疲勞與斷裂

詳細介紹

疲勞與斷裂研究是飛行器結構強度學科中較重要的一個方面。它研究在交變載荷作用下結構中裂紋形成、穩定擴展和失穩擴展的規律，研究帶裂紋結構的殘餘強度，估計結構壽命和研究延長壽命的方法。疲勞與斷裂研究包括分析和試驗兩個方面。

早期，飛行器結構的疲勞問題並不突出，20世紀30年代人們開始對疲勞設計提出一些簡單的要求，直到50年代英國“彗星”號噴氣旅客機發生重大的機毀人亡事故以後，疲勞與斷裂設計才受到人們重視。按傳統經驗形成和發展而來的各種設計原則，在應用上兼有並列、取代和補充的複雜關係。

這是50年代歐洲各國的飛機設計原則。設計準則是：

式中目標壽命指試驗壽命或計算壽命，分散係數考慮到疲勞壽命的分散性和誤差,對全機或部件的疲勞試驗,分散係數一般取4。

飛行器結構疲勞的基本原理與一般機械相同，但由於工作應力水平較高，需採用有限壽命設計，另外結構承受的是比較複雜的變幅載荷（見載荷譜）而不是等幅載荷。對於變幅載荷，可用等幅載荷下的試驗結果根據累積損傷理論計算壽命。在疲勞試驗中也可用累積損傷理論簡化載荷譜。

這是50～60年代美國的飛機設計原則。考慮到疲勞壽命難以準確確定，主要是在結構中採用多傳力途徑，要求一條途徑破壞後，殘餘結構還能承受足夠的載荷，這一載荷稱為破損安全載荷，其數值在強度規範中有相應的規定。破損安全原則常常與安全壽命原則混合使用。

70年代美國空軍提出的原則。它考慮到意外損傷的可能存在，即從飛行安全出發，為了謹慎，假定新的飛機結構存在初始損傷，其尺寸依據製造廠無損檢驗能力確定，要求達到足夠的檢出概率，然後對帶裂紋結構進行斷裂分析或試驗，確定裂紋在變幅載荷下擴展到臨界尺寸的週期,由此制定飛機檢修週期,即：

式中分散係數考慮到裂紋擴展速率的分散性和誤差，比安全壽命的分散係數要小得多,一般可取為2。裂紋的臨界尺寸根據結構的殘餘強度不小於破損安全載荷的原則確定。破損安全載荷由強度規範規定，其數值因裂紋部位檢測的難易而異。帶裂紋結構的殘餘強度可用斷裂力學方法計算或通過靜力試驗確定。裂紋擴展的速率通常用最簡單的帕里斯公式計算。

在實際飛行器結構設計中，要求結構既有好的耐久性，即延遲開裂的特性，又有好的損傷容限特性，即裂紋緩慢擴展的特性。