《飛機疲勞強度計算》ppt課件-全文預(yù)覽
【正文】 1025 鋼 102 4 T4 鎂合金 Sa/MP a R = 1 104 105 106 107 108 109 3．如果己知某種軍械中一種以 T1鋼制成的零件，其計算壽命為 600 000循環(huán)。 算例 飛機上一塊 2024— T4鋁合金薄板。 1mii in DN??? ()()i i BABi i AnNNNnN? ??飛機結(jié)構(gòu)疲勞壽命估算方法 名義應(yīng)力法 ? 計算疲勞載荷譜； ? 確定危險部位； ? 獲得對應(yīng)于應(yīng)力譜的 S－ N曲線； ? 運用累積損傷理論進(jìn)行壽命估算。 Miner線性累積損傷 ? 各級交變應(yīng)力引起的損傷可分別計算，然后線性疊加； ? 某級應(yīng)力水平引起的損傷與 ni/Ni成正比； ? 比值 ni/Ni稱為第 i級應(yīng)力水平的損傷； ? 總損傷等于各級損傷之和，且等于 1時破壞。 ? 大尺寸可能含有更多的不利因素，如缺陷、不均勻、各向異性等。 對于疲勞強度 ，采用有效應(yīng)力集中系數(shù) Kf來反映應(yīng)力增高的程度。應(yīng)力集中對疲勞強度的影響與材料的性質(zhì)有關(guān)，對脆性材料影響較大，對塑性材料則影響較小，實驗表明疲勞裂紋源總是出現(xiàn)在應(yīng)力集中的地方。 可以看出：在壽命不變的情況下，應(yīng)力幅隨著平均應(yīng)力的增加而減少，在 ADB曲線下面任一點表示在規(guī)定的壽命內(nèi)不發(fā)生破壞。 當(dāng) Sm0時，即拉伸平均應(yīng)力作用下時， S－ N曲線下移，表示同樣應(yīng)力幅作用下壽命下降，對疲勞有不利的影響；當(dāng) Sm0時，即壓縮平均應(yīng)力作用時， S－ N曲線上移，表示同樣應(yīng)力幅作用下壽命增加，對疲勞的影響是有利的。因此，人們就尋找 S－ N曲線規(guī)律。 低周疲勞 （應(yīng)變疲勞） 最大循環(huán)應(yīng)力大于屈服應(yīng)力，材料屈服后應(yīng)變變化較大，用應(yīng)變作為疲勞控制參量。 0 S t R= 1 對稱循環(huán) Smax=Smin 0 S t R=1 靜載 Smax=Smin 0 S t R=0 脈沖循環(huán) Smin=0 主要控制參量： Sa，重要影響參量： R 應(yīng)力比 R反映了載荷的循環(huán)特性。 斷裂機理 目的：尋找產(chǎn)生裂紋的原因及制定飛機結(jié)構(gòu)合理的疲勞 設(shè)計和維修方案的重要依據(jù)。 ? 疲勞破壞在宏觀上無明顯塑性變形，低應(yīng)力脆斷。飛機疲勞壽命主要取決于兩個方面因素：一方面是飛機自身的內(nèi)部因素，即飛機結(jié)構(gòu)的疲勞設(shè)計、材料和加工質(zhì)量等；另一方面是飛機的外部因素，即飛機的實際使用載荷。 2022年 5月，臺灣中華航空公司一架波音 747客機在臺灣海峽貶空突然解體，造成 225人遇難。 1985年 8月，日航的一架 5ALl23客機，由于后部壓力隔板的開裂而墜毀。據(jù)國外資料統(tǒng)計，飛機由結(jié)構(gòu)引發(fā)的故障， 80%以上是由疲勞失效引起的。 安全壽命 是指結(jié)構(gòu)構(gòu)件發(fā)生宏觀可見裂紋時的飛機使用期限 . 軸 葉輪 疲勞斷裂破壞 轉(zhuǎn)子軸 疲勞開裂 疲勞斷裂破壞 疲勞破壞的一般特征 ? 構(gòu)件交變應(yīng)力遠(yuǎn)小于材料的靜強度極限，破壞
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