张允涛，宋少伟，王 珺

(液体火箭发动机技术重点实验室，陕西 西安 710100)

0 引言

振动环境下的疲劳失效是液体火箭发动机推进剂管路等结构的一种典型失效模式，其主要特征是共振疲劳及累积疲劳损伤。目前，工程领域处理振动疲劳问题以疲劳分析方法为主，鲜有采用断裂力学方法进行分析的完整范例。基于断裂力学的裂纹扩展分析方法是结构疲劳耐久性分析的另一种途径，在飞机结构的寿命评估和损伤评定方面取得了显著成效，为液体火箭发动机管路等结构的振动疲劳分析提供了很好的借鉴。

工程结构的裂纹扩展分析以线弹性断裂力学应用最为广泛，该方法以裂纹顶端的应力强度因子(stress intensity factor，SIF)

K

为主要表征参量，适用于小范围屈服条件下的宏观长裂纹问题。根据实验室经验，液体火箭发动机管路等结构的振动疲劳总寿命受裂纹萌生阶段的小裂纹(也称为短裂纹)主导。小裂纹通常指长度小于1～2 mm的裂纹，众多研究表明，裂纹长度在10 μm～1 mm的小裂纹阶段的扩展行为与同种材料的长裂纹扩展行为存在明显的差异。在相同的名义应力强度因子范围Δ

K

的作用下，小裂纹的扩展速率高于长裂纹，并且在低于长裂纹扩展门槛值Δ

K

的情况下小裂纹仍能扩展，即所谓的“小裂纹效应”。因此，使用长裂纹试验得出的裂纹扩展数据对小裂纹阶段的寿命作预测会导致偏危险的结果。Newman和吴学仁等的研究发现，裂纹闭合现象是导致长裂纹与小裂纹扩展行为差异的主要原因。……