耐久性和损伤容限笔记.docx

1、耐久性和损伤容限笔记结构耐久性和损伤容限设计第一课概述:飞机设计思想的发展 静强度/刚度设计：结构可承受最大设计载荷，变形满足设计要求。 安全寿命设计：在设计时认为结构中是无缺陷的，在整个飞机使用寿命期间，结构不会发生可见的裂纹。 损伤容限设计：在规定未经维修的使用阶段内，结构抵抗由于存在瑕疵、裂纹或其他损伤导致损坏的能力。 损伤容限设计结构：按照损伤容限的概念来设计使用的结构。损伤容限结构的特点：该结构的某一部分产生裂纹后，结构仍能在规定载荷下工作一定时间，直到下一次检修为止，在这段时间内裂纹不会发展到临界尺寸，或即使某一部分发生断裂，结构仍能承受规定的载荷。 耐久性：是指在规定期限内，飞机

2、结构抵抗疲劳开裂（包括应力腐蚀等引起的开裂）、腐蚀、热退化、剥离、磨损和外表损伤作用的能力。耐久性设计：使飞机结构承受设计使用载荷/环境谱时，其经济寿命大于设计寿命的耐久性分析计算。耐久性设计的目的：确保飞机结构在整个使用寿命期间，结构的强度、刚度、维形、保压和运动等功能的可靠和最经济性维修，使飞机经常处于良好的备用状态。耐久性方法：设计使用寿命经济寿命1/2（全尺寸结构耐久性试验或分析寿命）经济寿命：由于疲劳、意外损伤/环境侵蚀引起结构损伤的情况，使得战备状态目标不能通过可接受的经济维修方式保持的时候，所对应的使用时间为经济寿命。第二课断裂力学第一章 线弹性断裂力学1.1引言 线弹性断裂力学

3、：用弹性力学的线性理论研究含裂纹体在载荷作用下的力学行为和失效准则的工程学科。 裂纹种类：张开型、滑移型、撕开型。如图1所示。（I）张开型 （II）滑移型 （III）撕开型图1裂纹的基本类型1. 张开型或I型外载荷为垂直于裂纹平面的正应力，裂纹面相对位移垂直于裂纹平面。2. 滑开型或II型外载荷为面内垂直裂纹前缘的剪力。裂纹在其自身平面内作垂直于裂纹前缘的滑动。3. 撕开型或III型外载荷为离面剪力。裂纹面在其自身平面内作平行于裂纹前缘的错动。1.2线弹性裂纹尖端场 b0 1) 裂纹引起严重的应力集中。2) 裂纹尖端存在塑性区。1.2.1含裂纹体平面问题的复变函授解1. I型裂纹z(z)是we

4、sterguard I型函数。应力为：1.2.1含裂纹体平面问题的复变函数解1. I型裂纹情况其中，为Westergaard I型函数。应力为位移为：平面应力下：平面应变下：2. II型裂纹情况 为Westergaard II型函数。应力为位移为：平面应变下：平面应力下会失稳，意义不大。3. III型裂纹的情况对于III型裂纹这类反平面问题，其变形特点和受力特点为：又由于：式中，为剪切弹性模量，w为z轴方向位移。代入平衡方程得到w的微分方程：即w是一个调和函数。选择一个解析函数，并令则应力分量为：第三课1.2.2无限大板含中心裂纹时的应力场和位移场1. 受双向拉伸载荷情况当z z(z)=0，z

5、(z)=时xy。 当y0. 时 （为虚数）时 应力场奇异。令 图2裂纹尖端坐标系及应力此时，（KI为应力强度因子）位移为：2. 无穷远处受均匀剪力作用的情况应力函数：边界条件：z 此时为II型裂纹的应力强度因子位移为：3. 受离面剪力的情况应力函数：边界条件：z 此时，为III型裂纹应力强度因子位移为：1.3应力强度因子I、II、III型裂纹的应力场和位移场可表达为： 应力强度因子的概念应力强度因子是构件几何、裂纹尺寸与外载的函数，它表征了裂纹尖端受载和变形的强度。是裂纹扩展趋势或裂纹扩展推动力的度量。在线弹性断裂力学中，对结构裂纹尖端附近的应力场、位移场（或应变场）的分析可以归结为求其应力强

6、度因子。第四课1.3.1应力强度因子的求法1. 解析法a、无限大板含有无限多个均匀相距2b而各长2a的共线裂纹可见，无限大板上有共线的无限多裂纹时，其应力强度因子等于只有一个裂纹时的应力强度因子乘以一个系数，此系数永远大于1.0b、含中心裂纹无限大板受楔力P2. 数值解法数值方法有边界积分方程法、边界配置法、有限元法以及一些建立在能量原理上的方法。下面简要介绍使用有限元法求解应力强度因子的原理。用有限元法计算应力强度因子，可用两种方法：一种方法是直接应用裂纹尖端应力或位移场渐进解的表达式：另一种方法是通过能量关系，例如应用J积分计算，用来计算应力强度因子。3. 实验方法应力强度因子不可能通过实

7、验直接求得，但可以通过它与某些可测量的量的关系求得。4. 叠加法由于应力强度因子的概念是建立在线弹性力学基础上的，叠加原理可用于求应力强度因子。1.3.2有限尺寸的影响1. 有限大板式中，W为板宽。Feddersen方法：。因此，一般情况下可用作为有限宽板应力强度因子的修正系数。2. 椭圆裂纹Sneddon得到了无限大体中含圆盘形裂纹的应力强度因子解：Irwin利用含椭球裂纹无限大体裂纹周围应力场的解，获得应力强度因子的解的表达式： 第五课1.4能量原理1.4.1能量释放率A2aB B为构件的厚度总位能： 即现在考虑两种情况：1. 加载点固定时有2. 外载荷P保持不变有所以在线弹性情况下，1.

8、4.2能量释放率G的计算或确定1. 由加载点位移与裂纹长度的函数关系求能量释放率G由上面两式得，再对上式取偏导数，得所以有，积分得到：2. 由裂纹尖端附近的应力和位移场求G应用Maxwell功互等原理u1对应于I状态的位移u2对应于II状态的位移3. 由构件柔度的测定确定G在线弹性情况，加载点位移和外载P成正比，即，称为构件柔度，它只是裂纹长度a的函数。第六课1.4.3能量释放率G与应力强度因子K的关系以I型裂纹为例。其中，故由此得积分后取极限，得 上式中，（平面应变）（平面应力）上式中，（平面应力）（平面应变）对于II型裂纹和三型裂纹都可以导出类似的关系式。如三种受载模式都存在且裂纹自相似扩

9、展，则有既然G和K之间有确定的关系，它们在力学上就是等价的。1.5断裂准则断裂准则：或1.5.1断裂韧度 断裂韧度的概念断裂韧度是材料抵抗裂纹扩展的抗力。Kc，Gc等称为材料的断裂韧度。 断裂韧度的特点1、与试件厚度有关系2、与材料状态（热处理等）有关3、与温度有关。如：玻璃、石墨和岩石随温度升高，断裂韧度下降；金属材料随温度升高，断裂韧度上升。第七课1.5.2脆性断裂与准脆性断裂 脆性断裂材料是理想脆性，裂纹尖端无塑性区，可用K或G准则。 准脆性断裂裂纹尖端附近材料存在小范围屈服，但仍使用K或G准则。1.6裂纹顶端的塑性区1.6.1 Irwin塑性区模型处有1.6.2考虑塑性区影响后对应力强

10、度因子值的修正修正前：修正后： 1.6.3塑性区的形状按von Mises准则求I型裂纹塑性区形状von Mises准则：（平面应力状态）或（平面应变状态）平面应力：平面应变：1.6.4 平面应力状态与平面应变状态对比第八课1.6.5 塑性约束数塑性约束：塑性区内最大应力与单轴屈服应力之比。 平面应变状态裂纹尖端塑性区的塑性约束系数可估算如下：取，则可将von Mises屈服准则写成 对I型裂纹，平面应变：平面应力：1.6.5 厚度效应当板厚B较大时，可以测得材料常数。当板较薄时，是板厚B的函数。平面应力：应力小，塑性区大；平面应变：应力大，塑性区小。断裂条件：高应力与高应变联系在一起起作用。

11、端口形态：斜断口发生在平面应力状态。平断口：发生在平面应变状态。1.7 平面应力断裂和R曲线平面应变：裂纹扩展阻力R为常数。平面应力：裂纹扩展阻力R是的函数。R曲线（阻力曲线）断裂阻力R裂纹扩展量 第九课第二章 弹塑性断裂力学2.1 前言2.2 J积分理论2.2.1 积分定义及其守恒性图21 J积分回路起始于裂纹下表面，逆时针方向终止于裂纹上表面。作用于积分路径上单位长度上的力。 路径外法线单位矢量。 路径上的位移（1） J积分与积分路径无关。（2） J积分在物理上可解释为变形的差率。（3） J积分可作为弹塑性含裂纹体断裂准则。，为J积分表达的断裂韧性。J积分应用条件（1） （2） (3)2.

12、2.2 线弹性条件下J积分与K和G的关系线弹性情况下，应变能密度可写成 考虑平面应变情况，得 将裂尖附近应力、应变表达式带入上式第十课2.3 裂纹顶端张开位移COD断裂准则：当裂纹顶端张开位移达到其临界值值，裂纹将会起裂扩展，断裂准则可写成 CTOD是在真实裂纹顶端位移的虚拟裂纹的张开位移。 按Irwin塑性区求COD: 有效裂纹长度为真实裂纹长度与塑性区半径之和，即 将带入上式，（平面应力状态）得到第十一课第三章 结构的损伤容限设计3.1 结构损伤容限设计概念安全寿命设计：结构无缺陷，在飞机使用寿命期间，结构不发生可见裂纹。设计方法是通过结构细节疲劳设计，和元件、部件及全机疲劳试验来验证飞机

13、的“安全寿命”。安全寿命设计的问题：要取安全系数以达到安全寿命设计要求，结构重量大。 因此引入损伤容限设计，即考虑当裂纹出现后的裂纹扩展寿命对结构使用寿命的贡献，充分发挥材料和结构的承载潜力。断裂力学的进展使得材料潜力的发挥成为可能。定义：所谓损伤容限是指在规定的未经修理的使用阶段内，结构抵抗由于存在瑕疵裂纹或其他损伤导致损坏的能力。目的：解决飞机结构的安全性问题。要求：当结构存在裂纹或局部零件破坏时仍能承受足够的载荷，即结构是破损安全的。文件：美军标MILA008866。（GJB776-89）在B1，F14，和F15等飞机上应用。损伤容限结构：采用损伤容限设计原则设计的结构。设计过程：1、确

14、定飞行安全结构。 2、确定断裂关键结构。 3、选择断裂关键部位，确定可能的断裂型式。 4、分析计算结构剩余强度。3.2 破损安全结构定义：使用中当结构的一个构件破坏后，它所承担的载荷可以由其他残存结构件分担，整个结构能承受足够的载荷以维持结构的正常功能。损伤容限思想最终落实到结构设计中破损安全结构的设计上。分类：（1）缓慢裂纹扩展结构：a.选材 b.避免裂纹源的产生。 （2）多传力途径破损安全结构：多元件或分段方法设计结构 （3）破损安全止裂3.3 损伤容限设计结构类别确定 飞机结构的可检查度（1）飞行明显可检1次飞行（2）地面明显可检2次飞行（1天）（3）巡回目视可检10次飞行（4）特殊目视可检1年（5）场站或基地级可检1/4寿命期（6）使用中不可检一个寿命期 确定损伤容限设计的结构类型：1