2.4 影响疲劳强度的因素及相应措施
2.4.1 影响疲劳强度的因素
结构在一定的载荷作用下会发生破坏，这是静强度和 疲劳强度都存在的问题，但是两者的载荷条件和破坏 情况则是有原则区别的。这就是疲劳强度问题区别于 静强度问题的矛盾的特殊性。应力集中、腐蚀和温度 等对材料的静强度和疲劳强度都有影响，但是影响的 情况和程度是不一样的。零件表面的粗糙度和零件尺 寸的大小对零件的静力强度没有什么明显的影响，但 是对于零件的疲劳强度则必须考虑这些因素的效应。
在交变载荷条件下，疲劳断裂过程有裂 纹成核阶段，裂纹稳定扩展阶段和裂纹 临界扩展阶段。裂纹稳定扩展阶段又可 分微裂纹扩展和宏观裂纹扩展两阶段， 如下图
疲劳断裂过程示意图
(1) 裂纹成核(裂纹萌生)
裂纹成核是指裂纹的起始。在交变载荷作用下，在试件表面可看到 “挤出”和“挤入”，相应的金属内部产生孔洞。在这里就开始形 成裂纹核(如上图)。“挤出”是形成疲劳裂纹的一个条件，但不是 必要条件。在疲劳载荷作用下，塑性变形的累积，由位错造成的滑 移带，均与疲劳裂纹的形成有着密切的关系。表面缺陷，材料内部 缺陷如气孔、夹杂物及第二相质点等应力集中处，均促进疲劳裂纹 形成。
(3) 裂纹的临界扩展阶段
裂纹扩展到足够的尺寸时，即裂纹尺寸达到快速扩展的临界尺寸时 ，裂纹出现不稳定快速扩展。构件发生断裂，此时断裂是突然快速 断裂，断口表面呈粗粒状。
2.2 材料疲劳性能曲线
疲劳破坏的三个范围
2.3 疲劳特性图
等寿命曲线形式二
几种等寿命曲线形式
典型疲劳特性图
补充：几个概念
(1)飞机结构的各种结构或构件在使用中所承受的载荷往 往是变化的，相应地，所承受的应力也是变化的。人 们把这种变化着的载荷成为疲劳载荷，把相应的应力 称为疲劳应力，而把载荷和应力随时间变化的历程则 分别成为载荷谱和应力谱。
2.1 疲劳断裂机理
宏观的断裂判据的正确性应建立在对断裂的微 观过程物理本质的正确了解上。因此，下面简 单介绍断裂的微观机理。 在单调加载条件下，实际金属和合金的断裂可 分成解理断裂和迭波断裂。解理断裂是晶体严 格地按某些结晶学平面的分离，没有任何塑性 变形。迭波断裂是原子尺度上的滑移。
④ 疲劳破坏常具有局部性质，而并不涉及到整 个结构的所有细节和部位。因此改变局部设计 ，就可延长结构寿命，并不需要更换结构全部 材料或修改其他细节设计。 ⑤ 疲劳破坏断口在宏观和微观上均有其特征， 特别是其宏观特征在外场目视检查即能进行观 察，借此可判断是否属于疲劳破坏。
了解疲劳破坏的特征，对结构的疲劳设计有很 大的帮助！
影响结构疲劳强度的因素很多，概括起来有如 下几种。
载荷特性(应力状态，循环特征，高载效应) 载荷交变频率 工作条件 使用温度 环境介质
尺寸效应 几何形状及表面形状 表面粗糙度，表面防腐蚀性能 缺口效应
化学成分 金相组织 材料本质 纤维方向 内部缺陷
2 疲劳设计概念
疲劳概念：结构在重复载荷作用下经常因疲劳而产生 裂纹，最终导致疲劳破坏，这种因循环应力或交变应 力而使材料抵抗裂纹扩展和断裂能力减弱的现象。 疲劳破坏一般有以下特征： ① 在交变载荷作用下，构件交变应力远小于材料的静强 度极限的情况下破坏也可能发生。 ② 不管是脆性材料或塑性材料，疲劳断裂在宏观上均表 现为无明显塑性变形的突然断裂，属于低应力类脆性 断裂，故不易察觉，具有更大的危险性。 ③ 疲劳破坏是一个累积损伤的过程，要经历一定的时间 历程，甚至是很长的时间历程。疲劳破坏过程实际由 三个过程组成：裂纹形成、裂纹扩展和裂纹扩应力 表面热处理 表面涂层
通过长期的生产实践和科学试验，人们对影响疲劳强 度的很多因素有了一定的认识，并且还在不断地扩大 和深化这些认识。本节将简要讨论一下较常遇到的影 响疲劳强度的一些主要因素。 (1) 应力集中的影响 在实际构件中，由于结构上的要求，一般都存在截面 变化、拐角和孔等。在这些形状变化处，不可避免地 要产生应力集中，而应力集中又必然使零件的局部应 力提高。当构件承受静载荷时，由于常用的结构材料 都有一定的塑性，在破坏以前有一个宏观塑性变形过 程，使构件上的应力重新分配，自动趋于均匀化。因 此，应力集中对于构件的静强度没有多大影响。而疲 劳破坏时的情况则完全不同，这时，截面上的名义应 力尚未达到材料的屈服极限，因此破坏以前不产生明 显的宏观塑性变形，不出现像静载破坏前那样的载荷 重分配过程。这样便使得构件的疲劳强度主要决定于 最大应力附近的局部应力情况，因此应力集中处的疲 劳强度往往比光滑部分低，常常成为构件薄弱环节。 因此，在疲劳设计时必须考虑应力集中效应。
飞机结构疲劳设计(一)
王晓军 航空科学与工程学院固体力学研究所
1 前言
以前的飞机结构设计问题都是基于静载荷条件下的静强 度问题，即结构的破坏是由于结构受到实际应力超过了 构件的强度极限所造成的。 然而在实际使用过程中，飞机结构经常承受交变载荷， 部件长期在交变载荷作用下，即使其最大工作应力远小 于强度极限，甚至比屈服极限还小，也可能发生断裂破 坏。这种由交变应力引起的破坏称为疲劳破坏。 疲劳破坏是目前航空工程中一个十分突出的问题。据统 计，飞机结构在外场使用中发生的断裂问题80%以上都 是因疲劳而引起的，因此在对飞机结构进行设计时，必 须进行结构疲劳设计。
(2) 稳定裂纹扩展阶段(一般可分为两个阶段)
第一阶段：从疲劳核心开始由滑移带的主滑移面向金属内部的扩展 ，滑移面的取向大致与主应力轴线成45°角。在局部区域会形成多 条微裂纹，微裂纹扩展速率很慢，大部分微裂纹扩展到某阶段而终 止，而某些微裂纹形成一主裂纹，则为第一阶段裂纹扩展。 第二阶段：裂纹扩展平面和主应力轴线约成90°角，扩展速率加快 ，一般以微米每循环次作单位来计量。在断口上有明显的疲劳痕迹 (即疲劳条纹)。条纹间距离和疲劳循环一次裂纹的扩展量相对应。