6_飛機結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計ppt課件

1、飛機構(gòu)造疲勞設(shè)計(一)王曉軍王曉軍航空科學與工程學院固膂力學研討所航空科學與工程學院固膂力學研討所1 前言以前的飛機構(gòu)造設(shè)計問題都是基于靜載荷條件下的靜強以前的飛機構(gòu)造設(shè)計問題都是基于靜載荷條件下的靜強度問題，即構(gòu)造的破壞是由于構(gòu)造遭到實踐應(yīng)力超越了度問題，即構(gòu)造的破壞是由于構(gòu)造遭到實踐應(yīng)力超越了構(gòu)件的強度極限所呵斥的。構(gòu)件的強度極限所呵斥的。然而在實踐運用過程中，飛機構(gòu)造經(jīng)常接受交變載荷，然而在實踐運用過程中，飛機構(gòu)造經(jīng)常接受交變載荷，部件長期在交變載荷作用下，即使其最大任務(wù)應(yīng)力遠小部件長期在交變載荷作用下，即使其最大任務(wù)應(yīng)力遠小于強度極限，甚至比屈服極限還小，也能夠發(fā)生斷裂破于強度極限，甚

2、至比屈服極限還小，也能夠發(fā)生斷裂破壞。這種由交變應(yīng)力引起的破壞稱為疲勞破壞。壞。這種由交變應(yīng)力引起的破壞稱為疲勞破壞。疲勞破壞是目前航空工程中一個非常突出的問題。據(jù)統(tǒng)疲勞破壞是目前航空工程中一個非常突出的問題。據(jù)統(tǒng)計，飛機構(gòu)造在外場運用中發(fā)生的斷裂問題計，飛機構(gòu)造在外場運用中發(fā)生的斷裂問題80%80%以上都是以上都是因疲勞而引起的，因此在對飛機構(gòu)造進展設(shè)計時，必需因疲勞而引起的，因此在對飛機構(gòu)造進展設(shè)計時，必需進展構(gòu)造疲勞設(shè)計。進展構(gòu)造疲勞設(shè)計。2 2 疲勞設(shè)計概念疲勞設(shè)計概念 疲勞概念：構(gòu)造在反復載荷作用下經(jīng)常因疲勞而產(chǎn)生疲勞概念：構(gòu)造在反復載荷作用下經(jīng)常因疲勞而產(chǎn)生裂紋，最終導致疲勞破壞，

3、這種因循環(huán)應(yīng)力或交變應(yīng)裂紋，最終導致疲勞破壞，這種因循環(huán)應(yīng)力或交變應(yīng)力而使資料抵抗裂紋擴展和斷裂才干減弱的景象。力而使資料抵抗裂紋擴展和斷裂才干減弱的景象。 疲勞破壞普通有以下特征：疲勞破壞普通有以下特征： 在交變載荷作用下，構(gòu)件交變應(yīng)力遠小于資料的靜在交變載荷作用下，構(gòu)件交變應(yīng)力遠小于資料的靜強度極限的情況下破壞也能夠發(fā)生。強度極限的情況下破壞也能夠發(fā)生。 不論是脆性資料或塑性資料，疲勞斷裂在宏觀上均不論是脆性資料或塑性資料，疲勞斷裂在宏觀上均表現(xiàn)為無明顯塑性變形的忽然斷裂，屬于低應(yīng)力類脆表現(xiàn)為無明顯塑性變形的忽然斷裂，屬于低應(yīng)力類脆性斷裂，故不易覺察，具有更大的危險性。性斷裂，故不易覺察，

4、具有更大的危險性。 疲勞破壞是一個累積損傷的過程，要閱歷一定的時疲勞破壞是一個累積損傷的過程，要閱歷一定的時間歷程，甚至是很長的時間歷程。疲勞破壞過程實踐間歷程，甚至是很長的時間歷程。疲勞破壞過程實踐由三個過程組成：裂紋構(gòu)成、裂紋擴展和裂紋擴展到由三個過程組成：裂紋構(gòu)成、裂紋擴展和裂紋擴展到快速斷裂?？焖贁嗔?。 疲勞破壞常具有部分性質(zhì)，而并不涉及到整疲勞破壞常具有部分性質(zhì)，而并不涉及到整個構(gòu)造的一切細節(jié)和部位。因此改動部分設(shè)計個構(gòu)造的一切細節(jié)和部位。因此改動部分設(shè)計，就可延伸構(gòu)造壽命，并不需求改換構(gòu)造全部，就可延伸構(gòu)造壽命，并不需求改換構(gòu)造全部資料或修正其他細節(jié)設(shè)計。資料或修正其他細節(jié)設(shè)計。

5、疲勞破壞斷口在宏觀和微觀上均有其特征，疲勞破壞斷口在宏觀和微觀上均有其特征，特別是其宏觀特征在外場目視檢查即能進展察特別是其宏觀特征在外場目視檢查即能進展察看，借此可判別能否屬于疲勞破壞?？矗璐丝膳袆e能否屬于疲勞破壞。 了解疲勞破壞的特征，對構(gòu)造的疲勞設(shè)計有很了解疲勞破壞的特征，對構(gòu)造的疲勞設(shè)計有很大的協(xié)助！大的協(xié)助！補充：幾個概念(1)(1)飛機構(gòu)造的各種構(gòu)造或構(gòu)件在運用中所接受的載荷往飛機構(gòu)造的各種構(gòu)造或構(gòu)件在運用中所接受的載荷往往是變化的，相應(yīng)地，所接受的應(yīng)力也是變化的。人往是變化的，相應(yīng)地，所接受的應(yīng)力也是變化的。人們把這種變化著的載荷成為疲勞載荷，把相應(yīng)的應(yīng)力們把這種變化著的載荷成

6、為疲勞載荷，把相應(yīng)的應(yīng)力稱為疲勞應(yīng)力，而把載荷和應(yīng)力隨時間變化的歷程那稱為疲勞應(yīng)力，而把載荷和應(yīng)力隨時間變化的歷程那么分別成為載荷譜和應(yīng)力譜。么分別成為載荷譜和應(yīng)力譜。2.1 2.1 疲勞斷裂機理疲勞斷裂機理 宏觀的斷裂判據(jù)的正確性應(yīng)建立在對斷裂的微宏觀的斷裂判據(jù)的正確性應(yīng)建立在對斷裂的微觀過程物理本質(zhì)的正確了解上。因此，下面簡觀過程物理本質(zhì)的正確了解上。因此，下面簡單引見斷裂的微觀機理。單引見斷裂的微觀機理。在單調(diào)加載條件下，實踐金屬和合金的斷裂可在單調(diào)加載條件下，實踐金屬和合金的斷裂可分成解理斷裂和迭波斷裂。解理斷裂是晶體嚴分成解理斷裂和迭波斷裂。解理斷裂是晶體嚴厲地按某些結(jié)晶學平面的分別

7、，沒有任何塑性厲地按某些結(jié)晶學平面的分別，沒有任何塑性變形。迭波斷裂是原子尺度上的滑移。變形。迭波斷裂是原子尺度上的滑移。 在交變載荷條件下，疲勞斷裂過程有裂在交變載荷條件下，疲勞斷裂過程有裂紋成核階段，裂紋穩(wěn)定擴展階段和裂紋紋成核階段，裂紋穩(wěn)定擴展階段和裂紋臨界擴展階段。裂紋穩(wěn)定擴展階段又可臨界擴展階段。裂紋穩(wěn)定擴展階段又可分微裂紋擴展和宏觀裂紋擴展兩階段，分微裂紋擴展和宏觀裂紋擴展兩階段，如以下圖如以下圖疲勞斷裂過程表示圖 (1) (1) 裂紋成核裂紋成核( (裂紋萌生裂紋萌生) )裂紋成核是指裂紋的起始。在交變載荷作用下，裂紋成核是指裂紋的起始。在交變載荷作用下，在試件外表可看到在試件外

8、表可看到“擠出和擠出和“擠入，相應(yīng)擠入，相應(yīng)的金屬內(nèi)部產(chǎn)生孔洞。在這里就開場構(gòu)成裂紋的金屬內(nèi)部產(chǎn)生孔洞。在這里就開場構(gòu)成裂紋核核( (如上圖如上圖) )?！皵D出是構(gòu)成疲勞裂紋的一個擠出是構(gòu)成疲勞裂紋的一個條件，但不是必要條件。在疲勞載荷作用下，條件，但不是必要條件。在疲勞載荷作用下，塑性變形的累積，由位錯呵斥的滑移帶，均與塑性變形的累積，由位錯呵斥的滑移帶，均與疲勞裂紋的構(gòu)成有著親密的關(guān)系。外表缺陷，疲勞裂紋的構(gòu)成有著親密的關(guān)系。外表缺陷，資料內(nèi)部缺陷如氣孔、夾雜物及第二相質(zhì)點等資料內(nèi)部缺陷如氣孔、夾雜物及第二相質(zhì)點等應(yīng)力集中處，均促進疲勞裂紋構(gòu)成。應(yīng)力集中處，均促進疲勞裂紋構(gòu)成。(2) (2

9、) 穩(wěn)定裂紋擴展階段穩(wěn)定裂紋擴展階段( (普通可分為兩個階段普通可分為兩個階段) )第一階段：從疲勞中心開場由滑移帶的主滑移面第一階段：從疲勞中心開場由滑移帶的主滑移面向金屬內(nèi)部的擴展，滑移面的取向大致與主應(yīng)向金屬內(nèi)部的擴展，滑移面的取向大致與主應(yīng)力軸線成力軸線成4545角。在部分區(qū)域會構(gòu)成多條微裂紋角。在部分區(qū)域會構(gòu)成多條微裂紋，微裂紋擴展速率很慢，大部分微裂紋擴展到，微裂紋擴展速率很慢，大部分微裂紋擴展到某階段而終止，而某些微裂紋構(gòu)成一主裂紋，某階段而終止，而某些微裂紋構(gòu)成一主裂紋，那么為第一階段裂紋擴展。那么為第一階段裂紋擴展。第二階段：裂紋擴展平面和主應(yīng)力軸線約成第二階段：裂紋擴展平面

10、和主應(yīng)力軸線約成9090角角，擴展速率加快，普通以微米每循環(huán)次作單位，擴展速率加快，普通以微米每循環(huán)次作單位來計量。在斷口上有明顯的疲勞痕跡來計量。在斷口上有明顯的疲勞痕跡( (即疲勞條即疲勞條紋紋) )。條紋間間隔和疲勞循環(huán)一次裂紋的擴展量。條紋間間隔和疲勞循環(huán)一次裂紋的擴展量相對應(yīng)。相對應(yīng)。(3) (3) 裂紋的臨界擴展階段裂紋的臨界擴展階段裂紋擴展到足夠的尺寸時，即裂紋尺寸到達快速裂紋擴展到足夠的尺寸時，即裂紋尺寸到達快速擴展的臨界尺寸時，裂紋出現(xiàn)不穩(wěn)定快速擴展擴展的臨界尺寸時，裂紋出現(xiàn)不穩(wěn)定快速擴展。構(gòu)件發(fā)生斷裂，此時斷裂是忽然快速斷裂，。構(gòu)件發(fā)生斷裂，此時斷裂是忽然快速斷裂，斷口外表

11、呈粗粒狀。斷口外表呈粗粒狀。2.2 資料疲勞性能曲線 疲勞破壞的三個范圍 2.3 2.3 疲勞特性圖疲勞特性圖 等壽命曲線方式二 幾種等壽命曲線方式 典型疲勞特性圖 2.4 2.4 影響疲勞強度的要素及相應(yīng)措施影響疲勞強度的要素及相應(yīng)措施 2.4.1 2.4.1 影響疲勞強度的要素影響疲勞強度的要素構(gòu)造在一定的載荷作用下會發(fā)生破壞，這是靜強構(gòu)造在一定的載荷作用下會發(fā)生破壞，這是靜強度和疲勞強度都存在的問題，但是兩者的載荷度和疲勞強度都存在的問題，但是兩者的載荷條件和破壞情況那么是有原那么區(qū)別的。這就條件和破壞情況那么是有原那么區(qū)別的。這就是疲勞強度問題區(qū)別于靜強度問題的矛盾的特是疲勞強度問題區(qū)

12、別于靜強度問題的矛盾的特殊性。應(yīng)力集中、腐蝕和溫度等對資料的靜強殊性。應(yīng)力集中、腐蝕和溫度等對資料的靜強度和疲勞強度都有影響，但是影響的情況和程度和疲勞強度都有影響，但是影響的情況和程度是不一樣的。零件外表的粗糙度和零件尺寸度是不一樣的。零件外表的粗糙度和零件尺寸的大小對零件的靜力強度沒有什么明顯的影響的大小對零件的靜力強度沒有什么明顯的影響，但是對于零件的疲勞強度那么必需思索這些，但是對于零件的疲勞強度那么必需思索這些要素的效應(yīng)。要素的效應(yīng)。影響構(gòu)造疲勞強度的要素很多，概括起來有如下影響構(gòu)造疲勞強度的要素很多，概括起來有如下幾種。幾種。()載荷特性 應(yīng)力狀態(tài)，循環(huán)特征，高載效應(yīng)載荷交變頻率工

13、作條件使用溫度環(huán)境介質(zhì)尺寸效應(yīng)幾何形狀及表面形狀 表面粗糙度，表面防腐蝕性能缺口效應(yīng)化學成分金相組織材料本質(zhì)纖維方向內(nèi)部缺陷表面冷硬化表面熱處理及殘余內(nèi)應(yīng)力 表面熱處理表面涂層經(jīng)過長期的消費實際和科學實驗，人們對影響疲勞強經(jīng)過長期的消費實際和科學實驗，人們對影響疲勞強度的很多要素有了一定的認識，并且還在不斷地擴展度的很多要素有了一定的認識，并且還在不斷地擴展和深化這些認識。本節(jié)將簡要討論一下較常遇到的影和深化這些認識。本節(jié)將簡要討論一下較常遇到的影響疲勞強度的一些主要要素。響疲勞強度的一些主要要素。(1) (1) 應(yīng)力集中的影響應(yīng)力集中的影響在實踐構(gòu)件中，由于構(gòu)造上的要求，普通都存在截面在實踐

14、構(gòu)件中，由于構(gòu)造上的要求，普通都存在截面變化、拐角和孔等。在這些外形變化處，不可防止地變化、拐角和孔等。在這些外形變化處，不可防止地要產(chǎn)生應(yīng)力集中，而應(yīng)力集中又必然使零件的部分應(yīng)要產(chǎn)生應(yīng)力集中，而應(yīng)力集中又必然使零件的部分應(yīng)力提高。當構(gòu)件接受靜載荷時，由于常用的構(gòu)造資料力提高。當構(gòu)件接受靜載荷時，由于常用的構(gòu)造資料都有一定的塑性，在破壞以前有一個宏觀塑性變形過都有一定的塑性，在破壞以前有一個宏觀塑性變形過程，使構(gòu)件上的應(yīng)力重新分配，自動趨于均勻化。因程，使構(gòu)件上的應(yīng)力重新分配，自動趨于均勻化。因此，應(yīng)力集中對于構(gòu)件的靜強度沒有多大影響。而疲此，應(yīng)力集中對于構(gòu)件的靜強度沒有多大影響。而疲勞破壞時

15、的情況那么完全不同，這時，截面上的名義勞破壞時的情況那么完全不同，這時，截面上的名義應(yīng)力尚未到達資料的屈服極限，因此破壞以前不產(chǎn)生應(yīng)力尚未到達資料的屈服極限，因此破壞以前不產(chǎn)生明顯的宏觀塑性變形，不出現(xiàn)像靜載破壞前那樣的載明顯的宏觀塑性變形，不出現(xiàn)像靜載破壞前那樣的載荷重分配過程。這樣便使得構(gòu)件的疲勞強度主要決議荷重分配過程。這樣便使得構(gòu)件的疲勞強度主要決議于最大應(yīng)力附近的部分應(yīng)力情況，因此應(yīng)力集中處的于最大應(yīng)力附近的部分應(yīng)力情況，因此應(yīng)力集中處的疲勞強度往往比光滑部分低，經(jīng)常成為構(gòu)件薄弱環(huán)節(jié)疲勞強度往往比光滑部分低，經(jīng)常成為構(gòu)件薄弱環(huán)節(jié)。因此，在疲勞設(shè)計時必需思索應(yīng)力集中效應(yīng)。因此，在疲勞設(shè)

16、計時必需思索應(yīng)力集中效應(yīng)。 引起尺寸效應(yīng)的要素很多，歸納起來，可分工藝要素和比例要素引起尺寸效應(yīng)的要素很多，歸納起來，可分工藝要素和比例要素兩大類。兩大類。大型構(gòu)件的鑄造質(zhì)量普通都比小型構(gòu)件差，缺陷比小型構(gòu)件大且大型構(gòu)件的鑄造質(zhì)量普通都比小型構(gòu)件差，缺陷比小型構(gòu)件大且多，大截面零件的鍛造比或壓延比都比小型構(gòu)件小；大型構(gòu)件熱多，大截面零件的鍛造比或壓延比都比小型構(gòu)件??；大型構(gòu)件熱處置時的冷卻速度比小型構(gòu)件小，淬透深度比小型構(gòu)件??；大型處置時的冷卻速度比小型構(gòu)件小，淬透深度比小型構(gòu)件??；大型構(gòu)件機械加工時的切削力及切削時的發(fā)熱情況也都與小型構(gòu)件不構(gòu)件機械加工時的切削力及切削時的發(fā)熱情況也都與小型構(gòu)

17、件不同。上述情況，都使大型構(gòu)件的疲勞強度較小型構(gòu)件為低，較材同。上述情況，都使大型構(gòu)件的疲勞強度較小型構(gòu)件為低，較材質(zhì)較小型構(gòu)件為差。這便是工藝要素引起尺寸效應(yīng)的緣由。質(zhì)較小型構(gòu)件為差。這便是工藝要素引起尺寸效應(yīng)的緣由。當構(gòu)件的外形和材質(zhì)情況一樣而尺寸不同時，其疲勞強度也不一當構(gòu)件的外形和材質(zhì)情況一樣而尺寸不同時，其疲勞強度也不一樣。這種由比例要素引起的尺寸效應(yīng)稱為絕對尺寸效應(yīng)。樣。這種由比例要素引起的尺寸效應(yīng)稱為絕對尺寸效應(yīng)。此外，應(yīng)力梯度也是尺寸效應(yīng)的成因之一。當構(gòu)件上的應(yīng)力分布此外，應(yīng)力梯度也是尺寸效應(yīng)的成因之一。當構(gòu)件上的應(yīng)力分布不均勻，存在有應(yīng)力梯度時，構(gòu)件外層晶粒的位移，能夠在某種

18、不均勻，存在有應(yīng)力梯度時，構(gòu)件外層晶粒的位移，能夠在某種程度上比其內(nèi)層的應(yīng)力較低、位移較小，從而對其外層有支持作程度上比其內(nèi)層的應(yīng)力較低、位移較小，從而對其外層有支持作用的晶粒所阻滯，因此彎曲試樣中的應(yīng)力并非直線分布，外層有用的晶粒所阻滯，因此彎曲試樣中的應(yīng)力并非直線分布，外層有一程度地段。這樣，假設(shè)大小試樣疲勞破壞時程度地段的深度相一程度地段。這樣，假設(shè)大小試樣疲勞破壞時程度地段的深度相等，那么由于小試樣的應(yīng)力梯度較大，從而使由直線分布計算出等，那么由于小試樣的應(yīng)力梯度較大，從而使由直線分布計算出的名義彎曲應(yīng)力比程度地段應(yīng)力的名義彎曲應(yīng)力比程度地段應(yīng)力( (等于均勻分布時的疲勞極限，等于均勻

19、分布時的疲勞極限，即拉壓疲勞極限即拉壓疲勞極限) )高出較多，而大試樣的應(yīng)力梯度較小，從而使高出較多，而大試樣的應(yīng)力梯度較小，從而使其名義彎曲應(yīng)力比拉壓疲勞極限的高出量減少。這樣，大小試樣其名義彎曲應(yīng)力比拉壓疲勞極限的高出量減少。這樣，大小試樣疲勞破壞時的名義彎曲應(yīng)力便有所不同，小試樣較高，大試樣較疲勞破壞時的名義彎曲應(yīng)力便有所不同，小試樣較高，大試樣較低，因此產(chǎn)生了尺寸效應(yīng)。低，因此產(chǎn)生了尺寸效應(yīng)。 2.4.2 2.4.2 提高疲勞強度的措施提高疲勞強度的措施 我們對影響疲勞強度的要素有了認識以后，重我們對影響疲勞強度的要素有了認識以后，重要的不在于可以去解釋這些要素，而是要運用要的不在于可

20、以去解釋這些要素，而是要運用這些認識去指點我們的實際。目前的飛機設(shè)計這些認識去指點我們的實際。目前的飛機設(shè)計制造，在構(gòu)造規(guī)劃、資料選擇和工藝方法等方制造，在構(gòu)造規(guī)劃、資料選擇和工藝方法等方面，都采取了許多措施來提高飛機構(gòu)造的疲勞面，都采取了許多措施來提高飛機構(gòu)造的疲勞強度。強度。(1) (1) 減緩部分應(yīng)力減緩部分應(yīng)力 由于應(yīng)力集中是影響疲勞強度的主要要素，由于應(yīng)力集中是影響疲勞強度的主要要素，因此，減緩部分應(yīng)力是提高構(gòu)件疲勞強度的一因此，減緩部分應(yīng)力是提高構(gòu)件疲勞強度的一項重要措施。在維護運用中減緩部分應(yīng)力的方項重要措施。在維護運用中減緩部分應(yīng)力的方法，主要是增大圓角半徑和打止裂孔。法，主要

21、是增大圓角半徑和打止裂孔。 1) 1)增大圓角半徑增大圓角半徑 減緩部分應(yīng)力的普通原那么是：防止截面有減緩部分應(yīng)力的普通原那么是：防止截面有急劇的變化，當這種變化不可防止時，應(yīng)保證急劇的變化，當這種變化不可防止時，應(yīng)保證在變化區(qū)有足夠的圓角半徑。在變化區(qū)有足夠的圓角半徑。 某飛機前起落架輪叉在接耳根部易于產(chǎn)生裂某飛機前起落架輪叉在接耳根部易于產(chǎn)生裂紋，就是由于接耳根部的圓角半徑過小，且接紋，就是由于接耳根部的圓角半徑過小，且接耳根部外緣的圓弧過渡區(qū)過小或根本未加工出耳根部外緣的圓弧過渡區(qū)過小或根本未加工出來而構(gòu)成尖角呵斥的。針對這一情況，部隊采來而構(gòu)成尖角呵斥的。針對這一情況，部隊采用了挫修和

22、打磨的方法，工廠將接耳根部圓角用了挫修和打磨的方法，工廠將接耳根部圓角半徑加大，并使根部外緣有一定寬度的圓弧過半徑加大，并使根部外緣有一定寬度的圓弧過渡面，從而排除了這一缺點。渡面，從而排除了這一缺點。 2)2)打止裂孔打止裂孔 當構(gòu)件上已出現(xiàn)疲勞裂紋之后，為了減緩裂紋尖端的當構(gòu)件上已出現(xiàn)疲勞裂紋之后，為了減緩裂紋尖端的部分應(yīng)力，較有效的方法是打止裂孔。由疲勞裂紋擴展部分應(yīng)力，較有效的方法是打止裂孔。由疲勞裂紋擴展可知：疲勞裂紋在到達臨界裂紋之前，擴展是緩慢的；可知：疲勞裂紋在到達臨界裂紋之前，擴展是緩慢的；一旦超越臨界裂紋長度之后，裂紋即以聲速瞬時撕毀構(gòu)一旦超越臨界裂紋長度之后，裂紋即以聲速

23、瞬時撕毀構(gòu)造。因此，一旦出現(xiàn)裂紋就面臨兩個義務(wù)，一是如何制造。因此，一旦出現(xiàn)裂紋就面臨兩個義務(wù)，一是如何制止裂紋緩慢擴展，一是如何防止裂紋瞬時擴展。打止裂止裂紋緩慢擴展，一是如何防止裂紋瞬時擴展。打止裂孔是為理處理前一個問題；對于后一問題那么需求采取孔是為理處理前一個問題；對于后一問題那么需求采取專門的止裂安裝。專門的止裂安裝。 打止裂孔所以能減緩裂紋尖端的部分應(yīng)力、制止裂紋打止裂孔所以能減緩裂紋尖端的部分應(yīng)力、制止裂紋緩慢擴展，主要是由于孔增大了裂紋尖端的曲率半徑，緩慢擴展，主要是由于孔增大了裂紋尖端的曲率半徑，降低了應(yīng)力集中跨度。同時，它又鉆掉了裂紋尖端的塑降低了應(yīng)力集中跨度。同時，它又鉆

24、掉了裂紋尖端的塑性區(qū)。這樣就消除了裂紋緩慢擴展的條件。性區(qū)。這樣就消除了裂紋緩慢擴展的條件。 止裂孔降低應(yīng)力集中 但該當指出，止裂孔制止裂紋緩慢擴展的作用只是暫時的。由于但該當指出，止裂孔制止裂紋緩慢擴展的作用只是暫時的。由于，使裂紋擴展的動力，使裂紋擴展的動力外載荷仍舊存在，止裂孔本身就有應(yīng)力集外載荷仍舊存在，止裂孔本身就有應(yīng)力集中，因此經(jīng)過一段時間后，裂紋依然會穿過止裂孔又繼續(xù)向前擴中，因此經(jīng)過一段時間后，裂紋依然會穿過止裂孔又繼續(xù)向前擴展，并且一旦穿過止裂孔后，其開展速度就會較快。雖然如此，展，并且一旦穿過止裂孔后，其開展速度就會較快。雖然如此，比較同一種裂紋擴展得知，總的裂紋長度打止裂

25、孔比不打止裂孔比較同一種裂紋擴展得知，總的裂紋長度打止裂孔比不打止裂孔要短得多。需求留意的是，止裂孔應(yīng)除去全部的裂紋，并包括裂要短得多。需求留意的是，止裂孔應(yīng)除去全部的裂紋，并包括裂紋前端的塑性區(qū)，由于塑性區(qū)內(nèi)有微裂紋存在。紋前端的塑性區(qū)，由于塑性區(qū)內(nèi)有微裂紋存在。(2) (2) 提高和堅持外表質(zhì)量提高和堅持外表質(zhì)量 1) 1)制造過程中，選擇合理的加工工藝，提高外表質(zhì)量；制造過程中，選擇合理的加工工藝，提高外表質(zhì)量； 由于外表形狀對金屬的疲勞強度有著重要的影響，在加工工藝中由于外表形狀對金屬的疲勞強度有著重要的影響，在加工工藝中，人們就經(jīng)過各種外表處置的方法來提高金屬的疲勞強度。對于，人們就

26、經(jīng)過各種外表處置的方法來提高金屬的疲勞強度。對于鋼材可以經(jīng)過外表化學熱處置，如外表滲碳、滲氮、氰化和外表鋼材可以經(jīng)過外表化學熱處置，如外表滲碳、滲氮、氰化和外表淬火淬火( (如高頻電外表淬火，有時也用火焰加熱外表淬火如高頻電外表淬火，有時也用火焰加熱外表淬火) )等。等。 2) 2)運用維護中，留意堅持外表質(zhì)量運用維護中，留意堅持外表質(zhì)量 (a) (a)消除構(gòu)件上由于加工而殘留的刀痕。消除的方法是：用挫刀、消除構(gòu)件上由于加工而殘留的刀痕。消除的方法是：用挫刀、砂布進展打磨，但嚴禁用砂輪打磨，并應(yīng)留意打磨方向，防止呵砂布進展打磨，但嚴禁用砂輪打磨，并應(yīng)留意打磨方向，防止呵斥新的周向刀痕。打磨處的

27、粗糙度應(yīng)為，并堅持過渡區(qū)應(yīng)均勻光斥新的周向刀痕。打磨處的粗糙度應(yīng)為，并堅持過渡區(qū)應(yīng)均勻光滑。滑。 (b) (b)應(yīng)盡力防止構(gòu)件外表人為地呵斥傷痕。過去有不少人以為，碰應(yīng)盡力防止構(gòu)件外表人為地呵斥傷痕。過去有不少人以為，碰傷、劃傷一點，只能觸及飛機構(gòu)造的一點皮毛，不會影響飛機壽傷、劃傷一點，只能觸及飛機構(gòu)造的一點皮毛，不會影響飛機壽命。命。 (3) (3) 合理地施加預應(yīng)力合理地施加預應(yīng)力 眾所周知，飛機構(gòu)造強度主要取決于構(gòu)造中的薄弱環(huán)節(jié)，如機械眾所周知，飛機構(gòu)造強度主要取決于構(gòu)造中的薄弱環(huán)節(jié)，如機械銜接孔和敞孔等部位即為銜接件的薄弱部位。近年來的研討證明銜接孔和敞孔等部位即為銜接件的薄弱部位。近年來的研討證明，對銜接孔采用不同方式