飛機疲勞強度計算.ppt

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1、飛機強度計算方法,飛機結(jié)構(gòu)疲勞強度計算,1979年，一架美國的“DC-10”大型客機在芝加哥奧黑爾國際機場起飛不久就墜毀。 1985年8月，日航的一架5ALl23客機，由于后部壓力隔板的開裂而墜毀。 2002年5月，臺灣中華航空公司一架波音747客機在臺灣海峽貶空突然解體，造成225人遇難。 事后的調(diào)查結(jié)果顯示，上述的機毀人亡事故均是由飛機結(jié)構(gòu)的疲勞破壞引起的。 飛機的疲勞、腐蝕和磨損是引起飛機事故的3種主要模式。據(jù)國外資料統(tǒng)計，飛機由結(jié)構(gòu)引發(fā)的故障，80%以上是由疲勞失效引起的。飛機疲勞壽命主要取決于兩個方面因素：一方面是飛機自身的內(nèi)部因素，即飛機結(jié)構(gòu)的疲勞設(shè)計、材料和加工質(zhì)量等；另一方面

2、是飛機的外部因素，即飛機的實際使用載荷。,2 飛機結(jié)構(gòu)疲勞強度計算,疲勞設(shè)計的概念,在交變載荷作用下，即使應(yīng)力水平較低，處于彈性范圍內(nèi)，經(jīng)過若干次循環(huán)后，也會發(fā)生斷裂，稱為疲勞。,交變載荷，是指隨時間變化的載荷，載荷可以是力、應(yīng)力、應(yīng)變、位移等。,安全壽命是指結(jié)構(gòu)構(gòu)件發(fā)生宏觀可見裂紋時的飛機使用期限.,,,軸 葉輪 疲勞斷裂破壞,轉(zhuǎn)子軸 疲勞開裂 疲勞斷裂破壞,疲勞破壞的一般特征,構(gòu)件交變應(yīng)力遠(yuǎn)小于材料的靜強度極限，破壞發(fā)生。 疲勞破壞在宏觀上無明顯塑性變形，低應(yīng)力脆斷。 疲勞破壞是一個累積的過程，即裂紋形成、擴展、斷裂。 疲勞破壞

3、常具有局部性質(zhì)，因此改變局部設(shè)計就可以延長結(jié)構(gòu)壽命。 疲勞斷口在宏觀和微觀上均具有特征，可以借助斷口分析判斷是否屬于疲勞破壞。,斷裂機理 目的：尋找產(chǎn)生裂紋的原因及制定飛機結(jié)構(gòu)合理的疲勞 設(shè)計和維修方案的重要依據(jù)。,分為 疲勞源 擴展區(qū) 瞬斷區(qū)。,疲勞斷口,（a） （b） （c） （a）疲勞斷口宏觀形貌（b）疲勞斷口示意圖（c）疲勞條紋的微觀圖象,疲勞源,,疲勞裂紋擴展區(qū),,“貝紋”狀花樣,瞬時斷裂區(qū),,疲勞強度,1、交變應(yīng)力,常用導(dǎo)出量： 平均應(yīng)力 Sm=(Smax+Smin)/2 應(yīng)力幅 Sa=(Smax-Smin)/2 應(yīng)力比或循環(huán)特

4、性參數(shù) R=Smin/Smax 應(yīng)力變程 DS=Smax-Smin,定義：平均應(yīng)力 Sm=(Smax+Smin)/2 (1) 應(yīng)力幅 Sa=(Smax-Smin)/2 (2) 應(yīng)力變程 DS=Smax-Smin (3) 應(yīng)力比或循環(huán)特性參數(shù) R=Smin/Smax,(1)式二端除以Smax，有 Sm=(1+R)/2Smax (4) (2)式二端除以Smax，有 Sa=(1-R)/2Smax (5) (5)式除以(4)式，有 Sa=(1-R)/(1+R)Sm (6),Smax、Smin、Sm 、Sa、DS、R等量中， 只要已知二個，即

5、可導(dǎo)出其余各量。,設(shè)計：用Smax，Smin ，直觀； 試驗：用Sm，Sa ，便于加載； 分析：用Sa，R，突出主要控制參量, 便于分類討論。,,主要控制參量： Sa，重要影響參量：R,應(yīng)力比R反映了載荷的循環(huán)特性。如,,2、S-N曲線,利用若干個標(biāo)準(zhǔn)件在一定的平均應(yīng)力下，不同的應(yīng)力幅值下進(jìn)行疲勞試驗，測出斷裂時的循環(huán)次數(shù)N，然后根據(jù)數(shù)據(jù)的平均值繪出SN曲線，這樣得到的SN曲線是指存活率為50的中值SN曲線。,不加說明均指在R-1時的SN曲線。,SN曲線可以分為三段，即低循環(huán)疲勞區(qū)LCF、高循環(huán)疲勞區(qū)HCF、亞疲勞極限區(qū)SF。,低周疲勞（應(yīng)變疲勞） 最大循環(huán)應(yīng)力大于屈服應(yīng)力，材料屈服后應(yīng)變變

6、化較大，用應(yīng)變作為疲勞控制參量。,高周疲勞（應(yīng)力疲勞） 最大循環(huán)應(yīng)力小于屈服應(yīng)力。主要研究內(nèi)容！,疲勞極限（不加說明均指在R-1時的疲勞極限） 在一定循環(huán)特征下，材料可以承受無限次應(yīng)力循環(huán)而不發(fā)生破壞的最大應(yīng)力稱為在這一循環(huán)特征下的疲勞極限。,3、S-N曲線的數(shù)學(xué)表達(dá),由于疲勞試驗繪制SN曲線是一件耗費很大的工作。因此，人們就尋找SN曲線規(guī)律。,1、冪函數(shù)式,取對數(shù),2、指數(shù)式,取對數(shù),不加說明均指在R-1時的SN曲線。,4、不同特征值下的疲勞強度（平均應(yīng)力的影響）,討論R的影響就是討論平均應(yīng)力的影響。,當(dāng)Sa給定時，R增大，Sm也增大。,當(dāng)Sm0時，即拉伸平均應(yīng)力作用下時，SN曲線下移，

7、表示同樣應(yīng)力幅作用下壽命下降，對疲勞有不利的影響；當(dāng)Sm<0時，即壓縮平均應(yīng)力作用時，SN曲線上移，表示同樣應(yīng)力幅作用下壽命增加，對疲勞的影響是有利的。,等壽命曲線,繪制：如在S-N曲線上作一垂線，如在107處，算出相應(yīng)的最大、最小應(yīng)力，在以平均應(yīng)力為橫坐標(biāo)，以最大、最小應(yīng)力為縱坐標(biāo)，就能作出等壽命曲線。,說明：在R-1時，對應(yīng)A，A點 R=1時，對應(yīng)B點 OA線上對應(yīng)Sa 即在曲線AB和AB所圍內(nèi)部表示在107循環(huán)內(nèi)不發(fā)生破壞。,為了清楚的表明應(yīng)力幅值和平均應(yīng)力之間的關(guān)系，常把等壽命曲線畫成如下形式。,可以看出：在壽命不變的情況下，應(yīng)力幅隨著平均應(yīng)力的增加而減少，在ADB曲線下面任一點

8、表示在規(guī)定的壽命內(nèi)不發(fā)生破壞。,從O點畫出任何一條直線，在其上的點ASa/Sm是相等的，即R是相同的。因此，可以繪出不同N的等壽命曲線。,等壽命曲線也可以用經(jīng)驗公式表示,1、拋物線公式（杰波Gerber）,2、直線公式（古德曼公式）,3、索德伯格（Soderberg）公式,5、影響疲勞強度的一些因素,應(yīng)力集中 應(yīng)力集中是應(yīng)力在受力物體局部區(qū)域內(nèi)明顯提高的現(xiàn)象。應(yīng)力集中對疲勞強度的影響與材料的性質(zhì)有關(guān)，對脆性材料影響較大，對塑性材料則影響較小，實驗表明疲勞裂紋源總是出現(xiàn)在應(yīng)力集中的地方。它使結(jié)構(gòu)的疲勞強度降低，是非常重要的因素。,對于靜強度，采用理論應(yīng)力集中系數(shù)Kt來反映應(yīng)力增高的程度。,

9、此時，名義應(yīng)力為,則,對于橢圓形在mm截面上的最大應(yīng)力為,圓形孔,有一條順著應(yīng)力方向的裂紋,有一條垂直應(yīng)力方向的裂紋，應(yīng)力集中嚴(yán)重。,對于疲勞強度，采用有效應(yīng)力集中系數(shù)Kf來反映應(yīng)力增高的程度。,其值由實驗確定，不同的材料對應(yīng)力集中的敏感程度是不一樣的，引入敏感系數(shù)q,一般q介于0與1之間，塑性材料q值較小，脆性材料q值較大。,q0，表示材料對應(yīng)力集中沒有任何反映，Kf1,q1，表示材料對應(yīng)力集中非常敏感，KfKt,尺寸效應(yīng),一般來說，零件的疲勞強度隨著其尺寸的增大而降低。,原因： 尺寸不同，在相同承力形式下，零件的應(yīng)力梯度不同，所含的高應(yīng)力區(qū)大。 大尺寸可能含有更多的不利因素，如缺陷、不均勻

10、、各向異性等。,尺寸系數(shù),尺寸系數(shù)受材料內(nèi)部結(jié)構(gòu)的均勻性及表面加工狀態(tài)等影響，故分散性較大。,表面加工的影響,實驗表明，表面光潔度對疲勞強度的影響是隨著表面光潔度的提高，疲勞強度也提高。,表明敏感系數(shù),其他因素的影響,環(huán)境因素、加載頻率等,無限壽命設(shè)計,對稱,非對稱,6、疲勞設(shè)計,疲勞設(shè)計準(zhǔn)則,疲勞分散系數(shù)f由三部分組成,f1各種因素引起的削弱而引進(jìn)的安全系數(shù) f2實驗結(jié)構(gòu)分散系數(shù) f3載荷分散系數(shù),安全壽命,使用壽命,計算壽命,實驗壽命,疲勞設(shè)計原理,考慮一種應(yīng)力循環(huán)時，可通過SN曲線查的構(gòu)件的疲勞壽命，但兩種或兩種以上的應(yīng)力循環(huán)時，就無法直接應(yīng)用SN曲線估算構(gòu)件的疲勞壽命。,Miner線性

11、累積損傷,各級交變應(yīng)力引起的損傷可分別計算，然后線性疊加； 某級應(yīng)力水平引起的損傷與ni/Ni成正比； 比值ni/Ni稱為第i級應(yīng)力水平的損傷； 總損傷等于各級損傷之和，且等于1時破壞。,算例,某飛機零件在一次飛行中所受載荷如下，問該零件在破壞前能飛行多少次？若分散系數(shù)為3能飛多少次？,求得,即為每次飛行的損傷,在該零件破壞前能飛行的次數(shù)為L， 則,得L436次,得L436/3145次,Miner理論的優(yōu)缺點,缺點： 沒有考慮各級載荷的相互影響（加載順序）； 沒有考慮低于疲勞極限的應(yīng)力所造成的損傷； 沒有考慮硬化、殘余應(yīng)力等因素的影響。 優(yōu)點：簡單明了，使用方便。,因此，往往采用以下兩種方法解

12、決。,飛機結(jié)構(gòu)疲勞壽命估算方法,名義應(yīng)力法 計算疲勞載荷譜； 確定危險部位； 獲得對應(yīng)于應(yīng)力譜的SN曲線； 運用累積損傷理論進(jìn)行壽命估算。,應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)法,該方法主要用于連接件的疲勞壽命估算,孔邊最大應(yīng)力為,嚴(yán)重系數(shù),Ktg為基于凈面積的空孔板的理論應(yīng)力集中系數(shù)； Ktb為擠壓應(yīng)力引起的應(yīng)力集中系數(shù)； 為擠壓應(yīng)力分布系數(shù)； 為孔表面質(zhì)量系數(shù)； 為孔充填系數(shù)。,,,,LY12-CZ鋁合金KT=3.7418的S-N曲線（單位：Kg/mm2）,3.457塊譜相當(dāng)于6913次飛行。該試驗件進(jìn)行了疲勞試驗，5個試驗件的疲勞試驗結(jié)果的平均值為8421次飛行。,算例,1、飛機上一塊2024T4鋁合金薄板。由于振動而受應(yīng)力幅Sa為200 MPa的對稱循環(huán)載荷。如果振動頻率為200周min，試根據(jù)下圖估計這快薄板可能的平均使用壽命。,21025鋼制零件，要求壽命為500 000循環(huán)，如果這個構(gòu)件承受100MPa的對稱循環(huán)交變變應(yīng)力，確定其可以達(dá)到的安全系數(shù)。,算例,3如果己知某種軍械中一種以T-1鋼制成的零件，其計算壽命為600 000循環(huán)。確定當(dāng)安全系數(shù)為1.25時該零件的合適的工作應(yīng)力。,算例,