疲勞設(shè)計(jì)與其應(yīng)用實(shí)例

疲勞設(shè)計(jì)與其應(yīng)用實(shí)例第一頁(yè)，共41頁(yè)。小組成員：第二頁(yè)，共41頁(yè)。哈維蘭彗星型客機(jī)(deHavillandComet)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(lái)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(kāi)始被人們關(guān)注?？针y悲劇也無(wú)時(shí)無(wú)刻不在提醒著工程師創(chuàng)建安全、堅(jiān)固的設(shè)計(jì)。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)?。第三?yè)，共41頁(yè)。第四頁(yè)，共41頁(yè)。第五頁(yè)，共41頁(yè)。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(wú)法察覺(jué)（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)。第六頁(yè)，共41頁(yè)。金屬被廣泛用來(lái)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(lái)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(lái)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(lèi)在揭開(kāi)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(lái)對(duì)付這個(gè)大敵。第七頁(yè)，共41頁(yè)。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(méi)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(kāi)始就會(huì)被察覺(jué)的，它是一個(gè)緩慢的發(fā)展過(guò)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(lái)的裂紋會(huì)不斷擴(kuò)大，直到曲軸忽然斷裂。第八頁(yè)，共41頁(yè)。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(lái)越大，材料中能夠傳遞應(yīng)力部分越來(lái)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。

初始裂紋疲勞區(qū)(光滑)粗糙區(qū)軸第九頁(yè)，共41頁(yè)。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(guò)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。第十頁(yè)，共41頁(yè)。

第十一頁(yè)，共41頁(yè)。

第十二頁(yè)，共41頁(yè)。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(wèn)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(chē)，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(wàn)分之幾或千萬(wàn)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。第十三頁(yè)，共41頁(yè)?，F(xiàn)在，利用金屬疲勞斷裂特性制造的應(yīng)力斷料機(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(guò)程只需要1-2秒鐘的時(shí)間，而且，越是難以切削的材料，越容易通過(guò)這種加工來(lái)滿(mǎn)足人們的需要。

超高速數(shù)控

無(wú)飛邊靜音

斷料機(jī)第十四頁(yè)，共41頁(yè)。分類(lèi)：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(kāi)發(fā)研制而成的。第十五頁(yè)，共41頁(yè)。

概述疲勞破壞的概念1.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.疲勞破壞的典型斷口形貌疲勞斷口裂紋擴(kuò)展區(qū)瞬時(shí)斷裂區(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，斷裂截面較粗糙第十六頁(yè)，共41頁(yè)。

3.疲勞破壞的過(guò)程應(yīng)力集中處產(chǎn)生初始裂紋裂紋擴(kuò)展瞬時(shí)斷裂循環(huán)應(yīng)力作用夾雜物和基體界面開(kāi)裂（多相金屬）滑移帶開(kāi)裂（純金屬或單相合金）晶界開(kāi)裂（高溫下）第一階段與拉應(yīng)力軸成45o方向擴(kuò)展第二階段垂直于拉應(yīng)力軸方向擴(kuò)展4.疲勞破壞的必要條件----------疲勞三要素（1）循環(huán)變應(yīng)力：------促使裂紋形成。（2）拉應(yīng)力：------使裂紋擴(kuò)展。（3）塑性變形：------促使裂紋形成并擴(kuò)展。第十七頁(yè)，共41頁(yè)。1、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(chēng)為名義應(yīng)力法，是最早使用的抗疲勞設(shè)計(jì)方法，也稱(chēng)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)。第十八頁(yè)，共41頁(yè)。

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(guò)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(wèn)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。第十九頁(yè)，共41頁(yè)。2、局部應(yīng)力-應(yīng)變法以應(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)變集中處的最大局部應(yīng)變。第二十頁(yè)，共41頁(yè)。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(guò)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ε-N關(guān)系代替σ-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。第二十一頁(yè)，共41頁(yè)。3、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(lái)估算其剩余壽命，并通過(guò)試驗(yàn)來(lái)校驗(yàn)，確保在使用期(或檢修期)內(nèi)裂紋不致擴(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。第二十二頁(yè)，共41頁(yè)。4、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(chēng)為概率疲勞設(shè)計(jì)。第二十三頁(yè)，共41頁(yè)。

材料的S-N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(chēng)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(chēng)為循環(huán)基數(shù)；對(duì)應(yīng)于No時(shí)的極限應(yīng)力σr

，稱(chēng)為材料的疲勞極限。第二十四頁(yè)，共41頁(yè)。

高周疲勞區(qū)低周疲勞次疲勞區(qū)高周疲勞區(qū)次疲勞區(qū)低周疲勞區(qū)一般金屬的S-N曲線可分為如下三段：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)入塑性變形區(qū)，故亦稱(chēng)為應(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。高周疲勞區(qū)該段曲線特點(diǎn)：應(yīng)力小、循環(huán)次數(shù)較大，亦稱(chēng)為應(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。第二十五頁(yè)，共41頁(yè)。

次疲勞區(qū)該段曲線只有延性材料（如鋼）才有，而對(duì)于脆性材料（如有色金屬及其合金等）則無(wú)此區(qū)域。該段曲線對(duì)應(yīng)的應(yīng)力稱(chēng)為持久疲勞極限。次疲勞區(qū)第二十六頁(yè)，共41頁(yè)。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。-----疲勞損傷積累理論（假說(shuō)）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)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(guò)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”。第二十七頁(yè)，共41頁(yè)。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(chēng)為疲勞壽命使用系數(shù)）為破壞準(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。第二十八頁(yè)，共41頁(yè)。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*10^5次，材料彈性模量為2*10^11，泊松比為0.3。求疲勞壽命使用系數(shù)。第二十九頁(yè)，共41頁(yè)。最大變量為0.528*10^-4m第三十頁(yè)，共41頁(yè)。最大的應(yīng)力值為0.157*10^9pa,最小應(yīng)力值為0.105*10^8pa第三十一頁(yè)，共41頁(yè)。疲勞壽命使用系數(shù)為0.22102第三十二頁(yè)，共41頁(yè)。第三十三頁(yè)，共41頁(yè)。波音747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747在飛行速度與常識(shí)：波音747一經(jīng)問(wèn)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。第三十四頁(yè)，共41頁(yè)。基于波音747客機(jī)疲勞設(shè)計(jì)的必要性1、疲勞斷裂是零件早期失效的主要形式

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、疲勞斷裂具有突發(fā)性，加大危害的程度

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(méi)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、機(jī)械零件需要在惡劣的環(huán)境下運(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。第三十五頁(yè)，共41頁(yè)。波音747主要疲勞斷裂的部位：軸類(lèi)、連桿、軸承類(lèi)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