飞机疲劳强度计算ppt课件

1、飞机强度计算方法飞机强度计算方法飞机构造疲劳强度计算飞机构造疲劳强度计算 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。 20192019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忽然解体，呵斥海峡贬空忽然解体，呵斥225225人遇难。人遇难。 事后的调查结果显示，上

2、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构造的疲劳破坏引起的。构造的疲劳破坏引起的。 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种主要方种主要方式。据国外资料统计，飞机由构造引发的缺点，式。据国外资料统计，飞机由构造引发的缺点，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要素：由疲劳失效引起的。飞机疲劳寿命主要取决于两个方面要素：一方面是飞机本身的内部要素，即飞机构造的疲劳设计、资一方面是飞机本身的内部要素，即飞机构造的疲劳设计、资料和加工质量等；另一方面是飞机的外部要素，即飞机的实料和加工质

3、量等；另一方面是飞机的外部要素，即飞机的实践运用载荷。践运用载荷。2 2 飞机构造疲劳强度计算飞机构造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，即使应力程度较低，处于弹性范在交变载荷作用下，即使应力程度较低，处于弹性范围内，经过假设干次循环后，也会发生断裂，称为疲劳。围内，经过假设干次循环后，也会发生断裂，称为疲劳。 交变载荷，是指随时间变化的载荷，载荷可以是力、交变载荷，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。平安寿命是指构造构件发生宏观可见裂纹时的飞机运用期限平安寿命是指构造构件发生宏观可见裂纹时的飞机运用期限. . 疲劳破坏的普通特征

4、疲劳破坏的普通特征构件交变应力远小于资料的静强度极限，破坏发生。构件交变应力远小于资料的静强度极限，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，即裂纹构成、扩展、断裂。疲劳破坏是一个累积的过程，即裂纹构成、扩展、断裂。疲劳破坏常具有部分性质，因此改动部分设计就可以延伸疲劳破坏常具有部分性质，因此改动部分设计就可以延伸构造寿命。构造寿命。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别能否属于疲劳破坏。判别能否属于疲劳破坏。断裂机理断裂机理 目的：寻觅产生裂纹的

5、缘由及制定飞机构造合理的疲劳目的：寻觅产生裂纹的缘由及制定飞机构造合理的疲劳 设计和维修方案的重要根据。设计和维修方案的重要根据。分为分为疲劳源疲劳源扩展区扩展区瞬断区。瞬断区。疲劳断口疲劳断口a b ca疲劳断口宏观形貌疲劳断口宏观形貌b疲劳断口表示图疲劳断口表示图c疲劳条纹的微观图象疲劳条纹的微观图象疲劳源 疲劳裂纹扩展区 “贝纹状花样贝纹状花样 瞬时断裂区 疲劳强度疲劳强度1 1、交变应力、交变应力定义：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 DS=Smax-Smin (3) 应力比或循环

6、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、DS、R等量中，等量中，只需知二个，即可导出其他各量。只需知二个，即可导出其他各量。0StR= -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反映了载荷的循环特性。如反映了载荷的循

7、环特性。如2 2、S-NS-N曲线曲线 利用假设干利用假设干个规范件在一定个规范件在一定的平均应力下，的平均应力下，不同的应力幅值不同的应力幅值下进展疲劳实验，下进展疲劳实验，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。不加阐明均指在不加阐明均指在R R-1-1时的时的S SN N曲线。曲线。 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LCFLCF、高循、高循环疲劳区环疲劳区H

8、CFHCF、亚、亚疲劳极限区疲劳极限区SFSF。低周疲劳应变疲劳低周疲劳应变疲劳 最大循环应力大于屈服应力，资料屈服后应变变化较大，最大循环应力大于屈服应力，资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。高周疲劳应力疲劳高周疲劳应力疲劳 最大循环应力小于屈服应力。主要研讨内容！最大循环应力小于屈服应力。主要研讨内容！疲劳极限不加阐明均指在疲劳极限不加阐明均指在R R-1-1时的疲劳极限时的疲劳极限 在一定循环特征下，资料可以接受无限次应力循环而不发在一定循环特征下，资料可以接受无限次应力循环而不发生破坏的最大应力称为在这一循环特征下的疲劳极限。生破坏的最大应力称为在这

9、一循环特征下的疲劳极限。3 3、S-NS-N曲线的数学表达曲线的数学表达 由于疲劳实验绘制由于疲劳实验绘制S SN N曲线是一件耗费很大的任曲线是一件耗费很大的任务。因此，人们就寻觅务。因此，人们就寻觅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不加阐明均指在不加阐明均指在R R-1-1时的时的S SN N曲线。曲线。4 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

10、影响。(1)/(1)maSR SR当当SaSa给定时，给定时，R R增大，增大，SmSm也增大。也增大。 当当Sm0Sm0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Sm0Sm108 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，那么那么32.295 101L得得L L436436次次得得L L436/3436/3145145次次MinerMin

11、er实际的优缺陷实际的优缺陷缺陷：缺陷：没有思索各级载荷的相互影响加载顺序；没有思索各级载荷的相互影响加载顺序；没有思索低于疲劳极限的应力所呵斥的损伤；没有思索低于疲劳极限的应力所呵斥的损伤；没有思索硬化、剩余应力等要素的影响。没有思索硬化、剩余应力等要素的影响。优点：简单明了，运用方便。优点：简单明了，运用方便。因此，往往采用以下两种方法处理。因此，往往采用以下两种方法处理。1miiinDN()()iiBABiiAn NNNn N飞机构造疲劳寿命估算方法飞机构造疲劳寿命估算方法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

12、S SN N曲线；曲线；运用累积损伤实际进展寿命估算。运用累积损伤实际进展寿命估算。iindNpTLKDf1miiinDN应力严重系数法应力严重系数法该方法主要用于衔接件的疲劳寿命估算该方法主要用于衔接件的疲劳寿命估算孔边最大应力为孔边最大应力为maxtgtbPPKKWtdt严重系数严重系数tgtbretPPSSFKKWtdttgtbretPPSSFKKWtdtKtg为基于净面积的空孔板的实际应力集中系数；Ktb为挤压应力引起的应力集中系数； 为挤压应力分布系数；为孔外表质量系数；为孔充填系数。()retPWd ttgtbretPPSSFKKWtdt级数最大载荷Pmax/kg最小载荷Pmin/

13、kg载荷幅值Pa/kg载荷均值Pm/kg循环次数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铝合金KT=3.7418的S-N曲线单位：Kg/mm2级数Sa/kgmm-2Sm/kgmm-2循环次数ni寿命Ni损伤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块谱相当于6913次飞行。该实验件进展了疲劳实验，5个实验件的疲劳实验结果的平均值为8421次飞行。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的对称循环载荷。假设振动频率为的对称循环载荷。假设振动频率为200周周min，试根据以下图估计这