第一部分_飞机结构疲劳强度.ppt

算例 某飞机零件在一次飞行中所受载荷如下，问该零件在破坏前能飞行多少次？ 应力水平 ni Ni ni/Ni 0—412 1 3.5×103 0.2857×10-3 0－343 10 1.2×104 0.8333×10-3 0－206 200 1.7×105 1.176×10-3 0－137 1000 108 可忽略不及 求得 即为每次飞行的损伤 在该零件破坏前能飞行的次数为L， 则 得L＝436次 Miner理论的优缺点 缺点： 没有考虑各级载荷的相互影响（加载顺序）； 没有考虑低于疲劳极限的应力所造成的损伤； 没有硬化、残余应力等因素的影响。 优点：简单明了，使用方便。 因此，往往采用以下两种方法解决。 飞机结构疲劳寿命估算方法 名义应力法 计算疲劳载荷谱； 确定危险部位； 获得对应于应力谱的S－N曲线； 运用累积损伤理论进行寿命估算。 应力严重系数法 该方法主要用于连接件的疲劳寿命估算 孔边最大应力为 严重系数 飞机强度计算方法 飞机结构疲劳强度计算 1979年，一架美国的“DC-10”大型客机在芝加哥奥黑尔国际机场起飞不久就坠毁。 　　1985年8月，日航的一架5ALl23客机，由于后部压力隔板的开裂而坠毁。 　　2002年5月，台湾中华航空公司一架波音747客机在台湾海峡贬空突然解体，造成225人遇难。 　　事后的调查结果显示，上述的机毁人亡事故均是由飞机结构的疲劳破坏引起的。 飞机的疲劳、腐蚀和磨损是引起飞机事故的3种主要模式。据国外资料统计，飞机由结构引发的故障，80%以上是由疲劳失效引起的。飞机疲劳寿命主要取决于两个方面因素：一方面是飞机自身的内部因素，即飞机结构的疲劳设计、材料和加工质量等；另一方面是飞机的外部因素，即飞机的实际使用载荷。 2 飞机结构疲劳强度计算 疲劳设计的概念 在交变载荷作用下，即使应力水平较低，处于弹性范围内，经过若干次循环后，也会发生断裂，称为疲劳。 交变载荷，是指随时间变化的载荷，载荷可以是力、应力、应变、位移等。 轴 叶轮 疲劳断裂破坏 转子轴 疲劳开裂 疲劳断裂破坏 疲劳破坏的一般特征 构件交变应力远小于材料的静强度极限，破坏发生。 疲劳破坏在宏观上无明显塑性变形，低应力脆断。 疲劳破坏是一个累积的过程，即裂纹形成、扩展、断裂。 疲劳破坏常具有局部性质，因此改变局部设计就可以延长结构寿命。 疲劳断口在宏观和微观上均具有特征，可以借助断口分析判断是否属于疲劳破坏。 断裂机理 目的：寻找产生裂纹的原因及制定飞机结构合理的疲劳 设计和维修方案的重要依据。 分为 疲劳源 扩展区 瞬断区。 疲劳断口 （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 疲劳强度 1、交变应力 常用导出量： 平均应力 Sm=(Smax+Smin)/2 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 定义：平均应力 Sm=(Smax+Smin)/2 (1) 应力幅 Sa=(Smax-Smin)/2 (2) 应力变程 DS=Smax-Smin (3) 应力比或循环特性参数 R=Smin/Smax (1)式二端除以Smax，有 Sm=[(1+R)/2]Smax (4) (2)式二端除以Smax，有 Sa=[(1-R)/2]Smax (5) (5)式除以(4)式，有 Sa=[(1-R)/(1+R)]Sm (6) Smax、Smin、Sm 、Sa、DS、R等量中， 只要已