疲劳强度分析l理论.doc

节选段落一：
在工程应用中，传统的方法是规定一个足够大的有限循环次数
L
N
，在一定的循环特征下，材料承受
L
N
次应力循环而不发生破坏的最大应力就作为材料在该循环特征下的持久极限。为了与前面所说的持久极限加以区别，有时也称为“条件持久极限”或“实用持久极限”。对结构钢和其它铁基台金是
7
10
，对非铁基台金是
8
10
。


节选段落二：
考虑裁荷类型的不同，可以引入一个载荷修正因子
L
C
。早期的材料疲劳性能数据大多是由旋转弯曲试验得来的，所以旋转弯曲试验
L
C
＝1.0。知道旋转弯曲的疲劳强度，只要乘上相应的载荷修正因子就可以分别得到上述几种类型的疲劳强度数据。反复弯曲
L
C
＝1.0；轴向拉压
L
C
＝0.85；反复扭转(剪切)
L
C
＝0.58。
应力比：飞机结构在使用中，实际上承受的不可能是完全对称的裁荷。很多试验表明，随着平均应力的增加，材料的疲劳极限会相应地减小。


节选段落三：
次，则由
3
2.295101
L
-
´´=
可得：
3
1
436
2.29510
L
-
==
´
(次)
显然，计算得到的是该零件破坏前可能进行的飞行次数的平均值（
50%
p
=
）。