1、1,第八章 疲劳裂纹扩展,8.1 疲劳裂纹扩展速率8.2 疲劳裂纹 扩展寿命预测8.3 影响疲劳裂纹扩展的若干因素8.4 断裂控制,返回主目录,2,问题: 有缺陷怎么办？发现裂纹，能否继续 使用？ 剩余寿命？如何控制检修？,理论基础：线弹性断裂力学(1957)计算手段：计算机迅速发展；实验手段：高倍电镜、电液伺服 疲劳机、电火花切割机等,我们已经讨论过应力寿命方法和应变寿命方法:,现在讨论用于疲劳裂纹扩展估计的断裂力学法。,3,给定a， , da/dN ；给定, a, da/dN 。,8.1 疲劳裂纹扩展速率,讨论张开型 (I型) 裂纹。 arp，LEFM力学可用。,a N曲线,疲劳裂纹扩展控
2、制参量,aN 曲线的斜率，就是裂纹扩展速率da/dN。,K(, )故K, da/dN,4,裂纹只有在张开的情况下才能扩展，故控制参量K定义为： K=Kmax-Kmin R0 K=Kmax R0,疲劳裂纹扩展速率da/dN的控制参量是应力强度因子幅度 K=f(,a)，即： da/dN=(K, R, ),应力比 R=min/max=Pmin/Pmax=Kmin/Kmax；与K相比，R的影响是第二位的。,5,疲劳裂纹扩展速率,S-N、e-N描述疲劳裂纹萌生性能，R=-1为基本曲线；da/dN-DK描述疲劳裂纹扩展性能，R=0 是基本曲线。,实验a =a0 R=0 =const,6,lgda/dN,1
3、 2 3,10-5-6,10-9,lg,( K),D,1. da/dN-K曲线,低、中、高速率三个区域：,K=(1-R)Kmax =(1-R)Kc,C、m和Kth是描述疲劳裂纹扩展性能的基本参数,微解理为主,微孔聚合为主,疲劳条纹为主,7,三种破坏形式:,微孔聚合型 高速率,lgda/dN,1 2 3,10-5-6,10-9,lg,( K),D,微解理为主,微孔聚合为主,条纹为主,解理断裂是金属材料因原子间结合键的破坏而造成的穿晶断裂，开裂速度快（一般钢中的解理速度大约是1030 m/s）。通常，解理断裂总是脆性断裂。,8,Paris公式： da/dN=C(K)m,2. 裂纹扩展速率公式,3.
4、 扩展速率参数C, m的确定,实验a =a0 R=0 ,记录ai、Ni,(K)i=f (,ai ),(da/dN)i=(ai+1-ai)/(Ni+1-Ni ),lg(da/dN)=lgC+mlg (K),最小二乘法确定C, m,是疲劳裂纹扩展的主要控制参量；疲劳裂纹扩展的性能参数C、m由实验确定。低速区不发生疲劳裂纹扩展的条件是0、R0时，min0。a 给定，R ，则 min ，max 。三个速率区域内，da/dN均增大。da/dN-K 曲线整体向左移动。,在中速区，不同R下的曲线几乎是平行的。考虑应力比影响的da/dN-DK曲线修正模型有多种。其中，最著名的是Forman公式：,K=(1-R
5、)Kmax, KmaxKc分母0，da/dN。,故随着应力比R的增大, 高速率区的上限(1-R)Kc降低。,7075-T6 铝合金不同R下的da/dN-K 关系,26,KKth，da/dN0。裂纹不再扩展。,若考虑门槛应力强度因子Kth的影响，疲劳裂纹扩展速率公式可进一步修正为：,直升机疲劳设计等领域, 广泛使用既能够描述裂纹扩展全范围规律, 又易于参数估计的表达式:,C、m、p、q 为材料常数，f 为裂纹张开函数。称为四参数Forman 公式，适用于裂纹扩展全范围,27,低速率区，R，Kth。,R0的情况：,有经验关系为： Kth= K0th(1-R)K0th是R=0时的基本门槛应力强度因子
6、幅度。参数、由实验确定。 图中钢材的下限为： Kth=7.03(1-0.85R),28,R=0.8 0 -1,lgda/dN,DKth,lg(K),由图可见：与R=0的情况相比，负应力的存在使低速率区da/dN加快；对中速率区的da/dN影响不大；在高速率区，因为上限(1-R)KC增大， da/dN还有减缓的趋势。故,在不同的裂纹扩展速率区域内，负应力的存在对da/dN的影响是不同的，情况比R0时复杂得多。一般地，负应力的存在，总会使疲劳裂纹扩展寿命有所降低。,29,在高温或腐蚀环境下，频率及波形对da/dN的影响显著增大，不容忽视。,2. 加载频率的影响,如图，30Cr2WmoV钢(30万千
7、瓦汽轮机高压转子钢)频率影响实验。,低速区：加载频率对da/dN基本无影响。速度较高时：f，da/dN；在da/dN受加载频率影响的范围内，双对数图中da/dN-K曲线基本平行。考虑频率影响有： da/dN=C(f )(K)m=(A-Blgf)(K)m即频率只改变双对数图中直线的截距。,在室温、无腐蚀环境中，f=0.1100Hz时, 对da/dN的影响可不考虑。循环波形影响是更次要的。,在腐蚀介质中，即使只有静载荷作用，且裂纹尖端的应力强度因子远低于临界断裂韧性值，也可能在一定时间后发生裂纹的扩展。这种扩展称为应力腐蚀开裂。,30,试件加载到K1（K1c），置于腐蚀介质中，记录裂纹开始扩展的时
8、间tf。可见：腐蚀介质作用下，裂纹可在低于K1C时发生扩展；K1越低，tf越长；K1 K1scc，tf，(约1000小时)。,腐蚀疲劳是腐蚀介质引起的腐蚀破坏过程和应力引起的疲劳破坏过程的共同作用。 二者的共同作用，比任何一种单独作用更有害：裂纹扩展加速腐蚀；腐蚀是使疲劳裂纹更快形成和扩展。,1） 应力腐蚀开裂,3. 腐蚀环境对da/dN的影响,K1K1scc不发生应力腐蚀开裂。K1scc：平面应变条件下应力腐蚀开裂门槛K。与腐蚀介质有关的材料性能指标，表示材料抵抗应力腐蚀开裂的能力。,31,(da/dN)CF与K的关系如图，可分为三类：,2）腐蚀疲劳裂纹扩展速率 (da/dt)CF,B类：当
9、KmaxK1scc,，腐蚀使da/dN)CF。如马氏体镍在干氢中。,C类：A、B混合型，即使KmaxK1scc，腐蚀对疲劳裂纹扩展也有不利影响， 如高强钢在盐水中。,加载频率越低，腐蚀过程越充分，(da/dN)CF越快。,腐蚀疲劳常规疲劳,32,第九章,8.4 断裂控制,由于飞机主要结构的严重破坏不少是由于存在漏检的缺陷或裂纹而引起的， 为了减少这些灾难性事件，确保飞机结构的安全与耐久，就必须应用断裂力学从飞机结构的完整性(强度、刚度及使用寿命)方面进行合理控制。在现代飞机设计中，那些对飞机完整性和人身安全起关键作用的主要结构必须进行损伤容限设计-按断裂控制的要求进行设计。其主要内容包括：,设
10、计和使用具有高度开敞性、可检性的损伤容限结构布局,制定合理的检验程序,控制安全工作应力,33,1. 材料选择,总结： 综合考虑三方面的要求。,34,2. 结构布局,有效控制裂纹扩展速率在允许范围，不致在规定检验周期内发生意外断裂，必须采用破损安全结构模式，力求结构具有良好的开敞性，易于检验。这类结构主要包括：,多通道传力结构：即使一个构建断裂完全失去承载能力，载荷可通过其余构建传递。如多梁式机翼,止裂措施：即破损安全结构中要防止裂纹无限扩展。多重受力构件,多重受力构件翼梁突缘,多通道传力翼面,35,2. 结构布局,止裂措施：即破损安全结构中要防止裂纹无限扩展。多重受力构件止裂孔与止裂缝止裂件加桁壁板,均布桁条加强的壁板,波音707止裂机翼,抗剪腹板止裂件,36,3. 检测程序和安全工作能力,检测程序：检测是断裂控制的重要环节之一，包括：初始可检裂纹长度的确定（如目测、磁力探伤、X 射线检验、声检验等各种方法。目测是不可忽视的检验方法）；检测周期的确定（检验周期必须小于疲劳裂纹的扩展寿命）；安全工作应力：(结构破损安全载荷下的工作应力) 检验周期内构件应力小于破损安全应力。,37,本章完,第九章,习题：8-3，8-5,
