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结构疲劳

  结构疲劳是指在交变载荷作用下结构中裂纹的形成过程。疲劳和断裂往往结合在一起,不能截然分开,断裂主要指裂纹的扩散过程。疲劳研究包括疲劳分析和疲劳试验两个方面,主要内容是,交变载荷作用下结构中裂纹形成、扩展的规律,带裂纹结构的残余强度,估计结构寿命和设计延长寿命的方法。开创疲劳研究的是德国的A.沃勒,他在19世纪五六十年代最早得到表征疲劳性能的S-N曲线,并提出疲劳极限的概念。

  早期,飞行器结构的疲劳问题并不突出,20世纪30年代人们对疲劳设计提出过一些简单设计要求。50年代英国“彗星”号喷气客机发生机毁人亡的事故后,疲劳设计才受到重视。在结构疲劳上,设计师们发展了各种设计原则。20世纪50年代,欧洲各国提出了安全寿命原则,通过计算确定飞机安全寿命和使用寿命。五六十年代,美国在飞机设计上提出破损安全原则,在结构中采用多传力途径,要求一条途径破坏后,残余结构还能承受足够的载荷,这一载荷就是破损安全载荷。70年代,美国空军又提出损伤容限原则,为了飞行安全出发,假定飞机结构存在初始损伤,然后根据分析和试验确定飞机的检修周期。事实上,在飞行器结构设计中,既要求延迟断裂的特性,又要求裂纹缓慢扩散的特性。

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