Ni_sub_3_sub_Al合金热机械疲劳裂纹扩展行为研究

Ni3A l合金热/机械疲劳裂纹扩展行为研究

T herm al-mechanical Fatigue Crack Grow th Behavio r

in N i3A l Superalloy

何玉怀,刘绍伦(北京航空材料研究院,北京100095) HE Yu-huai,LIU Shao-lun(Institute of Aeronautical M aterials,Beijing100095,China)

摘要:对I C10定向凝固高温合金进行了450～990℃热/机械疲劳裂纹扩展行为的试验研究。分别研究了相位角、保持时间、温度、频率对I C10合金裂纹扩展行为的影响,并建立了热/机械疲劳裂纹扩展速率预测模型。研究发现:温度的升高和频率的降低均会加速裂纹扩展;同相位热/机械疲劳裂纹扩展速率大于反相位热/机械疲劳裂纹扩展速率,而且它们两者介于最大温度和最小温度的等温疲劳裂纹扩展速率之间;载荷保持加速裂纹扩展。

关键词:热/机械疲劳;金属间化合物;裂纹扩展;同相位;反相位

中图分类号:T G113.25+5 文献标识码:A 文章编号:1001-4381(2000)11-0013-02

Abstract:The ex perimental study abo ut the behavior o f ther mal-mechanical fatigue(TM F)crack g row th w ere conducted in N i3Al intermetallic compound,w hich is candidate m aterial for the heat components of hig h thrust-w eig ht aeronautical engine w ith therm al cy cle of450to990℃.It was investigated that the effects o f phase ang le,lo ad-ho ld,tem perature and frequency on therm al-m echanical fatigue crack g row th rate in Ni3A l superallo y,r espectively.The key results draw n from this study are as follow s:Increasing temperature and decreasing frequency accelerate crack grow th r ate;The crack g row th rate of in-phase thermal-mechanical fatig ue is much larger than that of out-phase therm al-mechanical fatig ue and bo th of them are betw een the cr ack gr ow th rates of450℃isotherm al and990℃iso thermal tests;Load-hold also acceler ates crack gr ow th.

Key words:thermal-m echanical fatigue(T MF);intermetallic com pound;crack gro wth;in-phase; o ut-phase

美国空军1984年发布的发动机结构完整性大纲(ENSIP)M IL-STD-1783规定了发动机断裂关键件要按损伤容限设计,以提高发动机的结构可靠性,确保使用寿命期间的安全。在发动机热端部件的损伤容限设计中有四个比较突出的问题,各部件所承受温度范围极宽的热/机械疲劳载荷;材料的各向异性;多轴加载,以及时间相关的影响。

材料的热/机械疲劳裂纹扩展行为有着很强的材料相关性,不同的材料表现出迥然不同的热/机械疲劳裂纹扩展性能[1～5]。

N i3Al基金属间化合物IC10合金作为一种高推重比航空发动机热端部件的候选材料,对其进行热/机械疲劳裂纹扩展行为研究是有实际意义的。

1　试验材料与试验程序

1.1　试验材料

在本研究中所采用的材料为Ni3Al基金属间化合物IC10合金。1.2　试验试样

在本研究中采用单边缺口拉伸(SENT)试样,W 为15mm,H为60mm,L为156mm,B为5m m,a n 为线切割长度为2m m,a为裂纹长度。

1.3　试验条件与过程

所有试验在热/机械疲劳试验机M TS810上进行,它通过封闭的液压伺服加载系统实现机械加载。试样通过电感应线圈高频感应加热,采用压缩空气吹冷,温度测量通过热电偶控制。疲劳加载系统和温度控制系统都由计算机自动监控。裂纹长度的测量则是采用读数放大望远镜,其读数精度可达0.01mm。

在本研究中,分别进行了等温、等温载荷保持、同相位热/机械疲劳、反相位热/机械疲劳、带保持时间热/机械疲劳等试验。对所有的数据均采用七点递增多项式拟合得出裂纹扩展速率与应力强度因子范围的关系数据。

2　实验结果与分析

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　N i3Al合金热/机械疲劳裂纹扩展行为研究

2.1　温度对IC 10合金疲劳裂纹扩展行为的影响 在频率为2Hz 时,990℃等温疲劳试验的裂纹扩展速率比450℃等温疲劳试验的裂纹扩展速率大两倍多;在频率为0.0083Hz 时,990℃等温疲劳试验的裂纹扩展速率比450℃等温疲劳试验的裂纹扩展速率大接近两个数量级。这说明温度的升高对此材料的裂纹扩展速率有明显的促进作用,但是其裂纹扩展速率不是温度的线性函数。

2.2　频率对IC10合金疲劳裂纹扩展行为的影响 在450℃时,频率的改变对裂纹扩展速率影响不大,450℃(0.0083Hz)与450℃(2Hz)等温疲劳试验裂纹扩展速率相差很小,两者的试验数据曲线几乎重合,但是在990℃时,频率的改变对裂纹扩展速率影响很大,990℃(0.0083Hz)与990℃(2Hz)两个等温疲劳试验的裂纹扩展速率相差一个多数量级。说明这种材料在高温下比在较低温度下对频率敏感得多:在较高温度时,频率的增大能明显加速其裂纹扩展。2.3　相位角对热/机械疲劳裂纹扩展行为的影响 为研究相位角对IC 10合金热/机械疲劳裂纹扩展行为的影响,将其与最大温度和最小温度下的等温疲劳裂纹扩展(三者频率相同)比较,如图1所示。在同一频率下:同相位比反相位热/机械疲劳裂纹扩展速率大了一个数量级,但它们两者均介于最大温度与

最小温度的等温疲劳试验的裂纹扩展速率之间。

图1　相位角对裂纹扩展速率的影响

Fig.1　Effect of phase angle on crcak grow th rates

2.4　保持时间对热/机械疲劳裂纹扩展行为的影响

为研究保持时间对IC10合金热/机械疲劳裂纹扩展行为的影响,在本研究中进行了两种带保持时间的疲劳裂纹扩展试验,分别是990℃等温(保时60s)疲劳裂纹扩展试验和保时120s 的热/机械疲劳裂纹扩展试验,如图2所示。从图2中可以看出,载荷保持对裂纹扩展速率有明显的促进作用,990℃等温(保时60s)疲劳试验比990℃等温(2Hz)疲劳试验的裂纹扩展速率大了一个多数量级,而保时120s 的热/机械疲劳试验又比990℃等温(保时60s)疲劳试验大了

一倍多。

图2　保持时间对裂纹扩展速率的影响Fig.2　Effect of hold time on crcak grow th rates

3　结论

(1)在高温条件下,载荷保持对裂纹扩展有明显的促进作用。

(2)在高温条件下,频率对裂纹扩展速率影响较大,0.0083Hz 等温疲劳试验裂纹扩展速率比2Hz 等温疲劳试验裂纹扩展速率大约两个数量级。

(3)在相同频率下,温度的升高对裂纹扩展有明显的促进作用。

(4)同相位热/机械疲劳疲劳裂纹扩展速率大于反相位热/机械疲劳裂纹扩展速率,热/机械疲劳裂纹扩展速率大于最小温度等温疲劳试验下的扩展速率但小于最高温度等温疲劳试验下的扩展速率。

参考文献

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Non isother mal Conditions [J ].Journal of Engin eering M aterials and T ech nology,1985,(107):172收稿日期:2000-08-10

作者简介:何玉怀(1973-),男,助工,主要从事疲劳断裂研究。联系地址:北京81信箱23分箱(100095)

本文编辑:孙常青

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材料工程/2000年11期　

材料疲劳裂纹扩展设计研究综述

材料疲劳裂纹扩展研究综述 摘要:疲劳裂纹扩展行为是现代材料研究中重要的内容之一。论述了组织结构、环境温度、腐蚀条件以及载荷应力比、频率变化对材料疲劳裂纹扩展行为的影响。总结出疲劳裂纹扩展研究的常用方法和理论模型，并讨论了“塑性钝化模型”和“裂纹闭合效应”与实际观察结果存在的矛盾温度、载荷频率和应力比是影响材料疲劳裂纹扩展行为的主要因素。发展相关理论和方法，正确认识影响机理，科学预测疲劳裂纹扩展行为一直是人们追求的目标。指出了常用理论的不足，对新的研究方法进行了论述。 关键词: 温度; 载荷频率; 应力比; 理论; 方法; 疲劳裂纹扩展 1 前言 19世纪40年代随着断裂力学的兴起，人们对于材料疲劳寿命的研究重点逐渐由不考虑裂纹的传统疲劳转向了主要考察裂纹扩展的断裂疲劳。尽量准确地估算构件的剩余疲劳寿命是人们研究材料疲劳扩展行为的一个重要目的。然而，材料的疲劳裂纹扩展研究涉及了力学、材料、机械设计与加工工艺等诸多学科，材料、载荷条件、使用环境等诸多因素都对疲劳破坏有着显著的影响，这给研究工作带来了极大困难。正因为此，虽然对于疲劳的研究取得了大量有意义的研究成果，但仍有很多问题存在着争议，很多学者还在不断的研究和探讨，力求得到更加准确的解决疲劳裂纹扩展问题的方法和理论。 经过几十年的发展，人们已经认识到断裂力学是研究结构和构件疲劳裂纹扩展有力而现实的工具。现代断裂力学理论的成就和工程实际的迫切需要，促进了疲劳断裂研究的迅速发展。如Rice的疲劳裂纹扩展力学分析(1967年) ，Elber的裂纹闭合理论(1971年) ，Wheeler 等的超载迟滞模

型(1970年) ，Hudak等关于裂纹扩展速率标准的测试方法，Sadananda和Vasudevan ( 1998年)的两参数理论等都取得了一定成果。本文将对其研究中存在问题、常用方法和理论模型、以及温度、载荷频率和应力比对疲劳裂纹扩展影响的研究成果和新近发展起来的相关理论进行介绍。 2 疲劳裂纹扩展研究现存问题 如今，人们在分析材料裂纹扩展问题时最常用到的是“塑性钝化模型”和裂纹尖端因“反向塑性区”等原因导致的“裂纹闭合效应”理论。而它们是否正确，却一直在人们的验证和争论之中。 根据现有的研究结果，有学者提出，若按照“塑性钝化模型”理论，强度高的材料应具有较低的裂纹扩展速率，但实验结果却不能证实这一预测。另外，该“模型”认为的“裂纹尖端的钝化是在拉应力达到最大值时完成的”这一观点在理论上不妥，也与实测结果不符。观察结果表明，裂纹尖端钝化是一个渐进的过程，钝化半径与外载荷大小成正比。 而疲劳裂纹在扩展过程中的“裂纹闭合效应”在什么情况下存在，能否对材料的裂纹扩展速率产生重要影响，考虑“裂纹闭合”的实验室数据能否用于工程中等问题也一直在人们的争论之中。由于“裂纹闭合效应”理论推出的结论是:“对载荷比的依赖性不是材料的内在行为，而是源于裂纹表面提前闭合后应力强度因子幅(△K) 的变化”，所以早在1984年S.Suresh等人就指出[1]，“裂纹闭合”不是一个力学参数，它受构件形状、载荷、环境和裂纹长度等因素的影响。因此，除非在实际使用过程中测量构件的裂纹闭合情况，否则在实验室里做出来的试验结果不能用来预测构件中的裂纹扩展速率。1970年，Ritchie研究钢中裂纹扩展的近门槛值时发现:在真空环境下，应力比R对门槛值几乎没有影响，首度质疑了裂纹闭合的存在性和所起的作用。在前人研究的基础上，美国海军实验室的

疲劳裂纹扩展.

第五章疲劳裂纹扩展 §5.1 概述 前面介绍的内容为静载荷作用下的断裂准则。构件在交变应力作用下产生的破坏为疲劳破坏，疲劳破坏的应力远比静载应力低。 一、疲劳破坏的过程 1）裂纹成核阶段 交变应力→滑移→金属的挤出和挤入→形成微裂纹的核（一般出现于零件表面）。 2）微观裂纹扩展阶段 微裂纹沿滑移面扩展，这个面是与正应力轴成45°的剪应力作用面，是许 沿滑移带的裂纹，此阶段裂纹的扩展速率是缓慢的，一般为10-5mm每循环,裂纹尺寸＜0.05mm。 3）宏观裂纹扩展阶段 裂纹扩展方向与拉应力垂直，为单一裂纹扩展，裂纹尺寸从0.05mm扩展至临a，扩展速率为10-3mm每循环。 界尺寸 c 4）断裂阶段 a时，产生失稳而很快断裂。 当裂纹扩展至临界尺寸 c 工程上一般规定：①0.1mm～0.2mm裂纹为宏观裂纹；②0.2mm～0.5mm，深 0.15mm表面裂纹为宏观裂纹。 N）宏观裂纹扩展阶段对应的循环因数——裂纹扩展寿命。（ p N） 以前阶段对应的循环因数——裂纹形成寿命。（ i 二、高周疲劳和低周疲劳 高周疲劳：当构件所受的应力较低，疲劳裂纹在弹性区内扩展，裂纹的疲劳寿命较长。（应力疲劳） 低周疲劳：当构件所受的局部应力已超过屈服极限，形成较大的塑性区，裂纹在塑性区中扩展，裂纹的疲劳寿命较小。（应变疲劳） 工程中一般规定N ≤105为低周疲劳。 f 三、构件的疲劳设计

1、总寿命法 测定S－N曲线（S为交变应力，N为应力循环周次）。 经典的疲劳设计方法是循环应力范围（S－N）曲线法或塑性总应变法来描述导致疲劳破坏的总寿命。 在这些方法中通过控制应力幅或应变幅来获得初始无裂纹的实验室试样产生疲劳破坏所需的应力循环数和应变循环数。 N=N i +N p (N i 萌生寿命，N p 扩展寿命) 2、损伤容限法（疲劳设计的断裂力学方法） 容许构件在使用期内出现裂纹，但必须具有足够的裂纹亚临界扩展寿命，以保证在使用期内裂纹不会失稳扩展而导致构件破坏。 疲劳寿命定义为从某一裂纹尺寸扩展至临界尺寸的裂纹循环数。

7075-T6铝合金搅拌摩擦焊疲劳裂纹扩展特性

7075-T6铝合金搅拌摩擦焊疲劳裂纹扩展特性1 陈加华1，杨新岐1，吴海亮1，栾国红2 1天津大学材料科学与工程学院，北京 (300072) 2中国搅拌摩擦焊中心北京搅拌摩擦焊技术有限公司，北京 (100024) E-mail：chenjiahua2008@!https://www.wendangku.net/doc/722895043.html, 摘要：搅拌摩擦焊（FSW）作为一种新型固相连接技术在铝合金等轻型合金连接方面具有 很大的优势，建立合理有效的疲劳评定标准是FSW技术推广和应用的必要条件。本文通过 对7075-T6FSW接头不同位置的疲劳裂纹扩展速率进行实验，来研究铝合金FSW接头的疲 劳性能。实验结果表明：后退边HAZ疲劳裂纹扩展速率最慢，而垂直于焊缝区的扩展速率 则最快；焊缝中心区的扩展速率在低△K区会低于前进边HAZ，而到裂纹扩展后期，疲劳 裂纹扩展速率会高于前进边HAZ；与IIW标准的推荐值相比，所有区域的疲劳裂纹扩展速 率均显著低于推荐值，这说明FSW接头的疲劳性能较好。 关键词：搅拌摩擦焊；铝合金；疲劳裂纹扩展速率；焊接缺陷 1．引言 进入21世纪，能源问题已经成为世界上所有国家经济发展的制约因素，节约能源成为大 家的共识，而构件轻量化是其中重要途径，铝合金的使用能大大减轻构件的重量。铝合金材 料具有比强度高，耐腐蚀和易成形等一系列优点，如7xxx系列，在航空、航天、高速列车和 高速舰船等工业制造领域得到越来越广泛的应用。但是，铝合金具有熔点低、热传导系数较 大、热膨胀率高等特点，如采用传统熔焊连接时，将很难保证接头质量[1]。 搅拌摩擦焊（Fiction Stir Welding, 简称FSW）是英国焊接研究所（TWI）1991年发明的 新型固相连接技术，并在全世界范围内申请了专利保护[2]，被誉为是继激光焊接后最为革命 性的连接方法。国内外已有大量实验证明：FSW技术能很好地连接铝合金，且接头强度比熔 焊有很大提高。但在国内关于搅拌摩擦焊接头疲劳性能研究的文献还非常之少，尤其是疲劳 裂纹扩展速率的文章。本文将对7075-T6铝合金FSW接头疲劳裂纹扩展速率进行研究，实验 结果将给疲劳评定机制的建立提供实验依据。 2．实验原理及方法 本试验所采用的材料为铝合金7075-T6，母材热处理状态为T6，其化学成分和基本力学 性能见表2-1和2-2。 表2-1铝合金7075 化学成分 材料 Zn Mg Cu Cr Mn Fe Si Al 7075 5.1~6.1 2.1~2.9 1.2~2.0 0.18~0.28 0.30 0.50 0.40 其余 表2-2 铝合金7075力学性能 材料断裂强度/MPa 屈服强度/MPa 延伸率/% 7075 552±6 520±4 14.4±0.6 此次焊接中的焊接参数为：搅拌头旋转速度800~1000r/min；焊接速度 150~250mm/min； 搅拌头插入深度4.75mm；倾角3°；压入量0.1~0.2mm；预顶压力1.5~2.5KN。所有7075-T6 1本项目是与中国搅拌摩擦焊中心北京赛福斯特技术有限公司的联合研究资助项目（项目编号： cfswt-34-041014）。

铝合金结构腐蚀疲劳裂纹扩展与剩余强度研究_张有宏

第28卷 第2期航 空 学 报 Vo l 128No 12 2007年 3月ACT A A ERON A U T ICA ET A ST RO N AU T ICA SIN ICA M ar. 2007 收稿日期:2005-11-18;修订日期:2006-06-12通讯作者:张有宏E -mail:zyhnpu@hotm https://www.wendangku.net/doc/722895043.html, 文章编号:1000 -6893(2007)02-0332-04铝合金结构腐蚀疲劳裂纹扩展与剩余强度研究 张有宏1,吕国志1,李 仲1,2,陈跃良3,任克亮1 (11西北工业大学航空学院,陕西西安 710072)(21中国飞机强度研究所,陕西西安 710065)(31海军航空工程学院青岛分院,山东青岛 266041) Investigation on Corrosion Fatigue Crack Growth and Residual Strength of Aluminum Alloy Structure ZH A NG You -hong 1 ,LU Guo -zhi 1 ,LI Zho ng 1,2 ,CH EN Yue -liang 3,REN Ke -liang 1 (11Scho ol o f A eronautics,N or thwest Po ly technical U niversity,Xi c an 710072,China) (21A ir cr aft Streng th R esear ch Institute of China,X i c an 710065,China) (31Q ing dao Br anch,Nav al A ero nautical Eng ineering Academy,Qing dao 266041,China) 摘 要:在315%N aCl 腐蚀溶液环境下对含中心孔L Y12CZ 铝合金紧固件的疲劳裂纹扩展进行了试验研究,得到3种不同频率下紧固件的腐蚀疲劳裂纹扩展曲线。试验结果说明,随着频率的增加,腐蚀疲劳裂纹扩展速率逐渐降低,腐蚀溶液中疲劳裂纹扩展速率比在空气中大。以试验数据为基础,结合裂纹扩展分析软件AF GRO W,提出一种可以用数值方法模拟腐蚀疲劳裂纹扩展的方法,模拟结果和试验结果符合较好。对紧固孔试验件利用2种失效模式进行了剩余强度分析,得到腐蚀环境下紧固孔结构的剩余强度曲线。关键词:铝合金;腐蚀疲劳;剩余强度;裂纹扩展;加载频率中图分类号:V 21512;V21615 文献标识码:A Abstract:T he fatig ue cr ack pro pag atio n behavio r o f L Y 12CZ aluminum allo y fastener involving center ho le in 315%N aCl solut ion is investig ated.T he cor rosio n fat igue crack g ro wth cur ves of the specimens at three differ -ent fr equencies are pr esented.Ex per iment al research show s that the cor ro sion fat igue cr ack g row th rate decrea -ses with the incr easing of the loading f requencies,and in co rr osiv e enviro nment,the crack gr ow th rate is lar ger than the rate in air.Based on the ex per iment results,using the A FG RO W so ftwar e,the numer ical simulation met ho d is car ried out to analyze the cor rosion fatig ue crack g row th behavio r;and the pr edict ed r esults are in goo d ag reement w ith the ex perimental r esults.Finally ,the residual strength analy sis o f the specimen using two failur e mo des separ ately is carr ied o ut,and the r esidual st rength curv e of fastener structure in co rr osiv e env -i r onment is obtained. Key words:a luminum allo y;co rr osio n fatigue;r esidual str eng th;cr ack g row th;loading fr equency 在沿海地区服役的老龄飞机,机体结构腐蚀相当严重。腐蚀和疲劳载荷的共同作用严重降低了机体结构寿命和剩余强度,给飞机结构安全性 带来了严重的挑战。在腐蚀环境下疲劳裂纹更易于产生且扩展速率比空气中更快,使得机体结构往往提前失效断裂。但是腐蚀对疲劳寿命和结构安全性的影响尚未完全理解,对机体材料的腐蚀疲劳试验开展得还很少,深入研究腐蚀环境下机体结构的寿命评估问题,成为一个紧迫的任务。在机体结构中,存在大量的通孔紧固件,在沿海腐蚀环境下紧固件处是发生腐蚀损伤的主要位置之一,给整个机体结构带来一定的安全隐患。为此,本文进行了紧固孔的腐蚀疲劳裂纹扩展试验,并利用数值方法对紧固件结构的腐蚀疲劳问题进行 了模拟,为腐蚀环境下服役机体结构的安全性评估提供一定的参考。1 试验及方法 试验件采用含中心孔的LY12CZ 铝合金平板结构。试验件尺寸为300mm @70m m @3m m,中心孔直径为2mm,在中心孔边垂直于加载方向预制两条对称的切口,长度均为1mm 。 在对试验件进行疲劳试验的时候,在试验件夹持处布置自制的透明塑料溶液槽,使其中盛放的315%NaCl 溶液对试验件产生腐蚀作用,进行 试验件的腐蚀疲劳研究。在试验进行过程中,用高倍显微镜测量裂纹长度,直到试验件断裂为止,并记录相应的循环数。利用七点拟合法得到裂纹的扩展速率。 疲劳试验在室温条件下进行,对试验件采用

复合型疲劳裂纹研究的现状与展望

鞍钢技术 复合型疲劳裂纹研究的现状与展望 田常海 (鞍钢技术中心) 摘要　介绍了国内外有关学者对复合型疲劳裂纹扩展的研究情况及试验结果,并对他们的理论加以详细论述,同时提出了今后这一领域的研究方向。 关键词　疲劳裂纹　扩展 Now aday Sit uation and Perspective of the Invest igation of Composite Fatig ue Crack Tian Changhai (AISC Technolog y Center) Abstract　T his a rticle intr oduces t he situation of the study on co mposite fatigue cr ack spread-ing by the fo reign ex per ts and the ex per iment results,gives t he detail discussion o n their theo ry, and point s o ut the direction of t he study in t his f ield as w ell. Key Words　fatig ue crack　spr ead 1　引　言 疲劳裂纹的扩展取决于部件所用的材料性质、几何形状及受载情况等,过去对于疲劳裂纹扩展的描述在工程上一般都基于Paris 公式,它对描述纯Ⅰ型疲劳裂纹扩展是成功的。但是,实际工程中的大多数情况并非是纯Ⅰ型的,而往往是复合型受载,在复合型加载条件下,含有Ⅱ型裂纹的复合型裂纹往往改变原裂纹的扩展方向,含有Ⅲ型裂纹的复合 田常海　工学博士　鞍钢技术中心金检室 邮编　114001型裂纹往往发生裂纹面的扭转,对这一情况, Paris公式便无能为力。于是一些学者进行了Ⅰ-Ⅱ、Ⅰ-Ⅲ复合型裂纹扩展试验,提出了描述复合型裂纹扩展的理论。 2　Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹的扩展 2.1　Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹门槛值试验 Qao H ua〔1〕等人利用单边缺口试样(受非对称的四点弯曲循环加载和含倾斜裂纹板试样承受循环双轴拉伸)进行了大量的铁合金和有色合金疲劳裂纹门槛值试验,获得了Ⅰ-Ⅱ复合型裂纹门槛值分布图,如图1所示。图1中的实线表示下限门槛值,低于此值

5E62铝合金疲劳裂纹扩展行为的有限元模拟

5E62铝合金疲劳裂纹扩展行为的有限元模拟飞机蒙皮占整机结构重量的50%以上,需要承受复杂的气动载荷作用,是现代飞机损伤容限设计重点关注的构件。聂祚仁课题组自主研发的5E62铝合金,主要应用于飞机蒙皮材料,其强度和耐损伤性能具有较高的匹配程度。 采用实验与数值模拟相结合的方式对材料疲劳破坏过程进行预测,可以大量节约人力、物力和财力,是工程应用中预防疲劳破坏的发生好方法。使用XFEM 方法对5E62-O铝合金MT试样疲劳裂纹扩展路径及扩展过程中裂纹尖端应力场分布、应力强度因子KI和疲劳裂纹扩展速率进行了模拟计算。 模拟结果表明裂纹扩展路径与实验一致,均垂直于应力加载方向沿直线扩展;XFEM方法计算的Paris区疲劳裂纹扩展速率与理论值和实验值均有较好的一致性,疲劳裂纹扩展速率随?K值的增加近似线性增长。使用XFEM方法计算半裂纹长度从4.5mm到26.5mm的KI值与理论值比较接近,最大误差为8.9%。 模拟计算获得的稳态扩展区间裂纹长度为5.8~24.5mm,与实验获得的Paris 区间裂纹长度误差分别为22.4%和16.3%。通过调用ABAQUS率相关用户材料子程序建立晶体塑性有限元模型,计算单/双织构裂纹尖端应力分布、裂纹尖端张开位移和J积分,探究取向对裂纹扩展的影响。 Cube和S织构裂纹尖端塑性区、S22、CTOD和J积分均小于Goss和Brass 织构,应力释放区域则反之;Cube织构Mises等效屈服应力、CTOD和J积分最小,S 织构裂纹尖端的Mises最大,但其他两个方向分担了一部分的应力,使得对裂纹扩展起主要作用的S22保持较低的水平,Goss织构的塑性区和J积分最大,Brass 织构的CTOD最大。由此说明Cube和S织构具有较强的抵抗裂纹扩展的能力,Goss 和Brass织构具有较差的抵抗裂纹扩展的能力。

疲劳裂纹扩展

疲劳裂纹扩展

不锈钢304L的疲劳裂纹扩展模拟 Feifei Fan, Sergiy Kalnaus, Yanyao Jiang （美国内华达大学机械工程学院） 摘要：一个基于最近发展的疲劳方法的实验用来预测不锈钢304L的裂纹扩展。这种疲劳方法包括两个步骤：（1）材料的弹塑性有限元分析；（2）多轴疲劳标准在基于有限元分析的可输出的拉伸实验的裂纹萌生与扩展预测中的应用。这种有限元分析具有这样的特点：能够实现在先进循环塑性理论下扑捉材料在常幅加载条件下重要的循环塑性行为。这种疲劳方法是基于这样的理论:当累计疲劳损伤达到一个特定值时材料发生局部失效，而且这种理论同样适用于裂纹的萌生与扩展。所以，一组材料特性参数同时用来做裂纹的萌生与扩展预测，而所有的材料特性参数都是由平滑试样试验产生。这种疲劳方法适用于I型紧凑试样在不同应力比和两步高低加载顺序下等幅加载的裂纹扩展。结果显示，这种疲劳方法能够合理的模拟在试验上观察到的裂纹扩展行为，包括刻痕影响、应力比的影响和加载顺序的影响。另外，这种还方法能够模拟从刻痕到早期的裂纹扩展和疲劳全寿命，而且预测的结果和试验观察的结果吻合得很好。 关键词：累计损伤；疲劳裂纹扩展；疲劳标准 1 .简介 工程承压设备经常承受到循环加载，一般说来，疲劳过程有三个阶段组成：裂纹萌生和早期裂纹扩展、稳定裂纹扩展和最后的疲劳断裂。裂纹扩展速率dN da/通常被表示为重对数图尺在应力强度因素范围上的一个功能。在常幅加载下，不同应力比时稳定的裂纹扩展结果通常服从Paris公式和其修正公式。常幅疲劳加载下不同材料的行为不同。有些材料表现为应力比的影响：在相同应力比时，裂纹扩展速率曲线一致，但是，应力比增大时，裂纹扩展速率也增大。而其他金属材料没有表现出任何应力比的影响，而且在恒幅加载其裂纹扩展速率曲线在重对数图纸上重合。 在变幅加载条件下疲劳裂纹扩展行为作为另一个课题已经研究了若干年了。过载和变幅加载的应用对疲劳裂纹扩展研究产生了重大的影响。对于大多数金属材料而言，上述加载方法的应用导致疲劳裂纹扩展速率减慢。基于线弹性断裂力学的理论，这种过渡行为经常使用应力强度因子和通过引入在稳定裂纹扩展状态下的Paris公式的修

综述-铝合金疲劳及断口分析

文献综述 （2011级） 设计题目铝合金疲劳及断口分析 学生姓名胡伟 学号201111514 专业班级金属材料工程2011级03班指导教师黄俊老师 院系名称材料科学与工程学院 2015年4月12日

铝合金疲劳及断口分析 1 绪论 1.1 引言 7系铝合金包括Al-Zn-Mg 系和Al-Zn-Mg-Cu 系合金，此类合金具有密度低、比强度高、良好的加工性能及优良的焊接性能等一系列优点。随着应用在铝合金上的热处理工艺及微合金化技术的不断改进，其力学性能被大幅度强化，综合性能也得到了全面提升。在航空航天、建筑、车辆、、桥梁、工兵装备和大型压力容器等方面都得到了广泛的应用。 现代工业的飞速发展，对7 系铝合金的强度、韧性以及抗应力腐蚀性能等提出了更高的要求。但是，存在另外一个现象，在各行各业的领域中，铝合金设备偶尔会出现难以察觉的断裂，在断裂之前很难甚至无法察觉到一点塑性变形。这种断裂形式，对人身以及财产安全造成了不可挽回的损失。经过大量实验表明，这些断裂是由于材料的疲劳引起，材料在交变载荷的长期作用下，表面或者内部，尤其是内部会产生微观裂纹。本文主要研究铝合金疲劳引起的裂纹以及疲劳断口分析，此类研究对于日后的生产安全，有重大意义。 1.2 7系铝合金的发展历史 在20世纪20年代，德国的科学家研制出Al-Zn-Mg系合金，由于该合金抗应力腐蚀性能太差，并未得到产业内应用。在20世纪30年代初一直到二战结束期间，各个国家在研究中发现，Cu元素可以提高铝合金的抗应力腐蚀性能。在此，开发了大量Al-Zn-Mg 系合金，因此忽视了对Al-Zn-Mg 系合金的研究。德、美、苏、法等国在Al-Zn-Mg-Cu 系合金基础上成功地开发了7075 、B93 和D。T。 D683 等合金。目前正广泛应用在航空航天事业上，但是强度、韧性、抗应力腐蚀性能三者之间未能实现最佳组合状态。20世纪50年代，德国

用现有疲劳试验数据确定疲劳裂纹扩展率

用现有疲劳试验数据确定疲劳裂纹扩展率 收录：《中国造船》 - 2003年,03期 作者：周驰 关键词：船舶 疲劳寿命的预报在船舶与海洋工程领域中相当重要,但其关键问题是要找到一种较科学的疲劳寿命预报方法.最近,本文第二作者提出了一种海洋结构物疲劳寿 命预报的统一方法.该方法是基于疲劳裂纹扩展理论而发展起来的,在其九个参 数模型的假设之下,能够较好地解释一些其它方法所不能解释的现象.采用该方 法的主要障碍在于需要确定疲劳裂纹扩展率.作者通过对不同的疲劳裂纹扩展率的比较研究,并推广McFvily模型后,提出了一个具有较宽适用范围的九个参数 疲劳裂纹扩展率模型(从门槛域一直到不稳定断裂域).本文的主要目的是解决如何根据一些现有的疲劳试验数据来确定这九个模型参数的问题.文中给出了通过实验数据确定裂纹扩展率模型中各个参数的方法,并进行了模型参数的灵敏度分析.通过对文献中一些试验数据的收集,给出了几种常用金属材料的裂纹扩展率 模型参数. Determination of Fatigue Crack Growth Rate Using Existing Data 正在加载... 确定疲劳裂纹扩展理论门槛值的方法 Methods of Determination of Fatigue Crack Growth Theoretical Threshold 疲劳裂纹扩展 疲劳裂纹扩展理论门槛值ΔKthT的方法,特别对利用疲劳裂纹扩展速率表达式、根据da/dN～ΔK试验数据外推确定ΔKthT的三种方法作了较为详细的介绍,并用四套试验数据进行评估,结果显示,如果所采用的表达式能够正确反映近

金属材料疲劳研究综述

金属材料疲劳研究综述 摘要：人会疲劳，金属也会疲劳吗？早在100多年前，人们就发现了金属也是会疲劳的，并且发现了金属疲劳带给人们各个方面的危害，所以研究金属材料的疲劳是非常有必要的。本文主要讲述了国内外关于金属疲劳的研究进展，概述了金属产生疲劳的原因及影响因素，以及金属材料疲劳的试验方法。 关键词：金属材料疲劳裂纹疲劳寿命 一．引言 金属疲劳的概念，最早是由J．V．Poncelet 于1830 年在巴黎大学讲演时采用的。当时，“疲劳”一词被用来描述在周期拉压加载下材料强度的衰退。引述美国试验与材料协会( ASTM) 在“疲劳试验及数据统计分析之有关术语的标准定义”( EZ06-72) 中所作的定义: 在某点或某些点承受挠动应力，且在足够多的循环挠动作用之后形成裂纹或完全断裂时，材料中所发生的局部永久结构变化的发展过程，称为“疲劳”。金属疲劳是指材料、零构件在循环应力或循环应变作用下，在一处或几处逐渐产生局部永久性累积损伤，经一定循环次数后产生裂纹或突然发生完全断裂的过程。在材料结构受到多次重复变化的载荷作用后，应力值虽然始终没有超过材料的强度极限，甚至比弹性极限还低的情况下就可能发生破坏，这种在交变载荷重复作用下材料和结构的破坏现象，就叫做金属的疲劳破坏。据统计金属材料失效80%是由于疲劳引起的，且表现为突然断裂，无论材料为韧性材料还是塑性材料都表现为突然断裂，危害极大，所以研究金属的疲劳是

非常有必要的。 由于金属材料的疲劳一般难以发现，因此常常造成突然的事故。早在100多年以前，人们就发现了金属疲劳给各个方面带来的损害。由于但是条件的限制，还不能查明疲劳破坏的原因。在第二次世界大战期间，美国的5000艘货船共发生1000多次破坏事故，有238艘完全报废，其中大部分要归咎于金属的疲劳。2002 年 5 月，华航一架波音747-200 型客机在由台湾中正机场飞往香港机场途中空中解体，19 名机组人员及206名乘客全部遇难。调查发现，飞机后部的金属疲劳裂纹造成机体在空中解体，是导致此次空难的根本原因。直到出现了电子显微镜之后，人类在揭开金属疲劳秘密的道路上不断取得了新的成果，才开发出一些发现和消除金属疲劳的手段。 二．金属疲劳的有关进展 1839年巴黎大学教授在讲课中首先使用了“金属疲劳”的概念。1850一1860年德国工程师提出了应力-寿命图和疲劳极限的概念。1870一1890年间，Gerber研究了平均应力对疲劳寿命的影响。Goodman提出了考虑平均应力影响的简单理论。1920年Griffith发表了关于脆性材料断裂的理论和试验结果。发现玻璃的强度取决于所包含的微裂纹长度，Griffith理论的出现标志着断裂力学的开端。1945年Miner用公式表达出线性积累损伤理论。五十年代，力学理论上对提出应力强度因子K的概念。六十年代，Manson—Coffin公式概括了塑性应变幅值和疲劳寿命之间的关系。Paris在1963年提出疲劳裂纹扩展速率da／dN和应力强度因子幅值?k之间的关系。1974年，美

时效状态对7055铝合金疲劳裂纹扩展速率的影响

第28卷 第6期 2008年12月 航 空 材 料 学 报 J OURNAL OF A ERONAUT ICAL MAT ER I A LS V ol 28,N o 6 D ece m be r 2008 时效状态对7055铝合金疲劳裂纹扩展速率的影响 黄 敏1 , 陈军洲2 , 戴圣龙1 , 甄 良2 , 杨守杰 1 (1.北京航空材料研究院,北京100095;2.哈尔滨工业大学材料科学与工程学院,哈尔滨150001) 摘要:研究了室温大气环境下欠时效态和峰时效态7055铝合金的疲劳裂纹扩展行为,并分别利用透射电镜和扫描电镜对合金的微观组织及疲劳断口进行分析。结果表明,欠时效态合金的疲劳裂纹扩展速率较慢,表现出较大的疲劳裂纹扩展抗力。而峰时效态合金的疲劳裂纹扩展速率较快,疲劳裂纹扩展抗力较小。用位错的平面滑移性和循环滑移可逆性解释了时效对疲劳裂纹扩展速率的影响。欠时效态和峰时效态的疲劳断口均以穿晶为主。在疲劳裂纹的第二扩展阶段,欠时效态合金呈现清晰的疲劳条纹,而峰时效态合金出现二次裂纹,未发现疲劳条纹。关键词:7055铝合金;时效;疲劳裂纹扩展速率;疲劳断口 中图分类号:TG113 文献标识码:A 文章编号:1005 5053(2008)06 0023 04 收稿日期:2008 03 01;修订日期:2008 06 17 基金项目:国家重点基础研究发展计划973计划(2005CB23705) 作者简介:黄敏(1974 ),男,工程师,主要从事高强铝合金研究,(E m a il)m i n huang @bia m ac cn 。 7055铝合金是由美国铝业公司研发的一种A l Zn M g Cu 系新型超高强铝合金,得益于高的Zn /M g 比、Cu /M g 比以及T77处理,该合金具有高强度、低密度、高的断裂韧度、良好的抗腐蚀性能以及优异的疲劳裂纹扩展抗力等诸多优点[1] ,在航空航天领域具有较大的应用潜力。国外对该合金的研究已经成熟,并已将其应用于Boeing 777和A380客机。目前,国内研究还停留在起步阶段。 最近关于时效析出相对7055铝合金强度影响 的研究比较多[2-4] ,但对该合金疲劳裂纹扩展速率 的研究较少,尤其是时效析出相对疲劳裂纹扩展速率的影响更是鲜有报道。Sri v atsan [5] 曾对T77状态 的7055铝合金的疲劳性能进行研究,但他没有引入时效状态的影响。本研究以欠时效态和峰时效态7055铝合金为典型材料,研究不同时效状态对合金疲劳裂纹扩展行为的影响。 1 实验材料及方法 实验材料为7055铝合金,其化学成分见表1。 表1 7055铝合金的化学成分/w t % T ab l e 1 Che m i ca l compositi ons o f 7055a l um i nu m a lloy /w t % Zn M g Cu Z r F e S i C r A l 7.8 1.9 2.4 0.12 0.06 0.06 0.005 Ba l 从7055铝合金原板中切取片状拉伸试样,其标 距尺寸为15mm 6mm 1.5mm 。试样经固溶处理(在盐浴炉中477 保温1h 水淬)后,在120 干燥箱中进行人工时效。常温拉伸试验在Instron 5500万能电子拉伸机完成,拉伸方向与板材的轧制方向平行。图1为7055铝合金120 下保温不同时间的力学性能演变。从图中看出, 合金强度 图1 7055铝合金120 下保温不同时间的 力学性能演变 F i g.1 Evo l uti on of m echan ica l prope rti es o f 7055A l all oy dur i ng ag eing a t 120

金属材料疲劳裂纹扩展速率实验

一. 《金属材料疲劳裂纹扩展速率实验》 实验指导书 飞机结构强度实验室 2007年3月

金属材料疲劳裂纹扩展速率实验 1 试验目的 1．了解疲劳裂纹扩展试验的基本原理 2．掌握金属材料疲劳裂纹扩展速率试验测定方法 3．掌握疲劳裂纹扩展试验测定装置的使用方法 4．掌握疲劳裂纹扩展数据处理方法 2 基本原理 结构在交变载荷的作用下，其使用寿命分为裂纹形成寿命和裂纹扩展寿命两部分。裂纹形成寿命为由微观缺陷发展到宏观可检裂纹所对应的寿命，裂纹扩展寿命则是由宏观可检裂纹扩展到临界裂纹而发生破坏这段区间的寿命，裂纹扩展由断裂力学方法确定。 2.1疲劳裂纹扩展速率 裂纹扩展速率dN da ，即交变载荷每循环一次所对应的裂纹扩展量，在疲劳裂纹扩展过程中，dN da 不断变化，每一瞬时的dN da 即为裂纹长度a 随交变载荷循环数N 变化的N a -曲线在该点的斜率。裂纹扩展速率dN da 受裂纹前缘的交变应力场的控制，主要是裂纹尖端的交变应力强度因子的范围K ?和交变载荷的应力比R 。线弹性断裂力学认为，在应力比不变的交变载荷的作用下，dN da 随K ?的变化关系在双对数坐标系上呈图1所示的形状。 Ⅰ Ⅱ Ⅲ log (?K ) ?K c ?K th log(d a /d N ) 图1 d d a N K -?曲线形状 K dN da ?-曲线分成三个阶段：低速扩展段I 、稳定扩展段II 和快速扩展段III ，阶段I 存在的垂直渐进线th K K ?=?称为裂纹扩展门槛值，当th K K ?

金属材料疲劳研究综述资料讲解

金属材料疲劳研究综 述

金属材料疲劳研究综述 摘要：人会疲劳，金属也会疲劳吗？早在100多年前，人们就发现了金属也是会疲劳的，并且发现了金属疲劳带给人们各个方面的危害，所以研究金属材料的疲劳是非常有必要的。本文主要讲述了国内外关于金属疲劳的研究进展，概述了金属产生疲劳的原因及影响因素，以及金属材料疲劳的试验方法。 关键词：金属材料疲劳裂纹疲劳寿命 一．引言 金属疲劳的概念，最早是由 J． V． Poncelet 于 1830 年在巴黎大学讲演时采用的。当时，“疲劳”一词被用来描述在周期拉压加载下材料强度的衰退。引述美国试验与材料协会( ASTM) 在“疲劳试验及数据统计分析之有关术语的标准定义”( EZ06-72) 中所作的定义: 在某点或某些点承受挠动应力，且在足够多的循环挠动作用之后形成裂纹或完全断裂时，材料中所发生的局部永久结构变化的发展过程，称为“疲劳”。金属疲劳是指材料、零构件在循环应力或循环应变作用下，在一处或几处逐渐产生局部永久性累积损伤，经一定循环次数后产生裂纹或突然发生完全断裂的过程。在材料结构受到多次重复变化的载荷作用后，应力值虽然始终没有超过材料的强度极限，甚至比弹性极限还低的情况下就可能发生破坏，这种在交变载荷重复作用下材料和结构的破坏现象，就叫做金属的疲劳破坏。据统计金属材料失效80%是由于疲劳引起的，且表现为突然断裂，无论材

料为韧性材料还是塑性材料都表现为突然断裂，危害极大，所以研究金属的疲劳是非常有必要的。 由于金属材料的疲劳一般难以发现，因此常常造成突然的事故。早在100多年以前，人们就发现了金属疲劳给各个方面带来的损害。由于但是条件的限制，还不能查明疲劳破坏的原因。在第二次世界大战期间，美国的5000艘货船共发生1000多次破坏事故，有238艘完全报废，其中大部分要归咎于金属的疲劳。2002 年 5 月，华航一架波音747-200 型客机在由台湾中正机场飞往香港机场途中空中解体，19 名机组人员及 206名乘客全部遇难。调查发现，飞机后部的金属疲劳裂纹造成机体在空中解体，是导致此次空难的根本原因。直到出现了电子显微镜之后，人类在揭开金属疲劳秘密的道路上不断取得了新的成果，才开发出一些发现和消除金属疲劳的手段。 二．金属疲劳的有关进展 1839年巴黎大学教授在讲课中首先使用了“金属疲劳”的概念。1850一1860年德国工程师提出了应力-寿命图和疲劳极限的概念。1870一1890年间，Gerber研究了平均应力对疲劳寿命的影响。Goodman提出了考虑平均应力影响的简单理论。1920年Griffith发表了关于脆性材料断裂的理论和试验结果。发现玻璃的强度取决于所包含的微裂纹长度，Griffith理论的出现标志着断裂力学的开端。1945年Miner用公式表达出线性积累损伤理论。五十年代，力学理论上对提出应力强度因子K的概念。六十年代，Manson—Coffin公

钢轨踏面疲劳裂纹扩展行为分析_王建西

第26卷第2期 华 东 交 通 大 学 学 报V o.l 26 N o .2 2009年4月Journa l o f East Ch i na Jiao tong U ni v ers it y A pr .,2009收稿日期:2009-01-13 基金项目:教育部博士点基金新教师项目资助课题(200802471003)作者简介:王建西(1979-),男,河南许昌人,博士研究生。 文章编号:1005-0523(2009)02-0001-07 钢轨踏面疲劳裂纹扩展行为分析 王建西,许玉德,曹 亮 (同济大学道路与交通工程教育部重点实验室,上海201804) 摘要:根据试验观察的裂纹尖端特征,建立了钝形疲劳裂纹模型,以裂纹尖端位移为断裂参量,分析了U 75V 钢弹塑性情况下踏面疲劳裂纹扩展特性。结果显示:踏面疲劳裂纹尖端有较大的塑性区,应采用弹塑性断裂力学理论分析踏面疲劳裂纹的扩展行为;裂纹尖端滑动位移受轮轨力、轮轨摩擦系数和裂纹面摩擦系数影响,其中裂纹面摩擦系数对裂纹尖端滑动位移影响最大。裂纹尖端张开位移主要受轮轨力和轮轨摩擦系数影响。利用塑性复合系数分析踏面疲劳裂纹扩展特性,认为踏面疲劳裂纹主要以?/ò复合型扩展方式扩展。 关 键 词:钢轨;弹塑性;钝形裂纹;裂纹尖端位移;复合裂纹 中图分类号:U 213.42 文献标识码:A 随着列车提速和重载列车的开行,钢轨轨面伤损成增加趋势 [1、2]。在钢轨轨面伤损中,钢轨踏面疲劳裂纹是其中一种重要的伤损形式。钢轨踏面疲劳裂纹的产生不仅影响行车品质,甚至可能导致断轨,危及行车安全 [3]。为了分析疲劳裂纹的扩展行为,很多学者进行了深入的研究。R ingsber g JW 等利用有限元[4、5],M akoto AKAMA 等利用边界元[6]采用线弹性断裂力学对疲劳裂纹的扩展行为进行了分析;李晓宇 等分析了轮轨接触位置对应力强度因子的影响[7]。这些研究中大都是分析了弹性状态下疲劳裂纹扩展 特性,但试验研究发现裂纹尖端存在明显的塑性变形,裂纹尖端钝化 [8、9]。本文建立了考虑材料弹塑性特点的钝形踏面疲劳裂纹模型,对踏面疲劳裂纹扩展特性进行了分析。这将为建立疲劳裂纹扩展速率模型 提供依据,为制定预防疲劳裂纹的措施提供理论指导。1 踏面疲劳裂纹模型 踏面裂纹是轮轨反复作用的结果,而随着轮轨反复接触,轮轨产生磨耗,轮轨接触表面不断发生变化,轨顶圆弧会被磨成平面形状,这样可以把轮轨接触看作是一圆柱体作用在平面上,因此,假设轮轨接触是一种平稳接触,建立二维滚动接触模型来分析疲劳裂纹扩展特性。文献[10]认为轮轨在轨顶接触时赫兹接触应力与采用弹塑性有限元计算的接触应力差异不大,因此,以移动荷载模拟车轮的滚动;轮轨接触应力为二维赫兹分布[11]: p (x )=P 01-x -e b 2(1)

疲劳裂纹扩展实验准备

疲劳裂纹扩展和热解碳复合材料的断裂 热解碳在人工心脏瓣膜上的成功应用已经有了很长一段时间的历史了。稳定疲劳裂纹扩展的证实使人们对于了解什么情况下会发生稳定疲劳裂纹扩展现象产生了浓厚的兴趣。在人工心瓣的许多应用中，制作材料都是采用的以石墨为核心，以热解碳为两侧表面的三层复合形式。这篇文章描述的实验就是针对研究石墨、整体热解碳和这种三层结构的石墨与热解炭的复合体进行的。 实验的主要目的是遵循ASTM标准E647的实验步骤来确定疲劳裂纹扩展率。此外，在疲劳测试完成之后，也可以通过相同的试样来确定平面应变断裂韧性K IC。其测试的步骤遵循ASTM标准E399. 试验样品 实验样品是一种对ASTM标准E399的圆盘紧凑拉伸样品DC（T）进行了改进的试样。这种样品与标准样品的稍微不同在于它没有被削平的部分也就是说没有尺寸c，形状上是一个完整的圆形。其公称直径为25.4mm，并且带着一个机械加工出来的4.8mm的裂纹，这个机械裂纹宽度为0.2mm，其尖端圆角半径为0.1mm。（样品的边缘是否可以有涂层，对结果会有什么影响？） 其中有一组复合试样，（这里所说的一组是复合样品的哪一组，还是所有的复合样品都是这种形式？）其试样中间有一个直径为3.2mm的孔，所以其机

械裂纹的长度名义上就变为8.0mm。这个机械加工缺口越过中间孔向试样背面延伸了大约0.5mm。（这里有孔样品与没有孔的样品在实验过程和结果上有区别没有？） 因为使用的试验样品和ASTM标准的E399DC(T)样品稍有不同，所以这里把K1值作为裂纹尺寸的函数，并采用有限元分析去确定K1值。（应力强度因子K1值与△K如何确定，可以直接读出还是需要自己计算？）结果显示，对于E399样品的描述同样适用于现在这种试验样品，并且误差在2%范围之内。这样的话，所有的计算过程都可以依据E399DC(T)样品的步骤来进行。 许多的实验圆片都是用中间是石墨、外围涂层是热解碳的三层复合材料制成。因为两种材料的弹性模量不同，所以在每一层上，给定的裂纹长度所对应的应力强度因子也不尽相同。在这篇文章中，假设所有的圆盘都具有一致的弹性模量，根据E399计算出了所有的应力强度因子的数据。 实验材料 石墨的样品是由半导体石墨股份有限公司利用石墨块切削加工制成的。根据钨的含量分为两个等级，AXF-5Q（含钨0%）和AXF-5Q10W（含钨10%）。（这里石墨样品的厚度为多少？） 单片热解碳样品是这样制成的：先在石墨圆盘两侧表面上涂覆0.69mm厚

金属材料 疲劳试验 疲劳裂纹扩展方法(标准状态：现行)

I C S77.040.10 H22 中华人民共和国国家标准 G B/T6398 2017 代替G B/T6398 2000 金属材料疲劳试验疲劳裂纹扩展方法M e t a l l i cm a t e r i a l s F a t i g u e t e s t i n g F a t i g u e c r a c k g r o w t hm e t h o d (I S O12108:2012,MO D) 2017-07-12发布2018-04-01实施中华人民共和国国家质量监督检验检疫总局

目 次 前言Ⅲ 1 范围1 2 规范性引用文件1 3 术语和定义1 4 符号和缩写3 5 试样5 6 试验设备13 7 试验步骤1 8 8 裂纹长度测量21 9 计算22 10 试验报告23 附录A (资料性附录) 裂纹长度的非目测法测量 电位法28 附录B (资料性附录) 裂纹长度的非目测法测量 柔度法30 附录C (资料性附录) 含水介质中疲劳裂纹扩展测定的特殊要求36 附录D (资料性附录) 疲劳小裂纹扩展测定方法40 附录E (资料性附录) 疲劳裂纹张开力的测定方法44 参考文献48

前言 本标准按照G B/T1.1 2009给出的规则起草三 本标准代替G B/T6398 2000‘金属材料疲劳裂纹扩展速率试验方法“,与G B/T6398 2000相比主要技术变化如下: 修改了标准的适用范围(见第1章); 修改了规范性引用文件(见第2章); 修改了符号二定义,将其分为术语和定义二符号和说明两章(见第3章二第4章,2000版第3章); 修改了试样类型(见第5章,2000版第4章); 修改了试验设备要求(见第6章,2000版第5章); 修改了试验程序要求,本标准用第7章试验步骤和第8章裂纹长度测量来阐述对试验过程的要求; 修改了试验结果的处理和计算的要求(见第9章,2000版第7章二第8章); 删除了有效性试验数据的判据;删除了对高应变硬化材料的有效性试验数据的判据要求;删除了应力强度因子计算部分的内容; 删除原标准附录A内容;将原标准附录D作为本标准附录A(资料性附录);将原标准附录E 作为本标准附录D(资料性附录);将原标准附录F作为本标准附录E(资料性附录);增加本标 准附录C(资料性附录)含水介质中疲劳裂纹扩展速率测试的试验程序的要求三 本标准使用重新起草法修改采用I S O12108:2012‘金属材料疲劳试验疲劳裂纹扩展方法“三主要结构与国际标准一致三本标准对I S O12108:2012在以下方面进行了修改和补充,并在正文中它们所涉及的条款的页边空白处用垂直单线标识: 关于规范性引用文件,本标准做了具有技术性差异的调整,以适应我国的技术条件,调整的情 况集中反映在第2章 规范性引用文件 中,具体调整如下: ?用修改采用国际标准的G B/T25917代替I S O4965.1(见6.1.1); ?增加引用了G B/T10623(见第3章); ?增加引用了G B/T16825.1(见6.1.3); ?增加引用了I S O23788(见6.1.2)三 增加预裂纹长度的术语及定义(见3.20); 纠正I S O12108:2012的错误,将I S O12108:2012中 ΔK t h定义为裂纹扩展速率等于10-8mm/c y c l e时对应的ΔK值 ,修改为 ΔK t h定义为裂纹扩展速率等于10-7mm/c y c l e时 对应的ΔK值 (见9.3); 为与新的国际标准I S O23788‘金属材料疲劳试验机同轴度校准“要求保持一致,修改了试验 机同轴度的要求(见6.1.2,I S O12108:20125.1.2); 按照I S O23788关于加载同轴度的计算公式,删除了国际标准弯曲应变的计算公式(见6.1.2, I S O12108:20125.4.5)三 本标准还做了下列编辑性修改: 将I S O12108:2012的第5章 试验设备 和第6章 试样 的前后顺序进行了调整; 增加资料性附录B:裂纹长度非目测法测量 柔度法; 增加资料性附录C:含水介质中疲劳裂纹扩展测定的特殊要求; 增加资料性附录D:疲劳小裂纹扩展测定方法;