Fatiga (material)

La formación de grietas iniciales que preceden a la falla por fatiga es un proceso independiente que consta de cuatro etapas discretas en muestras metálicas. El material desarrolla estructuras celulares y se endurece en respuesta a la carga aplicada. Esto provoca un aumento en la amplitud de la tensión aplicada debido a las nuevas restricciones a la deformación. Estas estructuras celulares recién formadas finalmente se rompen con la formación de bandas de deslizamiento persistentes (BSP). El deslizamiento en el material se localiza en estas BSP, y el deslizamiento exagerado puede actuar como concentrador de tensión para la formación de una grieta. La nucleación y el crecimiento de una grieta hasta un tamaño detectable explican la mayor parte del proceso de agrietamiento. Es por esta razón que las fallas por fatiga cíclica parecen ocurrir tan repentinamente, donde la mayor parte de los cambios en el material no son visibles sin ensayos destructivos. Incluso en materiales normalmente dúctiles, las fallas por fatiga se asemejan a fallas frágiles repentinas.

Los planos de deslizamiento inducidos por PSB dan lugar a intrusiones y extrusiones a lo largo de la superficie de un material, que suelen aparecer en pares. ^{[ 5 ]} Este deslizamiento no es un cambio microestructural dentro del material, sino más bien una propagación de dislocaciones dentro del mismo. En lugar de una interfaz lisa, las intrusiones y extrusiones hacen que la superficie del material se asemeje al borde de una baraja de cartas, donde no todas las cartas están perfectamente alineadas. Las intrusiones y extrusiones inducidas por el deslizamiento crean estructuras superficiales extremadamente finas en el material. Dado que el tamaño de la estructura superficial está inversamente relacionado con los factores de concentración de tensiones, el deslizamiento superficial inducido por PSB puede provocar el inicio de fracturas.

Estos pasos también pueden omitirse por completo si las grietas se forman en un concentrador de tensión preexistente, como por ejemplo una inclusión en el material o un concentrador de tensión geométrico causado por una esquina interna afilada o un filete.

La mayor parte de la vida útil a la fatiga se consume generalmente en la fase de propagación de grietas. La velocidad de propagación depende principalmente del rango de carga cíclica, aunque otros factores como la tensión media, el entorno, las sobrecargas y las subcargas también pueden afectarla. La propagación de grietas puede detenerse si las cargas son lo suficientemente pequeñas como para caer por debajo de un umbral crítico.

Las grietas por fatiga pueden crecer a partir de defectos de material o de fabricación, incluso a partir de tan solo 10 μm.

Cuando la velocidad de crecimiento es suficientemente alta, se pueden observar estrías de fatiga en la superficie de fractura. Estas estrías marcan la posición de la punta de la grieta, y el ancho de cada una representa el crecimiento producido por un ciclo de carga. Las estrías son consecuencia de la plasticidad en la punta de la grieta.

Cuando la intensidad de la tensión supera un valor crítico conocido como tenacidad a la fractura, se produce una fractura rápida e insostenible, generalmente mediante un proceso de coalescencia de microvacíos . Antes de la fractura final, la superficie de fractura puede presentar una mezcla de zonas de fatiga y fractura rápida.

Una pieza mecánica suele estar expuesta a una secuencia compleja, a menudo aleatoria , de cargas, tanto grandes como pequeñas. Para evaluar la vida útil segura de dicha pieza utilizando los métodos de daño por fatiga o de tensión/deformación-vida, se suele realizar la siguiente serie de pasos:

1. La carga compleja se reduce a una serie de cargas cíclicas simples utilizando una técnica como el análisis de flujo de lluvia ;
2. Se crea un histograma de tensión cíclica a partir del análisis de flujo de lluvia para formar un espectro de daño por fatiga ;
3. Para cada nivel de tensión, el grado de daño acumulado se calcula a partir de la curva SN; y
4. El efecto de las contribuciones individuales se combina mediante un algoritmo como la regla de Miner.

Dado que las curvas S-N se generan típicamente para cargas uniaxiales, se requiere alguna regla de equivalencia cuando la carga es multiaxial. Para historias de carga simples y proporcionales (carga lateral en proporción constante con la axial), se puede aplicar la regla de los senos ^{[ 30 ]} . Para situaciones más complejas, como cargas no proporcionales, se debe aplicar el análisis del plano crítico .

Stress-life (S-N) method

Materials fatigue performance is commonly characterized by an S-N curve, also known as a Wöhler curve. This is often plotted with the cyclic stress (S) against the cycles to failure (N) on a logarithmic scale.^[32] S-N curves are derived from tests on samples of the material to be characterized (often called coupons or specimens) where a regular sinusoidal stress is applied by a testing machine which also counts the number of cycles to failure. This process is sometimes known as coupon testing. For greater accuracy but lower generality component testing is used.^[33] Each coupon or component test generates a point on the plot though in some cases there is a runout where the time to failure exceeds that available for the test (see censoring). Analysis of fatigue data requires techniques from statistics, especially survival analysis, linear regression and extreme value analysis.^[34]

The progression of the S-N curve can be influenced by many factors such as stress ratio (mean stress),^[35] loading frequency, temperature, corrosion, residual stresses, and the presence of notches. A constant fatigue life (CFL) diagram^[36] is useful for the study of stress ratio effect. The Goodman line is a method used to estimate the influence of the mean stress on the fatigue strength.

Un diagrama de vida a fatiga constante (CFL) es útil para analizar el efecto de la relación de tensión en la curva SN. ^{[ 37 ]} Además, en presencia de una tensión constante superpuesta a la carga cíclica, la relación de Goodman puede utilizarse para estimar una condición de falla. Esta relación representa la amplitud de la tensión frente a la tensión media, con el límite de fatiga y la resistencia a la tracción máxima del material como los dos extremos. Otros criterios de falla incluyen los de Soderberg y Gerber. ^{[ 38 ]}

Dado que las muestras extraídas de un marco homogéneo mostrarán una variación en el número de ciclos hasta la falla, la curva SN debería ser más propiamente una curva de probabilidad de ciclo de estrés (SNP) para capturar la probabilidad de falla después de un número determinado de ciclos de un cierto estrés.

En el caso de los materiales cúbicos centrados en el cuerpo (bcc), la curva de Wöhler suele convertirse en una línea horizontal con amplitud de tensión decreciente, es decir, existe una resistencia a la fatiga que se puede asignar a estos materiales. En el caso de los metales cúbicos centrados en las caras (fcc), la curva de Wöhler generalmente desciende de forma continua, por lo que solo se puede asignar un límite de fatiga a estos materiales. ^{[ 39 ]}

Método de vida útil de la cepa (ε-N)

Cuando las deformaciones ya no son elásticas, como en presencia de concentraciones de tensión, la deformación total puede utilizarse en lugar de la tensión como parámetro de similitud. Esto se conoce como el método de deformación-vida. La amplitud de la deformación total${\displaystyle \Delta \varepsilon /2}$es la suma de la amplitud de la deformación elástica${\displaystyle \Delta \varepsilon _{\text{e}}/2}$y la amplitud de la deformación plástica${\displaystyle \Delta \varepsilon _{\text{p}}/2}$y viene dado por ^{[ 2 ] [ 40 ]}

${\displaystyle {\Delta \varepsilon \over 2}={\Delta \varepsilon _{\text{e}} \over 2}+{\Delta \varepsilon _{\text{p}} \over 2}}$.

La ecuación de Basquin para la amplitud de la deformación elástica es

${\displaystyle {\Delta \varepsilon _{\text{e}} \over 2}={\frac {\Delta \sigma }{2E}}={\frac {\sigma _{\text{a}}}{E}}}$

dónde${\displaystyle E}$es el módulo de Young .

La relación para la fatiga de alto ciclo se puede expresar utilizando la amplitud de deformación elástica.

${\displaystyle {\Delta \varepsilon _{\text{e}} \over 2}={\frac {\sigma _{\text{f}}^{\prime }}{E}}(2N_{\text{f}})^{b}}$

dónde${\displaystyle \sigma _{\text{f}}^{\prime }}$es un parámetro que se escala con la resistencia a la tracción obtenida mediante el ajuste de datos experimentales,${\displaystyle N_{\text{f}}}$es el número de ciclos hasta el fallo y${\displaystyle b}$es la pendiente de la curva logarítmica determinada nuevamente mediante ajuste de curvas.

En 1954, Coffin y Manson propusieron que la vida útil a la fatiga de un componente estaba relacionada con la amplitud de la deformación plástica utilizando

${\displaystyle {\Delta \varepsilon _{\text{p}} \over 2}=\varepsilon _{\text{f}}^{\prime }(2N_{\text{f}})^{c}}$.

La combinación de las porciones elástica y plástica proporciona la amplitud de deformación total que tiene en cuenta tanto la fatiga de bajo como de alto ciclo.

${\displaystyle {\Delta \varepsilon \over 2}={\frac {\sigma _{\text{f}}^{\prime }}{E}}(2N_{\text{f}})^{b}+\varepsilon _{\text{f}}^{\prime }(2N_{\text{f}})^{c}}$.

dónde${\displaystyle \sigma _{f}'}$es el coeficiente de resistencia a la fatiga,${\displaystyle b}$es el exponente de resistencia a la fatiga,${\displaystyle \varepsilon _ {f}'}$es el coeficiente de ductilidad por fatiga,${\displaystyle c}$es el exponente de ductilidad por fatiga, y${\displaystyle N_{f}}$es el número de ciclos hasta el fallo (${\displaystyle 2N_{f}}$siendo el número de reversiones a fallo).

La vida útil a fatiga de un componente se puede estimar mediante una ecuación de propagación de grietas , sumando el ancho de cada incremento de propagación para cada ciclo de carga. Se aplican factores de seguridad o de dispersión a la vida útil calculada para tener en cuenta la incertidumbre y la variabilidad asociadas a la fatiga. La tasa de propagación utilizada en las predicciones de propagación de grietas se mide normalmente aplicando miles de ciclos de amplitud constante a una probeta y midiendo dicha tasa a partir del cambio en la compliancia de la misma, o bien midiendo la propagación de la grieta en su superficie. ASTM International ha desarrollado métodos estándar para medir la tasa de propagación. ^{[ 9 ]}

Las ecuaciones de crecimiento de grietas, como la ecuación de Paris-Erdoğan, se utilizan para predecir la vida útil de un componente. Se pueden usar para predecir el crecimiento de una grieta desde 10  µm hasta la falla. Para acabados de fabricación normales, esto puede cubrir la mayor parte de la vida útil por fatiga de un componente, donde el crecimiento puede comenzar desde el primer ciclo. ^{[ 4 ]} Las condiciones en la punta de la grieta de un componente generalmente se relacionan con las condiciones de la probeta de ensayo utilizando un parámetro característico como la intensidad de tensión, la integral J o el desplazamiento de apertura de la punta de la grieta . Todas estas técnicas tienen como objetivo hacer coincidir las condiciones de la punta de la grieta en el componente con las de las probetas de ensayo que dan la tasa de crecimiento de la grieta.

Es posible que se necesiten modelos adicionales para incluir los efectos de retardo y aceleración asociados con sobrecargas o subcargas en la secuencia de carga. Además, podrían ser necesarios datos de crecimiento de grietas pequeñas para que coincidan con la mayor tasa de crecimiento observada en grietas pequeñas. ^{[ 41 ]}

Normalmente, se utiliza una técnica de conteo de ciclos, como el conteo de ciclos de lluvia, para extraer los ciclos de una secuencia compleja. Se ha demostrado que esta técnica, junto con otras, funciona con métodos de crecimiento de grietas. ^{[ 42 ]}

Los métodos de propagación de grietas tienen la ventaja de poder predecir el tamaño intermedio de las mismas. Esta información puede utilizarse para programar inspecciones en una estructura y garantizar su seguridad, mientras que los métodos de deformación/vida útil solo proporcionan la vida útil hasta la falla.

El diseño confiable contra fallas por fatiga requiere una formación completa y experiencia supervisada en ingeniería estructural , ingeniería mecánica o ciencia de los materiales . Existen al menos cinco enfoques principales para asegurar la vida útil de las piezas mecánicas que muestran grados crecientes de sofisticación: ^{[ 43 ]}

1. Diseño para mantener la tensión por debajo del umbral del límite de fatiga (concepto de vida útil infinita);
2. Diseño a prueba de fallos , con degradación gradual y tolerante a fallos : Indique al usuario que reemplace las piezas cuando fallen. Diseñe de tal manera que no exista un único punto de fallo , y que cuando una pieza falle por completo, no provoque un fallo catastrófico de todo el sistema.
3. Diseño de vida útil segura : Diseñar (de forma conservadora) para una vida útil fija después de la cual se le indica al usuario que reemplace la pieza por una nueva (una pieza con vida útil limitada, concepto de vida útil finita o práctica de diseño de "vida útil segura"); la obsolescencia programada y el producto desechable son variantes que diseñan para una vida útil fija después de la cual se le indica al usuario que reemplace todo el dispositivo;
4. Tolerancia al daño : Es un enfoque que garantiza la seguridad de las aeronaves asumiendo la presencia de grietas o defectos incluso en aeronaves nuevas. Los cálculos de propagación de grietas, las inspecciones periódicas y la reparación o sustitución de componentes se pueden utilizar para garantizar que los componentes críticos que puedan contener grietas permanezcan seguros. Las inspecciones suelen utilizar ensayos no destructivos para limitar o controlar el tamaño de las posibles grietas y requieren una predicción precisa de la tasa de propagación de las grietas entre inspecciones. El diseñador establece un programa de revisiones de mantenimiento de la aeronave con la frecuencia suficiente para que las piezas se sustituyan mientras la grieta aún se encuentra en la fase de "crecimiento lento". Esto se conoce a menudo como diseño tolerante al daño o "retirada por causa justificada".
5. Gestión de riesgos : Asegura que la probabilidad de falla se mantenga por debajo de un nivel aceptable. Este enfoque se usa típicamente para aeronaves donde los niveles aceptables pueden basarse en la probabilidad de falla durante un solo vuelo o tomada durante la vida útil de una aeronave. Se supone que un componente tiene una grieta con una distribución de probabilidad de tamaños de grieta. Este enfoque puede considerar la variabilidad en valores tales como tasas de crecimiento de grieta, uso y tamaño crítico de grieta. ^{[ 44 ]} También es útil para considerar daños en múltiples ubicaciones que pueden interactuar para producir daños por fatiga en múltiples sitios o generalizados . Las distribuciones de probabilidad que son comunes en el análisis de datos y en el diseño contra la fatiga incluyen la distribución log-normal , la distribución de valores extremos , la distribución de Birnbaum-Saunders y la distribución de Weibull .

Las pruebas de fatiga se pueden utilizar para componentes como una muestra o un artículo de prueba a escala real para determinar:

1. la velocidad de propagación de grietas y la vida útil por fatiga de componentes como una probeta o un artículo de prueba a escala real.
2. ubicación de las regiones críticas
3. grado de seguridad ante fallos parciales de la estructura
4. el origen y la causa del defecto que inicia la fisura a partir del examen fractográfico de la fisura.

Estas pruebas pueden formar parte del proceso de certificación, como por ejemplo la certificación de aeronavegabilidad .

1. Perforación de tope. Las grietas por fatiga que han comenzado a propagarse a veces pueden detenerse perforando agujeros, llamados topes de perforación, en la punta de la grieta. ^{[ 45 ]} Subsiste la posibilidad de que se inicie una nueva grieta en el lateral del agujero.
2. Mezcla. Las pequeñas grietas se pueden eliminar mediante mezcla y la superficie se puede trabajar en frío o granallar.
3. Agujeros sobredimensionados. Los agujeros con grietas que se extienden desde ellos pueden agrandarse mediante perforación para eliminar las grietas y luego rellenarse con casquillos para restaurar el agujero original. Los casquillos pueden ser casquillos de ajuste por interferencia de contracción en frío para inducir tensiones residuales de compresión beneficiosas. El agujero sobredimensionado también puede trabajarse en frío introduciendo un mandril sobredimensionado a través del agujero. ^{[ 46 ]}
4. Parche. Las grietas pueden repararse instalando un parche o un accesorio de reparación. Se han utilizado parches compuestos para restaurar la resistencia de las alas de las aeronaves tras la detección de grietas o para reducir la tensión antes de que se produzcan, con el fin de mejorar la vida útil a la fatiga. ^{[ 47 ]} Los parches pueden limitar la capacidad de monitorizar las grietas por fatiga y puede ser necesario retirarlos y volver a colocarlos para las inspecciones.

1. Cambio de material. Los cambios en los materiales utilizados en las piezas también pueden mejorar la vida útil a la fatiga. Por ejemplo, las piezas pueden fabricarse con metales con mejor resistencia a la fatiga. El reemplazo y rediseño completos de las piezas también pueden reducir, si no eliminar, los problemas de fatiga. Así, las palas de rotor y las hélices de los helicópteros , fabricadas en metal, se están reemplazando por equivalentes de materiales compuestos . Estos no solo son más ligeros, sino también mucho más resistentes a la fatiga. Son más caros, pero el costo adicional se compensa ampliamente con su mayor integridad, ya que la pérdida de una pala de rotor generalmente conlleva la pérdida total de la aeronave. Un argumento similar se ha esgrimido para el reemplazo de los fuselajes, alas y colas metálicas de las aeronaves. ^{[ 48 ]}
2. Inducir tensiones residuales. El granallado de una superficie puede reducir dichas tensiones de tracción y crear tensiones residuales de compresión , lo que previene la iniciación de grietas. Las formas de granallado incluyen: granallado con perdigones , utilizando proyectiles de alta velocidad, tratamiento de impacto de alta frecuencia (también llamado impacto mecánico de alta frecuencia) utilizando un martillo mecánico, ^{[ 49 ] [ 50 ]} y granallado láser que utiliza pulsos láser de alta energía. El bruñido de baja plasticidad también puede utilizarse para inducir tensiones de compresión en filetes y se pueden utilizar mandriles de trabajo en frío para agujeros. ^{[ 51 ]} Los aumentos en la vida a fatiga y la resistencia están relacionados proporcionalmente con la profundidad de las tensiones residuales de compresión impartidas. El granallado con perdigones imparte tensiones residuales de compresión de aproximadamente 0,005 pulgadas (0,1  mm) de profundidad, mientras que el granallado láser puede alcanzar de 0,040 a 0,100 pulgadas (1 a 2,5  mm) de profundidad, o más. ^{[ 52 ]}
3. Tratamiento criogénico profundo. Se ha demostrado que el uso de tratamiento criogénico profundo aumenta la resistencia a la fatiga. Se ha comprobado que los resortes utilizados en la industria, las carreras de autos y las armas de fuego duran hasta seis veces más cuando se tratan. El agrietamiento por calor, que es una forma de fatiga térmica cíclica, se ha retrasado considerablemente. ^{[ 53 ]}
4. Reconfiguración. Modificar la forma de una concentración de tensión, como un orificio o un recorte, puede utilizarse para prolongar la vida útil de un componente. La optimización de la forma mediante algoritmos de optimización numérica se ha empleado para reducir la concentración de tensión en las alas y aumentar su vida útil. ^{[ 54 ]}

Tras las celebraciones del rey Luis Felipe I en el Palacio de Versalles , un tren que regresaba a París descarriló en Meudon en mayo de 1842 después de que la locomotora delantera sufriera la rotura de un eje. Los vagones que venían detrás se amontonaron sobre las locomotoras siniestradas y se incendiaron. Al menos 55 pasajeros murieron atrapados en los vagones, entre ellos el explorador Jules Dumont d'Urville . Este accidente se conoce en Francia como la «Catástrofe ferroviaria de Meudon» . El accidente fue presenciado por el maquinista británico Joseph Locke y tuvo gran repercusión en Gran Bretaña. Fue objeto de un extenso debate entre los ingenieros, que buscaban una explicación.

The derailment had been the result of a broken locomotive axle. Rankine's investigation of broken axles in Britain highlighted the importance of stress concentration, and the mechanism of crack growth with repeated loading. His and other papers suggesting a crack growth mechanism through repeated stressing, however, were ignored, and fatigue failures occurred at an ever-increasing rate on the expanding railway system. Other spurious theories seemed to be more acceptable, such as the idea that the metal had somehow "crystallized". The notion was based on the crystalline appearance of the fast fracture region of the crack's surface, but ignored the fact that the metal was already highly crystalline.

Two de Havilland Comet passenger jets broke up in mid-air and crashed within a few months of each other in 1954. As a result, systematic tests were conducted on a fuselage immersed and pressurised in a water tank. After the equivalent of 3,000 flights, investigators at the Royal Aircraft Establishment (RAE) were able to conclude that the crash had been due to failure of the pressure cabin at the forward Automatic Direction Finder window in the roof. This 'window' was in fact one of two apertures for the aerials of an electronic navigation system in which opaque fibreglass panels took the place of the window 'glass'. The failure was a result of metal fatigue caused by the repeated pressurisation and de-pressurisation of the aircraft cabin. Also, the supports around the windows were riveted, not bonded, as the original specifications for the aircraft had called for. The problem was exacerbated by the punch rivet construction technique employed. Unlike drill riveting, the imperfect nature of the hole created by punch riveting caused manufacturing defect cracks which may have caused the start of fatigue cracks around the rivet.

The Comet's pressure cabin had been designed to a safety factor comfortably in excess of that required by British Civil Airworthiness Requirements (2.5 times the cabin proof test pressure as opposed to the requirement of 1.33 times and an ultimate load of 2.0 times the cabin pressure) and the accident caused a revision in the estimates of the safe loading strength requirements of airliner pressure cabins.

In addition, it was discovered that the stresses around pressure cabin apertures were considerably higher than had been anticipated, especially around sharp-cornered cut-outs, such as windows. As a result, all future jet airliners would feature windows with rounded corners, greatly reducing the stress concentration. This was a noticeable distinguishing feature of all later models of the Comet. Investigators from the RAE told a public inquiry that the sharp corners near the Comets' window openings acted as initiation sites for cracks. The skin of the aircraft was also too thin, and cracks from manufacturing stresses were present at the corners.

Alexander L. Kielland was a Norwegian semi-submersibledrilling rig that capsized whilst working in the Ekofisk oil field in March 1980, killing 123 people. The capsizing was the worst disaster in Norwegian waters since World War II. The rig, approximately 320 km east of Dundee, Scotland, was owned by the Stavanger Drilling Company of Norway and was on hire to the United States company Phillips Petroleum at the time of the disaster. In driving rain and mist, early in the evening of 27 March 1980 more than 200 men were off duty in the accommodation on Alexander L. Kielland. The wind was gusting to 40 knots with waves up to 12 m high. The rig had just been winched away from the Edda production platform. Minutes before 18:30 those on board felt a 'sharp crack' followed by 'some kind of trembling'. Suddenly the rig heeled over 30° and then stabilised. Five of the six anchor cables had broken, with one remaining cable preventing the rig from capsizing. The list continued to increase and at 18:53 the remaining anchor cable snapped and the rig turned upside down.

In March 1981, the investigative report^[60] concluded that the rig collapsed owing to a fatigue crack in one of its six bracings (bracing D-6), which connected the collapsed D-leg to the rest of the rig. This was traced to a small 6 mm fillet weld which joined a non-load-bearing flange plate to this D-6 bracing. This flange plate held a sonar device used during drilling operations. The poor profile of the fillet weld contributed to a reduction in its fatigue strength. Further, the investigation found considerable amounts of lamellar tearing in the flange plate and cold cracks in the butt weld. Cold cracks in the welds, increased stress concentrations due to the weakened flange plate, the poor weld profile, and cyclical stresses (which would be common in the North Sea), seemed to collectively play a role in the rig's collapse.

• The 1862 Hartley Colliery Disaster was caused by the fracture of a steam engine beam and killed 204 people.
• The 1919 Boston Great Molasses Flood has been attributed to a fatigue failure.
• The 1948 Northwest Airlines Flight 421 crash due to fatigue failure in a wing spar root
• The 1957 "Mt. Pinatubo", presidential plane of Philippine PresidentRamon Magsaysay, crashed due to engine failure caused by metal fatigue.
• The 1965 capsize of the UK's first offshore oil platform, the Sea Gem, was due to fatigue in part of the suspension system linking the hull to the legs.
• The 1968 Los Angeles Airways Flight 417 lost one of its main rotor blades due to fatigue failure.
• The 1968 MacRobertson Miller Airlines Flight 1750 lost a wing due to improper maintenance leading to fatigue failure.
• The 1969 F-111A crash due to a fatigue failure of the wing pivot fitting from a material defect resulted in the development of the damage-tolerant approach for fatigue design.^[61]
• The 1977 Dan-Air Boeing 707 crash caused by fatigue failure resulting in the loss of the right horizontal stabilizer.
• The 1979 American Airlines Flight 191 crashed after engine separation attributed to fatigue damage in the pylon structure holding the engine to the wing, caused by improper maintenance procedures.
• The 1980 LOT Flight 7 crashed due to fatigue in an engine turbine shaft resulting in engine disintegration leading to loss of control.
• The 1985 Japan Airlines Flight 123 crashed after the aircraft lost its vertical stabilizer due to faulty repairs on the rear bulkhead.
• El vuelo 243 de Aloha Airlines de 1988 sufrió una descompresión explosiva a 24.000 pies (7.300 m) tras un fallo por fatiga del motor. 
• El vuelo 232 de United Airlines de 1989 perdió su motor de cola debido a una falla por fatiga en el cubo del disco del ventilador.
• El vuelo 1862 de El Al, en 1992 , perdió ambos motores de su ala derecha debido a una falla por fatiga en el soporte del motor número 3.
• El desastre ferroviario de Eschede en 1998 fue causado por la fatiga del material de una sola rueda compuesta.
• Es probable que el accidente ferroviario de Hatfield en el año 2000 haya sido causado por fatiga por contacto rodante .
• La retirada en el año 2000 de 6,5 millones de neumáticos Firestone en Ford Explorers se originó por el crecimiento de grietas por fatiga que provocaron la separación de la banda de rodadura del neumático. ^{[ 62 ]}
• El vuelo 611 de China Airlines de 2002 se desintegró en pleno vuelo debido a una falla por fatiga del material.
• El vuelo 101 de Chalk's Ocean Airways de 2005 perdió su ala derecha debido a una falla por fatiga provocada por prácticas de mantenimiento inadecuadas.
• El descarrilamiento del tren de Viareggio de 2009 debido a una falla por fatiga.
• El accidente de la central eléctrica de Sayano-Shushenskaya en 2009 se debió a la fatiga del metal en los soportes de las turbinas.
• El vuelo 66 de Air France de 2017 sufrió una falla en el motor durante el vuelo debido a una fractura por fatiga por congelación en el cubo del ventilador.
• Se cree que la implosión del sumergible Titan en 2023 se produjo debido a la delaminación por fatiga de la fibra de carbono utilizada para el casco.