变幅载荷
随机载荷
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Three primary fatigue analysis methods which are the stress-life approach, strainlife approach, and the fracture mechanics approach, will be discussed. These methods have their own region of application with some degree of overlap between them.
二、疲劳破坏机理及断口微观特征
疲劳裂纹萌生机理：
疲劳裂纹的起始或萌生，称为疲劳裂纹成核。 疲劳裂 纹成核 扩展至临 界尺寸 断裂 发生
裂纹起源（裂纹源）在何处？ 高应力处： 1）应力集中处；缺陷、夹杂，或孔、切口、台阶等 2）构件表面； 应力较高，有加工痕迹， 平面应力状态，易于滑移发生。
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延性金属中的滑移
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疲劳条纹(striation) 不同于海滩条带(beach mark) Cr12Ni2WMoV钢疲劳条纹:(金属学报,85)
透射电镜：1-3万倍
S
谱块
t
循环
条纹
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条带
疲劳裂纹扩展的微观机理 1976 Crooker
Cr12Ni2WMoV钢疲劳断口微观照片:(金属学报,85)
三种破坏形式:
微解理型 microcleavage
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1.5 疲劳问题研究方法
裂纹扩展规律 断裂力学规律
缺口影响 尺寸、光洁度 等影响 平均应力的影响 Goodman直线 Miner 累积损伤理论 雨流计数法
损伤容限设计 构件S-N曲线 （各种修正） 无限寿 命设计 安全寿 命设计
恒幅载荷
S ，R=-1 实验研究
基本疲劳性能 S-N曲线
寿 命 预 测
1.4 疲劳破坏机理与断口特征
1.5 疲劳问题研究方法
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1.2 疲劳断裂破坏的严重性
1982年，美国众议院科学技术委员会委托商业 部国家标准局(NBS)调查断裂破坏对美国经济的影 响。 提交综合报告 “美国断裂破坏的经济影响” SP647-1 最终报告 “数据资料和经济分析方法” 断裂使美国一年损失1190亿美元 SP647-2
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对策
普及断裂的基本知识，可减少损失29%(345亿/年)。
设计、制造人员了解断裂，主动采取改进措施， 如设计；材料断裂韧性；冷、热加工质量等。
利用现有研究成果，可再减少损失24%(285亿/年)。
包括提高对缺陷影响、材料韧性、工作应力的预测 能力；改进检查、使用、维护；建立力学性能数据 库；改善设计方法更新标准规范等。 剩余的47%，有待于进一步基础研究的突破。 如裂纹起始、扩展的进一步基础研究；高强度、 高韧性、无缺陷材料的研究等。
按照S-N或e-N曲线设计，使构件在有限长设 计寿命内，不发生疲劳破坏的设计---安全或有 限寿命设计。 用于民用飞机，容器，管道，汽车等。
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损伤容限设计 ( Damage tolerance design)
由于裂纹存在，安全寿命设计并不能完全确保安全。
20世纪70年代提出的损伤容限设计： 假定构件中存在着裂纹，用断裂分析、疲 劳纹扩展分析和试验验证，保证在定期检查肯 定能发现前，裂纹不会扩展到足以引起破坏。
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基本S-N曲线：
R=-1 (Sa=Smax)条件下得到的S-N曲线。
S
1. 一般形状及特性值
施加不同的Sa，进行疲劳试 验，可得到S-N曲线。
用一组标准试件，在R=-1下，S N
10 3 10 4 10 5 10 6 10 7
Nf
疲劳强度(fatigue strength) SN： S-N曲线上对应于寿命N的应力，称为寿命为N循环 的疲劳强度。
选用韧性较好、裂纹扩展缓慢的材料，以保证有足 够大的ac和充分的时间，安排检查并发现裂纹。
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耐久性设计 ( Durability design)
20世纪80年代起，以经济寿命为目标的耐久性设计 概念形成。耐久性是构件和结构在规定的使用条件 下抗疲劳断裂性能的一种定量度量。
先定义疲劳破坏严重细节群（如孔等）的初始疲劳 质量---初始损伤状态；再用疲劳或疲劳裂纹扩展分 析预测在不同使用时刻损伤状态的变化；然后确定 其经济寿命，制订使用、维修方案。
控制应力水平，使裂纹不萌生或不扩展，即： S<Sf or K<Kth 对于气缸阀门、顶杆、弹簧，长期频繁运行的轮轴 等，无限寿命设计至今仍是简单而合理的方法。
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安全寿命设计 ( Safe-life design )
不需经受很多次循环的构件，无限寿命设计很不经济。 研究载荷水平与疲劳寿命的关系； 建立描述材料疲劳性能的S-N、e-N曲线。

3)裂纹源在高应力局部或材料缺陷处。 4)与静载破坏相比，即使是延性材料，也没有明显 的塑性变形。 5)工程实际中的表面裂纹，一般呈半椭圆形。
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疲劳破坏与静载破坏之比较
疲劳破坏 S＜Su 静载破坏 S＞Su 破坏是局部损伤累积的结 破坏是瞬间发生的。 果。 断口光滑，有海滩条带或 断口粗糙，新鲜，无表面 腐蚀痕迹。有裂纹源、裂 磨蚀及腐蚀痕迹。 纹扩展区、瞬断区。 韧性材料塑性变形明显。 无明显塑性变形。 应力集中对极限承载能力 应力集中对寿命影响大。 影响不大。 由断口可分析裂纹起因、扩展信息、临界裂纹 尺寸、破坏载荷等，是失效分析的重要依据。 15
低应力、脆性材料
条纹型 striation 条纹间距=da/dN?
微孔聚合型 microvoid coalescence
高应力、韧材料
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疲劳断口观察工具与观察内容的关系:
观察 工具 放大 倍数 观察 对象 肉眼，放大镜
1-10×
金相显微镜
10-1000×
电子显微镜
1000×以上
宏观断口， 海滩条带；
约0.1m
材料表面 材料表面
a) 粗滑移
b) 细滑移
N=10 N=2.7 105 扰动载荷 4应力集中 滑移带 驻留滑移带 N=5 104 微裂纹、扩展 宏观裂纹、扩展 （多晶体镍恒幅应力循环）
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裂纹由持久滑移带成核，最大剪应力控制。
循环 载荷 作用
持久 滑移 带 几条 微裂 纹 一条 主裂 纹
因此，工程技术人员必须认真考虑可能的疲劳断 裂问题。
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1993年，美国政府报告 ( PB94-143336, 1993)发
表了1973-1990年期间的飞机使用故障统计结果，表
中列出了四种常用机型的数据。
SDR-使用故障报告
机型
（美国）
（1973-1990)
Boeing 727 737 747 DC-9
各种方法互相补充，适应不同设计需求， 不是相互取代的。
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1.4 疲劳破坏机理与断口特征
一、断口宏观特征
典型疲劳断口，特征明显： 1)有裂纹源、裂纹扩展区和 最后断裂区三个部分。 2)裂纹扩展区断面较光滑， 通常可见 “海滩条带”, 还可能有腐蚀痕迹。
裂纹扩展区 海滩条带
最后断裂区
裂纹源
孔边角裂纹 断口 飞机轮毂疲劳断口
裂纹源，滑移， 条纹，微解理 夹杂，缺陷； 微孔聚合
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4. 由疲劳断口进行初步失效分析
断口宏观形貌: 是否疲劳破坏? 裂纹临界尺寸? 是否正常破坏？
破坏载荷？
金相或低倍观察： 裂纹源？是否有材料缺陷？缺陷的类型和大小？
高倍电镜微观观察： “海滩条带”+“疲劳条纹”，使用载荷谱，估计速率。 疲劳断口分析，有助于判断失效原因，可为改进 疲劳研究和抗疲劳设计提供参考。 因此，应尽量保护断口，避免损失了宝贵的信息。
2.5 变幅载荷谱下的疲劳寿命
2.6 随机谱与循环计数法
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第二章 应力疲劳
应力 s
Sy 应力疲劳: Smax<Sy， Nf>104， 也称高周疲劳。 应变疲劳: Smax>Sy， Nf<104， o 也称低周应变疲劳。
应变 e
2.1 S-N曲线
应力水平（S）用R和Sa描述。 寿命（N）为到破坏的循环次数。 研究裂纹萌生寿命，“破坏”定义为： 1.标准小尺寸试件断裂。 脆性材料 2.出现可见小裂纹, 或可测的应变降。延性材料
耐久性设计 抗断裂设计
抗疲劳设计 静强度设计 1800 2000
1900
年代
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1.3 抗疲劳设计方法
无限寿命设计 (Infinite-life design)
控制疲劳裂纹萌生的是应力幅Sa 。 Sa 小于疲劳极限值 Sf 时，将不发生疲劳破坏。 控制疲劳裂纹扩展的是应力强度因子K=f(S, a)。 K小于疲劳裂纹扩展门槛值Kth时，裂纹不扩展。
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疲劳断裂引起的空难达每年100次以上
国际民航组织 (ICAO)发表的 “涉及金属疲劳断裂的重大飞机失事调查”指出： 80年代以来，由金属疲劳断裂引起的机毁人亡 重大事故，平均每年100次。(不包括中、苏) Int. J. Fatigue, Vol.6, No.1, 1984 工程实际中发生的疲劳断裂破坏，占全部力学破 坏的50-90%，是机械、结构失效的最常见形式。
摘要发表于 Int. J. of Fracture, Vol23, No.3, 1983 译文见 力学进展， Vol15，No2，1985
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断裂(包括疲劳、腐蚀引起的断裂)
使美国一年损失1190亿美元,
为其1982年国家总产值的4%。
损失最严重的是： 车辆业 (125亿/年)， 建筑业 (100亿/年)， 航空 (67亿/年)， 金属结构及制品 (55亿/年).
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