浅谈机械零件的疲劳强度

网络教育学院本科生毕业论文〔设计〕题目：浅谈机械零件的疲劳强度学习中心：层次：专科起点本科专业：机械设计制造及其自动化年级：年季学号：学生：指导教师：完成日期：年月日内容摘要本文以机械零件的疲劳强度计算方法为切入点，首先阐述零件在工作中变应力的分类和变应力的参数，然后推导出变应力计算公式，进而讨论影响疲劳强度的因素以及提高疲劳强度的解决措施，最后介绍了疲劳强度在各领域中的应用。关键词：疲劳强度；变应力；复合应力；可靠性目录内容摘要I引言11变应力的分类32变应力参数53疲劳曲线64影响疲劳强度的因素74.1应力集中的影响74.2尺寸与形状的影响74.3外表质量的影响74.4外表强化的影响74.4其他因素的影响75提高疲劳强度的解决措施85.1提高构件外表质量85.2提高构件外表强度85.3豪克能技术86疲劳强度在各领域的应用以及前景展望96.1疲劳强度在机械零件中的应用96.2疲劳强度在航空航天领域的应用96.3前景展望9结论11参考文献12引言通用机械零件的强度分为静应力和变应力强度范畴。根据设计经验及材料的特性，通常认为在机械零件整个工作寿命期间应力变化次数小于103的通用零件，均可按静应力强度进行设计。本论文以下主要讨论零件在变应力下的疲劳、影响疲劳强度因素、疲劳强度计算等问题。1954年，世界上第一款商业客机deHavillandComet接连发生了两起坠毁事故，这使得“金属疲劳”一词出现在新闻头条中，引起公众持久的关注。这种飞机也是第一批使用增压舱的飞行器，采用的是方形窗口。增压效应和循环飞行载荷的联合作用导致窗角出现裂纹，随着时间的推移，这些裂纹逐渐变宽，最后导致机舱解体。Comet空难夺去了68人的生命，这场悲剧无时无刻不在提醒着工程师创立平安、巩固的设计。自此以后，人们发现疲劳是许多机械零部件〔例如在高强度周期性循环载荷下运行的涡轮机和其他旋转设备〕失效的罪魁祸首。1867年，德国的A.沃勒展示了用旋转弯曲试验获得的车轴疲劳试验结果，把疲劳与应力联系起来，提出了疲劳极限的概念，为常规疲劳设计奠定了根底。第二次世界大战中及战后，通过对当时发生的许多疲劳破坏事故的调查分析，逐渐形成了现代的常规疲劳强度设计。1945年，美国的M.A.迈因纳提出了线性损伤积累理论。1953年，美国的A.K.黑德提出了疲劳裂纹扩展理论。之后，计算带裂纹零件的剩余寿命的具体应用，形成了损伤容限设计。20世纪60年代，可靠性理论开始在疲劳强度设计中应用。在常规疲劳强度设计中，有无限寿命设计〔将工作应力限制在疲劳极限以下，即假设零件无初始裂纹，也不发生疲劳破坏，寿命是无限的〕和有限寿命设计〔采用超过疲劳极限的工作应力，以适应一些更新周期短或一次消耗性的产品到达零件重量轻的目的，也适用于宁愿以定期更换零件的方法让某些零件设计得寿命较短而重量较轻〕。损伤容限设计是在材料实际上存在初始裂纹的条件下，以断裂力学为理论根底，以断裂韧性试验和无损检验技术为手段，估算有初始裂纹零件的剩余寿命，并规定剩余寿命应大于两个检修周期，以保证在发生疲劳破坏之前，至少有两次发现裂纹扩展到危险程度的时机。疲劳强度可靠性设计是在规定的寿命内和规定的使用条件下，保证疲劳破坏不发生的概率在给定值〔可靠度〕以上的设计，使零部件的重量减轻到恰到好处。1变应力的分类变应力可分为随机变应力和循环变应力两大类，其中循环变应力又称为周期变应力，它可分为稳定循环变应力和不稳定循环变应力，稳定循环变应力又有简单与复合之分。如图1-1所示。图1-1变应力的分类随时间按一定规律周期性变化，而且变化幅度保持常数的变应力称为稳定循环变应力。如图1-2所示。图1-2稳定循环变应力假设变化幅度也是按一定规律周期性变化如图1-3所示，那么称为不稳定循环变应力。图1-3不稳定循环变应力如果变化不呈周期性，而带有偶然性，那么称为随机变应力，如图1-4。图1-4随机变应力2变应力参数图2给出了一般情况下稳定循环变应力谱的应力变化规律。图2稳定循环变应力零件受周期性的最大应力σmax及最小应力σmin作用，其应力幅为σa，平均应力为σm，它们之间的关系为。σσ其中：σmax为变应力最大值，σmin为变应力最小值，σm为平均应力，σa为应力幅，r为循环特性(或称变应力不对称系数)，表示变应力的变化性质。上列各式中的σmax和σmin指应力绝对值的最大和最小，但代入公式中时，应带有本身正负号。图2b所示变应力，平均应力σm＝0，而σmax＝-σmin，因此，r＝-1，这类应力称为对称循环变应力。图2d所示变应力，σmin＝0，σa＝σm，而σmax＝2σa＝2σm。此时，r＝0，这类应力称为脉动循环变应力。当σmax与σmin接近或相等时，σa接近或等于零，此时循环特征r＝+1，这类应力称为静应力。除去对称和脉动循环变应力以及静应力外，其他类型的变应力称为非对称循环变应力(图2c)。下面举例计算，如σmax为200N/mm2，r为-0.5，那么σmin、σa、σm应该为：3疲劳曲线变应力的循环特征r，应力幅σa和循环次数N对零件的疲劳强度都有影响。零件在同一最大应力水平时，r值越大，或σa越小，或N越少，它的疲劳强度越高。疲劳曲线是应力循环次数N与疲劳极限的关系曲线。线性坐标上的疲劳曲线对数坐标上的疲劳曲线图3-1疲劳曲线曲线上各点表示在相应的循环次数下，不产生疲劳失效的最大应力值，即疲劳极限应力。从图上可以看出，应力越高，那么产生疲劳失效的循环次数越少。在作材料试验的时候，常取一规定的应力循环次数N0，称为循环基数，把相应于这一循环次数的疲劳极限，称为材料的持久疲劳极限，记为σ-1。疲劳曲线可分为两个区域：有限寿命区和无限寿命区。所谓的无限寿命，是指零件承受的变应力水平低于或者等于材料的疲劳极限σ-1，工作应力总循环次数可大于N0，零件将永远不会产生破坏。在有限寿命区的疲劳曲线上，N<N0对应的各点的应力值，为有限寿命下的疲劳极限。对低碳钢而言，循环基数N0=106—107；对合金钢及有色金属，循环基数N0=108。变应力σ与在此应力作用下断裂时的循环次数N之间有以下关系：σ4影响疲劳强度的因素影响疲劳强度的因素主要有如下几个方面：4.1应力集中的影响前边提到的各疲劳极限，实际上是材料的力学性能指标，是用试件通过试验测出的。现今社会，由于应力集中造成构件断裂，产生疲劳，对结构平安危害大。了解应力集中，并找出其防止措施，对人们的生活具有重大的意义。首先，先让我们了解一下应力与应力集中的概念，应力即受力物体截面上内力的集度，即单位面积上的内力。公式记为σ=F/S(其中，σ表示应力；F表示施加的力；S表示受力面积)。材料在交变应力作用下产生的破坏称为疲劳破坏。即使材料承受的交变应力远小于其静载下的强度极限时，破坏也可能发生。另外材料会由于截面尺寸改变而引起应力的局部增大，这种现象称为应力集中。对于由脆性材料制成的构件，应力集中现象将一直保持到最大局部应力到达强度极限之前。因此，在设计脆性材料构件时，应考虑应力集中的影响。对于由塑性材料制成的构件，应力集中对其在静载荷作用下的强度那么几乎无影响。所以，在研究塑性材料构件的静强度问题时，通常不考虑应力集中的影响。承受轴向拉伸、压缩的构件，只有在寓加力区域稍远且横截面尺寸又无剧烈变化的区域内，横截面上的应力才是均匀分布的。然而实际工程构件中，有些零件常存在切口、切槽、油孔、螺纹等，致使这些部位上的截面尺寸发生突然变化。如开有圆孔和带有切口的板条，当其受轴向拉伸时，在圆孔和切口附近的局部区域内，应力的数值剧烈增加，而在离开这一区域稍远的地方，应力迅速降低而趋于均匀。这时，横截面上的应力不再均匀分布，这已为理论和实验证实。如图4-1【a】所示的带圆孔的板条，使其承受轴向拉伸。由试验结果可知：在圆孔附近的局部区域内，应力急剧增大，而在离开这个区域稍远处，应力迅速减小而趋于均匀〔图4-1【b】〕。这种由于截面尺寸突然改变而引起的应力局部增大的现象称为应力集中。在Ⅰ-Ⅰ截面上，孔边最大应力σmax与同一截面上的平均应力σ之比，用表示为称为理论应力集中系数，它反映了应力集中的程度，是一个大于1的系数，而且试验结果还说明：截面尺寸改变愈剧烈，应力集中系数就愈大。因此，零件上应尽量防止带尖角的孔或槽，在阶梯杆截面的突变处要用圆角过渡。在静荷载作用下，各种材料对应力集中的敏感程度是不同的。像低碳钢那样的塑性材料具有屈服阶段，当孔边附近的最大应力到达屈服极限时，该处材料首先屈服，应力暂时不再增大。如外力继续增加，增加的应力就由截面上尚未屈服的材料所承当，是截面上其他点的应力相继增大到屈服极限，该截面上的应力逐渐趋于平均，如图4-2所示。因此，用塑性材料制作的零件，在静载荷作用下可以不考虑应力集中的影响。而对于组织均匀的脆性材料，因材料不存在屈服，当孔边最大应力的值到达材料的强度极限时，该处首先断裂。因此用脆性材料制作的零件，应力集中将大大降低构件的强度，其危害是严重的。这样，即使在静载荷作用下一般也应该考虑应力集中对材料承载能力的影响。然而，对于组织不均匀的脆性材料，如铸铁，其内部组织的不均匀性和缺陷，往往是产生应力集中的主要因素，而截面形状改变引起的应力集中就可能成为次要的了，它对于构件的承载能力不一定会造成明显的问题。下面，就应力集中造成构件断裂，产生疲劳，举几个实例。日本航空123号班机空难事件，发生于1985年8月12日，班机是波音747-100SR型，飞机编号JA8119。搭载509名乘客及15名机组员，从日本东京的羽田机场，预定飞往大阪伊丹机场。在御巢鹰山区附近的高天原山〔距离东京约100公里〕坠毁，520人罹难。此次空难事件也是世界上牵涉到单一架次飞机的空难中，死伤最沉重的。事故原因：日本官方的航空与铁道事故调查委员会，经过调查后，做出三点结论。1〕1978年6月2日，该飞机在大阪的伊丹机场曾损伤到机尾；2〕机尾受损后，波音公司没有妥善修补，正常需要二排铆钉，但维修人员只是将损伤的局部补了一排铆钉，所以增加了接合点附近金属蒙皮所承受的剪力，使该处累积了金属疲劳的现象；3〕该处的压力壁在损坏后，造成四组液压系统故障〔液压油泄漏〕，导致机师无法正常操控飞机。2、2004年日本美浜核电站事故。虽然并未导致核泄漏，但蒸汽爆发还是导致5名工人死亡，数十人受伤。美浜核电站座落于东京西部大约320公里的福井县，1976年投入运营，1991年至2003年曾发生过几次与核有关的小事故。2004年8月9日，涡轮所在建筑内连接3号反响堆的水管在工人们准备进行例行平安检查时突然爆裂。虽然并未导致核泄漏，但蒸汽爆发还是导致5名工人死亡，数十人受伤。2006年，美浜核电站又发生火灾，导致两名工人死亡。事故原因主要是蒸汽发生器内细管的金属疲劳。3、1998年德国ICE城际列车脱轨事件。1998年6月3日，由慕尼黑开往汉保的德国ICE884次高速列车在运行至距汉诺威东北方向附近的小镇埃舍德时，发生了第二次世界大战后德国最为沉重的列车脱轨行车事故。该列车由两辆机车和12辆拖车组成，事故发生后12辆拖车全部脱轨。截止到6月17日，已有100人死亡，88人重伤。6月17日，联邦铁路局局长在德国听证会上公布了对事故发生过程的初步调查结果：在列车运行距公路跨线桥约6公里时，第一节拖车的3轮对的轮箍发生破裂，列车继续以200公里/小时的速度运行，轮箍断裂并拥塞在高速动轮的轮对中，剧烈的摩擦发出刺耳的轰隆声，在距公路桥约300公里处，已断裂的轮箍勾住了埃舍德车站的一组道岔，使拖车挑起、脱轨并与机车脱钩，脱轨的车轮那么落在相邻的线路上，列车继续运行120米后，脱轨的车轮被邻线的另一组道岔改变了方向，突然猛烈地甩向右侧，第3节拖车尾部与桥墩猛烈冲撞，使跨线桥局部坍塌坠落。驰过跨线桥的头部机车经紧急制动后运行约2公里停车，没有脱轨；与头车别离的第1-3节拖车脱轨后停在桥后约300米处；第4-5节拖车被坍塌的桥梁砸毁，后部第6-12节拖车以最大的惯性冲撞挤压在一起，尾部机车几乎未受损坏。该列车车轮系橡胶弹性车轮，轮箍是轧制的无缝钢圈，通过热效应压在轮心上，轮心是铸钢轮体，轮箍与轮心间有一层橡胶体。轮箍轧制时假设残留气泡或矿碴，在高压负荷动力作用下，就可能开裂；也可能是由于轮箍材料老化产生“疲劳断裂”所致。事故发生后，其余59列ICE型列车中止运营，并进行了全面检查。44列ICE2列车的运营虽未受事故影响，但最高时速已降低到160公里。以上例子都足以说明了应力集中引起构件疲劳、断裂，造成的危害是非常严重的，甚至影响着人们的生活平安。是个不容无视的问题。4.2尺寸与形状的影响尺寸的影响：零件尺寸的大小对疲劳强度的影响可以用尺寸系数ετ来表示。当其他条件相同时，尺寸越大，对零件疲劳强度的影响越显著。原因是由于材料的晶粒较粗大，出现缺陷的概率大，同时机械加工后外表冷作硬化层〔对疲劳强度有利〕相对较薄。零件受载时，在几何形状突然变化处，如圆角、孔、凹槽等，要产生应力集中，对应力集中敏感还与材料有关，常用有效应力集中系数〔，其中为材料对应力集中的敏感系数，为理论应力集中系数〕来考虑应力集中对疲劳强度的影响。材料的强渡极限越高，对应力集中越敏感。如果在同一个截面上同时有几个应立集中源时，应该采用其中最大有效应力集中系数进行计算。4.3外表质量的影响零件外表质量对疲劳强度的影响可以用外表状态系数来表示。铸铁对于加工后的外表状态很不敏感，可以取１．钢的强度极限极高，外表越粗糙，外表状态系数越低，所以用高强度合金钢制造的零件，为了使疲劳强度有所提高，其外表应该有较高的加工质量。此外，还可以采取以下措施来改善外表状态，以提高零件的疲劳强度，如淬火、渗碳、渗氮等热处理工艺，抛光、喷丸、滚压等冷作工艺。这些措施都都利于提高外表强度和产生剩余应力。剩余应力有降低平均拉应力和减少初始裂纹产生和扩展的作用。改善后的外表状态系数可能要大于１．一般计算仍然取１．4.4外表强化的影响外表强化技术其实质是一种改善机械零件和构件外表性能，提高疲劳强度和耐磨性能的工艺方法。外表强化有时还能提高耐腐蚀性能。承受载荷的零件外表常处于最大应力状态，并在不同的介质环境中工作。因此，零件的失效和破坏也大多发生在外表或从外表开始，如在零件表层引入一定的剩余压应力，增加外表硬度，改善表层组织结构等，就能显著地提高零件的疲劳强度和耐磨性。外表强化可分为外表薄膜强化、外表形变强化、外表热处理强化、化学热处理强化和外表合金化。其中外表薄膜强化与外表形变强化在工业生产过程中应用最为广泛。4.4其他因素的影响抗疲劳性能好的材料应当成分均匀，组织细小均匀，无内在连续缺陷，缺口敏感性小，循环韧性大。在各类结构工程材料中，结构钢的疲劳强度最高。在结构钢中，碳具有固溶强化及与碳化物元素有弥散强化的作用，可提高材料的形变抗力;而合金元素主要是通过提高钢的淬透性和改善钢的强韧性来影响疲劳强度，细化晶粒可提高疲劳强度。钢的热处理组织中，细小均匀的回火马氏体较珠光体加马氏体及贝氏体加马氏体混合组织具有更佳的疲劳抗力;铁素体加珠光体组织钢材的疲劳抗力随珠光体组织含量的增加而增加;任何增加材料抗拉强度的热处理通常均能提高材料的疲劳抗力。铸铁，特别是球墨铸铁，具有足够的强度和极小的缺口敏感性，因此具有较好的疲劳性能。而非金属夹杂物、疏松、偏析等缺陷均使材料的疲劳抗力降低。因此，金属材料的组织不均匀性及其组织状态不良，材料选用不当或在生产过程中由于管理不善而错用材料是造成疲劳断裂的重要原因。环境因素(低温、高温及腐蚀介质等)的变化，会使材料的疲劳强度显著降低，往往引起零件过早的发生断裂失效。一般来说，温度降低、疲劳强度升高;温度升高，疲劳强度降低。这是因为金属的变形抗力下降，使疲劳裂纹容易形成。高温下金属通常不存在疲劳极限。腐蚀性环境对材料的静强度虽然有一定的影响，但其影响程度远不如它对疲劳极限的影响。通常，对腐蚀环境敏感的材料，其疲劳性能降低比拟显著。如对于一般中等强度的合金结构钢，腐蚀环境可使其疲劳极限下降l/3~l/2。因此，腐蚀与疲劳叠加在一起，发生交互作用，于是腐蚀疲劳极限比在无腐蚀条件下的疲劳极限低。5提高疲劳强度的解决措施构件截面改变越剧烈，应力集中系数就越大。因此工程上常采用改变构件外形尺寸的方法来减小应力集中。如采用较大的过渡圆角半径，使截面的改变尽量缓慢，如果圆角半径太大而影响装配时，可采用间隔环。既降低了应力集中又不影响轴与轴承的装配。此外还可采用凹圆角或卸载槽以到达应力平缓过渡。设计构件外形时，应尽量防止带有尖角的孔和槽。在截面尺寸突然变化处〔阶梯轴〕，当结构需要直角时，可在直径较大的轴段上开卸载槽或退刀槽减小应力集中；当轴与轮毂采用静配合时，可在轮毂上开减荷槽或增大配合局部轴的直径，并采用圆角过渡，从而可缩小轮毂与轴的刚度差距，减缓配合面边缘处的应力集中。提高5.1提高构件外表质量一般说，构件表层的应力都很大，例如在承受弯曲和扭转的构件中，其最大应力均发生在构件的表层。同时由于加工的原因，构件表层的刀痕或损伤处，又将引起应力集中。因此，对疲劳强度要求高的构件，应采用精加工方法，以获得较高的外表质量。特别是对高强度钢这类对应力集中比拟敏感的材料，其加工更需要精细。5.2提高构件外表强度常用的方法有外表热处理和外表机械强化两种方法。外表热处理通常采用高频淬火、渗碳、氰化、氮化等措施，以提高构件表层材料的抗疲劳强度能力。外表机械强化通常采用对构件外表进行滚压、喷丸等，使构件外表形成预压应力层，以降低最容易形成疲劳裂纹的拉应力，从而提高表层强度。5.3豪克能技术现在的产品转化表达为焊接应力消除设备以及外表光整设备，其中的这个技术可以给金属外表消除拉应力，预置压应力，使得金属容易开裂的部位应力释放，不会产生开裂的情况。6疲劳强度在各领域的应用以及前景展望6.1疲劳强度在机械零件中的应用机械零件强度设计主要考虑两项内容：〔1〕机械零件尺寸的初步确定。〔2〕关键位置强度确实定。其中，确定机械零件初步尺寸时，需对静强度加以计算。而后校核计算机械零件截面或关键位置。要求其不能小于许用平安系数。另外，以上两项内容均满足要求后，嗨应考虑机械零件的使用寿命，结合机械零件的各项参数，估算机械零件寿命，以验证其是否满足相关标准标准要求。机械零件常规疲劳设计时，要在排除零件初始裂纹的前提下，实施标准试样疲劳试验，以获得机械零件的疲劳极限图、S-N曲线以及零件材料的疲劳极限等相关内容。同时，综合分析零件形状产生的应力、外表状况、零件尺寸等，确定零件常规疲劳设计的方法。依据S-N曲线，可将机械零件常规疲劳设计分为有限寿命设计与无限寿命设计。其中，前者的设计主要参考S-N曲线中的斜线，后者那么主要参考水平线。有限寿命设计：局部领域的极限零件更新换代较快或属于一次性消耗产品。因此，要常对其进行有限寿命设计，并在满足设计并在的根底上，减轻其重量，尤其要将超过疲劳极限工作应力作为设计过程中重点考虑的内容。机械零件有限寿命设计主要基于迈因纳理论，即受给定应力水平反复作用，试样损伤程度与应力循环次数之间呈现线性累计关系，当损伤累计到达临界点时破坏。无限寿命设计：是指机械零件在无限长时间内不会因疲劳而发生破坏。根据S-N曲线，水平线段表示机械零件的疲劳寿命是无限的。因此，设计时只要将机械零件的工作应力控制在疲劳极限内，从理论上便可到达无限寿命目标。但是，按照这一理论设计机械零件，往往给零件尺寸及重量造成不良影响，如零件尺寸较大且过于笨重。但是，对于使用寿命较长的零件而言，尽可能延长其寿命，依据该理论仍较为有效。6.2疲劳强度在航空航天领域的应用航空结构是本世纪20年代以后才出现的，早期主要考虑静强度是否足够，后来飞机性能不断提高，飞机结构日趋复杂，既要求重量轻，有要求寿命长、可靠性高，于是疲劳问题越来越突出了，单纯用满足飞机使用边界的静强度要求来设计飞机已无法满足要求。自50年代起，飞机飞机结构疲劳破坏更多地暴露出来，摔飞机的事故不断出现，如1954年英国彗星-1号客机连续两次在正常航班中坠毁，分析后发现在气密舱靠近导航天线伸出处的铆钉孔边有疲劳裂纹，于是英、美、法、澳等各国相继建造大型水槽，对有气密舱的客机进行全尺寸疲劳试验，大力加强飞机载荷谱的测试、编谱和飞机结构疲劳问题的研究。据不完全统计，至80年代初世界各国进行的飞机结构全尺寸疲劳试验已超过200架。我国也于1965年后开始设计建造了大型水槽，并对国产运输机及轰炸机做过机身及气密舱的全尺寸疲劳试验。其他主要机种结合定寿和延寿工作也进行过全尺寸疲劳试验。现在，试飞、全尺寸结构静力试验及全尺寸结构疲劳试验是飞机定型前必须完成的工作。为了解决飞机结构的疲劳强度问题，还需进行材料、元件、结构件、组合件或重要典型接头等各种疲劳试验研究。影响疲劳强度的因素既多有复杂，这里仅结合飞机结构工程应用上的某些方面做一简要阐述。例如，上面提到的彗星-1号飞机的坠毁事故，实际上有一个当时未被发现和认识的问题，即高载迟滞效应问题，原因是在正式进行疲劳试验前曾在70~100kpa压力下先做过30次加载调试，而后于1953年9月对座舱试验段作57kpa压力的18000次疲劳试验。事实上，事先进行的加载次数不多的高压力有高载迟滞效应，提高了结构疲劳寿命。进一步研究发现剩余应力对疲劳强度有重要影响〔一般剩余压应力有利，而剩余压应力不利〕，航空上就设法利用有利的剩余压应力，噴丸、挤压强化工艺等在航空上得到推广和应用。大量实验和观察发现疲劳裂纹常常从外表发生，于是提高外表粗糙度，外表渗碳、渗氮等处理以及各种外表保护技术在航空工业中得到越来越多的应用。应力集中对疲劳强度的影响问题，人们较早已有认识，但是对应力集中影响较有系统地研究是20世纪以后才进行的，于是在设计中设法降低应力集中系数的细节设计被逐步重视。80年代初，《国外民用飞机设计手册》对飞机结构细节设计收集了大量实际例子，列出了可接受和不可接受的各种结构细节设计图样。疲劳强度在航空工业中的应用较集中地反映在抗疲劳设计上。飞机结构的设计思想经历了重大变革，按历史开展过程来看有静强度、平安寿命、破损寿命、耐久性和损伤容限等各种不同设计方法，现正在开展以可靠性为根底的设计方法。6.3前景展望疲劳强度是已有一百多年的开展历史的科学。同时又是一门在不断研究、继续开展的学科。从结合在国民生产各个领域来考虑，今后假设干年内应着重进行研究工作初步考虑如下一些方面。1.进一步提高疲劳载荷测量及疲劳载荷编制工作质量。编制我国自己的机械标准谱及其简化谱。收集汇总我国各种机械的疲劳载荷实测数据，建立机械疲劳载荷数据库。2.从理论和应用上进一步开展随机振动下的疲劳强度研究，其中对某一领域的突出问题，如噪声环境谱及结构声疲劳研究等，有待建立试验研究基地并进一步开展研究。3.积极开展复合材料疲劳强度研究。复合材料的破坏有其独特形式，而且复合材料板件又常是各向异性板，复合材料疲劳强度理论需要创新性研究，而我国在复合材料结构疲劳强度研究方面尚是薄弱环节。已有人预言，本世纪初期将会出现全复合材料结构的零件。4.疲劳断裂中可靠性理论和设计准那么研究，可靠性问题已经得到重视，也几乎在普遍开花，干预模型已经由静到动，由一维到多维，由单因素到多因素。但可靠性理论和应用研究，应结合各领域的需要从数据库、计算模型、可靠性理论、结构系统可靠性设计，可靠性系数分配等等方面加强组织，有领导地进行。5.加强疲劳强度的工程科学及其应用研究。在这方面有广阔的领域和开