飞机结构疲劳强度与断裂分析的现状和未来的发展
学院：经济管理学院
班级：940802020
学号：2009040802050
姓名：冉超
飞机结构疲劳强度与断裂分析的现状和未来的发展疲劳强度是指飞机结果在无限多次交变载荷作用下而不破坏的最大应力称为疲劳强度或疲劳极限。
实际上，飞机结构并不可能作无限多次交变载荷试验。
断裂是指飞机结构被断错或发生裂开. 讨论的主要是脆性断裂情况，其断裂面是看得见摸得着的。
还有两类断裂的断裂面则是看得见却不一定摸得着的。
许多飞机结果，如轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等，在工作过程中各点的应力随时间作周期性的变化，这种随时间作周期性变化的应力称为交变应力（也称循环应力）。
在交变应力的作用下，虽然零件所承受的应力低于材料的屈服点，但经过较长时间的工作后会产生裂纹或突然发生完全断裂。
疲劳破坏是机械零件失效的主要原因之一。
据统计，在飞机结构失效中大约有80%以上属于疲劳破坏，而且疲劳破坏前没有明显的变形，所以疲劳破坏经常造成重大事故，所以对于轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等承受交变载荷的零件要选择疲劳强度较好的材料来制造。
疲劳失效是金属材料常见的失效形式, 特别是轴类, 连杆, 轴承类等零件, 长期在应力下工作的工件材料都要求较高的疲劳强度, 这样的可以提高零件的使用寿命。
疲劳强度同时还与硬度、强度、韧性有较大关系，所以他是金属材料的重要力学性能指标
疲劳强度是材料能够承受无数次应力循环时的最大应力。
疲劳强度关系到零件的寿命以及零件工作时能够承受的最大应力，这对零件的安全设计有重大意义。
例如:在齿轮设计中，当接触疲劳强度不满足要求时，假定不再更换材料的前提下，可以用如下方法进行弥补：
1、增加齿轮的齿宽（增加轮齿的接触面积）
2、轮齿进行高频淬火（或中频淬火）、渗碳、渗氮（提高轮齿的表面硬度）
3、磨齿（降低齿轮运行中因为接触强度不足而致使齿面发生胶合、斑蚀的危险性能）
希望以上能对你有所帮助，谢谢
航空工业作为技术密集、知识密集的高技术产业，集材料、机械、发动机、空气动力、电子、超密集加工、特种工艺等各种前沿技术之大成。
目前，国际航空技术发达国家早已实施损伤容限耐久性规范，并成为国际适航性条例要求。
然而，在飞机结构的三维损伤容限耐久性预测设计方面，由于研究队伍严重萎缩，国际上的实质性进展非常缓慢，三维损伤容限耐久性技术的发展停滞不前。
与此同时，现代飞机大量使用三维整体结构，已有技术与需求的矛盾更加突出。
这一现状的存在，使得国内外的设计者们在已有技术基础上不得不依靠更加实际、但耗资巨大的全机试验和各级全尺寸部件试验来检验飞机结构的损伤容限和耐久性，虚拟试验的科学基础欠缺。
近年随着计算机容量逐渐满足三维断裂分析的需要，国际上三维试验和数值研究
骤增，多尺度研究骤增，虚拟试验的概念形成并得以应用。
有影响和代表水平的工作主要出自美国NASA 以Newman 为主的研究组、英国Sheffield 大学nCode 公司及其研究组、法国宇航院(ONERA、瑞典航空研究实验室(FOI，德文首字Blom 研究组，荷兰国防动力研究实验室、澳大利亚国防科技组织(DSTO等[5-8]。
但是其损伤容限耐久性技术依据的理论基础仍然是二维疲劳断裂理论，未取得本质上的突破，考虑三维约束的疲劳寿命分析模型也都是建立在大量经验参数基础上
的。
近年，我国某飞机设计行业以及相关单位已成功实现全数字化设计、制造，如：军用飞机结构抗疲劳断裂与可靠性技术的研究
现状与展望
军用飞机结构实现长寿命高可靠性, 低维修成本的技术途径进行了归纳, 成了较完善的控制飞机结构发生灾难性疲劳破坏思想. 为军用飞机结构实现长寿命, 高可靠性与低维修成本, 提供较完整配套抗疲劳断裂与可靠性技术. 所谓长寿命, 指满足结构重量控制指标前提下, 机队飞机结构使用寿命能达到或超过设计目标寿命值. 所谓高可靠性, 指在给定使用寿命期内飞机结构能满足规定的可靠性指标要求, 实质上是不允许飞机结构在给定的使用寿命期内发生灾难性疲劳破坏. 所谓低维修成本, 即要求飞机结构使用寿命用经济寿命格式描述, 在给定的使用寿命期内不致由于疲劳开裂和/或腐蚀导致昂贵修理或引发功能性问题. 要求通过我们所提供的技术, 使新型战斗机在结构重量系数控制在不超过32前提下, 能达到5000飞行小时,7500次飞行(或起落, 服役20年的使用寿命. 当然这个使用寿命必须收稿日期9000年6月30日
是能满足上述高可靠性与低维修成本要求的有效寿命, 而且应拥有确保服役中年使用率不低于300飞机小时的能力.2研究现状可以用是否拥有控制灾难性疲劳破坏的能力作为判断有效寿命的主要判据. 造成服役中飞机结构发生灾难性疲劳破坏的主要原因是:漏检的初始缺陷或损伤, 以及结构细节设计不当和制造中结构细节原始疲劳质量失控等因素, 在载荷环境谱作用下引发疲劳开裂所导致. 因此, 要控制灾难性疲劳破坏发生就必须实现结构细节耐久性设计和有效控制制造中所形成的原始疲劳质量, 以及建立结构疲劳损伤检测额定值体系, 借助取得评定验证的结构初始检查大纲及时检出并排除可能存在的疲劳裂纹, 防止灾难性疲劳破坏的发生. 前者是基础, 用以使结构拥有足够的抵抗疲劳开裂和抵抗由于疲劳裂纹存在引起破坏的能力, 即使结构拥有不易萌生疲劳裂纹, 萌生疲劳裂纹后其扩展速率也缓慢的能力; 用以保证结构存在严重疲劳裂纹时, 在裂纹未被检出与排除之前结构仍具有足够的剩余强度, 不会危及飞行安全或降低飞行性能. 后者是手段, 用以保证能及时捡出并排除可能存在的疲劳裂纹. 对于萌生疲劳裂纹后无法实现裂纹缓慢扩展的结构, 必须通过进一步提高制造中所形成的结构细节原始疲劳质量, 来获得足够长的裂纹形成寿命,
以便能给出满足工程要求的安全寿命极限和服役中更换时限. 通过及时更换来确保飞行安全和不降低飞行幽. 现代高性能军用飞机结构使用寿命采用经济寿命格式描述. 要求经济寿命必须超过给定的使用寿命, 在使用寿命期内结构不允许出现功能性损伤(如刚度降低, 控制效率下降, 座舱减压, 油箱渗漏等. 可以用结构细节当量初始裂纹扩展至经济修理
裂纹极限寿命定义当量初始裂纹取决于制造中所形成的结构细节原始疲劳质量,可以认为经济寿命主要受结构细节原始疲劳质量所制约. 在实现结构细节耐久性设计基础上,通过结构细节原始疲劳质量的评定和控制,才能实现上述要求.现代高性能军用飞机研制从设计,制造到交付服役,过程是漫长的.首先,要求在实现结构细节耐久性设计和有效控制原始疲劳质量基础上,使所研制的飞机结构拥有足够的抵抗疲劳开裂和抵抗由于疲劳裂纹存在引起破坏的能力,并满足经济寿命超过给定的使用寿命.在使用寿命期内结构不会出现功能性损伤的要求. 一些重点型号工程在设计阶段就已全面实施损伤容限与耐久性规范，开展了大量全尺寸静力、疲劳/耐久性和损伤容限试验，建立起宝贵的经验和高素质的队伍以及组织管理体系。
然而，基于试验来保证性能的经验设计方法存在明显的局限：全尺寸试验之前主要是经验估计，如各种安全系数法，对经验积累依赖严重，不利创新发展；试验或一定要设法满足设计要求，否则发现问题后更改设计困难，代价很高；全尺寸试验只能检验最薄弱环节，不能真实考核整体结构的设计水平，尤其是优化程度；全机试验只能检验一种工况（如标准载荷谱、实验室环境和周期、抽取的单一的制造质量样本等，代价高昂但实际效果远不是人们认为的那么一锤定音式的决定一切。
因此，发展基于三维损伤容限与耐久性科学基础的预测设计技术已变得十分必要和迫切。
破飞机结构三维损伤容限和耐久性核心技术可望取得的突破性发展基于先进的三维疲劳断裂理论和自主知识产权的三维 6
损伤容限和耐久性关键技术，解决从材料性能到三维复杂结构性能的跨越。
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