疲劳与断裂ppt培训课件

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1、专题：疲劳与断裂, 基本知识与概念 基于S-N曲线中高周疲劳设计方法 基于局部应力应变法的低周疲劳设计方法 基于断裂力学应力强度因子的裂纹结构疲劳设计方法 专业领域的疲劳设计方法 现代疲劳分析工具, 基本知识与概念 基于S-N曲线中高周疲劳设计方法 基于局部应力应变法的低周疲劳设计方法 基于断裂力学应力强度因子的裂纹结构疲劳设计方法 专业领域的疲劳设计方法 现代疲劳分析工具,零件的主要失效形式断裂、磨损和腐蚀。缓慢的过程突变行为断裂 静态断裂动态断裂 疲劳断裂冲击断裂,结构或材料在交变载荷作用下，即使所受的应力低于屈服强度（变形处于弹性范围内），经过若干次循环后，也会发生断裂， 这种现象称为疲

2、劳。交变载荷是指随时间变化的载荷，载荷可以是力、位移、温度或应力、应变等。,第一代喷气客机（英国的彗星式一型）因失事而被勒令停飞。该型客机于投入服务后，接连两次在巡航中解体，在立刻禁飞之后，经过反复模拟测试而复制出机体解体是金属疲劳所引起。,疲劳引起的大型灾难性事故,1979年5月25日，一架满载乘客的美国航空公司DG-10型三引擎巨型喷气客机，从芝加哥起飞不久，就失去了左边一具引擎，随即着火燃烧，然后爆炸坠地。机上273名乘客和机组人员无一幸免。这是世界航空史上最悲惨的事件之一。 事后，有关当局对这架失事飞机的残骸进行检查后发现，这架飞机上连接一具引擎与机翼的螺栓因金属疲劳折断，从而导致引擎

3、燃烧爆炸。,1985年8月12日晚上7时许日本航空公司的一架波音747宽体客机，撞在群马县附近的山上，机上509名乘客和15名机组人员仅4人获救外。其余52O人全部罹难，这是世界民航史上单机发生的最大空难事件。 对飞机残骸的分析和同“黑匣子”记录仪进行对照后，飞机起飞12分钟后，发生了“异常的冲击”，同时，压力隔板损坏，飞机密封性能的破坏使机舱内急剧减低压力，导致飞机垂直尾翼损坏并在空中分解。,事故分析发现，这架飞机几年前发生过小失事，飞机尾舷材料疲劳而损坏过，检修工作进行得很马虎，在没有彻底排除病根的情况下就算检修完毕，并交付使用。这次飞行，由于高度上升过程的速度快，机舱内外的气压发生急剧变

4、化，机舱内空气压缩机受到的压力比机舱外大得多。于是，这一装置在一个临界时刻承受不了这种压力，使液压系统受损，导致强大的气流吹进垂直尾翼内，使升降航和方向航失去控制，尾翼上部和方向舵在一瞬间被撕裂而坠落。,1998年德国一列高速列车在行驶中突然出轨。事故是因为一节车厢的车轮内部疲劳断裂而引起，导致了近50年来德国最惨重铁路事故的发生。,2002年华航CI611号航班的波音747200型客机，在从台湾飞港途中，突然从地面的雷达荧光屏上消失。据报道，地面航空管制部门并没有收到无线电通话或是二级雷达显示的求救信号。,台“飞安会”公布事故调查报告，华航飞机由于金属疲劳，造成空中解体，华航维修不当是重要原

5、因。,疲劳、腐蚀和磨损是引起飞机等机械设备和装置的事故的3种主要模式。据国外资料统计，飞机等由结构引发的故障，80%以上是由疲劳失效引起的。疲劳是否发生主要取决于两个方面因素： 一方面是自身的内部因素，即结构的疲劳设计、材料和加工质量等； 另一方面是外部因素，即实际使用载荷等。,轴 叶轮疲劳断裂破坏,转子轴 疲劳开裂 疲劳断裂破坏,疲劳的一般特征,发生在应力水平远小于材料的静强度极限下。 疲劳破坏在宏观上无明显塑性变形，近似脆断。 对材料的缺陷十分敏感； 是一个累积的过程，即裂纹形成、扩展、断裂。 疲劳破坏常具有局部性质，因此改变局部设计可以明显延长结构寿命（细节设计）。 疲劳断口在宏观和微观

6、上均具有特征，可以借助断口分析判断是否属于疲劳破坏。,疲劳的分类 （1）按应力状态：弯曲疲劳、扭转疲劳、复合疲劳等； （2）按环境：腐蚀疲劳、热疲劳、高温疲劳、接触疲劳等； （3）按循环周期：高周疲劳、低周疲劳； （4）按破坏原因：机械疲劳、腐蚀疲劳、热疲劳。 （5）按初始状态：无裂纹零件和裂纹零件的疲劳,疲劳失效的过程和机制。,介绍估算裂纹形成寿命的方法，以及延寿技术。,介绍一些疲劳研究的新成果。,金属疲劳的基本概念和一般规律。,本讲座主要介绍,疲劳研究、设计及分析的具体目的： 精确地估算机械结构的零构件的疲劳寿命，简称定寿，保证在服役期内零构件不会发生疲劳失效； 采用经济而有效的技术和管理

7、措施以延长疲劳寿命，简称延寿，从而提高产品质量。,循环应力循环应力（交变应力、疲劳应力）是指应力随时间呈周期性的变化。,循环应力-时间图应力历程,常用导出量： 平均应力 m=( max+ min)/2 应力幅 a=( max- min)/2 应力比或循环特性参数 R= min/ max 应力幅度（应力变程 ） D = max- min,设计：用 max， min ，直观； 试验：用 m， a ，便于加载； 分析：用 a，R，突出主要控制参量, 便于分类讨论。,主要控制参量： a ；重要影响参量：R,应力比R反映了载荷的循环特性。如,循环应力 稳定循环应力 不稳定循环应力 非规律性:如汽车的钢板

8、弹簧 规律性:机床的主轴,稳定循环应力,t,t,非规律性,规律性,不稳定循环应力,循环应力变化范围不变，即波形不变。波形通常是正弦波，此外还有三角波以及其它波形。,循环应力-时间图应力历程,稳定循环应力,稳定循环应力,稳定循环应力分为下列几种典型情况：,对称循环应力m=0，R-1。 大多数轴类零件，通常受到对称循环应力的作用。,不对称循环应力m0，R -1。,不对称拉伸平均应力循环应力0ma，-1R0。比较常见的不对称循环应力。大拉小压循环。,不对称压缩平均应力循环应力-am0，-1R0结构中某些支撑件受到这种循环应力。小拉大压的作用,脉动循环应力m=a，R0齿轮的齿根和某些压力容器受到这种脉

9、动循环应力的作用。,波动循环应力ma，0R1飞机机翼下翼面、钢梁的下翼缘以及预紧螺栓等，均承受这种循环应力的作用。,静（循环）应力a=0，R1静应力是一种特殊的循环应力。,sN 疲劳曲线,低周疲劳 高周疲劳,=104,金属零件疲劳断裂实质上是一个累积损伤过程，可划分为滑移、裂纹成核、微观裂纹扩展、宏观裂纹扩展、最终断裂几个过程。,疲劳失效机理,疲劳裂纹的萌生,在交变载荷下，金属零件表面产生不均匀滑移、金属内的非金属夹杂物和应力集中等均可能是产生疲劳裂纹核心的策源地。 滑移带随着疲劳的进行逐步加宽加深，在表面出现挤出带和挤入槽，这种挤入槽就是疲劳裂纹策源地。,另外金属的晶界及非金属夹杂物等处以及

10、零件应力集中的部位（台阶、尖角、键槽等）均会产生不均匀滑移，最后也形成疲劳裂纹核心。,疲劳裂纹的扩展,在没有应力集中的情况下，疲劳裂纹的扩展可分为两个阶段； 在交变应力的作用下，裂纹从金属材料的表面上的滑移带、挤入槽或非金属夹杂物等处开始，沿着最大切应力方向（和主应力方向成45角）的晶面向内扩展。扩展速度慢，如没有应力集中，直接进入第二阶段。 改变方向，沿着与正应力相垂直的方向扩展，扩展途径穿晶并速度很快,裂纹成核后的扩展过程主要包括微观和宏观两个裂纹扩展阶段。 整个疲劳过程是滑移 微观裂纹产生 微观裂纹的连接 宏观裂纹扩展直至断裂失效。,疲劳断口宏观形貌特征,典型宏观疲劳断口分为三个区域，疲

11、劳源或称疲劳核心、疲劳裂纹扩展区和瞬时断裂区。,（a） （b） （c）（a）疲劳断口宏观形貌（b）疲劳断口示意图（c）疲劳条纹的微观图象,疲劳源,疲劳裂纹扩展区,“贝纹”状花样,瞬时断裂区,随材质、应力状态的不同，断口三个区的大小和位置不同。 1、疲劳源 裂纹的萌生地； 裂纹处在亚稳扩展过程中； 由于应力交变，断面摩擦 而光亮； 伴随加工硬化； 随应力状态及应力大小的 不同，可有一个或几个疲 劳源。,2、疲劳扩展区（贝纹区） 断面比较光滑，并分布有贝纹线； 循环应力低，材料韧性好，疲劳区大，贝纹线细、明显； 有时在疲劳区的后部， 还可看到沿扩展方向的 疲劳台阶（高应力作用）。,3、瞬断区 一般

12、在疲劳源的对侧； 脆性材料为结晶状断口； 韧性材料有放射状纹理， 边缘为剪切唇。,提高零件抗疲劳断裂的方法,1延缓疲劳裂纹萌生时间； 方法有强化金属合金表面，控制表面的不均匀滑移，如表面滚压、喷丸、表面热处理等。 另外提高金属材料的纯净度，减少夹杂物尺度以及提高零件表面完整性设计水平，尽量避免应力集中的现象等，都是抑制或推迟疲劳裂纹产生的有效途径。,2降低疲劳裂纹扩展的速度； 止裂孔法、扩孔清除法（不影响强度的前提下）、刮磨修理法；此外，还可以在裂纹处采用局部增加有效截面或补贴金属条等降低应力水平的方法，以阻止裂纹继续产生与扩展。 加强次负荷锻炼；, 基本知识与概念 基于S-N曲线中高周疲劳设

13、计方法 基于局部应力应变法的低周疲劳设计方法 基于断裂力学应力强度因子的裂纹结构疲劳设计方法 专业领域的疲劳设计方法 现代疲劳分析工具,典型的疲劳寿命曲线,从加载开始到试件断裂所经历的应力循环数，定义为该试件的疲劳寿命N 。疲劳寿命与应力的关系曲线又称为S-N曲线，也称作Wohler曲线。,S-N曲线,用若干个标准试件在一定的平均应力下，不同的应力幅值下进行疲劳试验，测出断裂时的循环次数N，然后根据数据的平均值绘出SN曲线，这样得到的SN曲线是指存活率为50的中值SN曲线。,不加说明均指在R-1时的SN曲线。,应变(低周)疲劳,静断裂,中周疲劳,高周疲劳,S-曲线,疲劳寿命曲线可以分为三个区：

14、,无限寿命,(1)低循环疲劳(Low Cycle Fatigue)区在很高的应力下，在很少的循环次数后，结构发生断裂，并有较明显的塑性变形。一般认为，低循环疲劳发生在循环应力超出弹性极限，疲劳寿命在103到104 次之间。因此，低循环疲劳又可称为短寿命疲劳。,(2)高循环疲劳(High Cycle Fatigue)区在高循环疲劳区，循环应力低于弹性极限，疲劳寿命长，N104 次循环，且随循环应力降低而大大地延长。结构在最终断裂前，整体上无可测的塑性变形，因而在宏观上表现为脆性断裂。在此区内，试件的疲劳寿命较长，故可将高循环疲劳称为长寿命疲劳。,(3)无限寿命区或安全区结构在低于某一临界应力幅l

15、im的应力下，可以经受无数次应力循环而不断裂，疲劳寿命趋于无限；即alim，N 。故可将lim称为材料的理论疲劳极限或耐久限。在绝大多数情况下，S-N曲线存在一条水平渐近线，其高度即为lim。,S-曲线中高周疲劳段的规律,在对数坐标上，S-曲线中高周段呈直线。,S-曲线的获得 例如,45#钢在对称循环应力条件下疲劳寿命如下： a=360MPa,m =0, N=107 a=385MPa,m =0, N=106 a=410MPa,m =0, N=105 a=435MPa,m =0, N=104S-曲线两个参数，试验往往有多组数据，因此要使用拟合确定S-曲线的参数m和C。,N,45#钢对称循环应力条件下-曲线,104 105 106 107,工程上的定义的疲劳极限：在指定的疲劳寿命下，试件所能承受的上限应力幅值。指定寿命通常取N=107 cycles。在应力比R=-1时测定的疲劳极限记为-1。测定疲劳极限常采用升降法。,