¿Qué es Fatiga y fractura?

Bajo la acción de la carga alterna, el proceso de formación y propagación de grietas (propagación constante y propagación inestable) en la estructura. La fatiga se refiere principalmente a la etapa de formación de grietas, y la fractura se refiere principalmente a la etapa de propagación de grietas.

Sin embargo, en la investigación de mecanismos y el análisis de ingeniería, los dos están estrechamente relacionados y no pueden separarse por completo. Por lo tanto, en el diseño de la estructura de la aeronave, la fatiga y la fractura a menudo se combinan juntas.

La investigación de la fatiga y las fracturas es un aspecto importante en la disciplina de la resistencia estructural de las aeronaves.

Estudia las leyes de formación de grietas, crecimiento estable y crecimiento de inestabilidad en estructuras bajo cargas alternas, estudia la resistencia residual de estructuras agrietadas, estima la vida de la estructura y estudia métodos para extender la vida. La investigación de la fatiga y las fracturas incluye dos aspectos: análisis y pruebas.

En los primeros días, el problema de fatiga de la estructura de la aeronave no era prominente. En la década de 1930, la gente comenzó a presentar algunos requisitos simples para el diseño de fatiga.

No fue hasta el gran accidente del avión de pasajeros británico "Comet" en el En la década de 1950 se diseñó el diseño de fatiga y fractura, que fue valorado por la gente.

Varios principios de diseño formados y desarrollados de acuerdo con la experiencia tradicional tienen una relación compleja de yuxtaposición, sustitución y complemento en la aplicación.

Diseño de vida seguraEste es el principio del diseño de aviones en los países europeos en la década de 1950. Los criterios de diseño son:

En la fórmula, la vida objetivo se refiere a la vida de prueba o la vida calculada. El coeficiente de dispersión toma en cuenta la dispersión y el error de la vida de fatiga. Para la prueba de fatiga de toda la máquina o componentes, el coeficiente de dispersión generalmente toma 4.

El principio básico de la fatiga estructural de la aeronave es el mismo que el de la maquinaria en general, pero debido al alto nivel de esfuerzo de trabajo, se requiere un diseño de vida limitada.

Además, la estructura soporta cargas de amplitud variable más complejas (ver espectro de carga) de cargas de amplitud constante. Para cargas de amplitud variable, los resultados de la prueba bajo cargas de amplitud constante se pueden usar para calcular la vida de acuerdo con la teoría de daño acumulativo.

La teoría del daño acumulativo también se puede utilizar para simplificar el espectro de carga en la prueba de fatiga.

Diseño de seguridad dañadoEste es el principio de diseño de aviones estadounidenses en las décadas de 1950 y 1960. Teniendo en cuenta que la vida útil a la fatiga es difícil de determinar con precisión, la razón principal es que se utilizan múltiples rutas de transmisión de fuerza en la estructura.

Después de que se destruye una ruta, la estructura residual todavía puede soportar suficiente carga. Esta carga se denomina carga de seguridad contra daños.

Su valor se indica en la especificación de resistencia Las regulaciones correspondientes. El principio de seguridad contra daños a menudo se mezcla con el principio de vida segura.

Principios de diseño de tolerancia a daños propuestos por la Fuerza Aérea de EE. UU. En la década de 1970.

Se tiene en cuenta la posibilidad de daños accidentales, es decir, desde la perspectiva de la seguridad de vuelo, para ser cautelosos, se asume que la nueva estructura de la aeronave tiene daño inicial, y su tamaño se determina de acuerdo con la no destructiva del fabricante capacidad de inspección, y se requiere para lograr una probabilidad de detección suficiente.

La estructura se somete a análisis de fractura o prueba para determinar el período de propagación de la grieta al tamaño crítico bajo carga de amplitud variable, y así se formula el período de mantenimiento de la aeronave, a saber:

En la fórmula, el coeficiente de dispersión toma en cuenta la dispersión y el error de la tasa de crecimiento de grietas, que es mucho menor que el coeficiente de dispersión de la vida segura, y generalmente se puede tomar como 2.

El tamaño crítico de la grieta se determina de acuerdo con el principio de que la resistencia residual de la estructura no es menor que la carga de seguridad contra daños. La carga de seguridad de daños está especificada por la especificación de resistencia y su valor varía con la dificultad de detectar la parte agrietada.

La resistencia residual de la estructura agrietada se puede calcular mediante el método de mecánica de fractura o se puede determinar mediante una prueba estática. La tasa de crecimiento de grietas generalmente se calcula utilizando la fórmula de Parris más simple.

En el diseño de la estructura de la aeronave real, se requiere que la estructura tenga buena durabilidad, es decir, las características de agrietamiento retardado, y buenas características de tolerancia al daño, es decir, las características de crecimiento lento de grietas.