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. 轴轴 叶轮叶轮疲劳断裂破坏疲劳断裂破坏转子轴转子轴 疲劳开裂疲劳开裂 疲劳断裂破坏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：常用导出量：平均应力平均应力 S Sm m=(S=(Smaxmax+S+Sminmin)/2)/2应力幅应力幅 S Sa a=(S=(Smaxmax-S-Sminmin)/2 )/2 应力比或循环特性参数应力比或循环特性参数 R=SR=Sminmin/S/Smaxmax应力变程应力变程 D DS=SS=Smaxmax-S-Sminmin定义：平均应力 Sm=(Smax+Smin)/2 (1)应力幅 Sa=(Smax-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)/2Smax (4)(2)式二端除以Smax，有 Sa=(1-R)/2Smax (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：用设计：用S Smaxmax，S Sminmin ，直观；，直观； 试验：用试验：用S Smm，S Sa a，便于加载；，便于加载； 分析：用分析：用S Sa a，R R，突出主要控制参量，突出主要控制参量, , 便于分类讨论。便于分类讨论。0StR= -1对称循环Smax=-Smin0StR=1静载Smax=Smin0StR=0脉冲循环Smin=0主要控制参量：主要控制参量： S Sa a，重要影响参量：，重要影响参量：R 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SN曲线 ，这样得到的S N曲线是指存 活率为50的中 值SN曲线。不加说明均指在R-1 时的SN曲线。SN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SN曲线是一件耗费很大的工 作。因此，人们就寻找SN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SN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Sm0时，即拉伸平均应力作 用下时，SN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Sm108 可忽略不及求得即为每次飞行的损伤在该零件破坏前能飞行的次数为L，则得L436次得L436/3145次Miner理论的优缺点缺点：没有考虑各级载荷的相互影响（加载顺序）；没有考虑低于疲劳极限的应力所造成的损伤；没有考虑硬化、残余应力等因素的影响。优点：简单明了，使用方便。因此，往往采用以下两种方法解决。飞机结构疲劳寿命估算方法名义应力法计算疲劳载荷谱；确定危险部位；获得对应于应力谱的SN曲线；运用累积损伤理论进行寿命估算。应力严重系数法该方法主要用于连接件的疲劳寿命估算孔边最大应力为严重系数Ktg为基于净面积的空孔板的理论应力集中系数；Ktb为挤压应 力引起的应力集中系数； 为挤压应力分布系数；为孔表面质量系数；为孔充填系数。级数最大载荷Pmax/kg最小载荷Pmin/kg载荷幅值Pa/kg载荷均值Pm/kg循环次数n15904293214864418390026354450193644188803665575122374418330472561452283844181405769117873273441866679622058354444184476594-26264610198490087825-26555240258518096594-262646101984900108962205835444418441176911787327344186612725614522838441814013665575122374418330146354450193644188801559042932148644183900SmN0.003.5007.0010.5014.0017.5021.0025.0030.0010225.8423.9822.1220.5018.8917.1515.4112.949.8610318.4016.7415.0813.7712.4711.4210.378.716.6310413.3012.0610.839.908.978.337.696.464.92210411.9010.799.688.827.957.416.885.784.40410410.729.688.657.826.996.556.115.133.911058.997.966.936.215.495.214.924.143.1541057.176.034.904.273.653.453.252.732.081066.545.444.333.632.932.752.562.151.6431065.234.353.462.862.262.091.921.611.231074.723.812.902.381.871.731.581.331.01LY12-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Di13.75311.15739007029640.00554824.88911.1578802354300.00373835.64911.1573301359360.00242847.16711.157140533030.00262758.26511.15766262510.00251468.94911.15744164990.002667711.6415.01090094380.095359813.2326.52818030230.059544911.6415.01090094380.095359108.94911.15744164990.002667118.26511.15766262510.002514127.16711.157140533030.002627135.64911.1573301359360.002428144.88911.1578802354300.003738153.75311.15739007029640.0055483.457块谱相当于6913次飞行。该试 验件进行了疲劳试验，5个试验件的 疲劳试验结果的平均值为8421次飞行 。算例1、飞机上一块2024T4铝合金薄板。由于振动而受应力 幅Sa为200 MPa的对称循环载荷。如果振动频率为200周 min，试根据下图估计这快薄板可能的平均使用寿命。21025钢制零件，要求寿命为500 000循环，如果这个构 件承受100MPa的对称循环交变变应力，确定其可以达到的 安全系数。算例3如果己知某种军械中一种以T-1钢制成的零件，其计 算寿命为600 000循环。确定当安全系数为1.25时该零件 的合适的工作应力。算例