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文檔簡介

1疲勞與斷裂Fatigue&Fracture2機(jī)械、結(jié)構(gòu)等受力如何?如何運動?如何變形?破壞?如何控制設(shè)計?其目的是:

了解工程系統(tǒng)的性態(tài)并為其設(shè)計提供合理的規(guī)則。工程力學(xué)(或者應(yīng)用力學(xué))是:

將力學(xué)原理應(yīng)用實際工程系統(tǒng)的科學(xué)。性態(tài)規(guī)則回顧3受力如何?如何運動?理論力學(xué)、振動理論等,研究對象為剛體;基本方程是平衡方程、運動方程等。如何變形?破壞?材料力學(xué)、彈性力學(xué)、塑性力學(xué)等,研究對象為變形體;基本方程是平衡方程、物理方程、幾何方程等。4強(qiáng)度設(shè)計的一般方法:平衡方程變形幾何條件應(yīng)力應(yīng)變關(guān)系內(nèi)力應(yīng)力初步設(shè)計設(shè)計目標(biāo)強(qiáng)度條件滿意?結(jié)束YESNO修改設(shè)計強(qiáng)度計算材料試驗極限應(yīng)力選取安全系數(shù)許用應(yīng)力控制設(shè)計:強(qiáng)度是最主要的控制指標(biāo)。研究對象是無缺陷變形體,研究目的是保證在最大載荷下有足夠的強(qiáng)度。5有缺陷怎么辦?研究含缺陷材料的強(qiáng)度--斷裂多次載荷作用下如何破壞?研究多次使用載荷作用下的破壞

--疲勞缺陷從何而來?材料固有或使用中萌生,擴(kuò)展

--疲勞與斷裂6結(jié)構(gòu)/構(gòu)件強(qiáng)度的控制參量是應(yīng)力。工作應(yīng)力:

構(gòu)件在可能受到的最大工作載荷作用下的應(yīng)力。

(由力學(xué)分析計算得到)極限應(yīng)力:ys、

b材料可以承受的強(qiáng)度指標(biāo)。延性材料:ys;

脆性材料:b

(通過材料力學(xué)性能的實驗得到)

ys延性材料b

脆性材料強(qiáng)度判據(jù):

(作用抗力)

結(jié)構(gòu)或構(gòu)件的工作應(yīng)力材料的極限應(yīng)力7按靜強(qiáng)度設(shè)計,滿足[],為什么還發(fā)生破壞?19世紀(jì)30-40年代,英國鐵路車輛輪軸在軸肩處(應(yīng)力僅為0.4ys)多次發(fā)生破壞;1954年1月,英國慧星(Comet)號噴氣客機(jī)墜入地中海(機(jī)身艙門拐角處開裂);81967年12月15日,美國西弗吉尼亞的PointPleasant橋倒塌,46人死亡;1980年3月27日,英國北海油田Kielland號鉆井平臺傾復(fù);127人落水只救起89人;二次大戰(zhàn)期間,400余艘全焊接艦船斷裂。主要原因是由缺陷或裂紋導(dǎo)致的斷裂。9FailureandFracture1954年,美國發(fā)射北極星導(dǎo)彈,發(fā)射點火不久,就發(fā)生爆炸。10FailureandFracture11USSEssoManhattan,3/29/43JohnP.Gaines,11/43USSSchenectady,1/16/43VesselbrokeintwoofftheAleutians(10killed).FractureatentrancetoNYharbor.LibertytankersplitintwowhilemooredincalmwaterattheoutfittingdockatSwanIsland,OR.FailureandFracture12

大型汽輪機(jī)轉(zhuǎn)子13

軸葉輪

疲勞斷裂破壞14

轉(zhuǎn)子軸疲勞開裂

疲勞斷裂破壞15

葉片擊穿廠房16

飛機(jī)整機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度實驗機(jī)翼破壞實驗17

飛機(jī)整機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度實驗機(jī)身破壞實驗18

上海東方電視塔高300m球徑45m19

抗震模型試驗(破壞部位、破壞形式、抗震能力)靜強(qiáng)度失效、斷裂失效和疲勞失效,是工程中最為關(guān)注的基本失效模式??刂破趶?qiáng)度、斷裂強(qiáng)度的是什么?20疲勞與斷裂一.概述四.應(yīng)變疲勞二.應(yīng)力疲勞三.疲勞應(yīng)用統(tǒng)計學(xué)基礎(chǔ)introductionCrackinitiation21十.疲勞壽命預(yù)測與抗疲勞設(shè)計九.裂紋閉合理論與高載遲滯效應(yīng)八.疲勞裂紋擴(kuò)展疲勞與斷裂七.彈塑性斷裂力學(xué)簡介六.表面裂紋五.斷裂失效與斷裂控制設(shè)計FracturemechanicsCrackpropagation221.2疲勞斷裂破壞的嚴(yán)重性第一章概述introduction1.1什么是疲勞?疲勞與斷裂1.3抗疲勞設(shè)計方法1.4疲勞破壞機(jī)理與斷口特征1.5疲勞問題研究方法返回主目錄23第一章概述introduction1.1什么是疲勞?Theprocessofprogressivelocalizedpermanentstructuralchangeoccurringinamaterialsubjectedtoconditionswhichproducefluctuatingstressesandstrainsatsomepointorpointsandwhichmayculminateincrackorcompletefractureafterasufficientnumberoffluctuations.ASTME206-72

在某點或某些點承受擾動應(yīng)力,且在足夠多的循環(huán)擾動作用之后形成裂紋或完全斷裂的材料中所發(fā)生的局部永久結(jié)構(gòu)變化的發(fā)展過程,稱為疲勞。24

疲勞是在某點或某些點承受擾動應(yīng)力,且在足夠多的循環(huán)擾動作用之后形成裂紋或完全斷裂的材料中所發(fā)生的局部永久結(jié)構(gòu)變化的發(fā)展過程。研究目的:預(yù)測壽命。N=Ni+Np裂紋萌生+擴(kuò)展疲勞問題的特點與研究目的:

擾動應(yīng)力,高應(yīng)力局部,裂紋,發(fā)展過程。特點:251.只有在擾動應(yīng)力作用下,疲勞才會發(fā)生。擾動應(yīng)力,是指隨時間變化的應(yīng)力。也可更一般地稱為擾動載荷,載荷可以是力、應(yīng)力、應(yīng)變、位移等。要研究載荷譜的描述與簡化26恒幅循環(huán)應(yīng)力是最簡單的SSmax0Smint循環(huán)應(yīng)力(cyclicstress)的描述:常用導(dǎo)出量:平均應(yīng)力Sm=(Smax+Smin)/2

應(yīng)力幅Sa=(Smax-Smin)/2

應(yīng)力變程DS=Smax-Smin

應(yīng)力比或循環(huán)特性參數(shù)R=Smin/Smax描述循環(huán)應(yīng)力水平的基本量:

Smax,SminSmSaSa27定義:平均應(yīng)力Sm=(Smax+Smin)/2(1)

應(yīng)力幅Sa=(Smax-Smin)/2(2)

應(yīng)力變程DS=Smax-Smin(3)

應(yīng)力比或循環(huán)特性參數(shù)R=Smin/Smax(1)式二端除以Smax,有Sm=[(1+R)/2]Smax(4)(2)式二端除以Smax,有Sa=[(1-R)/2]Smax(5)(5)式除以(4)式,有Sa=[(1-R)/(1+R)]Sm(6)Smax、Smin、Sm

、Sa、DS、R等量中,只要已知二個,即可導(dǎo)出其余各量。28設(shè)計:用Smax,Smin

,直觀;試驗:用Sm,Sa

,便于加載;分析:用Sa,R,突出主要控制參量,便于分類討論。0StR=-1對稱循環(huán)Smax=-Smin0StR=1靜載Smax=Smin0StR=0脈沖循環(huán)Smin=0主要控制參量:Sa,重要影響參量:R

頻率(f=N/t)和波形的影響是較次要的。應(yīng)力比R反映了載荷的循環(huán)特性。如29主要控制參量:Sa,重要影響參量:R0StR=-1對稱循環(huán)Smax=-Smin0St三角波S0t正弦波0St矩形波頻率(f=N/t)波形f=100Hz,t=100h,N=ft=3.6107(次循環(huán))0St梯形波302.破壞起源于高應(yīng)力、高應(yīng)變局部。應(yīng)力集中處,常常是疲勞破壞的起源。要研究細(xì)節(jié)處的應(yīng)力應(yīng)變。靜載下的破壞,取決于結(jié)構(gòu)整體;疲勞破壞則由應(yīng)力或應(yīng)變較高的局部開始,形成損傷并逐漸累積,導(dǎo)致破壞發(fā)生??梢?,局部性是疲勞的明顯特點。因此,要注意細(xì)節(jié)設(shè)計,研究細(xì)節(jié)處的應(yīng)力應(yīng)變,盡可能減小應(yīng)力集中。313.疲勞損傷的結(jié)果是形成裂紋有裂紋萌生-擴(kuò)展-斷裂三個階段。要研究疲勞裂紋萌生和擴(kuò)展的機(jī)理及規(guī)律。4.疲勞是從開始使用到最后破壞的發(fā)展過程。壽命(過程的長短)

--取決于載荷、作用次數(shù)和材料的疲勞抗力。

Ntotal=Ninitiation+Npropagation

要研究壽命預(yù)測的方法---疲勞研究的目的。32OneofthemostimportantphysicalObservationisthatthefatigueprocesscangenerallybebrokentwodistinctphase--initiationlifeandpropagationlife.Thepropagationlifeistheportionofthetotallifespentgrowingacracktofailure.Theinitiationlifeencompassesthedevelopmentandearlygrowthofasmallcrack.起始壽命包括小裂紋的形成和早期擴(kuò)展。擴(kuò)展壽命是總壽命中裂紋擴(kuò)展到破壞的部分。33However,itisoftenverydifficult,ifnotimpossible,todefinethetransitionfrominitiationtopropagation.然而,定義從起始到擴(kuò)展的轉(zhuǎn)變,常常是很困難的。Thisdistinctiondependsuponmanyvariables,includingcomponentssize,material,andthemethodusedtodetectcracks.這取決于許多因素,包括構(gòu)件尺寸、材料和檢出裂紋所采用的方法等。Initiationlifeisusuallyassumedtobetheportionoflifespentdevelopinganengineeringcrack,whichisabout0.3mmforsmallercomponents.起始壽命通常被假定為形成一個工程裂紋的那一部分壽命,對于小尺寸構(gòu)件,工程裂紋大約為0.3mm。34

疲勞是在某點或某些點承受擾動應(yīng)力,且在足夠多的循環(huán)擾動作用之后形成裂紋或完全斷裂的材料中所發(fā)生的局部永久結(jié)構(gòu)變化的發(fā)展過程。壽命預(yù)測與抗疲勞設(shè)計方法疲勞裂紋萌生和擴(kuò)展的機(jī)理及規(guī)律疲勞研究的主要內(nèi)容是:載荷譜的描述與簡化應(yīng)力集中細(xì)節(jié)處的應(yīng)力應(yīng)變351.2疲勞斷裂破壞的嚴(yán)重性1982年,美國眾議院科學(xué)技術(shù)委員會委托商業(yè)部國家標(biāo)準(zhǔn)局(NBS)調(diào)查斷裂破壞對美國經(jīng)濟(jì)的影響。提交綜合報告“美國斷裂破壞的經(jīng)濟(jì)影響”SP647-1

最終報告“數(shù)據(jù)資料和經(jīng)濟(jì)分析方法”SP647-2斷裂使美國一年損失1190億美元摘要發(fā)表于Int.J.ofFracture,Vol23,No.3,1983

譯文見力學(xué)進(jìn)展,Vol15,No2,198536損失最嚴(yán)重的是:車輛業(yè)(125億/年),建筑業(yè)(100億/年),航空(67億/年),金屬結(jié)構(gòu)及制品(55億/年).斷裂(包括疲勞、腐蝕引起的斷裂)使美國一年損失1190億美元,為其1982年國家總產(chǎn)值的4%。37普及斷裂的基本知識,可減少損失29%(345億/年)。對策設(shè)計、制造人員了解斷裂,主動采取改進(jìn)措施,如設(shè)計;材料斷裂韌性;冷、熱加工質(zhì)量等。利用現(xiàn)有研究成果,可再減少損失24%(285億/年)。包括提高對缺陷影響、材料韌性、工作應(yīng)力的預(yù)測能力;改進(jìn)檢查、使用、維護(hù);建立力學(xué)性能數(shù)據(jù)庫;改善設(shè)計方法更新標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范等。剩余的47%,有待于進(jìn)一步基礎(chǔ)研究的突破。如裂紋起始、擴(kuò)展的進(jìn)一步基礎(chǔ)研究;高強(qiáng)度、高韌性、無缺陷材料的研究等。38

國際民航組織(ICAO)發(fā)表的“涉及金屬疲勞斷裂的重大飛機(jī)失事調(diào)查”指出:

80年代以來,由金屬疲勞斷裂引起的機(jī)毀人亡重大事故,平均每年100次。(不包括中、蘇)Int.J.Fatigue,Vol.6,No.1,1984疲勞斷裂引起的空難達(dá)每年100次以上

工程實際中發(fā)生的疲勞斷裂破壞,占全部力學(xué)破壞的50-90%,是機(jī)械、結(jié)構(gòu)失效的最常見形式。因此,工程技術(shù)人員必須認(rèn)真考慮可能的疲勞斷裂問題。39機(jī)型 SDR報告總次數(shù) 涉及蒙皮開裂的SDR次數(shù) 飛機(jī)數(shù)報告數(shù) 飛機(jī)數(shù) 報告數(shù) Boeing727 236436315 774 3294 737 109715437 257 2069 7473816936 134 543 DC-9 146526128 493 1532

SDR-使用故障報告(美國)(1973-1990)

1993年,美國政府報告(PB94-143336,1993)發(fā)表了1973-1990年期間的飛機(jī)使用故障統(tǒng)計結(jié)果,表中列出了四種常用機(jī)型的數(shù)據(jù)??梢娖陂_裂仍然是值得嚴(yán)密關(guān)注的。40年代設(shè)計水平190020001800靜強(qiáng)度設(shè)計使用故障、失效研究抗疲勞設(shè)計抗斷裂設(shè)計耐久性設(shè)計可靠性設(shè)計411.3抗疲勞設(shè)計方法控制應(yīng)力水平,使裂紋不萌生或不擴(kuò)展,即:

S<SforK<Kth無限壽命設(shè)計(Infinite-lifedesign)控制疲勞裂紋萌生的是應(yīng)力幅Sa

。Sa小于疲勞極限值Sf時,將不發(fā)生疲勞破壞??刂破诹鸭y擴(kuò)展的是應(yīng)力強(qiáng)度因子DK=f(DS,a)。DK小于疲勞裂紋擴(kuò)展門檻值DKth時,裂紋不擴(kuò)展。對于氣缸閥門、頂桿、彈簧,長期頻繁運行的輪軸等,無限壽命設(shè)計至今仍是簡單而合理的方法。42研究載荷水平與疲勞壽命的關(guān)系;建立描述材料疲勞性能的S-N、e-N曲線。不需經(jīng)受很多次循環(huán)的構(gòu)件,無限壽命設(shè)計很不經(jīng)濟(jì)。用于民用飛機(jī),容器,管道,汽車等。

按照S-N或-N曲線設(shè)計,使構(gòu)件在有限長設(shè)計壽命內(nèi),不發(fā)生疲勞破壞的設(shè)計---安全或有限壽命設(shè)計。

安全壽命設(shè)計(Safe-lifedesign)43要選用韌性較好、裂紋擴(kuò)展緩慢的材料,以保證有足夠大的ac和充分的時間,安排檢查并發(fā)現(xiàn)裂紋。20世紀(jì)70年代提出的損傷容限設(shè)計:假定構(gòu)件中存在著裂紋,用斷裂分析、疲勞裂紋擴(kuò)展分析和試驗驗證,保證在定期檢查肯定能發(fā)現(xiàn)前,裂紋不會擴(kuò)展到足以引起破壞。由于裂紋存在,安全壽命設(shè)計并不能完全確保安全。損傷容限設(shè)計(Damagetolerancedesign)44各種方法互相補(bǔ)充,適應(yīng)不同設(shè)計需求,不是相互取代的。耐久性設(shè)計(Durabilitydesign)20世紀(jì)80年代起,以經(jīng)濟(jì)壽命為目標(biāo)的耐久性設(shè)計概念形成。耐久性是構(gòu)件和結(jié)構(gòu)在規(guī)定的使用條件下抗疲勞斷裂性能的一種定量度量。先定義疲勞破壞嚴(yán)重細(xì)節(jié)群(如孔等)的初始疲勞質(zhì)量---初始損傷狀態(tài);再用疲勞或疲勞裂紋擴(kuò)展分析預(yù)測在不同使用時刻損傷狀態(tài)的變化;然后確定其經(jīng)濟(jì)壽命,制訂使用、維修方案。453)裂紋源在高應(yīng)力局部或材料缺陷處。4)與靜載破壞相比,即使是延性材料,也沒有明顯的塑性變形。5)工程實際中的表面裂紋,一般呈半橢圓形。飛機(jī)輪轂疲勞斷口典型疲勞斷口,特征明顯:1)有裂紋源、裂紋擴(kuò)展區(qū)和最后斷裂區(qū)三個部分。2)裂紋擴(kuò)展區(qū)斷面較光滑,通常可見“海灘條帶”,

還可能有腐蝕痕跡。裂紋源裂紋擴(kuò)展區(qū)海灘條帶最后斷裂區(qū)

孔邊角裂紋斷口1.4疲勞破壞機(jī)理與斷口特征一、斷口宏觀特征4647疲勞破壞與靜載破壞之比較疲勞破壞S<Su破壞是局部損傷累積的結(jié)果。斷口光滑,有海灘條帶或腐蝕痕跡。有裂紋源、裂紋擴(kuò)展區(qū)、瞬斷區(qū)。無明顯塑性變形。應(yīng)力集中對壽命影響大。

由斷口可分析裂紋起因、擴(kuò)展信息、臨界裂紋尺寸、破壞載荷等,是失效分析的重要依據(jù)。靜載破壞S>Su 破壞是瞬間發(fā)生的。 斷口粗糙,新鮮,無表面磨蝕及腐蝕痕跡。韌性材料塑性變形明顯。應(yīng)力集中對極限承載能力影響不大。48二、疲勞破壞機(jī)理及斷口微觀特征疲勞裂紋萌生機(jī)理:裂紋起源(裂紋源)在何處?高應(yīng)力處:1)應(yīng)力集中處;缺陷、夾雜,或孔、切口、臺階等2)構(gòu)件表面;應(yīng)力較高,有加工痕跡,平面應(yīng)力狀態(tài),易于滑移發(fā)生。疲勞裂紋的起始或萌生,稱為疲勞裂紋成核。疲勞裂紋成核擴(kuò)展至臨界尺寸斷裂發(fā)生49延性金屬中的滑移材料表面材料表面a)粗滑移b)細(xì)滑移約0.1mN=104N=5104N=2.7105(多晶體鎳恒幅應(yīng)力循環(huán))擾動載荷應(yīng)力集中滑移帶駐留滑移帶

微裂紋、擴(kuò)展宏觀裂紋、擴(kuò)展50

裂紋由持久滑移帶成核,最大剪應(yīng)力控制。沿最大剪應(yīng)力面,第一階段擴(kuò)展沿垂直于載荷作用線的最大拉應(yīng)力面擴(kuò)展,第二階段

從第1階段向第2階段轉(zhuǎn)變所對應(yīng)的裂紋尺寸主要取決于材料和作用應(yīng)力水平,一般只有幾個晶粒的尺寸(~0.05mm)。第1階段裂紋擴(kuò)展的尺寸雖小,對壽命的貢獻(xiàn)卻很大,對于高強(qiáng)材料,尤其如此。階段1階段2DSDS疲勞裂紋擴(kuò)展二階段DS材料表面循環(huán)載荷作用持久滑移帶幾條微裂紋一條主裂紋51疲勞裂紋擴(kuò)展機(jī)理c.充分張開,裂尖鈍化,開創(chuàng)新表面;d.卸載,裂紋收縮,但新開創(chuàng)的裂紋面卻不能消失;e.裂紋銳化,但已擴(kuò)展了一個a。

裂紋張開、鈍化、銳化、擴(kuò)展,每一個應(yīng)力循環(huán),將在裂紋面上留下一條痕跡(striation)?!八苄遭g化模型”

C.Laird(1967)a.開始時的裂尖形狀;b.應(yīng)力增加,裂紋張開,裂尖材料沿tmax方向滑移;t(e)(d)(c)(b)(a)S0cbade

塑性鈍化過程52Cr12Ni2WMoV鋼疲勞條紋:(金屬學(xué)報,85)

透射電鏡:1-3萬倍疲勞條紋(striation)不同于海灘條帶(beachmark)tS

譜塊循環(huán)條帶條紋

53疲勞裂紋擴(kuò)展的微觀機(jī)理

1976Crooker微孔聚合型microvoidcoalescence高應(yīng)力、韌材料微解理型microcleavage低應(yīng)力、脆性材料條紋型striationCr12Ni2WMoV鋼疲勞斷口微觀照片:(金屬學(xué)報,85)

三種破壞形式:條紋間距=da/dN?54疲勞斷口觀察工具與觀察內(nèi)容的關(guān)系:1-10× 10-1000× 1000×以上放大倍數(shù)觀察工具肉眼,放大鏡 金相顯微鏡 電子顯微鏡觀察對象

宏觀斷口,裂紋源,滑移,條紋,微解理海灘條帶;夾雜,缺陷;微孔聚合 55

疲勞斷口分析,有助于判斷失效原因,可為改進(jìn)疲勞研究和抗疲勞設(shè)計提供參考。因此,應(yīng)盡量保護(hù)斷口,避免損失了寶貴的信息。4.由疲勞斷口進(jìn)行初步失效分

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