實驗三疲勞實驗第一頁，共三十六頁，2022年，8月28日

1988年4月28日阿羅哈航空波音737-200型客機243號班機在飛行途中發(fā)生爆裂性失壓的事故，約頭等艙部位的上半部外殼完全破損，機頭與機身隨時有分離解體的危險，但10多分鐘后奇跡地安全迫降。事件當時，一名機組人員不幸被吸出機艙外死亡，而其余65名機組人員和乘客則分別受到輕重傷。事故原因是由裂縫腐蝕導致金屬疲勞引起

第二頁，共三十六頁，2022年，8月28日裂紋源斷裂區(qū)裂紋擴展區(qū)條紋

第三頁，共三十六頁，2022年，8月28日斷裂區(qū)裂紋源裂紋擴展條紋第四頁，共三十六頁，2022年，8月28日曲軸斷裂齒輪斷裂第五頁，共三十六頁，2022年，8月28日自行車曲柄蜘蛛臂疲勞裂紋源第六頁，共三十六頁，2022年，8月28日

2011年4月1日下午，美國西南航空公司一架波音737客機飛機中段過道上方機身有一個1.8米長的破洞。所幸飛機成功迫降，安全專家表示，機身出現(xiàn)破洞是金屬疲勞現(xiàn)象引起的。第七頁，共三十六頁，2022年，8月28日一、實驗目的：1．了解金屬軸向疲勞試驗、斷裂韌性試驗、裂紋擴展速率試驗方法及步驟。第八頁，共三十六頁，2022年，8月28日疲勞試驗機工作原理圖第九頁，共三十六頁，2022年，8月28日第十頁，共三十六頁，2022年，8月28日工程材料對循環(huán)變形和對波動載荷作用下的裂紋萌生與成長的敏感性是許多工程應用中一個相當重要的課題。疲勞通常指的是由于應力或應變的反復作用而引起材料性能發(fā)生變化，導致了開裂或失效。有關工程材料疲勞的研究大約已經有160多年的歷史。據統(tǒng)計，疲勞破壞在整個失效件中占80%以上。結構疲勞正作為一個重大的問題進行研究。第十一頁，共三十六頁，2022年，8月28日疲勞損傷過程及機理循環(huán)滑移裂紋形核微觀裂紋擴展宏觀裂紋擴展最終斷裂裂紋萌生階段Kt應力集中系數(shù)K應力強度因子KIC斷裂韌性1.疲勞過程裂紋亞穩(wěn)擴展階段失穩(wěn)擴展階段第十二頁，共三十六頁，2022年，8月28日一、變動載荷和循環(huán)應力

1.變動載荷變動載荷是引起疲勞破壞的外力，是指載荷大小，甚至方向隨時間變化的載荷，其單位面積上的平均值為變動應力。變動應力可分為循環(huán)應力和無規(guī)隨機應力。

2.循環(huán)應力循環(huán)應力的波形主要有正弦波、矩形波、三角波等，其中最常見的是正弦波。循環(huán)應力可用幾個參數(shù)表示：

最大應力σmax最小應力σmin

應力比R=σmin/σmax二、金屬的軸向疲勞試驗第十三頁，共三十六頁，2022年，8月28日a=maxmin2應力幅平均應力m

=maxmin2+min=0a=

max/2m=a=maxmax=-min第十四頁，共三十六頁，2022年，8月28日二、疲勞特點1.低應力循環(huán)延時斷裂，即具有壽命的斷裂2.疲勞是脆性斷裂3.疲勞對缺陷（缺口、裂紋及組織缺陷）十分敏感。4.疲勞斷口上有明顯的疲勞源和疲勞擴展區(qū)第十五頁，共三十六頁，2022年，8月28日1.疲勞S-N曲線測定S－N曲線（即應力水平－循環(huán)次數(shù)N曲線）采用成組法。至少取五級應力水平，各級取一組試件，其數(shù)量分配，因隨應力水平降低而數(shù)據離散增大，故要隨應力水平降低而增多，通常每組5根。升降法求得的，作為S－N曲線最低應力水平點。然后，以最大應力為縱坐標，以循環(huán)數(shù)N或N的對數(shù)為橫坐標，用最佳擬合法繪制成S－N曲線第十六頁，共三十六頁，2022年，8月28日第十七頁，共三十六頁，2022年，8月28日2條件疲勞極限的測定測試條件疲勞極限采用升降法，試件取13根以上。每級應力增量取預計疲勞極限的5％以內。第一根試件的試驗應力水平略高于預計疲勞極限。根據上根試件的試驗結果，是失效還是通過（即達到循環(huán)基數(shù)不破壞）來決定下根試件應力增量是減還是增，失效則減，通過則增。直到全部試件做完。第一次出現(xiàn)相反結果（失效和通過，或通過和失效）以前的試驗數(shù)據，如在以后試驗數(shù)據波動范圍之外，則予以舍棄；否則，作為有效數(shù)據，連同其他數(shù)據加以利用，按下列公式計算疲勞極限：式中m——有效試驗總次數(shù)；n—應力水平級數(shù)；σi—第i級應力水平；νi—第i級應力水平下的試驗次數(shù)。第十八頁，共三十六頁，2022年，8月28日例如某試驗過程如圖21-2所示，共14根試件。預計疲勞極限為390MPa，取其2.5％約10MPa為應力增量，第一根試件的應力水平402MPa，全部試驗數(shù)據波動如圖21-2，可見，第四根試件為第一次出現(xiàn)相反結果，在其之前，只有第一根在以后試驗波動范圍之外，為無效，則按上式求得條件疲勞極限如下：MPa第十九頁，共三十六頁，2022年，8月28日金屬的斷裂韌度第二十頁，共三十六頁，2022年，8月28日1.裂紋擴展的基本形式：一.線彈性條件下的金屬斷裂韌度張開型（I型）滑開型（II型）撕開型（III型）金屬的斷裂韌度第二十一頁，共三十六頁，2022年，8月28日2.彈性應力場方程的推導

假設有無限大板，其中有2a長的I型裂紋，在無限遠處作用有均勻拉應力，應用彈性力學何以分析裂紋尖端附近的應力場、應變場。如用極坐標表示，則各點（r,θ)的應力分量、應變分量和位移分量可以近似表達為：應力分量：（平面應變）（平面應力）歐文（Irwin)第二十二頁，共三十六頁，2022年，8月28日位移分量（平面應變狀態(tài)）：應變分量（平面應變狀態(tài)）：式中:——泊松比E

——拉伸楊氏模量第二十三頁，共三十六頁，2022年，8月28日

θ=0則：

式中KI

值的大小直接影響應力場的大小，KI

可以表示應力場的強弱程度故稱為應力場強度因子

當θ=0

r→0時由上式可得：

裂紋I型應力場強度系數(shù)的一般表達式：Y——裂紋形狀系數(shù)第二十四頁，共三十六頁，2022年，8月28日半無限邊緣缺口試樣有限寬度的中心開裂紋試樣有限寬度的邊緣缺口試樣半無限寬邊緣缺口試樣有限寬度的中心開裂紋試樣f(a/W)第二十五頁，共三十六頁，2022年，8月28日單邊缺口試樣(SEN)雙邊缺口試樣（DEN）SEN:DEN:0.5%accurateforanya/W

0.5%accuratefora/W<0.6

第二十六頁，共三十六頁，2022年，8月28日3.斷裂韌度KIC斷裂K判據

KIC為平面應變下的斷裂韌度，表示在平面應變條件下材料抵抗裂紋失穩(wěn)的能力σC—斷裂應力或斷裂強度αC—斷裂時臨界裂紋尺寸

(MPa·)裂紋失穩(wěn)擴展脆斷的斷裂K判據：裂紋體受力時，只有滿足上述條件就會發(fā)生脆性斷裂。反之，即使存在裂紋，也不會斷裂。此稱為破損安全。第二十七頁，共三十六頁，2022年，8月28日高強度馬氏體時效鋼不同試樣厚度的KC變化條件：-小尺度塑性變形-平面應變Kc=KIC第二十八頁，共三十六頁，2022年，8月28日4.斷裂韌度試驗第二十九頁，共三十六頁，2022年，8月28日參照標準:ASTME-399,疲勞預裂紋試樣ASTMStandardSingleEdgenotchedBend(SENB)SpecimenASTMStandardCompactTension(CT)Specimen式中式中第三十頁，共三十六頁，2022年，8月28日試樣與COD規(guī)的連接

KIC

試驗典型載荷位移曲線分析：-作一條偏移5

%的直線（OA斜率的95％相當于至裂紋擴展2％）

-Ps:偏移5%直線與P-v曲線的交點

如果Ps之前P的值<Ps,則PQ=Ps

若Pmax/PQ<1.10,那么

到K(PQ)公式:計算KQ

(條件KIC)

如果試樣尺寸滿足要求,即則檢查裂紋前端是否是基本對稱的,對稱的則KQ=KIC(有效測試)

第三十一頁，共三十六頁，2022年，8月28日a1a5a2a4a3第三十二頁，共三十六頁，2022年，8月28日1.疲勞裂紋擴展曲線試樣使用三點彎曲樣、中心裂紋試樣（CCT）或緊湊拉伸試樣（CT），先預制疲勞裂紋，固定應力比R和應力幅Δσ條件下循環(huán)加載，觀察裂紋長度a隨N循環(huán)擴展增長情況。

疲勞裂紋擴展及疲勞門檻值

第三十三頁，共三十六頁，2022年，8月28日

I區(qū)是疲勞裂紋的初始擴展階段，所占擴展壽命不長。

II區(qū)是疲勞裂紋擴展的主要階段，占據亞穩(wěn)擴展的絕大部分，是決定疲勞壽命的主要組成部分?？捎肞aris公式：

Ⅲ區(qū)是疲勞擴展的最后階段，其da/dN很大，并隨ΔK增加而更快地增大第三十四頁，共三十六頁，2022年，8月28日2.疲勞擴展門檻值ΔKth

當ΔK≤ΔKthda/