《12第十二章疲劳与断裂》由会员分享，可在线阅读，更多相关《12第十二章疲劳与断裂（66页珍藏版）》请在金锄头文库上搜索。
1、1,12.1 疲劳破坏及其断口特征,12.2 S-N曲线及疲劳裂纹萌生寿命,12.3 断裂失效与断裂控制设计,12.4 da/dN-DK曲线及疲劳裂纹扩展寿命,第十二章 疲劳与断裂,返回主目录,2,机械、结构等 受力如何？如何运动？如何变形？破坏？如何控制设计？,其目的是：了解工程系统的性态，并为其设计提供合理的规则。,工程力学: 将力学原理应用实际工程系统的科学。,强度稳定,研究对象是无缺陷变形体；目的是保证在一次最大载荷作用下有足够的强度和稳定性。,应力控制,回 顾,12.1 疲劳破坏及其断口特征,返回主目录,3,按静强度设计，满足，为什么还发生破坏？,返回主目录,4,主要原因是由缺陷或裂
2、纹导致的断裂。,5,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。提交报告:“美国断裂破坏的经济影响” SP647-1“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，No2，1985,6,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： 20世纪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.
3、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。,返回主目录,7,普及断裂的基本知识，可减少损失29%(345亿/年)。,对策,设计、制造人员了解断裂，主动采取改进措施，如设计；材料断裂韧性；冷、热加工质量等。,8,有缺陷怎么办？,研究含缺陷材料的强度 -断裂 Fracture,多次载荷作用下如何破坏？,研究多次使用载荷作用下 裂纹如何萌生、扩展。-疲劳 Fatigue & Fracture,缺陷从何而来？,材料
4、固有或使用中萌生、扩展 -疲劳与断裂,裂纹如何萌生？,有裂纹是否发生破坏？,构件能用多长时间？(寿命),9,一、 什么是疲劳？,ASTM E206-72,疲劳是在某点或某些点承受扰动应力，且在足够多的循环扰动作用之后形成裂纹或完全断裂的材料中所发生的局部永久结构变化的发展过程。,研究目的：发展过程有多长？ 预测寿命N。,Nt=Ni+Np 裂纹萌生+ 扩展,扰动应力，高应力局部，裂纹，发展过程。,问题的特点：,12.1 疲劳破坏及其断口特征,返回主目录,10,1. 只有在扰动应力作用下，疲劳才会发生。,扰动应力，是指随时间变化的应力。,恒幅循环载荷最简单。,11,恒幅循环应力是最简单的。,循环应
5、力 (cyclic stress)的描述：,常用导出量：平均应力 Sm=(Smax+Smin)/2,描述循环应力水平的基本量： Smax， Smin,应力幅 Sa=(Smax-Smin)/2,应力比或循环特性参数 r=Smin/Smax,应力变程 DS=Smax-Smin,已知任意二个量，其余即可导出。,12,设计：用Smax，Smin；直观； 试验：用Sm，Sa； 便于加载； 分析：用Sa，r；突出主要控制参量, 便于分类讨论。,主要控制参量： Sa，重要影响参量：r频率 (f=N/t) 和 波形的影响是较次要的。,应力比r反映了载荷的循环特性。如,对称循环,静载,脉冲循环,13,2. 破坏
6、起源于高应力、高应变局部。,应力集中处，常常是疲劳破坏的起源。要研究细节处的应力应变。,静载下的破坏，取决于结构整体； 疲劳破坏则由应力或应变较高的局部开始，形成损伤并逐渐累积，导致破坏发生。 可见，局部性是疲劳的明显特点。,因此，要注意细节设计，研究细节处的应力应变，尽可能减小应力集中。,14,3.疲劳损伤的结果是形成裂纹,有裂纹萌生-扩展-断裂三个阶段。要研究疲劳裂纹萌生和扩展的机理及规律。,15,飞机轮毂疲劳断口,1) 有裂纹源、裂纹扩展 区和最后断裂区三个部分。,裂纹源,裂纹扩展区 海滩条带,最后 断裂区,二、 疲劳断口特征,2) 裂纹扩展区断面较光滑，可见 “海滩条带”, 还有腐蚀痕
7、迹。,高倍电镜可见疲劳条纹 (Cr12Ni2WMoV钢) 金属学报,85),肉眼,透射电镜，1-3万倍,16,3) 裂纹源在高应力局部 或材料缺陷处。,二、 疲劳断口特征,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) 实际工程中的表面裂纹，多呈半椭圆形。,延性材料静载破坏疲劳破坏,17,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
8、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。,18,应力疲劳: Smax104，也称高周(长寿命)疲劳。,S-应力水平，用Sa和r描述。 N-寿命，为到破坏的循环次数。,1. S-N曲线,应力疲劳,研究裂纹萌生寿命，“破坏”定义为：1.标准小尺寸试件断裂。 脆性材料2.出现可见小裂纹, 或可测的应变降。延性材料,应变疲劳: Smaxsys， N0, 对疲劳有不利的影响； Sm0, 对疲劳有不利的影响； Sm0, 压缩平均应力存在，对疲劳是有利的。 喷丸、挤压和预应变残余压应力提高寿命。,1) 一般趋势,Sa不变，r or Sm；N ；
9、 N不变，r or Sm；SN ;,2.平均应力的影响,返回主目录,27,2） Sa-Sm关系,如图，在等寿命线上，Sm，Sa； SmSu。,Haigh图: (无量纲形式)N=107, 当Sm=0时， Sa=S-1；当Sa=0时， Sm=Su。,对于其他给定的N，只需将S-1换成Sa(r=-1)即可。 利用上述关系，已知Su和基本S-N曲线，即可估计不同Sm下的Sa 或SN。,Goodman等寿命直线：(Sa/S-1)+(Sm/Su)=1,28,解： 1. 工作循环应力幅和平均应力：Sa=(Smax-Smin)/2=360 MPaSm=(Smax+Smin)/2=440 MPa,例2.1: 构
10、件受拉压循环应力作用，Smax=800MPa, Smin=80MPa。 材料的极限强度为Su=1200 MPa，基本S-N曲线为S4N=1.21016，试估算其寿命。,2. 求Sa(r=-1)。 由方程：(Sa/Sa(r=-1)+(Sm/Su)=1 可解出： Sa(r=-1)=568.4 MPa,3. 估计构件寿命N=C/Sm=1.21016/568.44=1.15105 (次),29,已知 应力比 r 应力幅 Sa,恒幅疲劳寿命估算方法：,已知材料的基本S-N曲线,30,若构件在某恒幅应力水平S作用下，循环至破坏的寿命为N，则循环至n次时的损伤定义为：D=n/N,若n=0, 则D=0，构件未
11、受损伤；,D随循环数n线性增长：,若n=N，则D=1，发生疲劳破坏。,疲劳破坏判据为： D=1,Di=ni /Ni,3. 线性累积损伤理论,返回主目录,31,ni 是在 Si作用下的循环次数，由载荷谱给出； Ni 是在 Si下循环到破坏的寿命，由 S-N曲线确定。,若构件在k个应力水平Si作用下，各经受ni次循环，总损伤为：( i=1,2,.k ),Miner累积损伤理论是线性的； 损伤和D与载荷Si的作用次序无关。,32,线性累积损伤理论与载荷的作用次序无关。,33,解：由S-N曲线算Ni,例2 构件S-N曲线为S2N=2.51010；若其一年内所承受的典型应力谱如表，试估计其寿命。,设构件寿命为年，则总损伤应当是 D=(ni/Ni)。,计算 Di=ni/Ni,一年的损伤为： (ni/Ni)=0.121,(ni/Ni)=0.121,Miner理论给出： D=(ni /Ni)=1故有： =1/(ni /Ni)=1/0.121=8.27 （年）,4. 变幅载荷下的疲劳分析,返回主目录,34,例3 已知S-N曲线为S2N=2.51010；设计寿命期间载荷谱如表。试估计最大可用应力水平S。,
