飛機(jī)疲勞強(qiáng)度計(jì)算ppt課件

1、飛機(jī)強(qiáng)度計(jì)算方法飛機(jī)強(qiáng)度計(jì)算方法飛機(jī)構(gòu)造疲勞強(qiáng)度計(jì)算飛機(jī)構(gòu)造疲勞強(qiáng)度計(jì)算 1979 1979年，一架美國(guó)的年，一架美國(guó)的“DC-10“DC-10大型客機(jī)在芝加哥奧黑大型客機(jī)在芝加哥奧黑爾國(guó)際機(jī)場(chǎng)起飛不久就墜毀。爾國(guó)際機(jī)場(chǎng)起飛不久就墜毀。 19851985年年8 8月，日航的一架月，日航的一架5ALl235ALl23客機(jī)，由于后部壓力隔客機(jī)，由于后部壓力隔板的開(kāi)裂而墜毀。板的開(kāi)裂而墜毀。 20192019年年5 5月，臺(tái)灣中華航空公司一架波音月，臺(tái)灣中華航空公司一架波音747747客機(jī)在臺(tái)灣客機(jī)在臺(tái)灣海峽貶空忽然解體，呵斥海峽貶空忽然解體，呵斥225225人遇難。人遇難。 事后的調(diào)查結(jié)果顯示，上

2、述的機(jī)毀人亡事故均是由飛機(jī)事后的調(diào)查結(jié)果顯示，上述的機(jī)毀人亡事故均是由飛機(jī)構(gòu)造的疲勞破壞引起的。構(gòu)造的疲勞破壞引起的。 飛機(jī)的疲勞、腐蝕和磨損是引起飛機(jī)事故的飛機(jī)的疲勞、腐蝕和磨損是引起飛機(jī)事故的3 3種主要方種主要方式。據(jù)國(guó)外資料統(tǒng)計(jì)，飛機(jī)由構(gòu)造引發(fā)的缺點(diǎn)，式。據(jù)國(guó)外資料統(tǒng)計(jì)，飛機(jī)由構(gòu)造引發(fā)的缺點(diǎn)，80%80%以上是以上是由疲勞失效引起的。飛機(jī)疲勞壽命主要取決于兩個(gè)方面要素：由疲勞失效引起的。飛機(jī)疲勞壽命主要取決于兩個(gè)方面要素：一方面是飛機(jī)本身的內(nèi)部要素，即飛機(jī)構(gòu)造的疲勞設(shè)計(jì)、資一方面是飛機(jī)本身的內(nèi)部要素，即飛機(jī)構(gòu)造的疲勞設(shè)計(jì)、資料和加工質(zhì)量等；另一方面是飛機(jī)的外部要素，即飛機(jī)的實(shí)料和加工質(zhì)

3、量等；另一方面是飛機(jī)的外部要素，即飛機(jī)的實(shí)踐運(yùn)用載荷。踐運(yùn)用載荷。2 2 飛機(jī)構(gòu)造疲勞強(qiáng)度計(jì)算飛機(jī)構(gòu)造疲勞強(qiáng)度計(jì)算疲勞設(shè)計(jì)的概念疲勞設(shè)計(jì)的概念 在交變載荷作用下，即使應(yīng)力程度較低，處于彈性范在交變載荷作用下，即使應(yīng)力程度較低，處于彈性范圍內(nèi)，經(jīng)過(guò)假設(shè)干次循環(huán)后，也會(huì)發(fā)生斷裂，稱(chēng)為疲勞。圍內(nèi)，經(jīng)過(guò)假設(shè)干次循環(huán)后，也會(huì)發(fā)生斷裂，稱(chēng)為疲勞。 交變載荷，是指隨時(shí)間變化的載荷，載荷可以是力、交變載荷，是指隨時(shí)間變化的載荷，載荷可以是力、應(yīng)力、應(yīng)變、位移等。應(yīng)力、應(yīng)變、位移等。平安壽命是指構(gòu)造構(gòu)件發(fā)生宏觀(guān)可見(jiàn)裂紋時(shí)的飛機(jī)運(yùn)用期限平安壽命是指構(gòu)造構(gòu)件發(fā)生宏觀(guān)可見(jiàn)裂紋時(shí)的飛機(jī)運(yùn)用期限. . 疲勞破壞的普通特征

4、疲勞破壞的普通特征構(gòu)件交變應(yīng)力遠(yuǎn)小于資料的靜強(qiáng)度極限，破壞發(fā)生。構(gòu)件交變應(yīng)力遠(yuǎn)小于資料的靜強(qiáng)度極限，破壞發(fā)生。疲勞破壞在宏觀(guān)上無(wú)明顯塑性變形，低應(yīng)力脆斷。疲勞破壞在宏觀(guān)上無(wú)明顯塑性變形，低應(yīng)力脆斷。疲勞破壞是一個(gè)累積的過(guò)程，即裂紋構(gòu)成、擴(kuò)展、斷裂。疲勞破壞是一個(gè)累積的過(guò)程，即裂紋構(gòu)成、擴(kuò)展、斷裂。疲勞破壞常具有部分性質(zhì)，因此改動(dòng)部分設(shè)計(jì)就可以延伸疲勞破壞常具有部分性質(zhì)，因此改動(dòng)部分設(shè)計(jì)就可以延伸構(gòu)造壽命。構(gòu)造壽命。疲勞斷口在宏觀(guān)和微觀(guān)上均具有特征，可以借助斷口分析疲勞斷口在宏觀(guān)和微觀(guān)上均具有特征，可以借助斷口分析判別能否屬于疲勞破壞。判別能否屬于疲勞破壞。斷裂機(jī)理斷裂機(jī)理 目的：尋覓產(chǎn)生裂紋的

5、緣由及制定飛機(jī)構(gòu)造合理的疲勞目的：尋覓產(chǎn)生裂紋的緣由及制定飛機(jī)構(gòu)造合理的疲勞 設(shè)計(jì)和維修方案的重要根據(jù)。設(shè)計(jì)和維修方案的重要根據(jù)。分為分為疲勞源疲勞源擴(kuò)展區(qū)擴(kuò)展區(qū)瞬斷區(qū)。瞬斷區(qū)。疲勞斷口疲勞斷口a b ca疲勞斷口宏觀(guān)形貌疲勞斷口宏觀(guān)形貌b疲勞斷口表示圖疲勞斷口表示圖c疲勞條紋的微觀(guān)圖象疲勞條紋的微觀(guān)圖象疲勞源 疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū) “貝紋狀花樣貝紋狀花樣 瞬時(shí)斷裂區(qū) 疲勞強(qiáng)度疲勞強(qiáng)度1 1、交變應(yīng)力、交變應(yīng)力定義：平均應(yīng)力定義：平均應(yīng)力 Sm=(Smax+Smin)/2 (1) 應(yīng)力幅應(yīng)力幅 Sa=(Smax-Smin)/2 (2) 應(yīng)力變程應(yīng)力變程 DS=Smax-Smin (3) 應(yīng)力比或循環(huán)

6、特性參數(shù)應(yīng)力比或循環(huán)特性參數(shù) R=Smin/Smax (1)式二端除以式二端除以Smax，有，有 Sm=(1+R)/2Smax (4) (2)式二端除以式二端除以Smax，有，有 Sa=(1-R)/2Smax (5) (5)式除以式除以(4)式，有式，有 Sa=(1-R)/(1+R)Sm (6)Smax、Smin、Sm 、Sa、DS、R等量中，等量中，只需知二個(gè)，即可導(dǎo)出其他各量。只需知二個(gè)，即可導(dǎo)出其他各量。0StR= -1對(duì)稱(chēng)循環(huán)對(duì)稱(chēng)循環(huán)Smax=-Smin0StR=1靜載靜載Smax=Smin0StR=0脈沖循環(huán)脈沖循環(huán)Smin=0應(yīng)力比應(yīng)力比R R反映了載荷的循環(huán)特性。如反映了載荷的循

7、環(huán)特性。如2 2、S-NS-N曲線(xiàn)曲線(xiàn) 利用假設(shè)干利用假設(shè)干個(gè)規(guī)范件在一定個(gè)規(guī)范件在一定的平均應(yīng)力下，的平均應(yīng)力下，不同的應(yīng)力幅值不同的應(yīng)力幅值下進(jìn)展疲勞實(shí)驗(yàn)，下進(jìn)展疲勞實(shí)驗(yàn)，測(cè)出斷裂時(shí)的循測(cè)出斷裂時(shí)的循環(huán)次數(shù)環(huán)次數(shù)N N，然后，然后根據(jù)數(shù)據(jù)的平均根據(jù)數(shù)據(jù)的平均值繪出值繪出S SN N曲線(xiàn)，曲線(xiàn)，這樣得到的這樣得到的S SN N曲線(xiàn)是指存活率曲線(xiàn)是指存活率為為5050的中值的中值S SN N曲線(xiàn)。曲線(xiàn)。不加闡明均指在不加闡明均指在R R-1-1時(shí)的時(shí)的S SN N曲線(xiàn)。曲線(xiàn)。 S SN N曲線(xiàn)可以分曲線(xiàn)可以分為三段，即低循環(huán)為三段，即低循環(huán)疲勞區(qū)疲勞區(qū)LCFLCF、高循、高循環(huán)疲勞區(qū)環(huán)疲勞區(qū)H

8、CFHCF、亞、亞疲勞極限區(qū)疲勞極限區(qū)SFSF。低周疲勞應(yīng)變疲勞低周疲勞應(yīng)變疲勞 最大循環(huán)應(yīng)力大于屈服應(yīng)力，資料屈服后應(yīng)變變化較大，最大循環(huán)應(yīng)力大于屈服應(yīng)力，資料屈服后應(yīng)變變化較大，用應(yīng)變作為疲勞控制參量。用應(yīng)變作為疲勞控制參量。高周疲勞應(yīng)力疲勞高周疲勞應(yīng)力疲勞 最大循環(huán)應(yīng)力小于屈服應(yīng)力。主要研討內(nèi)容！最大循環(huán)應(yīng)力小于屈服應(yīng)力。主要研討內(nèi)容！疲勞極限不加闡明均指在疲勞極限不加闡明均指在R R-1-1時(shí)的疲勞極限時(shí)的疲勞極限 在一定循環(huán)特征下，資料可以接受無(wú)限次應(yīng)力循環(huán)而不發(fā)在一定循環(huán)特征下，資料可以接受無(wú)限次應(yīng)力循環(huán)而不發(fā)生破壞的最大應(yīng)力稱(chēng)為在這一循環(huán)特征下的疲勞極限。生破壞的最大應(yīng)力稱(chēng)為在這

9、一循環(huán)特征下的疲勞極限。3 3、S-NS-N曲線(xiàn)的數(shù)學(xué)表達(dá)曲線(xiàn)的數(shù)學(xué)表達(dá) 由于疲勞實(shí)驗(yàn)繪制由于疲勞實(shí)驗(yàn)繪制S SN N曲線(xiàn)是一件耗費(fèi)很大的任曲線(xiàn)是一件耗費(fèi)很大的任務(wù)。因此，人們就尋覓務(wù)。因此，人們就尋覓S SN N曲線(xiàn)規(guī)律。曲線(xiàn)規(guī)律。1 1、冪函數(shù)式、冪函數(shù)式mNSC取對(duì)數(shù)取對(duì)數(shù)lglglgCNSmm2 2、指數(shù)式、指數(shù)式mSNeC取對(duì)數(shù)取對(duì)數(shù)lglglglgCNSmeme不加闡明均指在不加闡明均指在R R-1-1時(shí)的時(shí)的S SN N曲線(xiàn)。曲線(xiàn)。4 4、不同特征值下的疲勞強(qiáng)度平均應(yīng)力的影響、不同特征值下的疲勞強(qiáng)度平均應(yīng)力的影響討論討論R R的影響就是討論平均應(yīng)力的影響。的影響就是討論平均應(yīng)力的

10、影響。(1)/(1)maSR SR當(dāng)當(dāng)SaSa給定時(shí)，給定時(shí)，R R增大，增大，SmSm也增大。也增大。 當(dāng)當(dāng)Sm0Sm0時(shí)，即拉伸平均應(yīng)力作時(shí)，即拉伸平均應(yīng)力作用下時(shí)，用下時(shí)，S SN N曲線(xiàn)下移，表示同樣曲線(xiàn)下移，表示同樣應(yīng)力幅作用下壽命下降，對(duì)疲勞有應(yīng)力幅作用下壽命下降，對(duì)疲勞有不利的影響；當(dāng)不利的影響；當(dāng)Sm0Sm108 可忽略不及求得求得3312.295 10iiinN即為每次飛行的損傷即為每次飛行的損傷在該零件破壞前能飛行的次數(shù)為在該零件破壞前能飛行的次數(shù)為L(zhǎng) L，那么那么32.295 101L得得L L436436次次得得L L436/3436/3145145次次MinerMin

11、er實(shí)際的優(yōu)缺陷實(shí)際的優(yōu)缺陷缺陷：缺陷：沒(méi)有思索各級(jí)載荷的相互影響加載順序；沒(méi)有思索各級(jí)載荷的相互影響加載順序；沒(méi)有思索低于疲勞極限的應(yīng)力所呵斥的損傷；沒(méi)有思索低于疲勞極限的應(yīng)力所呵斥的損傷；沒(méi)有思索硬化、剩余應(yīng)力等要素的影響。沒(méi)有思索硬化、剩余應(yīng)力等要素的影響。優(yōu)點(diǎn)：簡(jiǎn)單明了，運(yùn)用方便。優(yōu)點(diǎn)：簡(jiǎn)單明了，運(yùn)用方便。因此，往往采用以下兩種方法處理。因此，往往采用以下兩種方法處理。1miiinDN()()iiBABiiAn NNNn N飛機(jī)構(gòu)造疲勞壽命估算方法飛機(jī)構(gòu)造疲勞壽命估算方法名義應(yīng)力法名義應(yīng)力法計(jì)算疲勞載荷譜；計(jì)算疲勞載荷譜；確定危險(xiǎn)部位；確定危險(xiǎn)部位；獲得對(duì)應(yīng)于應(yīng)力譜的獲得對(duì)應(yīng)于應(yīng)力譜的

12、S SN N曲線(xiàn)；曲線(xiàn)；運(yùn)用累積損傷實(shí)際進(jìn)展壽命估算。運(yùn)用累積損傷實(shí)際進(jìn)展壽命估算。iindNpTLKDf1miiinDN應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)法應(yīng)力嚴(yán)重系數(shù)法該方法主要用于銜接件的疲勞壽命估算該方法主要用于銜接件的疲勞壽命估算孔邊最大應(yīng)力為孔邊最大應(yīng)力為maxtgtbPPKKWtdt嚴(yán)重系數(shù)嚴(yán)重系數(shù)tgtbretPPSSFKKWtdttgtbretPPSSFKKWtdtKtg為基于凈面積的空孔板的實(shí)際應(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)；為孔外表質(zhì)量系數(shù)；為孔充填系數(shù)。()retPWd ttgtbretPPSSFKKWtdt級(jí)數(shù)最大載荷Pmax/kg最小載荷Pmin/

13、kg載荷幅值Pa/kg載荷均值Pm/kg循環(huán)次數(shù)n15904293214864418390026354450193644188803665575122374418330472561452283844181405769117873273441866679622058354444184476594-26264610198490087825-26555240258518096594-26264610198490010896220583544441844117691178732734418661272561452283844181401366557512237441833014635445019364

14、4188801559042932148644183900SmN0.003.5007.0010.5014.0017.5021.0025.0030.0010225.8423.9822.1220.5018.8917.1515.4112.949.8610318.4016.7415.0813.7712.4711.4210.378.716.6310413.3012.0610.839.908.978.337.696.464.92210411.9010.799.688.827.957.416.885.784.40410410.729.688.657.826.996.556.115.133.911058.997

15、.966.936.215.495.214.924.143.1541057.176.034.904.273.653.453.252.732.081066.545.444.333.632.932.752.562.151.6431065.234.353.462.862.262.091.921.611.231074.723.812.902.381.871.731.581.331.01LY12-CZ鋁合金KT=3.7418的S-N曲線(xiàn)單位：Kg/mm2級(jí)數(shù)Sa/kgmm-2Sm/kgmm-2循環(huán)次數(shù)ni壽命Ni損傷Di13.75311.15739007029640.00554824.88911.1578

16、802354300.00373835.64911.1573301359360.00242847.16711.157140533030.00262758.2651100251468.94911002667711.6415.01090094380.095359813.2326.52818030230.059544911.6415.01090094380.095359108.94911002667118.26511002514127.16711.157140533030.002627135.64911.1573301359360.002428144.88911.1578802354300.003738153.75311.15739007029640.0055483.457塊譜相當(dāng)于6913次飛行。該實(shí)驗(yàn)件進(jìn)展了疲勞實(shí)驗(yàn)，5個(gè)實(shí)驗(yàn)件的疲勞實(shí)驗(yàn)結(jié)果的平均值為8421次飛行。算例算例1、飛機(jī)上一塊、飛機(jī)上一塊2024T4鋁合金薄板。由于振動(dòng)而受應(yīng)力鋁合金薄板。由于振動(dòng)而受應(yīng)力幅幅Sa為為200 MPa的對(duì)稱(chēng)循環(huán)載荷。假設(shè)振動(dòng)頻率為的對(duì)稱(chēng)循環(huán)載荷。假設(shè)振動(dòng)頻率為200周周min，試根據(jù)以下圖估計(jì)這