飞机结构设计-33.ppt

3.3 安全寿命设计 * 3.3.1 疲劳破坏的特征与形成机理 * 3.3.2 金属材料的疲劳特性 * 3.3.3 安全寿命估算方法与步骤 * 3.3.4 飞机结构的抗疲劳设计措施 * 结构的疲劳破坏 飞机在整个服役周期内，要经历大量的交变载荷反复作用，这将导致结构体内的缺陷发展，发生裂纹的汇集与生长，最终导致结构的撕裂破坏。 是指结构构件发生宏观可见裂纹时的飞机使用期限 安全寿命： 反复载荷的大小、次数以及结构对缺陷的敏感程度等有关（物理微观本质更复杂）。 结构全寿命周期内要承受复杂的随机载荷（小于最大破坏载荷）作用，结构构件在微观缺陷上生长发展（损伤积累），导致结构构件的实际承载能力下降（安全隐患），可能发生猝不及防的灾难性事故（疲劳破坏）。设计上必须予以评估并防止此类破坏形式的发生。 据统计，二战后仅英美两国民用飞机就发生20余起疲劳失事； 近年来，仍时有发生。 （1988，Boeing737空中解体； 2002年Boeing747空中解体） 一、疲劳破坏的基本问题与机理 ? 发生源于结构的孔边细节处； ? 反复交变载荷 S, S ?b ? 过程的潜伏性(无明显破坏前兆, 无明显塑性变形)； ? 过程结束的突发性； ? 过程的阶段特征,孕育→扩展→破断； ? 局部特性(发生在结构细节处)； ? 分散性(什么时间发生并不确切)。 1. 疲劳破坏的基本特征 2. 疲劳裂纹形成机理 ? 内因：微裂纹形成于微观应力集中处(粗糙表面、表面划痕、 材料缺陷、内部夹杂、结构缺口） ? 主观条件：微塑性形变循环累积； ? 新生表面挤出、挤入导致微裂纹生 成。（几个 ） 宏观裂纹扩展机理 裂尖滑移形变 新生裂纹面 钝化 锐化(形成Δa) 宏观稳定扩展 失速段扩展 疲劳断口形貌特征 ? 形核区(疲劳源区，呈圆形、亮泽)； ? 扩展区(明显的疲劳条纹)； ? 瞬断区(粗糙,剪切唇)。 剩余强度变化特征 acr a0 a σb σ剩 剩余强度下降梯度过大，结构不能继续使用。 1.恒幅疲劳载荷 恒幅疲劳载荷的最大值 恒幅疲劳载荷的最小值（谷值） 恒幅疲劳载荷的平均值 恒幅疲劳载荷的幅值 恒幅疲劳载荷的载荷比 五个描述参数 3.3.3 安全寿命估算方法与步骤 仅2个参数独立,常用（Smax，R）,( Sa ,R ) 2.S-N曲线和疲劳极限 疲劳破坏的曲线特征 104 σ-1 10 7 N 短寿命段 低周疲劳 中长寿命 高周疲劳 疲劳极限区 Sa 应力降低一个量级,寿命可上升几个量级！ 疲劳强度 疲劳曲线的基本规律 ? 循环比R的影响：Sa 不变， ; Smax 不变， ? 均值 Sm 的影响： ? 分散性:(内因：材料微观缺陷, 外因：载荷变程) 中长寿命一般分散性服从Log-Normal 分布 3.疲劳性能的若干影响因素 （1）疲劳载荷特征 1）Sm一定， Sa↑，N↓ 2）Sa一定， R↑，Sm ↑ 3）Smax一定， R↑， Sa ↓，Sm ↑，N ↑ （2）分散性:(内因：材料微观缺陷, 外因：载荷变程) 中长寿命一般分散性服从Log-Normal 分布 ? S ～ N曲线规律类同，但分散性更小 (应力集中); ? 以应力集中系数 Kt 表征结构参数; N Sa Kt小 Kt大 （3）应力集中 有效应力集中系数Kf： （4）尺寸效应 1）尺寸不同应力梯度不同，大尺寸零件的高应力区域大，产生疲劳裂纹的概率大 2）大尺寸零件包含了更多可能产生疲劳裂纹的不利因素（材料不均匀性、内部缺陷、各向异性等） 3）加工硬化：硬化↑，疲劳极限↑；然而尺寸↑硬化↓，疲劳极限↓ 4）表面加工：表面加工质量↑，疲劳强度↑ （5）其他影响因素 1）温度 3）冷作硬化和残余应力 4）过度的强迫装配。（干涉配合、钉孔挤压强化等） 5）载荷的作用顺序 6）噪音环境 7）腐蚀环境 2）热处理方法与工艺 一、安全寿命估算方法 （1）设计使用载荷谱 载荷谱： 飞机在整个使用过程中结构承受载荷随时间变化的历程 根据大量实测的疲劳载荷及其时间历程，再经过统计分析和简化即得疲劳载荷谱，这个谱一般用飞机的重心载荷系数与作用次数来表征 ——重心过载谱 重心过载谱：飞机飞行过程中重心处所经历的加速度 历程的统计数据。 飞机执行各典型任务剖面的峰谷值计数、过滤与归纳。 飞机飞行的典型任务剖面（主要的载荷形式） ? 突风载荷:（气流扰动载荷(见过载计算)） 运输机＋客机；季节性+地区性；幅值大＋随机性强 ? 机动载荷: （平飞（1g）