航空材料断裂韧度试验

自飞机诞生以来，在军用、民用方面的作用越来越不可替代，而飞机结构的设计思想也经历了一个不断发展变化的过程。最初的40多年里，静强度是飞机结构的主导设计思想，它采用材料光滑试样测得的屈服强度（σ_YS）除以安全系数n作为构件的许用强度[σ]，只要设计强度σ＜[σ]则认为是安全的。随后由于疲劳问题而发展起来的安全寿命设计思想认为：只要结构的疲劳性能（疲劳寿命除以一定的分散系数）满足要求，结构就是安全的。然而设计实践表明，完全采用静强度和安全寿命思想设计的飞机，仍存在很多不安全的因素，其中一个明显不足就是没有考虑漏检的初始缺陷和裂纹对结构安全性的影响，这已经导致了多起灾难性事故的发生，例如：

1）1954年，英国慧星号飞机失事。

2）1969年，美国一架F-111飞机因机翼枢轴接头中存在漏检的初始缺陷，在使用仅一百多飞行小时就发生机翼断裂，造成机毁人亡。其后几年，又相继出现了F-5A、KC-125、F-4等按照安全寿命设计思想设计的飞机，在使用寿命早期就发生断裂破坏的事故。

3）1972年，我国空军某部歼五飞机左翼主梁折断。

静强度和安全寿命设计均是建立在结构无初始缺陷的假设基础之上的。而实际上，无论采取什么样的质量控制手段，材料内部的初始缺陷、加工制造和装配过程造成的损伤，以及使用中的意外损伤都是难以避免的。飞机在生产和使用中，现有无损检测方法都难以将所有存在于结构危险部位的裂纹检出。因此，结构带损伤（即缺陷或裂纹）使用是客观事实，损伤容限设计思想就是在这种情况下产生并发展起来的，它的理论基础是断裂力学的发展与应用。(www.xing528.com)

图13-1 损伤容限的剩余强度分析

损伤容限分析的主要内容是进行含裂纹体结构的裂纹扩展与剩余强度分析。初始缺陷在疲劳载荷的作用下可能会经历疲劳裂纹萌生、稳态裂纹扩展和裂纹失稳扩展而断裂的过程。如图13-1所示，随着裂纹在载荷谱作用下的不断扩展，结构所能承受的最大载荷，也就是剩余强度会随使用时间的增加而急剧下降。若不加以控制，裂纹扩展超过临界裂纹长度，就会导致结构发生失稳扩展而断裂。对于一些高强度材料，导致裂纹失稳扩展的载荷通常要远低于材料的屈服强度。

断裂韧度就是反映材料在静态或准静态载荷下抵抗裂纹失稳扩展或稳态扩展起始能力的性能指标。本章将介绍断裂韧度的基本概念和航空领域常用断裂韧度参量的试验测试方法。