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1、1,1.2 疲劳断裂破坏的严重性,第一章 概述 introduction,1.1 什么是疲劳？,疲劳与断裂,1.3 抗疲劳设计方法,1.4 疲劳破坏机理与断口特征,1.5 疲劳问题研究方法,返回主目录,2,1.2 疲劳断裂破坏的严重性,1982年，美国众议院科学技术委员会委托商业部国家标准局(NBS)调查断裂破坏对美国经济的影响。 提交综合报告 “美国断裂破坏的经济影响” SP647-1 最终报告 “数据资料和经济分析方法” SP647-2,断裂使美国一年损失1190亿美元,摘要发表于 Int. J. of Fracture, Vol23, No.3, 1983 译文见 力学进展， Vol15
2、，No2，1985,3,损失最严重的是： 车辆业 (125亿/年)， 建筑业 (100亿/年)， 航空 (67亿/年)， 金属结构及制品 (55亿/年).,断裂(包括疲劳、腐蚀引起的断裂) 使美国一年损失1190亿美元, 为其1982年国家总产值的4%。,5,国际民航组织 (ICAO)发表的 “涉及金属疲劳断裂的重大飞机失事调查”指出： 80年代以来，由金属疲劳断裂引起的机毁人亡重大事故，平均每年100次。(不包括中、苏) Int. J. Fatigue, Vol.6, No.1, 1984,疲劳断裂引起的空难达每年100次以上,工程实际中发生的疲劳断裂破坏，占全部力学破坏的50-90%，是机
3、械、结构失效的最常见形式。 因此，工程技术人员必须认真考虑可能的疲劳断裂问题。,6,1993年，美国政府报告 ( PB94-143336, 1993)发表了1973-1990年期间的飞机使用故障统计结果，表中列出了四种常用机型的数据。,可见疲劳开裂仍然是值得严密关注的。,7,年代,设计水平,1900,2000,1800,8,1.3 抗疲劳设计方法,控制应力水平，使裂纹不萌生或不扩展，即： SSf or KKth,无限寿命设计 (Infinite-life design),控制疲劳裂纹萌生的是应力幅Sa 。 Sa 小于疲劳极限值 Sf 时，将不发生疲劳破坏。 控制疲劳裂纹扩展的是应力强度因子DK
4、=f(DS, a)。 DK小于疲劳裂纹扩展门槛值DKth时，裂纹不扩展。,对于气缸阀门、顶杆、弹簧，长期频繁运行的轮轴等，无限寿命设计至今仍是简单而合理的方法。,9,研究载荷水平与疲劳寿命的关系； 建立描述材料疲劳性能的S-N、e-N曲线。,不需经受很多次循环的构件，无限寿命设计很不经济。,用于民用飞机，容器，管道，汽车等。,按照S-N或-N曲线设计，使构件在有限长设计寿命内，不发生疲劳破坏的设计-安全或有限寿命设计。,安全寿命设计 ( Safe-life design ),10,要选用韧性较好、裂纹扩展缓慢的材料，以保证有足够大的ac和充分的时间，安排检查并发现裂纹。,20世纪70年代提出的
5、损伤容限设计： 假定构件中存在着裂纹，用断裂分析、疲劳纹扩展分析和试验验证，保证在定期检查肯定能发现前，裂纹不会扩展到足以引起破坏。,由于裂纹存在，安全寿命设计并不能完全确保安全。,损伤容限设计 ( Damage tolerance design),11,各种方法互相补充，适应不同设计需求，不是相互取代的。,耐久性设计 ( Durability design),20世纪80年代起，以经济寿命为目标的耐久性设计概念形成。耐久性是构件和结构在规定的使用条件下抗疲劳断裂性能的一种定量度量。,先定义疲劳破坏严重细节群（如孔等）的初始疲劳质量-初始损伤状态；再用疲劳或疲劳裂纹扩展分析预测在不同使用时刻损
6、伤状态的变化；然后确定其经济寿命，制订使用、维修方案。,12,3)裂纹源在高应力局部或材料缺陷处。 4)与静载破坏相比，即使是延性材料，也没有明显 的塑性变形。 5)工程实际中的表面裂纹，一般呈半椭圆形。,飞机轮毂疲劳断口,典型疲劳断口，特征明显： 1)有裂纹源、裂纹扩展区和 最后断裂区三个部分。 2)裂纹扩展区断面较光滑， 通常可见 “海滩条带”, 还可能有腐蚀痕迹。,1.4 疲劳破坏机理与断口特征,一、断口宏观特征,13,疲劳破坏与静载破坏之比较,疲劳破坏 SSu 破坏是局部损伤累积的结果。 断口光滑，有海滩条带或腐蚀痕迹。有裂纹源、裂纹扩展区、瞬断区。 无明显塑性变形。 应力集中对寿命影
7、响大。,由断口可分析裂纹起因、扩展信息、临界裂纹尺寸、破坏载荷等，是失效分析的重要依据。,静载破坏 SSu 破坏是瞬间发生的。 断口粗糙，新鲜，无表面磨蚀及腐蚀痕迹。 韧性材料塑性变形明显。 应力集中对极限承载能力 影响不大。,14,二、疲劳破坏机理及断口微观特征,疲劳裂纹萌生机理：,裂纹起源（裂纹源）在何处？ 高应力处： 1）应力集中处；缺陷、夹杂，或孔、切口、台阶等 2）构件表面； 应力较高，有加工痕迹， 平面应力状态，易于滑移发生。,15,延性金属中的滑移,N=104,（多晶体镍恒幅应力循环）,扰动载荷 应力集中 滑移带 驻留滑移带 微裂纹、扩展 宏观裂纹、扩展,16,裂纹由持久滑移带成
8、核，最大剪应力控制。,从第1阶段向第2阶段转变所对应的裂纹尺寸主要取决于材料和作用应力水平，一般只有几个晶粒的尺寸 (0.05mm) 。 第1阶段裂纹扩展的尺寸虽小，对寿命的贡献却很大，对于高强材料，尤其如此。,17,疲劳裂纹扩展机理,c. 充分张开，裂尖钝化， 开创新表面； d. 卸载,裂纹收缩，但新开创的裂纹面却不能消失; e. 裂纹锐化，但已扩展了一个a。,裂纹张开、钝化、锐化、扩展，每一个应力循环，将在裂纹面上留下一条痕迹（striation）。,“塑性钝化模型” C. Laird(1967),a. 开始时的裂尖形状； b. 应力增加，裂纹张开， 裂尖材料沿tmax方向滑移；,t,18
9、,Cr12Ni2WMoV钢疲劳条纹:(金属学报,85),透射电镜：1-3万倍,疲劳条纹(striation) 不同于海滩条带(beach mark),19,疲劳裂纹扩展的微观机理 1976 Crooker,微孔聚合型 microvoid coalescence 高应力、韧材料,微解理型microcleavage 低应力、脆性材料,条纹型 striation,Cr12Ni2WMoV钢疲劳断口微观照片:(金属学报,85),三种破坏形式:,20,疲劳断口观察工具与观察内容的关系:,21,疲劳断口分析，有助于判断失效原因，可为改进疲劳研究和抗疲劳设计提供参考。 因此，应尽量保护断口，避免损失了宝贵的信
10、息。,4. 由疲劳断口进行初步失效分析,断口宏观形貌: 是否疲劳破坏? 裂纹临界尺寸? 破坏载荷？ 是否正常破坏？,金相或低倍观察： 裂纹源？是否有材料缺陷？缺陷的类型和大小？,高倍电镜微观观察： “海滩条带”+“疲劳条纹”，使用载荷谱，估计速率。,22,1.5 疲劳问题研究方法,23,Three primary fatigue analysis methods which are the stress-life approach, strain-life approach, and the fracture mechanics approach, will be discussed. The
11、se methods have their own region of application with some degree of overlap between them.,将要讨论三种基本疲劳分析方法，即应力-寿命法、应变寿命法和断裂力学方法。这三种方法有其各自的应用范围，相互之间又有某种程度的交叉。,24,The understanding of any one of these methods provides a technique which may be used to perform a fatigue analysis. However, it is the insights (见识、洞察力) gained from the understanding of all these methods which allow the engineer to choose the method or methods that are most appropriate for the given problem.,理解了任何一种方法，就有了一种进行疲劳分析的技术。然而，只有理解了所有三种方法后获得的认识，才使工程师能选择最适用于给定问题的方法。,25,再见！,谢谢！,本章完再见！,思考题：1-1 1-4,返回主目录,
