金属疲劳试验.ppt

; 1988年4月28日阿罗哈航空波音737-200型客机243号班机在飞行途中发生爆裂性失压的事故，约头等舱部位的上半部外壳完全破损，机头与机身随时有分离解体的危险，但10多分钟后奇迹地安全迫降。事件当时，一名机组人员不幸被吸出机舱外死亡，而其余65名机组人员和乘客则分别受到轻重伤。; 裂纹源;;;;; 2011年4月1日下午，美国西南航空公司一架波音737客机飞机中段过道上方机身有一个1.8米长的破洞。所幸飞机成功迫降，安全专家表示，机身出现破洞是金属疲劳现象引起的。;一、引言;二、疲劳损伤过程及机理;2、疲劳裂纹萌生过程;在裂纹的萌生期，疲劳是一种发生在材料表面的现象。;2.2 相界面开裂产生裂纹 在大量的疲劳失效分析中发现很多疲劳源是有材料中的第二相或夹杂引起的。 2.3 晶界开裂产生裂纹 多晶体材料由于晶界的存在和相邻晶粒的不同取向性，位错在某一晶粒内运动时会受到晶界的阻碍作用，在晶界处发生位错塞积和应力集中现象。在应力不断循环下晶界处的应力集中得不到松弛时，应力峰越来越高，当超过晶界强度时就会在晶界处产生裂纹。 ; 疲劳微裂纹萌生后即进入裂纹扩展阶段，根据裂纹扩展方向，裂纹扩展可分为两个阶段，第一阶段时从个别侵入沟或挤出脊先行成微裂纹，然后沿最大切应力方向向内扩展，此时，如果微裂纹扩展到一些相邻的晶粒颗粒时，由于邻近晶粒的存在对滑位移的约束，扩展过程中多数微裂纹成为不扩展裂纹。只有个别微裂纹会扩展为2—5个晶粒范围。第二阶段是裂纹垂直与加载方向扩展，最后形成剪切唇为止。;4.影响疲劳强度的因素 工作条件 ;材料因素;金属的断裂韧度;1.裂纹扩展的基本形式：;2.弹性应力场方程的推导 假设有无限大板，其中有2a长的I型裂纹，在无限远处作用有均匀拉应力，应用弹性力学何以分析裂纹尖端附近的应力场、应变场。如用极坐标表示，则各点（r,θ)的应力分量、应变分量和位移分量可以近似表达为： ;位移分量（平面应变状态）： ; θ= 0 则： ;; 单边缺口试样 (SEN) 双边缺口试样（DEN）;3.断裂韧度KIC断裂K判据 KIC为平面应变下的断裂韧度，表示在平面应变条件下材料抵抗裂纹失稳的能力 ;高强度马氏体时效钢不同试样厚度的KC变化;4.断裂韧度试验;;参照标准: ASTM E-399, 疲劳预裂纹试样;试样取样规则：;断裂韧性试样断口例图;试样与COD规的连接 ;金属的疲劳;?a =;二、疲劳特点;三、疲劳宏观断口特征 疲劳断裂和其它断裂一样，其断口保留了整个断裂过程的所有痕迹，记载着很多疲劳信息，具有明显的形貌特征。断口分析是研究疲劳过程和分析失效原因的重要方法之一。 典型的疲劳断口具有三个形貌不同的区域——疲劳源、疲劳区及瞬断区。 疲劳源特点：光亮而平滑 疲劳区特点：断口光滑并分布有贝纹线，有时还有裂纹扩展台阶 贝纹线凹侧指向疲劳源，凸侧指向裂纹扩展方向。 近疲劳源者贝纹线较密，远则疏。 瞬断区特点：脆性材料为结晶状断口；韧性材料则中间平面应变区 为放射状或人字纹断口，边缘平面应力区为剪切唇。;;四.疲劳S-N曲线; 由于疲劳试验时试验数据分散性较大，因此从破坏几率和可靠性考虑，需要在每一应力水平下选一组试样，测定每个试样的疲劳寿命，然后用概论统计方法将这些数据进行处理，绘制不同破坏几率的一簇疲劳曲线，称为P-S-N曲线。;五、疲劳缺口敏感度 疲劳缺口敏感度： ;六、疲劳裂纹扩展及疲劳门槛值 1.疲劳裂纹扩展曲线 试样使用三点弯曲样、中心裂纹试样（CCT）或紧凑拉伸试样（CT），先预制疲劳裂纹，固定应力比R和应力幅Δσ条件下循环加载，观察裂纹长度a随N循环扩展增长情况。 ; I区是疲劳裂纹的初始扩展阶段，所占扩展寿命不长。 II区是疲劳裂纹扩展的主要阶段，占据亚稳扩展的绝大部分，是决定疲劳寿命的主要组成部分。可用Paris公式： Ⅲ区是疲劳扩展的最后阶段，其da/dN很大，并随ΔK增加而更快地增大;2.疲劳扩展门槛值ΔKth 当ΔK≤ΔKth da/dN =0 因此ΔKth 疲劳裂纹不扩展的ΔK的临界值，称为疲劳裂纹扩展门槛值 裂纹不疲劳断裂（无限寿命）的校核公式： 无限疲劳寿