【正文】 1 疲勞破壞及其斷口特征 SN曲線及疲勞裂紋萌生壽命 斷裂失效與斷裂控制設計 da/dNDK曲線及疲勞 裂紋擴展壽命 第十二章 疲勞與斷裂 返回主目錄 2 機械、結構等 受力如何？ 如何運動？ 如何變形？破壞？ 如何控制設計？ 其 目的 是： 了解工程系統(tǒng)的性態(tài)， 并為其設計提供合理的規(guī)則 。 工程力學 : 將力學原理應用實際工程 系統(tǒng)的科學 。 性態(tài) 規(guī)則 力學分析 強度穩(wěn)定 研究對象是無缺陷變形體；目的是保證在一次最大載荷作用下有足夠的強度和穩(wěn)定性。 應力控制 回 顧 疲勞破壞及其斷口特征 返回主目錄 3 按靜強度設計，滿足 ??[?]，為什么還發(fā)生破壞？ 19世紀 30—40年代，英國鐵路車輛輪軸在軸肩處 （應力僅為 ?ys ）多次發(fā)生破壞； 1954年 1月 , 英國慧星 (Comet)號噴氣客機墜入地中 海（機身艙門拐角處開裂）； 返回主目錄 4 1967年 12月 15日，美國西弗吉尼亞的 Point Pleasant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； 127人落水只救起 89人； 主要原因是由缺陷或裂紋導致的斷裂 。 5 疲勞斷裂破壞的嚴重性 1982年，美國眾議院科學技術委員會委托商業(yè)部國家標準局 (NBS)調查斷裂破壞對美國經(jīng)濟的影響。提交報告 : “美國斷裂破壞的經(jīng)濟影響” SP6471 “數(shù)據(jù)資料和經(jīng)濟分析方法” SP6472 斷裂使美國一年損失 1190億美元 摘要發(fā)表于 Int. J. of Fracture, Vol23, , 1983 譯文見 力學進展， Vol15， No2， 1985 6 國際民航組織 (ICAO)發(fā)表的 “涉及金屬疲勞斷裂的重大飛機失事調查”指出： 20世紀 80年代以來，由金屬疲勞斷裂引起的機毀人亡重大事故，平均每年 100次。 (不包括中、蘇 ) Int. J. Fatigue, , , 1984 疲勞斷裂引起的空難達每年 100次以上 工程實際中發(fā)生的疲勞斷裂破壞，占全部力學破壞的 50％ 90%，是機械、結構失效的最常見形式。 因此，工程技術人員必須認真考慮可能的疲勞斷裂問題。 返回主目錄 7 普及斷裂的基本知識，可減少損失 29%(345億 /年 )。 對策 設計、制造人員了解斷裂，主動采取改進措施，如設計；材料斷裂韌性；冷、熱加工質量等。 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、工作應力的預測能力；改進檢查、使用、維護；建立力學性能數(shù)據(jù)庫；改善設計方法更新標準規(guī)范等。 剩余的 47%， 有待于進一步基礎研究的突破。 如裂紋起始、擴展的進一步基礎研究；高強度、高韌性、無缺陷材料的研究等。 8 有缺陷怎么辦？ 研究含缺陷材料的強度 斷裂 Fracture 多次載荷作用下如何破壞？ 研究多次使用載荷作用下 裂紋如何萌生、擴展。 疲勞 Fatigue amp。 Fracture 缺陷從何而來？ 材料固有或使用中萌生、擴展 疲勞與斷裂 裂紋如何萌生？ 有裂紋是否發(fā)生破壞？ 構件能用多長時間？ (壽命 ) 9 一、 什么是疲勞？ ASTM E20672 疲勞 是在某點或某些點承受 擾動應力 ，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 永久結構變化的 發(fā)展過程 。 研究目的：發(fā)展過程有多長？ 預測壽命 N。 Nt=Ni+Np 裂紋 萌生 + 擴展 擾動應力，高應力局部， 裂紋，發(fā)展過程。 問題的特點： 疲勞破壞及其斷口特征 返回主目錄 10 1. 只有在擾動應力作用下，疲勞才會發(fā)生。 擾動應力，是指隨時間變化的應力。 恒幅循環(huán)載荷最簡單。 O S DS Smax 恒幅循環(huán) t O S 變幅循環(huán) t t O S 隨機載荷 車輪軸 電梯 風力 11 恒幅循環(huán)應力是最簡單的。 循環(huán)應力 (cyclic stress)的描述： 常用導出量： 平均應力 Sm=(Smax+Smin)/2 描述 循環(huán)應力水平 的基本量： Smax， Smin S Smax O Smin t Sm Sa Sa DS 應力幅 Sa=(SmaxSmin)/2 應力比或循環(huán)特性參數(shù) r=Smin/Smax 應力變程 DS=SmaxSmin 已知任意二個量，其余即可導出。 12 設計：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。 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。 應力比 r反映了載荷的循環(huán)特性。如 O S t r=1 Smax=Smin O S t r=1 Smax=Smin O S t r=0 Smin=0 對稱循環(huán) 靜載 脈沖循環(huán) 13 2. 破壞起源于高應力 、 高應變局部 。 應力集中處，常常是疲勞破壞的起源。 要研究 細節(jié)處的應力應變 。 靜載下的破壞 ， 取決于結構整體； 疲勞破壞則由應力或應變較高的局部開始 ，形成損傷并逐漸累積 ， 導致破壞發(fā)生 。 可見 ， 局部性 是疲勞的明顯特點 。 因此，要注意細節(jié)設計，研究細節(jié)處的應力應變，盡可能減小應力集中。 14 有 裂紋萌生 擴展 斷裂 三個階段。 要研究 疲勞裂紋萌生和擴展的機理及規(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 壽命預測的方法 疲勞研究的 目的 。 15 飛機輪轂疲勞斷口 1) 有裂紋源、裂紋擴展 區(qū)和最后斷裂區(qū)三個 部分。 裂紋源 裂紋擴展區(qū) 海灘條帶 最后 斷裂區(qū) 二、 疲勞斷口特征 2) 裂紋擴展區(qū)斷面較光 滑，可見 “海灘條帶” , 還有腐蝕痕跡。 高倍電鏡可見 疲勞條紋 (Cr12Ni2WMoV鋼 ) 金屬學報 ,85) 肉眼 透射電鏡 ， 13萬倍 16 3) 裂紋源在高應力局部 或材料缺陷處。 飛機輪轂疲勞斷口 裂紋源 二、 疲勞斷口特征 4)與靜載破壞相比，即