飞机结构疲劳设计(一).ppt

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1、飞机结构疲劳设计(一),王晓军航空科学与工程学院固体力学研究所,1 前言,以前的飞机结构设计问题都是基于静载荷条件下的静强度问题，即结构的破坏是由于结构受到实际应力超过了构件的强度极限所造成的。然而在实际使用过程中，飞机结构经常承受交变载荷，部件长期在交变载荷作用下，即使其最大工作应力远小于强度极限，甚至比屈服极限还小，也可能发生断裂破坏。这种由交变应力引起的破坏称为疲劳破坏。疲劳破坏是目前航空工程中一个十分突出的问题。据统计，飞机结构在外场使用中发生的断裂问题80%以上都是因疲劳而引起的，因此在对飞机结构进行设计时，必须进行结构疲劳设计。,2 疲劳设计概念,疲劳概念：结构在重复载荷作用下经常

2、因疲劳而产生裂纹，最终导致疲劳破坏，这种因循环应力或交变应力而使材料抵抗裂纹扩展和断裂能力减弱的现象。疲劳破坏一般有以下特征：在交变载荷作用下，构件交变应力远小于材料的静强度极限的情况下破坏也可能发生。不管是脆性材料或塑性材料，疲劳断裂在宏观上均表现为无明显塑性变形的突然断裂，属于低应力类脆性断裂，故不易察觉，具有更大的危险性。疲劳破坏是一个累积损伤的过程，要经历一定的时间历程，甚至是很长的时间历程。疲劳破坏过程实际由三个过程组成：裂纹形成、裂纹扩展和裂纹扩展到快速断裂。,疲劳破坏常具有局部性质，而并不涉及到整个结构的所有细节和部位。因此改变局部设计，就可延长结构寿命，并不需要更换结构全部材料

3、或修改其他细节设计。疲劳破坏断口在宏观和微观上均有其特征，特别是其宏观特征在外场目视检查即能进行观察，借此可判断是否属于疲劳破坏。了解疲劳破坏的特征，对结构的疲劳设计有很大的帮助！,补充：几个概念,(1)飞机结构的各种结构或构件在使用中所承受的载荷往往是变化的，相应地，所承受的应力也是变化的。人们把这种变化着的载荷成为疲劳载荷，把相应的应力称为疲劳应力，而把载荷和应力随时间变化的历程则分别成为载荷谱和应力谱。,2.1 疲劳断裂机理,宏观的断裂判据的正确性应建立在对断裂的微观过程物理本质的正确了解上。因此，下面简单介绍断裂的微观机理。在单调加载条件下，实际金属和合金的断裂可分成解理断裂和迭波断裂

4、。解理断裂是晶体严格地按某些结晶学平面的分离，没有任何塑性变形。迭波断裂是原子尺度上的滑移。,在交变载荷条件下，疲劳断裂过程有裂纹成核阶段，裂纹稳定扩展阶段和裂纹临界扩展阶段。裂纹稳定扩展阶段又可分微裂纹扩展和宏观裂纹扩展两阶段，如下图,疲劳断裂过程示意图,(1)裂纹成核(裂纹萌生)裂纹成核是指裂纹的起始。在交变载荷作用下，在试件表面可看到“挤出”和“挤入”，相应的金属内部产生孔洞。在这里就开始形成裂纹核(如上图)。“挤出”是形成疲劳裂纹的一个条件，但不是必要条件。在疲劳载荷作用下，塑性变形的累积，由位错造成的滑移带，均与疲劳裂纹的形成有着密切的关系。表面缺陷，材料内部缺陷如气孔、夹杂物及第二

5、相质点等应力集中处，均促进疲劳裂纹形成。(2)稳定裂纹扩展阶段(一般可分为两个阶段)第一阶段：从疲劳核心开始由滑移带的主滑移面向金属内部的扩展，滑移面的取向大致与主应力轴线成45角。在局部区域会形成多条微裂纹，微裂纹扩展速率很慢，大部分微裂纹扩展到某阶段而终止，而某些微裂纹形成一主裂纹，则为第一阶段裂纹扩展。第二阶段：裂纹扩展平面和主应力轴线约成90角，扩展速率加快，一般以微米每循环次作单位来计量。在断口上有明显的疲劳痕迹(即疲劳条纹)。条纹间距离和疲劳循环一次裂纹的扩展量相对应。(3)裂纹的临界扩展阶段裂纹扩展到足够的尺寸时，即裂纹尺寸达到快速扩展的临界尺寸时，裂纹出现不稳定快速扩展。构件发

6、生断裂，此时断裂是突然快速断裂，断口表面呈粗粒状。,2.2 材料疲劳性能曲线,疲劳破坏的三个范围,2.3 疲劳特性图,等寿命曲线形式二,几种等寿命曲线形式,典型疲劳特性图,2.4 影响疲劳强度的因素及相应措施,2.4.1 影响疲劳强度的因素结构在一定的载荷作用下会发生破坏，这是静强度和疲劳强度都存在的问题，但是两者的载荷条件和破坏情况则是有原则区别的。这就是疲劳强度问题区别于静强度问题的矛盾的特殊性。应力集中、腐蚀和温度等对材料的静强度和疲劳强度都有影响，但是影响的情况和程度是不一样的。零件表面的粗糙度和零件尺寸的大小对零件的静力强度没有什么明显的影响，但是对于零件的疲劳强度则必须考虑这些因素

7、的效应。影响结构疲劳强度的因素很多，概括起来有如下几种。,通过长期的生产实践和科学试验，人们对影响疲劳强度的很多因素有了一定的认识，并且还在不断地扩大和深化这些认识。本节将简要讨论一下较常遇到的影响疲劳强度的一些主要因素。(1)应力集中的影响在实际构件中，由于结构上的要求，一般都存在截面变化、拐角和孔等。在这些形状变化处，不可避免地要产生应力集中，而应力集中又必然使零件的局部应力提高。当构件承受静载荷时，由于常用的结构材料都有一定的塑性，在破坏以前有一个宏观塑性变形过程，使构件上的应力重新分配，自动趋于均匀化。因此，应力集中对于构件的静强度没有多大影响。而疲劳破坏时的情况则完全不同，这时，截面

8、上的名义应力尚未达到材料的屈服极限，因此破坏以前不产生明显的宏观塑性变形，不出现像静载破坏前那样的载荷重分配过程。这样便使得构件的疲劳强度主要决定于最大应力附近的局部应力情况，因此应力集中处的疲劳强度往往比光滑部分低，常常成为构件薄弱环节。因此，在疲劳设计时必须考虑应力集中效应。,引起尺寸效应的因素很多，归纳起来，可分工艺因素和比例因素两大类。大型构件的铸造质量一般都比小型构件差，缺陷比小型构件大且多，大截面零件的锻造比或压延比都比小型构件小；大型构件热处理时的冷却速度比小型构件小，淬透深度比小型构件小；大型构件机械加工时的切削力及切削时的发热情况也都与小型构件不同。上述情况，都使大型构件的疲

9、劳强度较小型构件为低，较材质较小型构件为差。这便是工艺因素引起尺寸效应的原因。当构件的形状和材质情况相同而尺寸不同时，其疲劳强度也不相同。这种由比例因素引起的尺寸效应称为绝对尺寸效应。此外，应力梯度也是尺寸效应的成因之一。当构件上的应力分布不均匀，存在有应力梯度时，构件外层晶粒的位移，可能在某种程度上比其内层的应力较低、位移较小，从而对其外层有支持作用的晶粒所阻滞，因而弯曲试样中的应力并非直线分布，外层有一水平地段。这样，假设大小试样疲劳破坏时水平地段的深度相等，则由于小试样的应力梯度较大，从而使由直线分布计算出的名义弯曲应力比水平地段应力(等于均匀分布时的疲劳极限，即拉压疲劳极限)高出较多，

10、而大试样的应力梯度较小，从而使其名义弯曲应力比拉压疲劳极限的高出量减少。这样，大小试样疲劳破坏时的名义弯曲应力便有所不同，小试样较高，大试样较低，因而产生了尺寸效应。,2.4.2 提高疲劳强度的措施 我们对影响疲劳强度的因素有了认识以后，重要的不在于能够去解释这些因素，而是要运用这些认识去指导我们的实践。目前的飞机设计制造，在结构布局、材料选择和工艺方法等方面，都采取了许多措施来提高飞机结构的疲劳强度。(1)减缓局部应力 由于应力集中是影响疲劳强度的主要因素，因此，减缓局部应力是提高构件疲劳强度的一项重要措施。在维护使用中减缓局部应力的方法，主要是增大圆角半径和打止裂孔。1)增大圆角半径 减缓

11、局部应力的一般原则是：防止截面有急剧的变化，当这种变化不可避免时，应保证在变化区有足够的圆角半径。某飞机前起落架轮叉在接耳根部易于产生裂纹，就是由于接耳根部的圆角半径过小，且接耳根部外缘的圆弧过渡区过小或根本未加工出来而形成尖角造成的。针对这一情况，部队采用了挫修和打磨的方法，工厂将接耳根部圆角半径加大，并使根部外缘有一定宽度的圆弧过渡面，从而排除了这一故障。,2)打止裂孔 当构件上已出现疲劳裂纹之后，为了减缓裂纹尖端的局部应力，较有效的办法是打止裂孔。由疲劳裂纹扩展可知：疲劳裂纹在达到临界裂纹之前，扩展是缓慢的；一旦超过临界裂纹长度之后，裂纹即以声速瞬时撕毁结构。因此，一旦出现裂纹就面临两个

12、任务，一是如何制止裂纹缓慢扩展，一是如何防止裂纹瞬时扩展。打止裂孔是为了解决前一个问题；对于后一问题则需要采取专门的止裂装置。打止裂孔所以能减缓裂纹尖端的局部应力、制止裂纹缓慢扩展，主要是因为孔增大了裂纹尖端的曲率半径，降低了应力集中跨度。同时，它又钻掉了裂纹尖端的塑性区。这样就消除了裂纹缓慢扩展的条件。,止裂孔降低应力集中,但应当指出，止裂孔制止裂纹缓慢扩展的作用只是暂时的。因为，使裂纹扩展的动力外载荷仍旧存在，止裂孔本身就有应力集中，因此经过一段时间后，裂纹仍然会穿过止裂孔又继续向前扩展，并且一旦穿过止裂孔后，其发展速度就会较快。尽管如此，比较同一种裂纹扩展得知，总的裂纹长度打止裂孔比不打

13、止裂孔要短得多。需要注意的是，止裂孔应除去全部的裂纹，并包括裂纹前端的塑性区，因为塑性区内有微裂纹存在。(2)提高和保持表面质量 1)制造过程中，选择合理的加工工艺，提高表面质量；由于表面状态对金属的疲劳强度有着重要的影响，在加工工艺中，人们就通过各种表面处理的方法来提高金属的疲劳强度。对于钢材可以通过表面化学热处理，如表面渗碳、渗氮、氰化和表面淬火(如高频电表面淬火，有时也用火焰加热表面淬火)等。2)使用维护中，注意保持表面质量(a)消除构件上由于加工而残留的刀痕。消除的方法是：用挫刀、砂布进行打磨，但严禁用砂轮打磨，并应注意打磨方向，防止造成新的周向刀痕。打磨处的粗糙度应为，并保持过渡区应

14、均匀光滑。(b)应尽力防止构件表面人为地造成伤痕。过去有不少人认为，碰伤、划伤一点，只能触及飞机结构的一点皮毛，不会影响飞机寿命。,(3)合理地施加预应力 众所周知，飞机结构强度主要取决于结构中的薄弱环节，如机械连接孔和敞孔等部位即为连接件的薄弱部位。近年来的研究证明，对连接孔采用不同形式的干涉配合和对敞孔采用应力挤压能有效地提高连接件的疲劳强度。实际上，这两种方法都是对孔施加了适当的预应力。1)干涉配合 所谓干涉配合，就是使轴的尺寸适当地大于孔的尺寸(有一定过排量)，在装配中使轴墩粗，填满轴和孔的间隙，同时使孔产生极轻微塑性膨胀，给整个孔施加比较均匀的径向压应力(预应力)，以提高孔和连接件的疲劳强度。2)应力挤压 应力挤压法的实质就是有效地控制孔内和开口周围材料的屈服，其方法是在冷状态下造成一种残余压应力，以抵消集中在承载部位的拉应力，故也称挤压强化。试验结果表明，应力挤压法可使孔和开口的疲劳强度提高大约4倍。它的显著优点在于，既能有效提高疲劳强度，又不需要在设计上作重大修改，因而已被空军修理工厂普遍采用。例如，对某型飞机机翼主梁根部下缘条螺栓孔进行挤压强化后，可提高机翼主梁的抗疲劳能力。随着科学技术的发展和使用维修实践经验的不断积累，人们提出了许多用来提高飞机结构疲劳强度的新工艺、新方法，有些正在探索研究之中，在此就不一一列举了，必要时可查阅有关资料。,