实验三、疲劳实验.pptVIP

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。 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。 疲劳试验机工作原理图 工程材料对循环变形和对波动载荷作用下的裂纹萌生与成长的敏感性是许多工程应用中一个相当重要的课题。 疲劳通常指的是由于应力或应变的反复作用而引起材料性能发生变化，导致了开裂或失效。 有关工程材料疲劳的研究大约已经有160多年的历史。 据统计，疲劳破坏在整个失效件中占80%以上。 结构疲劳正作为一个重大的问题进行研究。 疲劳损伤过程及机理 二、金属的轴向疲劳试验 一、变动载荷和循环应力 1.变动载荷 变动载荷是引起疲劳破坏的外力，是指载荷大小，甚至方向随时间变化的载荷，其单位面积上的平均值为变动应力。变动应力可分为循环应力和无规随机应力。 2.循环应力 循环应力的波形主要有正弦波、矩形波、三角波等，其中最常见的是正弦波。 循环应力可用几个参数表示： 最大应力σmax 最小应力σmin 应力比 R = σmin /σmax 2 条件疲劳极限的测定 测试条件疲劳极限采用升降法，试件取13根以上。每级应力增量取预计疲劳极限的5％以内。第一根试件的试验应力水平略高于预计疲劳极限。根据上根试件的试验结果，是失效还是通过（即达到循环基数不破坏）来决定下根试件应力增量是减还是增，失效则减，通过则增。直到全部试件做完。第一次出现相反结果（失效和通过，或通过和失效）以前的试验数据，如在以后试验数据波动范围之外，则予以舍弃；否则，作为有效数据，连同其他数据加以利用，按下列公式计算疲劳极限： 式中 m——有效试验总次数；n—应力水平级数；σi—第i级应力水平；νi—第i级应力水平下的试验次数。 金属的断裂韧度 金属的断裂韧度 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： θ= 0 则： 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 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。 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： 无限疲劳寿命的承载能力： 试样与COD规的连接 KIC 试验典型载荷位移曲线 分析： -作一条偏移5 %的直线（OA斜率的95％相当于至裂纹扩展2％） -Ps: 偏移 5 % 直线与 P-v 曲线的交点 如果 Ps 之前P 的值 Ps, 则PQ = Ps 若 Pmax / PQ 1.10, 那么 到 K(PQ)公式: 计算 KQ (条件 KIC) 如果试样尺寸满足要求,即 则 检查裂纹前端是否是基本对称的, 对称的则 KQ = KIC (有效测试) a1 a5 a2 a4 a3 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 四、实验报告 实验报告内容要求： 任选一个金属轴向疲劳（S-N)、断裂韧性（KIC、Kc)、裂纹扩展速率试验方法描述之。 实验三、金属轴向疲劳（S-N)、断裂韧性（KIC、Kc)、裂纹扩展速率演示实验 金属材料力学性能测试实验 事故原因是由裂缝