飞机疲劳强度计算文档资料

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1、.1飞机强度计算方法飞机强度计算方法飞机结构疲劳强度计算飞机结构疲劳强度计算.2 1979 1979年，一架美国的年，一架美国的“DC-10”DC-10”大型客机在芝加哥奥黑大型客机在芝加哥奥黑尔国际机场起飞不久就坠毁。尔国际机场起飞不久就坠毁。 19851985年年8 8月，日航的一架月，日航的一架5ALl235ALl23客机，由于后部压力隔客机，由于后部压力隔板的开裂而坠毁。板的开裂而坠毁。 20022002年年5 5月，台湾中华航空公司一架波音月，台湾中华航空公司一架波音747747客机在台湾客机在台湾海峡贬空突然解体，造成海峡贬空突然解体，造成225225人遇难。人遇难。 事后的调查结

2、果显示，上述的机毁人亡事故均是由飞机事后的调查结果显示，上述的机毁人亡事故均是由飞机结构的疲劳破坏引起的。结构的疲劳破坏引起的。 飞机的疲劳、腐蚀和磨损是引起飞机事故的飞机的疲劳、腐蚀和磨损是引起飞机事故的3 3种主要模种主要模式。据国外资料统计，飞机由结构引发的故障，式。据国外资料统计，飞机由结构引发的故障，80%80%以上是以上是由疲劳失效引起的。飞机疲劳寿命主要取决于两个方面因素：由疲劳失效引起的。飞机疲劳寿命主要取决于两个方面因素：一方面是飞机自身的内部因素，即飞机结构的疲劳设计、材一方面是飞机自身的内部因素，即飞机结构的疲劳设计、材料和加工质量等；另一方面是飞机的外部因素，即飞机的实

3、料和加工质量等；另一方面是飞机的外部因素，即飞机的实际使用载荷。际使用载荷。.32 2 飞机结构疲劳强度计算飞机结构疲劳强度计算疲劳设计的概念疲劳设计的概念 在交变载荷作用下，即使应力水平较低，处于弹性范在交变载荷作用下，即使应力水平较低，处于弹性范围内，经过若干次循环后，也会发生断裂，称为围内，经过若干次循环后，也会发生断裂，称为疲劳疲劳。 交变载荷交变载荷，是指随时间变化的载荷，载荷可以是力、，是指随时间变化的载荷，载荷可以是力、应力、应变、位移等。应力、应变、位移等。安全寿命安全寿命是指结构构件发生宏观可见裂纹时的飞机使用期限是指结构构件发生宏观可见裂纹时的飞机使用期限. . .4.5.

4、6疲劳破坏的一般特征疲劳破坏的一般特征构件交变应力远小于材料的静强度极限，破坏发生。构件交变应力远小于材料的静强度极限，破坏发生。疲劳破坏在宏观上无明显塑性变形，低应力脆断。疲劳破坏在宏观上无明显塑性变形，低应力脆断。疲劳破坏是一个累积的过程，即裂纹形成、扩展、断裂。疲劳破坏是一个累积的过程，即裂纹形成、扩展、断裂。疲劳破坏常具有局部性质，因此改变局部设计就可以延长疲劳破坏常具有局部性质，因此改变局部设计就可以延长结构寿命。结构寿命。疲劳断口在宏观和微观上均具有特征，可以借助断口分析疲劳断口在宏观和微观上均具有特征，可以借助断口分析判断是否属于疲劳破坏。判断是否属于疲劳破坏。.7断裂机理断裂机

5、理 目的：寻找产生裂纹的原因及制定飞机结构合理的疲劳目的：寻找产生裂纹的原因及制定飞机结构合理的疲劳 设计和维修方案的重要依据。设计和维修方案的重要依据。分为分为疲劳源疲劳源扩展区扩展区瞬断区。瞬断区。.8疲劳断口疲劳断口（a） （b） （c）（a）疲劳断口宏观形貌（b）疲劳断口示意图（c）疲劳条纹的微观图象疲劳源 疲劳裂纹扩展区 “贝纹贝纹”状花样状花样 瞬时断裂区 .9疲劳强度疲劳强度1 1、交变应力、交变应力.10定义：平均应力定义：平均应力 Sm=(Smax+Smin)/2 (1) 应力幅应力幅 Sa=(Smax-Smin)/2 (2) 应力变程应力变程 D DS=Smax-Smin

6、(3) 应力比或循环特性参数应力比或循环特性参数 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、D DS、R等量中，等量中，只要已知二个，即可导出其余各量。只要已知二个，即可导出其余各量。.110StR= -1对称循环对称循环Smax=-Smin0StR=1静载静载Smax=Smin0StR=0脉冲循环脉冲循环Smin=0应力比应力比R R反映

7、了载荷的循环特性。如反映了载荷的循环特性。如.122 2、S-NS-N曲线曲线 利用若干个利用若干个标准件在一定的标准件在一定的平均应力下，不平均应力下，不同的应力幅值下同的应力幅值下进行疲劳试验，进行疲劳试验，测出断裂时的循测出断裂时的循环次数环次数N N，然后，然后根据数据的平均根据数据的平均值绘出值绘出S SN N曲线，曲线，这样得到的这样得到的S SN N曲线是指存活率曲线是指存活率为为5050的中值的中值S SN N曲线。曲线。不加说明均指在不加说明均指在R R-1-1时的时的S SN N曲线。曲线。.13 S SN N曲线可以分曲线可以分为三段，即低循环为三段，即低循环疲劳区疲劳区

8、LCFLCF、高循、高循环疲劳区环疲劳区HCFHCF、亚、亚疲劳极限区疲劳极限区SFSF。低周疲劳低周疲劳（应变疲劳）（应变疲劳） 最大循环应力大于屈服应力，材料屈服后应变变化较大，最大循环应力大于屈服应力，材料屈服后应变变化较大，用应变作为疲劳控制参量。用应变作为疲劳控制参量。高周疲劳高周疲劳（应力疲劳）（应力疲劳） 最大循环应力小于屈服应力。最大循环应力小于屈服应力。主要研究内容！主要研究内容！疲劳极限疲劳极限（不加说明均指在（不加说明均指在R R-1-1时的疲劳极限）时的疲劳极限） 在一定循环特征下，材料可以承受无限次应力循环而不发在一定循环特征下，材料可以承受无限次应力循环而不发生破坏

9、的最大应力称为在这一循环特征下的生破坏的最大应力称为在这一循环特征下的疲劳极限疲劳极限。.143 3、S-NS-N曲线的数学表达曲线的数学表达 由于疲劳试验绘制由于疲劳试验绘制S SN N曲线是一件耗费很大的工曲线是一件耗费很大的工作。因此，人们就寻找作。因此，人们就寻找S SN N曲线规律。曲线规律。1 1、幂函数式、幂函数式mNSC取对数取对数lglglgCNSmm2 2、指数式、指数式mSNeC取对数取对数lglglglgCNSmeme不加说明均指在不加说明均指在R R-1-1时的时的S SN N曲线。曲线。.154 4、不同特征值下的疲劳强度（平均应力的影响）、不同特征值下的疲劳强度（

10、平均应力的影响）讨论讨论R R的影响就是讨论平均应力的影响。的影响就是讨论平均应力的影响。(1)/(1)maSR SR当当S Sa a给定时，给定时，R R增大，增大，S Sm m也增大。也增大。 当当S Sm m00时，即拉伸平均应力作时，即拉伸平均应力作用下时，用下时，S SN N曲线下移，表示同样曲线下移，表示同样应力幅作用下寿命下降，对疲劳有应力幅作用下寿命下降，对疲劳有不利的影响；当不利的影响；当S Sm m0108 可忽略不及求得求得3312.295 10iiinN即为每次飞行的损伤即为每次飞行的损伤在该零件破坏前能飞行的次数为在该零件破坏前能飞行的次数为L L，则则32.295

11、101L得得L L436436次次得得L L436/3436/3145145次次.29MinerMiner理论的优缺点理论的优缺点缺点：缺点：没有考虑各级载荷的相互影响（加载顺序）；没有考虑各级载荷的相互影响（加载顺序）；没有考虑低于疲劳极限的应力所造成的损伤；没有考虑低于疲劳极限的应力所造成的损伤；没有考虑硬化、残余应力等因素的影响。没有考虑硬化、残余应力等因素的影响。优点：优点：简单明了，使用方便。简单明了，使用方便。因此，往往采用以下两种方法解决。因此，往往采用以下两种方法解决。1miiinDN()()iiBABiiAn NNNn N.30飞机结构疲劳寿命估算方法飞机结构疲劳寿命估算方法

12、名义应力法名义应力法计算疲劳载荷谱；计算疲劳载荷谱；确定危险部位；确定危险部位；获得对应于应力谱的获得对应于应力谱的S SN N曲线；曲线；运用累积损伤理论进行寿命估算。运用累积损伤理论进行寿命估算。iindNpTLKDf1miiinDN.31应力严重系数法应力严重系数法该方法主要用于连接件的疲劳寿命估算该方法主要用于连接件的疲劳寿命估算孔边最大应力为孔边最大应力为maxtgtbPPKKWtdtD严重系数严重系数tgtbretPPSSFKKWtdtD.32算例算例1、飞机上一块、飞机上一块2024T4铝合金薄板。由于振动而受应力铝合金薄板。由于振动而受应力幅幅Sa为为200 MPa的对称循环载

13、荷。如果振动频率为的对称循环载荷。如果振动频率为200周周min，试根据下图估计这快薄板可能的平均使用寿命。，试根据下图估计这快薄板可能的平均使用寿命。.3321025钢制零件，要求寿命为钢制零件，要求寿命为500 000循环，如果这个构循环，如果这个构件承受件承受100MPa的对称循环交变变应力，确定其可以达到的的对称循环交变变应力，确定其可以达到的安全系数。安全系数。算例算例.343如果己知某种军械中一种以如果己知某种军械中一种以T-1钢制成的零件，其计钢制成的零件，其计算寿命为算寿命为600 000循环。确定当安全系数为循环。确定当安全系数为1.25时该零件时该零件的合适的工作应力。的合适的工作应力。算例算例.35作业作业a 1mb 1m211mabSSSS已知：杆面积已知：杆面积30mm2，板厚度为板厚度为3mm。求。求孔边疲劳寿命？孔边疲劳寿命？P要求：要求：Sm0开孔开孔P