅疲劳。若反复荷载作用下，应力循环内的应力随时 间随机变化，则称为变幅疲劳。 波音747的疲劳开裂 事件回顾 2002年5月25日，中华航空611号班机为一架波音 747-209B型客机，由桃园国际机场前往 机场途中，因金属疲劳导致飞机在澎湖外海 35,000呎高空解体坠毁。206名乘客及19名机组 员无人生还。 原因追溯 1980年2月7日，该航机在香港启德机场曾因重落地损伤 到机尾蒙皮。 损伤到

3、机尾后，华航仅用一块面积与受损蒙皮相若的铝版 覆盖该处（根据波音的维修指引，新蒙皮的面积须较受损 的大最少30%），并没有依波音所订的维修指引把整块蒙 皮更换，造成该地方累积了金属疲劳的现象。22年来，维 修人员没有察觉任何异常。 该处裂开后，造成空中失压解体。根据事故后回收的机身 残骸，该处裂痕至少长达90.5吋（约2.3米），而研究显 示在高空中飞机上的裂痕超过58吋（约1.5米）时就会有 结构崩毁的可能。 飞机金属疲劳与交变载荷 在服役期间，飞机不断重复着起飞、飞行与降落这一过程，而 在每次起飞、飞行与降落过程中，飞机的结构都承受着各种各 样反复作用的疲劳载荷。这些疲劳载荷主要包括： 1

4、 跑道上颠簸的地面滑行载荷；飞 2 行中大气紊流(乱流)引起的“突风载荷”； 3飞机作仰俯、偏航以及侧身等动作时的机动载荷； 4飞机着陆时的撞击载荷： 5气密座舱飞机舱内增压一卸压的所谓“地空地”循环载 这些载荷通常都比较小，不足以使飞机结构发生一次性断 裂，但它们日复一日，年复一年地作用在飞机上， 飞机结构中 的疲劳损伤便会在不知不觉中累积。一旦这种疲劳损伤累积到 一定程度，飞机的结构就会开裂，从而发生破坏，并最终诱发 空中解体。 飞机金属疲劳与腐蚀疲劳 统计数据表明，飞机结构中有半数以上的破坏形式与腐蚀 或腐蚀疲劳有关。 由于具有重量轻、强度好等优越性能的高强度铝合金 已成为航空领域中使用

5、最为广泛的金属材料。然而从目前 对高强度铝合金腐蚀疲劳的研究成果来看，铝合金对腐蚀 引起的破坏是敏感的，腐蚀环境往往会使铝合金结构的疲 劳寿命大大缩短。 飞机金属疲劳与声疲劳 噪声源以压力波的形式带动周围的空气振动，将声波 向四周传播，当声波遇到飞机结构时，便会在结构上形成 声压。现代飞机的噪声源除了发动机外，还包括飞机的辅 助动力装置、航炮或火箭发射，以及机体附面层气流起伏 引起的飞行器结构振动等。 声疲劳同其他由于随机载荷而产生的疲劳破坏没有本 质上的区别。它同样可以使飞机的薄板结构因声致振动而 产生破坏；或引起铆钉松动、断裂、甚至飞掉；有时还会 引起蒙皮撕裂。这些故障都会影响飞机结构的完

6、整性与安 全性。 应变-疲劳寿命公式： 总应变幅值与疲劳寿命的关系示意图 应变-疲劳寿命曲线通常由一系列应变疲劳试验确定。 弹性线与塑性线交点称为疲劳寿命转变点。 从图中可以看出，在短寿命高应变区，疲劳寿命 主要取决于 ，因而提高材料的塑性有助于提高 疲劳抗力；而在长寿命低应变区，疲劳寿命主要 取决于弹性应变，提高强度 ( )，则 在同样的应变幅下可延长寿命，或者，对于同样 的疲劳寿命，材料可经受更大的应力幅值。 疲劳裂纹扩展的概念 承受结构或元件，由于交变载荷的作用，或者由于载荷 和环境侵蚀的联合作用，会产生微小的裂纹，裂纹将随着交 变载荷周次的增加或环境侵蚀时间的延长而逐渐扩展。随着 裂纹

7、尺寸增大，结构或元件的剩余强度逐步减小，最后导致 断裂。 疲劳裂纹的萌生从宏观而言，总是起源于应力集中区、 高应变区、强度最弱的基体、结构拐角、加工切削裂焊缝 、腐蚀坑等区域。从微观而言可分为滑移带开裂、晶界开 裂、非金属夹杂（或第二相）与基体界面开裂三种机制。 疲劳裂纹扩展的定量表示用 或 ， 是交变应力的循 环次数增量， 是相应的裂纹长度的增量。 疲劳裂纹扩展速率 称为疲劳裂纹扩展速率，表示交变应力每循环一次裂 纹长度的平均增量，它是裂纹长度a、应力幅度或应变幅度的 函数。 Paris等对A533钢在室温下，针对 的情况 收集了大量数据，总结除了著名的经验公式，帕里斯公式 。 在低振幅下观

8、察到 ，而在高振幅下为 对数形式 疲劳裂纹扩展速率 Paris（帕里斯）公式（1963年） C、m是材料常数，对于同一材料，m不随构件的形状和 载荷性质而改变，常数C与材料的力学性质（如 及硬 化指数等）、试验条件有关。 疲劳裂纹扩展速率 第一阶段低速率区 也称做疲劳裂纹扩展 缓慢区，存在着一个 疲劳裂纹扩展的门槛 值 当 低于 疲劳裂纹不扩展或扩 展速率极其缓慢 材料的裂纹刚形成，因此应力 场强度因子低，使得裂纹尖端塑 性区尺寸小； 裂纹尖端滑移带发生急剧形变 过程，通过剪切脱粘形成新的裂 纹面； 扩展距离一般在35个晶粒尺 寸范围 该阶段在疲劳总寿命中的比例 往往较大，有时占到总寿命90

9、。 断口为锯齿形，或解理小平面 第二阶段 ：中速率裂纹扩展区 疲劳裂纹扩展遵循幂函数规律，也就是疲劳裂纹扩展率可以用 应力强度幅值 的幂函数表示，这就是目前采用的Paris公式 。 疲劳裂纹扩展速率 有良好的对数线性关系。利用这一关系 进行疲劳裂纹扩展寿命预测，是疲劳断裂研究的重点。 在第2阶段中，形成疲劳条纹，每一次应力循环 形成一条疲劳条纹时，疲劳条纹的间距为da/dN 。 随着疲劳裂纹的扩展，应力场强度因子范围增 大，因此da/dN增大。 环境对第2扩展阶段的影响 1968年发现的现象：在潮湿空气中铝合金能够形成清晰的 疲劳条纹，但在真空中却不能形成疲劳条纹。 1983年发现在真空中铝合

10、金疲劳裂纹扩展速率低于潮湿空 气条件 在2024Al，7075Al，TC4中也有类似现象。 上述材料共同的特点是在潮湿空气中能够形成氧化膜。 疲劳裂纹扩展速率 第三阶段：高速率裂纹扩展区 即当 时，试样迅速发生断裂，实际上存在一个上限 值 当 急速增加，一般用铅垂渐近线表示。 Foreman等提出公式： 断裂时裂纹长度取决于材料的断裂韧性 此时裂纹长度已经较大，因此K较大，此时裂纹扩展 速率很快，试验环 境对扩展速率影响不大。 断口上有疲劳条纹，还可能有韧窝或结理断裂刻面， 而韧窝或解理断裂对组织 敏感，因此这一阶段扩展速 率对材料组织十分敏感。 从机制上有交变应力作用下的塑性锐化机制，也有单

11、调 加载条件下的微孔聚集机制 影响疲劳裂纹扩展速率的因素 1、平均应力的影响 通过实验发现，除了 是控制裂纹亚临界扩展的重要物理 量外，其他如平均应力、应力条件、加载频率、温度和环境等 ，对 均有影响，现简述如下 给定 下在裂纹扩展的 三个区域内da/dN均随R增大 而增大，表现为 曲线整体向左移动。 图4-9 在同一 下，平均应力越高， 越大。而前面讲的 Forman公式即反映了 时的特性，又考虑了平均应 力的影响。 由 ： 则 ： 即 ： 疲劳扩展裂纹具有 的奇异性，高速区 的上限 随R增加而降低。 影响疲劳裂纹扩展速率的因素 影响疲劳裂纹扩展速率的因素 如果平均应力为压应力，则在相同的

12、下，与平均应 力为拉应力或为零相比，疲劳裂纹扩展速率 降低。 在一般情况下，构件表面残余拉应力会使交变应力中的 平均应力水平增高；反之，表面残余拉应力，会使交变应 力中的平均应力水平降低。 工业上通常采用渗碳、渗铝、表面淬火、外表面滚压 、内表面挤压以及喷丸强化工艺来引入残余压应力。 影响疲劳裂纹扩展速率的因素 2、超载的影响 过载峰对随后的低载恒幅下得裂纹扩展速度有明显的延缓 作用，延缓作用仅限于一段循环周期，在此周期后， 又 逐渐恢复正常。 对于这个现象的定量分析有两种模型 ： 上面的图是2024-T3铝的实验结果，施加了三次高载后，寿命 延长了四倍。高载可使后续低载循环中 下降，甚至 止

13、裂。 五、影响疲劳裂纹扩展速率的因素 （1）Wheeler模型 过载峰使裂纹尖端形成大塑性 区 ，而塑性区 是随后在 恒定 作用下裂纹扩展的主 要障碍，使裂纹扩展产生停滞 效应。 五、影响疲劳裂纹扩展速率的因素 其对Paris公式的修正式为： 反映停滞效应的延缓参量取为 ，其值为01。 （2） Elber模型 裂纹闭合模型：改模型认为，过载峰在裂纹顶端造成一 个大塑性区，塑性区内的材料受到比周围弹性区更大的拉 伸并产生永久变形，卸载后，由于塑性区周围的弹性区的 弹性变形要恢复，但是由于塑性区内的塑性变形的不可逆 性，所以在塑性区内就会产生残余压应力，由于此项残余 影响疲劳裂纹扩展速率的因素 压

14、应力在随后的加载过程中将抵消掉一部分外加的张应力， 所以裂纹顶端的有效应力强度因子幅就小于外加的实际张应力 ，裂纹的扩展速率也因而减慢；经过一定次数的循环以后，随 着裂纹的不断扩展而穿越过载峰引起的大塑变区以后，此项闭 合效应才会消失，裂纹的扩展速率也重新恢复到正常状态。 Elber取疲劳裂纹开始张应力的 ，引进有效应力强度因 子幅度： 式中 五、影响疲劳裂纹扩展速率的因素 将疲劳裂纹扩展速率写成 比较Wheeler模型可知： 可得： 3、加载频率影响 图示材料在不同加载频率下裂纹扩展速率实验结果 影响疲劳裂纹扩展速率的因素 （1）在低速区，加载频率对裂纹扩展速率基本无影响 （2） 达到某一转

15、折点后，加载频率越低， 越高 加载频率的影响可表为 一般，频率的影响比应力比的影响要小很多，在室温、无腐 蚀条件下，100Hz频率的影响可忽略。 影响疲劳裂纹扩展速率的因素 式中：m=3.06（AISI304,1000 ）；A（f）是加载频率f的函数 此外， 试验表明，随着温度增加，疲劳裂纹扩展率将会增 加，疲劳寿命将会降低，在高温情况下，应力腐蚀的作用也会 增强。 实例:摩托车发动机连杆断裂原因分析 广东某摩托车厂一辆摩 托车在运行了2000km后发 生机械故障，经拆机检查， 发现发动机曲轴连杆断裂。 据悉该连杆材料为 20CrMnTi，表面经过渗碳处 理。 连杆工作原理见图1，连 杆的往返运动带动两传动曲 轴转动。 1 宏观检查 失效连杆件有两个断口 在连杆断裂端的轴承弧面可 见许多与断口平行的裂纹 图3(a)； 断裂端一侧面存在强烈磨擦 痕迹图3(b)，磨损深度达 0.5mm； 轴承弧面靠近磨擦侧面一端 可见蓝灰色的高温氧化痕迹 图3(c) 。 断口1(图2左边的断口)较为 光滑平整，断口边缘已磨损 ，中部可见疲劳弧线图 3(d)； 断口2(图2右边的断口