飞机疲劳强度计算

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1、飞机强度计算方法飞机结构疲劳强度计算1979年，一架美国的“DC-10”大型客机在芝加哥奥黑尔国际机场起飞不久就坠毁。1985年8月，日航的一架5ALl23客机，由于后部压力隔板的开裂而坠毁。2002年5月，台湾中华航空公司一架波音747客机在台湾海峡贬空突然解体，造成225人遇难。　　事后的调查结果显示，上述的机毁人亡事故均是由飞机结构的疲劳破坏引起的。飞机的疲劳、腐蚀和磨损是引起飞机事故的3种主要模式。据国外资料统计，飞机由结构引发的故障，80%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因素：一方面是飞机自身的内部因素，即飞机结构的疲劳设计、材料

2、和加工质量等；另一方面是飞机的外部因素，即飞机的实际使用载荷。2飞机结构疲劳强度计算疲劳设计的概念在交变载荷作用下，即使应力水平较低，处于弹性范围内，经过若干次循环后，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、应力、应变、位移等。安全寿命是指结构构件发生宏观可见裂纹时的飞机使用期限.轴叶轮疲劳断裂破坏转子轴疲劳开裂疲劳断裂破坏疲劳破坏的一般特征构件交变应力远小于材料的静强度极限，破坏发生。疲劳破坏在宏观上无明显塑性变形，低应力脆断。疲劳破坏是一个累积的过程，即裂纹形成、扩展、断裂。疲劳破坏常具有局部性质，因此改变局部设计就可以延长结构寿

3、命。疲劳断口在宏观和微观上均具有特征，可以借助断口分析判断是否属于疲劳破坏。断裂机理目的：寻找产生裂纹的原因及制定飞机结构合理的疲劳设计和维修方案的重要依据。分为疲劳源扩展区瞬断区。疲劳断口（a）（b）（c）（a）疲劳断口宏观形貌（b）疲劳断口示意图（c）疲劳条纹的微观图象疲劳源疲劳裂纹扩展区“贝纹”状花样瞬时断裂区疲劳强度1、交变应力常用导出量：平均应力Sm=(Smax+Smin)/2应力幅Sa=(Smax-Smin)/2应力比或循环特性参数R=Smin/Smax应力变程DS=Smax-Smin定义：平均应力Sm=(Smax+Smin)/2(1)应力幅Sa=(S

4、max-Smin)/2(2)应力变程DS=Smax-Smin(3)应力比或循环特性参数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，只要已知二个，即可导出其余各量。设计：用Smax，Smin，直观；试验：用Sm，Sa，便于加载；分析：用Sa，R，突出主要控制参量,便于分类讨论。0StR=-1对称循环Smax=-Smin0StR=1静载Smax=S

5、min0StR=0脉冲循环Smin=0主要控制参量：Sa，重要影响参量：R应力比R反映了载荷的循环特性。如2、S-N曲线利用若干个标准件在一定的平均应力下，不同的应力幅值下进行疲劳试验，测出断裂时的循环次数N，然后根据数据的平均值绘出S－N曲线，这样得到的S－N曲线是指存活率为50％的中值S－N曲线。不加说明均指在R＝-1时的S－N曲线。S－N曲线可以分为三段，即低循环疲劳区LCF、高循环疲劳区HCF、亚疲劳极限区SF。低周疲劳（应变疲劳）最大循环应力大于屈服应力，材料屈服后应变变化较大，用应变作为疲劳控制参量。高周疲劳（应力疲劳）最大循环应力小于屈服应力。主要研

6、究内容！疲劳极限（不加说明均指在R＝-1时的疲劳极限）在一定循环特征下，材料可以承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。3、S-N曲线的数学表达由于疲劳试验绘制S－N曲线是一件耗费很大的工作。因此，人们就寻找S－N曲线规律。1、幂函数式取对数2、指数式取对数不加说明均指在R＝-1时的S－N曲线。4、不同特征值下的疲劳强度（平均应力的影响）讨论R的影响就是讨论平均应力的影响。当Sa给定时，R增大，Sm也增大。当Sm>0时，即拉伸平均应力作用下时，S－N曲线下移，表示同样应力幅作用下寿命下降，对疲劳有不利的影响；当Sm<0时，即压缩平均

7、应力作用时，S－N曲线上移，表示同样应力幅作用下寿命增加，对疲劳的影响是有利的。等寿命曲线绘制：如在S-N曲线上作一垂线，如在107处，算出相应的最大、最小应力，在以平均应力为横坐标，以最大、最小应力为纵坐标，就能作出等寿命曲线。说明：在R＝-1时，对应A，A’点R=1时，对应B点OA线上对应Sa即在曲线AB和A’B所围内部表示在107循环内不发生破坏。为了清楚的表明应力幅值和平均应力之间的关系，常把等寿命曲线画成如下形式。可以看出：在寿命不变的情况下，应力幅随着平均应力的增加而减少，在ADB曲线下面任一点表示在规定的寿命内不发生破坏。从O点画出任何一条直线，在其

8、上的点A＝