零件的疲劳寿命与零件的应力、应变水平有关，它们之间的关系可以用应力一寿命曲线（σ-N曲线）和应变一寿命曲线（δ－Ν曲线）表示。应力一寿命曲线和应变一寿命曲线，统称为S-N曲线。根据试验可得其数学表达式：

σmN=C

式中：N应力循环数；

m、C材料常数。

在疲劳试验中，实际零件尺寸和表面状态与试样有差异，常存在由圆角、键槽等引起的应力集中，所以，在使用时必须引入应力集中系数K、尺寸系数ε和表面系数β。

1954 年，世界上第一款商业客机de Havilland Comet 接连发生了两起坠毁事故，这使得“金属疲劳”一词出现在新闻头条中，引起公众持久的关注。这种飞机也是第一批使用增压舱的飞行器，采用的是方形窗口。增压效应和循环飞行载荷的联合作用导致窗角出现裂纹，随着时间的推移，这些裂纹逐渐变宽，最后导致机舱解体。Comet 空难夺去了68 人的生命，这场悲剧无时无刻不在提醒着工程师创建安全、坚固的设计。

自此以后，人们发现疲劳是许多机械零部件（例如在高强度周期性循环载荷下运行的涡轮机和其他旋转设备）失效的罪魁祸首。

1867年 ，德国的A.沃勒展示了用旋转弯曲试验获得的车轴疲劳试验结果，把疲劳与应力联系起来，提出了疲劳极限的概念，为常规疲劳设计奠定了基础。第二次世界大战中及战后，通过对当时发生的许多疲劳破坏事故的调查分析，逐渐形成了现代的常规疲劳强度设计。1945年，美国的M.A.迈因纳提出了线性损伤积累理论 。1953年，美国的A.K.黑德提出了疲劳裂纹扩展理论。之后，计算带裂纹零件的剩余寿命的具体应用，形成了损伤容限设计。20世纪60年代，可靠性理论开始在疲劳强度设计中应用。

在常规疲劳强度设计中，有无限寿命设计（将工作应力限制在疲劳极限以下，即假设零件无初始裂纹，也不发生疲劳破坏，寿命是无限的）和有限寿命设计（采用超过疲劳极限的工作应力，以适应一些更新周期短或一次消耗性的产品达到零件重量轻的目的，也适用于宁愿以定期更换零件的办法让某些零件设计得寿命较短而重量较轻）。损伤容限设计是在材料实际上存在初始裂纹的条件下，以断裂力学为理论基础，以断裂韧性试验和无损检验技术为手段，估算有初始裂纹零件的剩余寿命，并规定剩余寿命应大于两个检修周期，以保证在发生疲劳破坏之前，至少有两次发现裂纹扩展到危险程度的机会。疲劳强度可靠性设计是在规定的寿命内和规定的使用条件下，保证疲劳破坏不发生的概率在给定值（可靠度）以上的设计，使零部件的重量减轻到恰到好处。

机械零件，如轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等，在工作过程中各点的应力随时间作周期性的变化，这种随时间作周期性变化的应力称为交变应力（也称循环应力）。在交变应力的作用下，虽然零件所承受的应力低于材料的屈服点，但经过较长时间的工作后产生裂纹或突然发生完全断裂的现象称为金属的疲劳。

一般试验时规定，钢在经受

疲劳破坏是机械零件失效的主要原因之一。 据统计，在机械零件失效中大约有80%以上属于疲劳破坏，而且疲劳破坏前没有明显的变形，所以疲劳破坏经常造成重大事故，所以对于轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等承受交变载荷的零件要选择疲劳强度较好的材料来制造。

疲劳的机制可以分成三个相互关联的过程：

1. 裂纹产生

2. 裂纹延伸

3. 断裂

FEA应力分析可以预测裂纹的产生。许多其他技术，包括动态非线性有限元分析可以研究与裂纹的延伸相关的应变问题。由于设计工程师最希望从一开始就防止疲劳裂纹的出现，确定材料的疲劳强度。

裂纹开始出现的时间以及裂纹增长到足以导致零部件失效的时间由下面两个主要因素决定：零部件的材料和应力场。材料疲劳测试方法可以追溯到19 世纪，由August Wöhler 第一次系统地提出并进行了疲劳研究。标准实验室测试采用周期性载荷，例如旋转弯曲、悬臂弯曲、轴向推拉以及扭转循环。科学家和工程师将通过此类测试获得的数据绘制到图表上，得出每类应力与导致失效的周期重复次数之间的关系，或称S-N曲线。工程师可以从S-N 曲线中得出在特定周期数下材料可以承受的应力水平。

该曲线分为高周疲劳和低周疲劳两个部分。一般来说，低周疲劳发生在10,000 个周期之内。曲线的形状取决于所测试材料的类型。某些材料，例如低碳钢，在特定应力水平（称为耐疲劳度或疲劳极限）下的曲线比较平缓。不含铁的材料没有耐疲劳度极限。

大体来说，只要在设计中注意应用应力不超过已知的耐疲劳度极限，零部件一般不会在工作中出现失效。但是，耐疲劳度极限的计算不能解决可能导致局部应力集中的问题，即应力水平看起来在正常的“安全”极限以内，但仍可能导致裂纹的问题。

与通过旋转弯曲测试确定的结果相同，疲劳载荷历史可以提供关于平均应力和交替应力的信息。测试显示，裂纹延伸的速度与载荷周期和载荷平均应力的应力比率有关。裂纹仅在张力载荷下才会延伸。因此，即使载荷周期在裂纹区域产生压缩应力，也不会导致更大的损坏。但是，如果平均应力显示整个应力周期都是张力，则整个周期都会导致损坏。

许多工况载荷历史中都会有非零的平均应力。人们发明了三种平均应力修正方法，可以省去必须在不同平均应力下进行疲劳测试的麻烦：

Goodman 方法- 通常适用于脆性材料。

Gerber 方法- 通常适用于韧性材料。

Soderberg 方法- 通常最保守。

这三种方法都只能应用于所有相关联的S-N 曲线都基于完全反转载荷的情况。而且，只有所应用疲劳载荷周期的平均应力与应力范围相比很大时，修正才有意义。实验数据显示，失效判据位于Goodman 曲线和Gerber 曲线之间。这样，就需要一种实用的方法基于这两种方法并使用最保守的结果来计算失效。

疲劳寿命的计算方法

对每个设计进行物理测试明显是不现实的。在多数应用中，疲劳安全寿命设计需要预测零部件的疲劳寿命，从而确定预测的工况载荷和材料。计算机辅助工程(CAE) 程序使用三种主要方法确定总体疲劳寿命。这些方法是：

应力寿命方法(SN)

这种方法仅基于应力水平，只使用Wöhler 方法。尽管不适用于包含塑性部位的零部件，低周疲劳的精确度也乏善可陈，但这种方法最容易实施，有丰富的数据可供使用，并且在高周疲劳中有良好的效果。

·应变寿命(EN)

这种方法可以对局部区域的塑性变形进行更详细的分析，非常适合低周疲劳应用。但是，结果存在一些不确性。

线性弹性破坏力学(LEFM)

这种方法假设裂缝已经存在并且被检测到，然后根据应力强度预测裂缝的增长。借助计算机代码和定期检查，这种方法对大型结构很实用。由于易于实施并且有大量的材料数据可用，SN 是最常用的方法。

设计人员使用SN 方法计算疲劳寿命

在计算疲劳寿命时，应考虑等幅载荷和变幅载荷。

这种方法假设零部件在恒定的幅度、恒定的平均应力载荷周期下工作。通过使用SN 曲线，设计人员可以快速计算导致零部件发生失效的此类周期数量。而对于零部件需要在多种载荷下工作的情况，则可采用Miner 规则来计算每种载荷情况的损坏结果，并将所有这些损坏结果合并起来获得一个总体的破坏值。

其结果称为“损坏因子”，是一个失效分数值。零部件在D = 1.0 时发生失效，因此，如果D = 0.35，该零部件的寿命已经消耗了35%。这一理论还认为由应力周期导致的损坏与损坏在载荷历史的哪个位置发生无关，并且损坏积累速度与应力水平无关。

这种方法假设零部件在恒定的幅度、恒定的平均应力载荷周期下工作。通过使用SN 曲线，设计人员可以快速计算导致零部件发生失效的此类周期数量。

而对于零部件需要在多种载荷下工作的情况，则可采用Miner 规则来计算每种载荷情况的损坏结果，并将所有这些损坏结果合并起来获得一个总体的破坏值。其结果称为“损坏因子”，是一个失效分数值。零部件在D = 1.0 时发生失效，因此，如果D = 0.35，该零部件的寿命已经消耗了35%。这一理论还认为由应力周期导致的损坏与损坏在载荷历史的哪个位置发生无关，并且损坏积累速度与应力水平无关。

在真实的环境条件下，多数零部件承载的载荷历史是不断变化的，幅度和平均应力都是如此。因此，更为通用和现实的方法需要考虑变幅载荷，在这种情况下，应力尽管随着时间循环反复，但其幅度是变化的，这就有可能将应力分解成载荷“块”。在处理这种类型的载荷时，工程师使用一种称为“雨流法计数”的技术。附录B 讨论如何研究FEA 疲劳结果，它就雨流法计数提供了更多信息。

在通过SN 方法研究疲劳方面，FEA 提供了一些非常优秀的工具，这是因为输入由线弹性应力场组成，并且FEA 能够处理多种载荷情况交互作用的可能情形。如果要计算最坏情况的载荷环境（这是一种典型方法），系统可以提供大量不同的疲劳计算结果，包括寿命周期图、破坏图以及安全系数图。此外，FEA 可以提供较小主要交替应力除以较大主要交替应力的比率的图解（称为双轴性指示图），以及雨流矩阵图。后者是一个3D 直方图，其中的X 和Y 轴代表交替应力和平均应力，Z 轴代表每个箱所计的周期数。

设计人员通常认为最重要的安全因素是零部件、装配体或产品的总体强度。为使设计达到总体强度，工程师需要使设计能够承载可能出现的极限载荷，并在此基础上再加上一个安全系数，以确保安全。但是，在运行过程中，设计几乎不可能只承载静态载荷。在绝大多数的情况下，设计所承载的载荷呈周期性变化，反复作用，随着时的推移，设计就会出现疲劳。

实际上，疲劳的定义为：“由单次作用不足以导致失效的载荷的循环或变化所引起的失效”。疲劳的征兆是局部区域的塑性变形所导致的裂纹。此类变形通常发生在零部件表面的应力集中部位，或者表面上或表面下业已存在但难以被检测到的缺陷部位。尽管我们很难甚至不可能在FEA 中对此类缺陷进行建模，但材料中的变化永远都存在，很可能会有一些小缺陷。FEA 可以预测应力集中区域，并可以帮助设计工程师预测他们的设计在疲劳开始之前能持续工作多长时间。

对承受循环应力的零件和构件，根据疲劳强度理论和疲劳试验数据，决定其合理的结构和尺寸的机械设计方法。机械零件和构件对疲劳破坏的抗力，称为零件和构件的疲劳强度。疲劳强度由零件的局部应力状态和该处的材料性能确定，所以疲劳强度设计是以零件最薄弱环节为依据的。通过改进零件的形状以减小应力集中，或对最弱环节的表面层采用适当的强化工艺，便能显著地提高其疲劳强度。应用疲劳强度设计能保证机械在给定的寿命内安全运行。

疲劳强度屈服强度

材料的 屈服强度和疲劳极限之间有一定的关系，一般来说，材料的屈服强度越高，疲劳强度也越高，因此，为了提高弹簧的疲劳强度应设法提高弹簧材料的屈服强度，或采用屈服强度和抗拉强度比值高的材料。对同一材料来说，细晶粒组织比粗细晶粒组织具有更高的屈服强度。

疲劳强度表面状态

最大应力多发生在弹簧材料的表层，所以弹簧的表面质量对疲劳强度的影响很大。弹簧材料在轧制、拉拔和卷制过程中造成的裂纹、疵点和伤痕等缺陷往往是造成弹簧疲劳断裂的原因。

材料表面粗糙度愈小，应力集中愈小，疲劳强度也愈高。材料表面粗糙度对疲劳极限的影响。随着表面粗糙度的增加，疲劳极限下降。在同一粗糙度的情况下，不同的钢种及不同的卷制方法其疲劳极限降低程度也不同，如冷卷弹簧降低程度就比热卷弹簧小。因为钢制热卷弹簧及其热处理加热时，由于氧化使弹簧材料表面变粗糙和产生脱碳现象，这样就降低了弹簧的疲劳强度。

对材料表面进行磨削、强压、抛丸和滚压等。都可以提高弹簧的疲劳强度。

疲劳强度尺寸效应

材料的尺寸愈大，由于各种冷加工和热加工工艺所造成的缺陷可能性愈高，产生表面缺陷的可能性也越大，这些原因都会导致疲劳性能下降。因此在计算弹簧的疲劳强度时要考虑尺寸效应的影响。

疲劳强度冶金缺陷

冶金缺陷是指材料中的非金属夹杂物、气泡、元素的偏析，等等。存在于表面的夹杂物是应力集中源，会导致夹杂物与基体界面之间过早地产生疲劳裂纹。采用真空冶炼、真空浇注等措施，可以大大提高钢材的质量。

疲劳强度腐蚀介质

弹簧在腐蚀介质中工作时，由于表面产生点蚀或表面晶界被腐蚀而成为疲劳源，在变应力作用下就会逐步扩展而导致断裂。例如在淡水中工作的弹簧钢，疲劳极限仅为空气中的10%~25%。腐蚀对弹簧疲劳强度的影响，不仅与弹簧受变载荷的作用次数有关，而且与工作寿命有关。所以设计计算受腐蚀影响的弹簧时，应将工作寿命考虑进去。

在腐蚀条件下工作的弹簧，为了保证其疲劳强度，可采用抗腐蚀性能高的材料，如不锈钢、非铁金属，或者表面加保护层，如镀层、氧化、喷塑、涂漆等。实践表明镀镉可以大大提高弹簧的疲劳极限。

疲劳强度温度

碳钢的疲劳强度，从室温到120℃时下降，从120℃到350℃又上升，温度高于350℃以后又下降，在高温时没有疲劳极限。在高温条件下工作的弹簧，要考虑采用耐热钢。在低于室温的条件下，钢的疲劳极限有所增加。

根据疲劳破坏的分析，裂纹源通常是在有应力集中的部位产生，而且构件持久极限的降低，很大程度是由于各种影响因素带来的应力集中影响。因此设法避免或减弱应力集中，可以有效提高构件的疲劳强度。可以从以下几个方面来提高构件的疲劳强度。

疲劳强度外形合理化

构件截面改变越激烈，应力集中系数就越大。因此工程上常采用改变构件外形尺寸的方法来减小应力集中。如采用较大的过渡圆角半径，使截面的改变尽量缓慢，如果圆角半径太大而影响装配时，可采用间隔环。既降低了应力集中又不影响轴与轴承的装配。此外还可采用凹圆角或卸载槽以达到应力平缓过渡。

设计构件外形时，应尽量避免带有尖角的孔和槽。在截面尺寸突然变化处（阶梯轴），当结构需要直角时，可在直径较大的轴段上开卸载槽或退刀槽减小应力集中；当轴与轮毂采用静配合时，可在轮毂上开减荷槽或增大配合部分轴的直径，并采用圆角过渡，从而可缩小轮毂与轴的刚度差距，减缓配合面边缘处的应力集中。

疲劳强度提高构件表面质量

一般说，构件表层的应力都很大，例如在承受弯曲和扭转的构件中，其最大应力均发生在构件的表层。同时由于加工的原因，构件表层的刀痕或损伤处，又将引起应力集中。因此，对疲劳强度要求高的构件，应采用精加工方法，以获得较高的表面质量。特别是对高强度钢这类对应力集中比较敏感的材料，其加工更需要精细。

疲劳强度提高构件表面强度

常用的方法有 表面热处理和表面机械强化两种方法。表面热处理通常采用高频淬火、渗碳、氰化、氮化等措施，以提高构件表层材料的抗疲劳强度能力。表面机械强化通常采用对构件表面进行滚压、喷丸等，使构件表面形成预压应力层，以降低最容易形成疲劳裂纹的拉应力，从而提高表层强度。

疲劳强度豪克能技术

豪克能技术现在的产品转化体现为焊接应力消除设备以及表面光整设备，其中的这个技术可以给金属表面消除拉应力，预置压应力，使得金属容易开裂的部位应力释放，不会产生开裂的情况。2100433B

内容简介

本书是由航空工业部组织编写的，是在原吴富民等缩编的“飞机结构疲劳强度”教材的基础上补充修改写成的。可作为飞机结构强度专业或飞机设计专业的结构的强度课程的教材或教学参考。 吴富民 ，1930年生，浙江镇海人。西北工业大学教授。1952年毕业于南京大学。陕西科技情报学会理事，中国航空学会结构设计及强度专业委员会委员。主要论著有：《结构疲劳强度》（西北工业大学出版社出版，1988年获全国高等学校优秀教材一等奖）等，数项科研成果分获国务院国防工办重大科技成果二等奖、陕西省科技成果二等奖、航空工业部科技进步一等奖。2100433B

钢筋的疲劳强度是在某一规定的应力幅内，经受一定次数循环荷载后发生疲劳破坏的最大应力值。