疲勞設(shè)計(jì)及其應(yīng)用實(shí)例

1、疲勞設(shè)計(jì)及其應(yīng)用實(shí)例小組成員：引言 哈維蘭彗星型客機(jī)(de Havilland Comet)由英國(guó)哈維蘭公司研發(fā)，于1949年出廠。該客機(jī)是第一種以噴射引擎為動(dòng)力的民用飛機(jī)，可飛行至10000米高空。1953年至1954年期間，“彗星”1型客機(jī)接連發(fā)生了3次墜毀事故，導(dǎo)致彗星客機(jī)停飛。后來調(diào)查研究顯示這種飛機(jī)是第一批使用增壓艙的飛行器，采用的是方形窗口。增壓效應(yīng)和循環(huán)飛行載荷的聯(lián)合作用導(dǎo)致窗角出現(xiàn)裂紋，隨著時(shí)間的推移，這些裂紋逐漸變寬，最后導(dǎo)致機(jī)艙解體。這是民航歷史上發(fā)生的最早的因金屬疲勞導(dǎo)致的空難事件。從此以后金屬疲勞就開始被人們關(guān)注?？针y悲劇也無時(shí)無刻不在提醒著工程師創(chuàng)建安全、堅(jiān)固的設(shè)計(jì)。

2、隨著研究的不斷深入，人們發(fā)現(xiàn)疲勞失效是許多機(jī)械零部件（例如在高強(qiáng)度周期性循環(huán)載荷下運(yùn)行的渦輪機(jī)和其他旋轉(zhuǎn)設(shè)備）失效的罪魁禍?zhǔn)?。哈維蘭彗星型客機(jī)哈維蘭彗星型客機(jī)裂紋的起源和延伸過程 有兩種物理機(jī)制會(huì)促使疲勞裂紋增長(zhǎng)。在周期載荷下，材料晶粒微結(jié)構(gòu)中的滑移面會(huì)前后移動(dòng)，導(dǎo)致零部件表面上發(fā)生微小的擠出和侵入。這些擠出和侵入非常微小，肉眼無法察覺（高度只有1 到10 微米），但可以視為裂紋的起源（階段I）。當(dāng)階段I 的裂紋達(dá)到晶粒的邊緣時(shí)，這種作用會(huì)轉(zhuǎn)移到相鄰的晶粒。階段I的裂紋沿著最大剪切應(yīng)力方向增長(zhǎng)。在裂紋大約為三個(gè)晶粒大小的時(shí)候，裂紋行為會(huì)發(fā)生變化，因?yàn)榇藭r(shí)裂紋已經(jīng)足夠大，能夠形成幾何應(yīng)力集中（階

3、段II）。階段II 的裂紋會(huì)在尖端形成一個(gè)張力塑性區(qū)域，此后，裂紋會(huì)沿垂直于載荷的方向增長(zhǎng)。什么是金屬材料的疲勞？ 金屬被廣泛用來制作機(jī)器、兵刃、艦船、飛機(jī)等等。其實(shí)，金屬也有它的短處。在各種外力的反復(fù)作用下，可以產(chǎn)生疲勞，而且一旦產(chǎn)生疲勞就會(huì)因不能得到恢復(fù)而造成十分嚴(yán)重的后果。實(shí)踐證明，金屬疲勞已經(jīng)是十分普遍的現(xiàn)象。據(jù)150多年來的統(tǒng)計(jì)，金屬部件中有80以上的損壞是由于疲勞而引起的。早在100多年以前，人們就發(fā)現(xiàn)了金屬疲勞給各個(gè)方面帶來的損害。但由于技術(shù)的落后，還不能查明疲勞破壞的原因。直到顯微鏡和電子顯微鏡相繼出現(xiàn)之后，使人類在揭開金屬疲勞秘密的道路上不斷取得新的成果，并且有了巧妙的辦法來

4、對(duì)付這個(gè)大敵。 零件在受到超強(qiáng)作用力時(shí)可以發(fā)生變形或斷裂，但這不是疲勞失效。疲勞失效是指材料在正常工作情況下，在長(zhǎng)期反復(fù)作用的應(yīng)力下所發(fā)生的性能變化。這些應(yīng)力的大小并沒有超出材料能夠承受的范圍，但是長(zhǎng)期反復(fù)的作用就會(huì)引起材料的疲勞。材料的疲勞破壞并不是一開始就會(huì)被察覺的，它是一個(gè)緩慢的發(fā)展過程。例如一根發(fā)動(dòng)機(jī)曲軸可以在投入運(yùn)行時(shí)間不太長(zhǎng)的時(shí)候就產(chǎn)生很小的疲勞裂紋，這些肉眼看不出來的裂紋會(huì)不斷擴(kuò)大，直到曲軸忽然斷裂。 金屬疲勞是因?yàn)榻饘賰?nèi)部結(jié)構(gòu)并不均勻，從而造成應(yīng)力傳遞的不平衡，有的地方會(huì)成為應(yīng)力集中區(qū)。與此同時(shí)，金屬內(nèi)部的缺陷處還存在許多微小的裂紋，在交變應(yīng)力的持續(xù)作用下，裂紋會(huì)越來越大，材料

5、中能夠傳遞應(yīng)力部分越來越少，直至剩余部分不能繼續(xù)傳遞負(fù)載時(shí)，金屬構(gòu)件就會(huì)徹底毀壞。 初始裂紋初始裂紋疲勞區(qū)疲勞區(qū)( (光滑光滑) )粗糙區(qū)粗糙區(qū)軸軸 齒輪折斷有多種形式，在正常工況下，主要是齒根彎曲疲勞折斷，因?yàn)樵谳嘄X受載時(shí)，齒根處產(chǎn)生的彎曲應(yīng)力最大，再加上齒根過度部分的截面突變及加工刀痕等引起的應(yīng)力集中作用，并逐步擴(kuò)展，致使輪齒疲勞折斷。 現(xiàn)代的機(jī)械設(shè)計(jì)已經(jīng)廣泛采用“疲勞壽命”方法，設(shè)計(jì)階段已經(jīng)充分考慮了材料的疲勞問題。但是，正如人體的疲勞因人而異，機(jī)器的疲勞是因機(jī)而異的。同一種型號(hào)的汽車，發(fā)生疲勞破壞的情況可能相差很遠(yuǎn)。有的到了報(bào)廢的年限，疲勞程度還不太嚴(yán)重；有的尚在壽命期限內(nèi)，卻發(fā)生了疲

6、勞破壞。在金屬材料中添加各種“維生素”是增強(qiáng)金屬抗疲勞的有效辦法。例如，在鋼鐵和有色金屬里，加進(jìn)萬分之幾或千萬分之幾的稀土元素，就可以大大提高這些金屬抗疲勞的本領(lǐng)，延長(zhǎng)使用壽命。 此外，在金屬構(gòu)件上，應(yīng)盡量減少薄弱環(huán)節(jié)，還可以用一些輔助性工藝增加表面光潔度，以免發(fā)生銹蝕。對(duì)產(chǎn)生震動(dòng)的機(jī)械設(shè)備要采取防震措施，以減少金屬疲勞的可能性。在必要的時(shí)候，要進(jìn)行對(duì)金屬內(nèi)部結(jié)構(gòu)的檢測(cè)，對(duì)防止金屬疲勞也很有好處。擴(kuò)展-金屬疲勞的應(yīng)用 現(xiàn)在，利用金屬疲勞斷裂特性制造的應(yīng)力斷料應(yīng)力斷料機(jī)機(jī)，可以對(duì)各種性能的金屬和非金屬在某一切口產(chǎn)生疲勞斷裂進(jìn)行加工。這個(gè)過程只需要1-2秒鐘的時(shí)間，而且，越是難以切削的材料，越容易

7、通過這種加工來滿足人們的需要。 超高速數(shù)控?zé)o飛邊靜音斷料機(jī)應(yīng)力斷料機(jī)分類：激光催裂應(yīng)力斷料機(jī)，液壓式，旋彎疲勞斷料機(jī)，折斷機(jī)，反旋轉(zhuǎn)疲勞斷料機(jī)等等。簡(jiǎn)單的介紹一下旋彎疲勞斷料機(jī)：機(jī)械加工的第一道工序一般是下料，特別是金屬棒料的下料。金屬棒料在旋轉(zhuǎn)彎曲交變應(yīng)力作用下會(huì)發(fā)生疲勞斷裂，在金屬棒料預(yù)斷位置切制環(huán)狀V型切口，加以適宜的載荷，切口處將受到拉彎復(fù)合交變載荷，當(dāng)達(dá)到一定周次時(shí)，即實(shí)現(xiàn)規(guī)則分離。旋彎疲勞斷料機(jī)正是基于這一原理開發(fā)研制而成的。 概述概述疲勞破壞疲勞破壞的概念的概念1.1.疲勞破壞疲勞破壞材料在交變應(yīng)力的作用下，局部造成永久性的形變，從而產(chǎn)生裂紋并擴(kuò)展最終導(dǎo)致斷裂的現(xiàn)象。2.2.疲勞

8、破壞的典型斷口形貌疲勞破壞的典型斷口形貌疲勞疲勞斷口斷口裂紋擴(kuò)裂紋擴(kuò)展區(qū)展區(qū)瞬時(shí)斷瞬時(shí)斷裂區(qū)裂區(qū)由于裂紋斷口的反復(fù)摩擦導(dǎo)致斷口較光滑剩余承載面積不足，導(dǎo)致沿晶界界面瞬時(shí)斷裂，斷裂截面較粗糙 3.3.疲勞破壞的過程疲勞破壞的過程夾雜物和夾雜物和基體界面基體界面開裂（開裂（多多相金屬）相金屬）滑移帶滑移帶開裂開裂（純金（純金屬或單屬或單相合金）相合金）晶界開晶界開裂裂（高（高溫下）溫下）與拉應(yīng)力軸與拉應(yīng)力軸成成4545o o方向擴(kuò)方向擴(kuò)展展垂直于拉應(yīng)垂直于拉應(yīng)力軸方向擴(kuò)力軸方向擴(kuò)展展4.4.疲勞破壞的必要條件疲勞破壞的必要條件-疲勞三要疲勞三要素素（1）循環(huán)變應(yīng)力）循環(huán)變應(yīng)力：-促使裂紋形成。（2

9、）拉應(yīng)力）拉應(yīng)力：-使裂紋擴(kuò)展。（3）塑性變形）塑性變形：-促使裂紋形成并擴(kuò)展。疲勞設(shè)計(jì)疲勞設(shè)計(jì)方法方法1 1、名義應(yīng)力法、名義應(yīng)力法 以名義應(yīng)力為基本設(shè)計(jì)參數(shù)的抗疲勞設(shè)計(jì)法稱為名義應(yīng)力法，是最早使用的抗疲勞設(shè)計(jì)方法，也稱為常規(guī)疲勞設(shè)計(jì)或影響系數(shù)法。設(shè)計(jì)思路： 從材料的S-N 曲線出發(fā)，再考慮各種影響因數(shù)的影響，得出零構(gòu)件的S-N曲線，并根據(jù)零構(gòu)件的S-N曲線進(jìn)行抗疲勞設(shè)計(jì)。 名義應(yīng)力法名義應(yīng)力法 它表示名義應(yīng)力或應(yīng)力幅值與失效循環(huán)次數(shù)之間的關(guān)系，通常情況下我們通過試驗(yàn)零件測(cè)得材料的S-N曲線，對(duì)于一種特定的材料，其S-N曲線是一定的，在實(shí)際設(shè)計(jì)中，我們考慮危險(xiǎn)點(diǎn)的應(yīng)力集中系數(shù)、尺寸系數(shù)和表面

10、系數(shù)后，對(duì)其加以修正，得到零件的壽命。對(duì)于復(fù)雜應(yīng)力，應(yīng)該結(jié)合Miner累積損傷準(zhǔn)則，計(jì)算零件的實(shí)際損傷，估算其壽命。由于名義應(yīng)力法是用材料力學(xué)或彈性力學(xué)的方法計(jì)算名義應(yīng)力，因此只適用于應(yīng)力水平比較低的高周疲勞問題。當(dāng)應(yīng)力水平較高時(shí)，零構(gòu)件的危險(xiǎn)點(diǎn)會(huì)發(fā)生局部屈服，用名義應(yīng)力法估算會(huì)有很大的誤差。 2 2、局部應(yīng)力局部應(yīng)力- -應(yīng)變應(yīng)變法法 以應(yīng)變集中處的局部應(yīng)力、應(yīng)變?yōu)榛驹O(shè)計(jì)參數(shù)的抗疲勞設(shè)計(jì)方法。設(shè)計(jì)思路： 零部件的破壞都是從應(yīng)變集中部位的最大應(yīng)變集中處起始，并且在裂紋萌生以前都要產(chǎn)生一定的局部塑性變形，而局部塑性變形是疲勞裂紋萌生和擴(kuò)展的先決條件，因此，決定零構(gòu)件疲勞強(qiáng)度和壽命的是應(yīng)變集中處

11、的最大局部應(yīng)變。 局部應(yīng)力應(yīng)變法是七十年代中期出現(xiàn)的估算疲勞裂紋形成壽命的一種方法，它認(rèn)為零件和構(gòu)件的整體疲勞性能取決于最危險(xiǎn)區(qū)域的局部應(yīng)力應(yīng)變狀態(tài)，在分析的過程中考慮了材料的塑形變形，應(yīng)用了低周疲勞研究的成果，用-N關(guān)系代替-N曲線，適用于較高應(yīng)力水平的低周疲勞壽命預(yù)測(cè)。在實(shí)際估算時(shí)，要考慮應(yīng)力集中的影響，當(dāng)估算復(fù)雜載荷一時(shí)間歷程作用下的疲勞壽命時(shí)，還涉及到雨流計(jì)數(shù)法和Miner累積損傷。 3 3、損傷容限設(shè)計(jì)、損傷容限設(shè)計(jì) 這種抗疲勞設(shè)計(jì)方法是破損安全設(shè)計(jì)準(zhǔn)則的體現(xiàn)和改進(jìn)。它假定零部件內(nèi)存在有初始裂紋，而應(yīng)用斷裂力學(xué)方法來估算其剩余壽命，并通過試驗(yàn)來校驗(yàn)，確保在使用期(或檢修期)內(nèi)裂紋不致

12、擴(kuò)展到引起破壞的程度，從而使有裂紋的零部件在其使用期內(nèi)能夠安全使用。它適用于裂紋擴(kuò)展緩慢而斷裂韌度高的材料。 4 4、疲勞可靠性設(shè)計(jì)、疲勞可靠性設(shè)計(jì) 疲勞可靠性設(shè)計(jì)是根據(jù)零部件的工作應(yīng)力與疲勞強(qiáng)度相聯(lián)系的統(tǒng)計(jì)方法而進(jìn)行的抗疲勞設(shè)計(jì)方法，是概率統(tǒng)計(jì)方法與抗疲勞設(shè)計(jì)相結(jié)合的產(chǎn)物，所以也稱為概率疲勞設(shè)計(jì)。 材料材料的的S-NS-N曲線曲線在疲勞試驗(yàn)機(jī)上對(duì)一批相同的標(biāo)準(zhǔn)試樣進(jìn)行對(duì)稱循環(huán)的變應(yīng)力疲勞試驗(yàn)，得到最大破壞應(yīng)力及對(duì)應(yīng)的循環(huán)次數(shù)N，并以曲線的形式表示，即為材料的應(yīng)力壽命曲線S-N曲線（包括 疲勞曲線）。圖中No為規(guī)定的應(yīng)力循環(huán)次數(shù)，稱為循環(huán)循環(huán)基數(shù)基數(shù)；對(duì)應(yīng)于No時(shí)的極限應(yīng)力r ，稱為材料的疲勞

13、極限疲勞極限。N0NrsN 410N761010 N lim高周疲勞區(qū)高周疲勞區(qū)低周低周疲勞疲勞次疲勞次疲勞區(qū)區(qū)高周疲勞區(qū)高周疲勞區(qū)次疲次疲勞區(qū)勞區(qū)低周疲低周疲勞區(qū)勞區(qū)N一般金屬的S-N曲線可分為如下三段：410.1N低周疲勞區(qū)低周疲勞區(qū)該段曲線特點(diǎn)：應(yīng)力大、循環(huán)次數(shù)少，局部進(jìn)入塑性變形應(yīng)力大、循環(huán)次數(shù)少，局部進(jìn)入塑性變形區(qū)，區(qū)，故亦稱為應(yīng)變疲勞區(qū)應(yīng)變疲勞區(qū)。該段的計(jì)算應(yīng)采用應(yīng)變值進(jìn)行計(jì)算。7641010102N.高周疲勞區(qū)高周疲勞區(qū)該段曲線特點(diǎn)：應(yīng)力應(yīng)力小、循環(huán)次數(shù)較大，小、循環(huán)次數(shù)較大，亦稱為應(yīng)力疲勞區(qū)應(yīng)力疲勞區(qū)。該段的計(jì)算應(yīng)采用應(yīng)力值進(jìn)行計(jì)算。 次疲勞區(qū)次疲勞區(qū)該段曲線只有延性材料（如鋼

14、）才有，而對(duì)于脆性材料（如有色金屬及其合金等）則無此區(qū)域。該段曲線對(duì)應(yīng)的應(yīng)力稱為持久疲勞極限持久疲勞極限。7610103N.761010 N 41/N lim次疲勞區(qū)次疲勞區(qū)N1疲勞損傷積累的疲勞損傷積累的概念概念 當(dāng)當(dāng)材料承受高于其疲勞極限的應(yīng)力時(shí)，每一循環(huán)都將使材料承受高于其疲勞極限的應(yīng)力時(shí)，每一循環(huán)都將使材料產(chǎn)生一定量的損傷，該損傷能積累，達(dá)到其臨界值時(shí)就材料產(chǎn)生一定量的損傷，該損傷能積累，達(dá)到其臨界值時(shí)就會(huì)發(fā)生破壞會(huì)發(fā)生破壞。-疲勞損傷疲勞損傷積累理論（假說積累理論（假說） 該假設(shè)為德國(guó)人Palmgrem于1924年首先提出（用于滾動(dòng)軸承計(jì)算），美國(guó)人Miner又于1945年重新在試驗(yàn)

15、的基礎(chǔ)上完善。 對(duì)于疲勞積累損傷規(guī)律，人們從宏觀到微觀已經(jīng)進(jìn)行過多年研究，提出了不下數(shù)十種累積損傷假設(shè)。但在工程中真正有實(shí)用價(jià)值并被采納應(yīng)用的并不多。下面重點(diǎn)介紹最常用的“Miner線性積累損傷理論”。MinerMiner線性累計(jì)損傷理論線性累計(jì)損傷理論 若構(gòu)架在某恒定應(yīng)力S作用下，循環(huán)至破壞的壽命為N，則定義其在經(jīng)歷n次循環(huán)時(shí)的損傷為D=n/N，顯然，在某恒定應(yīng)力S的作用下，若n=0，則D=0，構(gòu)件未受疲勞損傷；若n=N，則D=1，構(gòu)件發(fā)生疲勞破壞。構(gòu)件在應(yīng)力 的作用下，經(jīng)歷 次循環(huán)的損傷為 。若在k個(gè)應(yīng)力 的作用下，各經(jīng)歷 次循環(huán)后，則定義其總損傷（ANSYS中稱為疲勞壽命使用系數(shù)）為破壞

16、準(zhǔn)則為 這就是Miner線性累計(jì)損傷理論。其中， 是在應(yīng)力 作用下的循環(huán)次數(shù)， 是在 應(yīng)力作用下循環(huán)至破壞的壽命，由S-N曲線確定。iSiniiNnD/iiSinikiikiNnDD/11ikiDD2iiniSiNiSANSYS疲勞計(jì)算實(shí)例 圓孔受壓薄板，一端固定，另一端受壓力p作用。薄板為鋼制，薄板在交變壓力p=0-50MPa作用下，工作循環(huán)次數(shù)為10000次，在交變壓力為p=0-40MPa作用下工作循環(huán)次數(shù)為6*105次，材料彈性模量為2*1011，泊松比為0.3。求疲勞壽命使用系數(shù)。 最大變量為0.528*10-4m 最大的應(yīng)力值為0.157*109pa,最小應(yīng)力值為0.105*108p

17、a 疲勞壽命使用系數(shù)為0.22102應(yīng)用實(shí)例波音747 波音波音747747外表皮的成分分析：外表皮的成分分析： 設(shè)計(jì)師為了減輕飛機(jī)自身重量，使得飛機(jī)能減少耗油量能飛得更遠(yuǎn)，表皮采用的是鋁合金。波音波音747747在飛行速度與常識(shí)：在飛行速度與常識(shí)： 波音747一經(jīng)問世，便贏得了全世界乘客的青睞。747-400延續(xù)了747家族的傳奇，集先進(jìn)技術(shù)于一體，是世界上最先進(jìn)、燃油效率最高的飛機(jī)。波音747是目前世界上運(yùn)用最廣泛的客運(yùn)飛機(jī)，也是最快的亞音速飛機(jī)，其速度能達(dá)到音速的85%，即900km/h。 基于波音基于波音747客機(jī)疲勞設(shè)計(jì)的必要性客機(jī)疲勞設(shè)計(jì)的必要性1 1、疲勞斷裂是零件早期失效的主要

18、、疲勞斷裂是零件早期失效的主要形式形式 據(jù)統(tǒng)計(jì)，約有80%以上零部件失效是由疲勞引起的，其中大多數(shù)是突然斷裂。2 2、疲勞斷裂具有突發(fā)性，加大危害的、疲勞斷裂具有突發(fā)性，加大危害的程度程度 在飛機(jī)結(jié)構(gòu)失效中大約有80%以上屬于疲勞破壞，而且疲勞破壞前沒有明顯的的變形，所以疲勞破壞經(jīng)常造成重大事故，疲勞破壞事故更是層出不窮。3 3、機(jī)械零件需要在惡劣的環(huán)境下、機(jī)械零件需要在惡劣的環(huán)境下運(yùn)行運(yùn)行 隨著現(xiàn)代機(jī)械向高速和大型化方向發(fā)展，許多零部件在高溫、高壓、重載和腐蝕等惡劣工況下運(yùn)行。 波音波音747747主要疲勞斷裂的部位：主要疲勞斷裂的部位： 軸類、連桿、軸承類零件由于需要長(zhǎng)時(shí)間在應(yīng)力下工作，所以是疲勞失效主要發(fā)生的部位。因此需要選擇疲勞強(qiáng)度比較高的材料來制造這部分零件，這樣可以提高零件的使用壽命，以及機(jī)身整體的使用壽命和安全性。就就如波音如波音747747的疲勞開裂的疲勞開裂： 波音747的表皮金屬結(jié)構(gòu)基本上是焊接件再由鉚釘連接，由于飛機(jī)的工作環(huán)境特殊，使用頻繁，飛機(jī)某些部位的金屬結(jié)構(gòu)承受壓力多次后就會(huì)產(chǎn)生疲勞開裂，會(huì)引發(fā)局部結(jié)構(gòu)強(qiáng)度破壞，進(jìn)而影響飛機(jī)的正常使用，或者是引起飛機(jī)失事。 預(yù)防疲勞開裂的措施：預(yù)防疲勞開裂的措施：1 1、飛機(jī)、飛機(jī)的的設(shè)計(jì)設(shè)計(jì) 降低作用于零件危險(xiǎn)部位上的實(shí)際應(yīng)力，當(dāng)零件表面存在缺陷、表面粗糙及表面有應(yīng)力集中時(shí)，都會(huì)加速裂紋的萌生。因