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 cargas insuficientes 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 .

Método de estrés-vida (SN)

El comportamiento a la fatiga de los materiales se caracteriza comúnmente mediante una curva SN , también conocida como curva de Wöhler . Esta se suele representar gráficamente con la tensión cíclica ( S ) frente a los ciclos hasta la falla ( N ) en una escala logarítmica . ^{[ 32 ]} Las curvas SN se derivan de ensayos en muestras del material a caracterizar (a menudo llamadas cupones o especímenes) donde una máquina de ensayo aplica una tensión sinusoidal regular que también cuenta el número de ciclos hasta la falla. Este proceso se conoce a veces como ensayo de cupón. Para mayor precisión, pero menor generalidad, se utiliza el ensayo de componentes. ^{[ 33 ]} Cada ensayo de cupón o componente genera un punto en la gráfica, aunque en algunos casos hay un desbordamiento donde el tiempo hasta la falla excede el disponible para el ensayo (véase censura ). El análisis de datos de fatiga requiere técnicas de estadística , especialmente análisis de supervivencia, regresión lineal y análisis de valores extremos . ^{[ 34 ]}

La progresión de la curva SN puede verse influenciada por muchos factores como la relación de tensiones (tensión media), ^{[ 35 ]} la frecuencia de carga, la temperatura , la corrosión , las tensiones residuales y la presencia de entallas. Un diagrama de vida a fatiga constante (CFL) ^{[ 36 ]} es útil para el estudio del efecto de la relación de tensiones. La línea de Goodman es un método utilizado para estimar la influencia de la tensión media en la resistencia a la fatiga .

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 da como resultado la amplitud de deformación total que tiene en cuenta tanto la fatiga de ciclo bajo como la de ciclo alto.

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

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 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.

El descarrilamiento fue consecuencia de la rotura de un eje de la locomotora . La investigación de Rankine sobre la rotura de ejes en Gran Bretaña puso de relieve la importancia de la concentración de tensiones y el mecanismo de propagación de grietas con cargas repetidas. Sin embargo, sus trabajos, junto con otros que sugerían un mecanismo de propagación de grietas mediante esfuerzos repetidos, fueron ignorados, y las fallas por fatiga se producían a un ritmo cada vez mayor en la creciente red ferroviaria. Otras teorías espurias parecían más aceptables, como la idea de que el metal se había "cristalizado" de alguna manera. Esta noción se basaba en la apariencia cristalina de la región de fractura rápida de la superficie de la grieta, pero ignoraba el hecho de que el metal ya era altamente cristalino.

En 1954, dos aviones de pasajeros de Havilland Comet se desintegraron en el aire y se estrellaron con pocos meses de diferencia. Como consecuencia, se realizaron pruebas sistemáticas en un fuselaje sumergido y presurizado en un tanque de agua. Tras el equivalente a 3000 vuelos, los investigadores del Royal Aircraft Establishment (RAE) concluyeron que el accidente se debió a un fallo en la cabina de presión, concretamente en la ventana delantera del sistema de navegación automática (ADS), situada en el techo. Esta «ventana» era, de hecho, una de las dos aberturas para las antenas de un sistema de navegación electrónico, en la que paneles opacos de fibra de vidrio sustituían al cristal. El fallo fue consecuencia de la fatiga del metal provocada por la presurización y despresurización repetidas de la cabina. Además, los soportes alrededor de las ventanas estaban remachados, no pegados, como indicaban las especificaciones originales del avión. El problema se agravó por la técnica de construcción con remaches perforadores empleada. A diferencia del remachado con taladro, la naturaleza imperfecta del orificio creado por el remachado con punzón provocó grietas por defectos de fabricación que pudieron haber causado el inicio de grietas por fatiga alrededor del remache.

La cabina presurizada del Comet había sido diseñada con un factor de seguridad que superaba con creces el exigido por las Normas Británicas de Aeronavegabilidad Civil (2,5 veces la presión de la prueba de presión de la cabina , frente al requisito de 1,33 veces y una carga máxima de 2,0 veces la presión de la cabina), y el accidente provocó una revisión de las estimaciones de los requisitos de resistencia a la carga segura de las cabinas presurizadas de los aviones comerciales.

Además, se descubrió que las tensiones alrededor de las aberturas de la cabina de presión eran considerablemente mayores de lo previsto, especialmente en las zonas con esquinas afiladas, como las ventanas. Por consiguiente, todos los futuros aviones de pasajeros a reacción incorporarían ventanas con esquinas redondeadas, lo que reduciría notablemente la concentración de tensiones. Esta fue una característica distintiva de todos los modelos posteriores del Comet. Los investigadores de la RAE declararon en una investigación pública que las esquinas afiladas cerca de las aberturas de las ventanas del Comet actuaban como puntos de inicio de grietas. El revestimiento del avión también era demasiado delgado, y se observaron grietas debidas a las tensiones de fabricación en las esquinas.

Alexander L. Kielland era una plataforma de perforación semisumergible noruega que zozobró mientras trabajaba en el campo petrolífero de Ekofisk en marzo de 1980, causando la muerte de 123 personas. El naufragio fue el peor desastre en aguas noruegas desde la Segunda Guerra Mundial. La plataforma, ubicada aproximadamente a 320km al este de Dundee , Escocia, era propiedad de la Stavanger Drilling Company de Noruega y estaba alquilada a la compañía estadounidense Phillips Petroleum en el momento del desastre. Bajo una intensa lluvia y niebla, al anochecer del 27 de marzo de 1980, más de 200 hombres se encontraban fuera de servicio en los alojamientos de Alexander L. Kielland . El viento soplaba con ráfagas de hasta 40 nudos y las olas alcanzaban los 12 m de altura. La plataforma acababa de ser izada desde la plataforma de producción Edda . Minutos antes de las 18:30, quienes se encontraban a bordo sintieron un fuerte crujido seguido de una especie de temblor. De repente, la plataforma se inclinó más de 30° y luego se estabilizó. Cinco de los seis cables de anclaje se habían roto, y el único cable restante impedía que la plataforma volcara. La escora siguió aumentando y, a las 18:53, el cable de anclaje restante se rompió y la plataforma quedó boca abajo. 

En marzo de 1981, el informe de investigación ^{[ 60 ]} concluyó que la plataforma colapsó debido a una grieta por fatiga en uno de sus seis arriostramientos (arriostramiento D-6), que conectaba la pata D colapsada con el resto de la plataforma. Esto se atribuyó a una pequeña  soldadura de filete de 6 mm que unía una placa de brida no portante a este arriostramiento D-6. Esta placa de brida sostenía un dispositivo de sonar utilizado durante las operaciones de perforación. El perfil deficiente de la soldadura de filete contribuyó a una reducción de su resistencia a la fatiga. Además, la investigación encontró cantidades considerables de desgarro lamelar en la placa de brida y grietas frías en la soldadura a tope. Las grietas frías en las soldaduras, el aumento de las concentraciones de tensión debido al debilitamiento de la placa de brida, el perfil deficiente de la soldadura y las tensiones cíclicas (que serían comunes en el Mar del Norte ) parecieron desempeñar un papel colectivo en el colapso de la plataforma.

• El desastre de la mina de carbón de Hartley en 1862 fue causado por la fractura de una viga de una máquina de vapor y provocó la muerte de 204 personas.
• La gran inundación de melaza de Boston de 1919 se ha atribuido a una falla por fatiga.
• El accidente del vuelo 421 de Northwest Airlines en 1948 se debió a una falla por fatiga en la raíz de un larguero del ala.
• El avión presidencial "Mt. Pinatubo" de 1957 , utilizado por el presidente filipino Ramón Magsaysay , se estrelló debido a una falla en el motor causada por la fatiga del metal.
• El vuelco en 1965 de la primera plataforma petrolífera marina del Reino Unido, la Sea Gem , se debió a la fatiga de una parte del sistema de suspensión que unía el casco a las patas.
• El vuelo 417 de Los Angeles Airways de 1968 perdió una de las palas de su rotor principal debido a una falla por fatiga.
• El vuelo 1750 de MacRobertson Miller Airlines de 1968 perdió un ala debido a un mantenimiento inadecuado que provocó una falla por fatiga del material.
• El accidente del F-111A en 1969 , debido a una falla por fatiga del acoplamiento del pivote del ala por un defecto de material, dio como resultado el desarrollo del enfoque de tolerancia al daño para el diseño de fatiga. ^{[ 61 ]}
• El accidente del Boeing 707 de Dan-Air en 1977 fue causado por una falla por fatiga que provocó la pérdida del estabilizador horizontal derecho.
• El vuelo 191 de American Airlines de 1979 se estrelló tras la separación de un motor, un hecho atribuido a daños por fatiga en la estructura del soporte que unía el motor al ala, causados ​​por procedimientos de mantenimiento inadecuados.
• El vuelo 7 de LOT de 1980 se estrelló debido a la fatiga del eje de una turbina del motor, lo que provocó la desintegración del motor y la consiguiente pérdida de control.
• El vuelo 123 de Japan Airlines de 1985 se estrelló después de que la aeronave perdiera su estabilizador vertical debido a reparaciones defectuosas en el mamparo trasero.
• 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 combustible. 
• 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 en 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.