平面I型裂纹疲劳扩展速率评估的新方法_蔡力勋
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LD2CS腐蚀疲劳裂纹扩展速率可靠性评估
关键 词 ： 铝 合金 ；腐蚀 ；可靠性 理论 ；疲 劳裂 纹扩展 速 率
中图分类 号 ： ＴＧ １ ７ １ ： Ｖ ２ ５ ２ 文 献标 志码 ： Ａ
Ｒｅ ｌ ｉ ａ ｂ ｉ ｌ ｉ ｔ ｙ Ｂａ ｓ ｅ ｄ Ｃｏ ｒ ｒ ｏ ｓ ｉ ｏ ｎ Ｆａ ｔ ｉ ｇ ｕ ｅ Ｃｒ ａ ｃ ｋ Ｇｒ ｏ ｗｉ ｎｇ Ｒａ ｔ ｅ
（ 海 军 航 空 工 程 学 院 青 岛 校 区 ，山东 青 岛 ２ ６ ６ ０ ４ １ ）
摘 要 ：Ｌ Ｄ２ Ｃ Ｓ铝 合金 广 泛应 用 于飞 机 结 构 中 ， 在 腐 蚀 与 疲 劳环境 共 同作 用 下 ， 材料 的
使 用寿命 会 大大 降低 。通过 对预 腐蚀 Ｌ Ｄ ２ Ｃ Ｓ合金 的研 究 ， 获得 了一种 基 于可 靠性 的腐蚀 裂纹 扩展 速 率表 达 式 ， 为预 测铝 合金 构件 的安全 寿命提 供 依据 。该 表 达式表 明 ， 即便 在腐 蚀条 件 下 ， 铝 合金 裂 纹扩展 仍 然存在 门槛 值 ， 而 且该 门槛 值会 随 着腐蚀 损伤 变化 。
Ｖｏ １ ． ３ ４ Ｎｏ ． ４
Ａｕ ｇ ． ２ ０ １ ３
文章编号 ： １ ６ ７ ２ — ６ ９ ８ ７ （ ２ ０ １ ３ ） ０ ４ — ０ ３ ９ ７ — ０ ５
Ｌ Ｄ２ Ｃ Ｓ腐 蚀 疲 劳 裂 纹 扩 展 速 率 可 靠 性 评 估
王玉 刚 ，李旭 东 ，穆志 涛 ， 朱 武峰
ｒ ｏ ｓ ｉ ｏ ｎ ｄａ ｍａ ｇ ｅ，ａ ｎｄ ｐ ｒ ｏ ｐ ｏｓ ｅ ａ ｒ ｅ ｌ ｉ ａ ｂ ｉ ｌ ｉ ｔ ｙ ｂａ ｓ ｅ ｄ ｍｅ ｔ ｈｏ ｄ ｔ ｏ ｅ ｖ ａ ｌ ｕ ａ ｔ ｅ ＦＣＧ ｗｈｉ ｃ ｈ ｐｒ ｏ ｖ ｉ ｄｅ ｓ ｔ ｈ ｅ ｂ ａ ｓ ｉ ｓ ｏ ｆ ａ ｌ ｌ ｕ ｍｉ ｎｕｍ ａ ｌ ｌ ｏ ｙ ｃ ｏ ｍｐ ｏｎ ｅ ｎｔ ｓ ａ ｆ ｅ ｌ ｉ ｆ ｅ ｐ ｒ ｅ ｄｉ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ． Ｔｈｅ ｍｅ ｔ ｈｏ ｄ ｄ ｅ ｍｏｎ ｓ ｔ ｒ ａ ｔ ｅ ｔ ｈｅ ｅ ｘｉ ｓ ｔ ｅ ｎｃ ｅ ｏ ｆ ｆ ａ ｔ ｉ ｇｕ ｅ ｃ ｒ ａ ｃ ｋ ｇ ｒ ｏ ｗｔ ｈ ｏ ｆ ａ ｌ ｕｍｉ ｎｕ ｍ ａ ｌ ｌ ｏ ｙ ｗｉ ｔ ｈ ｃ ｏ ｒ ｒ ｏ ｓ ｉ ｏ ｎ ｄ ａ ｍａ ｇ ｅ，ａ ｎｄ ｔ ｈｅ ｔ ｈｒ ｅ ｓ ｈ ｏｌ ｄ ｖ ａ ｌ ｕｅ ｖ ａ ｒ ｉ ｅ ｓ ｗｉ ｔ ｈ ｃ ｏ ｒ ｒ ｏ ｓ ｉ ｏ ｎ ｄ ａ ｍａ ｇ ｅ Ｋｅ ｙ ｗｏ ｒ ｄｓ ：ａ ｌ ｕｍｉ ｎｕｍ ａ ｌ ｌ ｏｙ；ｃ ｏｒ ｒ ｏｓ ｉ ｏ ｎ；ｒ ｅ ｌ ｉ ａ ｂｉ ｌ ｉ ｔ ｙ ｔ ｈｅ ｏｒ ｙ；ｆ ａ ｔ ｉ ｇｕ ｅ ｃ ｒ ａ ｃ ｋ ｇ ｒ ｏ ｗｉ ｎｇ ｒ ａ ｔ ｅ
中图分类 号 ： ＴＧ １ ７ １ ： Ｖ ２ ５ ２ 文 献标 志码 ： Ａ
Ｒｅ ｌ ｉ ａ ｂ ｉ ｌ ｉ ｔ ｙ Ｂａ ｓ ｅ ｄ Ｃｏ ｒ ｒ ｏ ｓ ｉ ｏ ｎ Ｆａ ｔ ｉ ｇ ｕ ｅ Ｃｒ ａ ｃ ｋ Ｇｒ ｏ ｗｉ ｎｇ Ｒａ ｔ ｅ
（ 海 军 航 空 工 程 学 院 青 岛 校 区 ，山东 青 岛 ２ ６ ６ ０ ４ １ ）
摘 要 ：Ｌ Ｄ２ Ｃ Ｓ铝 合金 广 泛应 用 于飞 机 结 构 中 ， 在 腐 蚀 与 疲 劳环境 共 同作 用 下 ， 材料 的
使 用寿命 会 大大 降低 。通过 对预 腐蚀 Ｌ Ｄ ２ Ｃ Ｓ合金 的研 究 ， 获得 了一种 基 于可 靠性 的腐蚀 裂纹 扩展 速 率表 达 式 ， 为预 测铝 合金 构件 的安全 寿命提 供 依据 。该 表 达式表 明 ， 即便 在腐 蚀条 件 下 ， 铝 合金 裂 纹扩展 仍 然存在 门槛 值 ， 而 且该 门槛 值会 随 着腐蚀 损伤 变化 。
Ｖｏ １ ． ３ ４ Ｎｏ ． ４
Ａｕ ｇ ． ２ ０ １ ３
文章编号 ： １ ６ ７ ２ — ６ ９ ８ ７ （ ２ ０ １ ３ ） ０ ４ — ０ ３ ９ ７ — ０ ５
Ｌ Ｄ２ Ｃ Ｓ腐 蚀 疲 劳 裂 纹 扩 展 速 率 可 靠 性 评 估
王玉 刚 ，李旭 东 ，穆志 涛 ， 朱 武峰
ｒ ｏ ｓ ｉ ｏ ｎ ｄａ ｍａ ｇ ｅ，ａ ｎｄ ｐ ｒ ｏ ｐ ｏｓ ｅ ａ ｒ ｅ ｌ ｉ ａ ｂ ｉ ｌ ｉ ｔ ｙ ｂａ ｓ ｅ ｄ ｍｅ ｔ ｈｏ ｄ ｔ ｏ ｅ ｖ ａ ｌ ｕ ａ ｔ ｅ ＦＣＧ ｗｈｉ ｃ ｈ ｐｒ ｏ ｖ ｉ ｄｅ ｓ ｔ ｈ ｅ ｂ ａ ｓ ｉ ｓ ｏ ｆ ａ ｌ ｌ ｕ ｍｉ ｎｕｍ ａ ｌ ｌ ｏ ｙ ｃ ｏ ｍｐ ｏｎ ｅ ｎｔ ｓ ａ ｆ ｅ ｌ ｉ ｆ ｅ ｐ ｒ ｅ ｄｉ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ． Ｔｈｅ ｍｅ ｔ ｈｏ ｄ ｄ ｅ ｍｏｎ ｓ ｔ ｒ ａ ｔ ｅ ｔ ｈｅ ｅ ｘｉ ｓ ｔ ｅ ｎｃ ｅ ｏ ｆ ｆ ａ ｔ ｉ ｇｕ ｅ ｃ ｒ ａ ｃ ｋ ｇ ｒ ｏ ｗｔ ｈ ｏ ｆ ａ ｌ ｕｍｉ ｎｕ ｍ ａ ｌ ｌ ｏ ｙ ｗｉ ｔ ｈ ｃ ｏ ｒ ｒ ｏ ｓ ｉ ｏ ｎ ｄ ａ ｍａ ｇ ｅ，ａ ｎｄ ｔ ｈｅ ｔ ｈｒ ｅ ｓ ｈ ｏｌ ｄ ｖ ａ ｌ ｕｅ ｖ ａ ｒ ｉ ｅ ｓ ｗｉ ｔ ｈ ｃ ｏ ｒ ｒ ｏ ｓ ｉ ｏ ｎ ｄ ａ ｍａ ｇ ｅ Ｋｅ ｙ ｗｏ ｒ ｄｓ ：ａ ｌ ｕｍｉ ｎｕｍ ａ ｌ ｌ ｏｙ；ｃ ｏｒ ｒ ｏｓ ｉ ｏ ｎ；ｒ ｅ ｌ ｉ ａ ｂｉ ｌ ｉ ｔ ｙ ｔ ｈｅ ｏｒ ｙ；ｆ ａ ｔ ｉ ｇｕ ｅ ｃ ｒ ａ ｃ ｋ ｇ ｒ ｏ ｗｉ ｎｇ ｒ ａ ｔ ｅ
一种新型的低周疲劳裂纹扩展速率模型
端 锐 化 、 化 启 裂低 周 疲 劳 裂 纹 扩展 机 制 ， 钝 结合 Ｒ ｍｂｒ— ｇｏ ａ ｅｇＯｓｏｄ循 环 应 力 应 变 曲 线 和 ＭａｓｎＣ ｆｎ疲 劳 ｎｏ－ ｏｆ ｉ 寿命 曲 线等 断 裂 力 学 理 论 ， 导 出 一 种新 的低 周 疲 劳 裂 纹 扩 展 速率 数 学 模 型 ． ３ Ｃ ｌ ｌ 和 ｓ一４ ４ 推 与 ０ ｒＭｏ Ｖ ｔ ３０的 低周 疲 劳裂 纹 扩 展 速 率试 验 数 据 进 行 对 比 ， 果 表 明该 低 周 疲 劳 裂 纹 扩 展 速 率 模 型 能 够 较好 地 预 测 材 料 的 结 低周 疲 劳 裂 纹 扩 展 速 率 ． 关键词 ： 低周 疲 劳 ；裂纹 扩 展 ； 型 ； 性 应 变 模 塑
中 图 分类 号 ：ＴＢ ０ ３１ 文 献 标 识 码 ：Ａ
Ａ ｅ ｍ ｏ ｅ ｆｌ ｗ ｙ ｌ ａ ｉ ｕ ｒ ｃ ｒ ｗｔ ａ ｅ ｎ ｗ ｄ ｌｏ ｏ ｃ ｃ ｅ ｆ ｔｇ ｅ ｃ ａ ｋ ｇ ｏ ｈ ｒ ｔ
Ｗ Ｕ ａ —ｏ ｇ，ＣＨＥＮ ｉｎ，ＨＥ Ｊａ －ｕ Ｘｉｏ ｓ ｎ Ｊａ ｉｎ ｊ ｎ，ＲＥ Ｙａ ＿ ｅ Ｎ ｎｊ ，ＧＡＯ ｎ ｉ Ｐｅ ｇ
Ｖｏ１ ．８ Ｎｏ． １
Ｍ ａ ． Ｏｌ ｒ２ １
文 章编 号 ： ６ ２ ９ ３ （ ０ ｉ Ｏ 一Ｏ ５ 一Ｏ １７ — ３ １ ２ １ ）１ Ｏ ６ ５
一
种 新 型 的低 周 疲 劳 裂 纹 扩 展 速 率 模 型
吴 晓松 ，陈 荐 ，何 建 军 延 杰 ， ，任 高 鹏
（ ｙ Ｌａ ｏ ａ ｏ ｙ ｏ ｆ ｉｎ ｎ ｅ ｎ Ｅｎ ｒ ｙ Ｕｔｌ ａ ｉ ｎ Ｋｅ ｂ ｒ ｔ ｒ ｆＥｆｉ ｅ ｔａ ｄ Ｃｌａ ｅ ｇ ｉ ｚ ｔ ，Ｃｈ ｎ ｓ ａ ｃ ｉ ｏ ａｇ ｈ
疲劳裂纹扩展速率两种数据处理方法的比较
对 a —N 曲线上任意数据点 i (最前三点和最后
三点除外) ,取其前后相邻的三点 ,加上 i 点本身共七
点 ,采用最小二乘法进行局部拟合 。局部拟合公式为
ai = b0 + b1 Hi + b2 H2i
(1)
式中 b0 、b1 、b2 为按最小二乘法得到的回归系数 , ai
为对应循环次数 Ni 的名义裂纹长度 。
归得出 。
对式 (3) 求导可得疲劳裂纹扩展速率
d aiΠd Ni = a2iΠ( b1 ai - b2 a1 )
(4)
同时 ,用相应 Ni 的拟合裂纹长度 ai 计算与疲劳
裂纹扩展速率 d aΠd N 对应的裂纹尖端应力强度因子 范围Δ K ,Δ K 由标准紧凑拉伸试样应力强度因子公式
确定 。
面应力区间的斜率转折点 C。用七点递增多项式法处 理 ,焊缝试样 C 点的值为 30. 03 MPa·m1Π2 ,热影响区试 样 C 点的值为 31. 58 MPa·m1Π2 ;用 Smith 法处理 ,焊缝试 样 C 点的值为 25. 51 MPa·m1Π2 ,热影响区试样 C 点的值 为 25. 72 MPa·m1Π2 。 4. 2 测得斜率转折点的原因及意义
Hi = ( Ni - C1 ) ΠC2
C1 = ( Ni + 3 + Ni - 3 ) Π2
C2 = ( Ni + 3 - Ni - 3 ) Π2
对式 (1) 求导 ,得到对应 Ni 的疲劳裂纹扩展速率
(d aΠd N) i = b1ΠC2 + 2 b2 ( Ni - C1 ) ΠC22
(2)
3. 2 Smith 法
4 试验数据及分析
4. 1 裂纹扩展速率试验结果 将这两种处理方法所得焊缝和热影响区各 14 个
疲劳短裂纹萌生与扩展
效应的作用随裂纹长度的延伸而增强。研究指出，短裂纹与材料细观组
织相互作用而产生的曲折效应和闭合效应导致了短裂纹初始扩展的裂纹
减速特征。
7
扩展寿命预测
4
8
参考文献
5
[1]
郭万林，傅祥炯 .论疲劳短裂纹.航空学报，1990.
[2]
王璐，王正，宋希庚，王 魁，赵子豪.疲劳短裂纹理论及寿命
预测方法新进展. Journal of Mechanical Strength，2012.
其扩展速率不遵循Paris公式，这种裂纹称为短裂纹。
据统计，机械零件破坏的50% ～90%为疲劳破坏，而材料约90%的疲
劳损伤寿命都是消耗在裂纹萌生及扩展阶段，因此建立一种既能应用于
损伤容限分析，也能应用于耐久性分析的疲劳全寿命预测方法，必须了
解其在短裂纹阶段的行为。
3
萌生机理
2
短裂纹的形成有三种解释：
一是在疲劳过程中由于材料微观结构的非均匀性，会引起材料力学
性能的持续硬化现象，对于微观屈服强度低的晶粒，其循环硬化速率高
且饱和值大；而对于微观屈服强度高的晶粒，其循环硬化速率低、饱和
值小。当某一或某些表面晶粒由于循环硬化而使塑性耗尽时，该晶粒开
裂而产生短裂纹。
二是认为疲劳过程首先由滑移开始。金相观察发现，在一定循环载
疲劳短裂纹萌生与扩展
1
Content
疲劳短裂纹提出
1
萌生机理2Biblioteka 短裂纹扩展34
扩展寿命预测
2
疲劳短裂纹提出
1
早期科学家建立起线弹性断裂力学（LEFM），并且Paris提出了一
个著名的经验公式，用来描述疲劳裂纹扩展速率：/=∆^，他
织相互作用而产生的曲折效应和闭合效应导致了短裂纹初始扩展的裂纹
减速特征。
7
扩展寿命预测
4
8
参考文献
5
[1]
郭万林，傅祥炯 .论疲劳短裂纹.航空学报，1990.
[2]
王璐，王正，宋希庚，王 魁，赵子豪.疲劳短裂纹理论及寿命
预测方法新进展. Journal of Mechanical Strength，2012.
其扩展速率不遵循Paris公式，这种裂纹称为短裂纹。
据统计，机械零件破坏的50% ～90%为疲劳破坏，而材料约90%的疲
劳损伤寿命都是消耗在裂纹萌生及扩展阶段，因此建立一种既能应用于
损伤容限分析，也能应用于耐久性分析的疲劳全寿命预测方法，必须了
解其在短裂纹阶段的行为。
3
萌生机理
2
短裂纹的形成有三种解释：
一是在疲劳过程中由于材料微观结构的非均匀性，会引起材料力学
性能的持续硬化现象，对于微观屈服强度低的晶粒，其循环硬化速率高
且饱和值大；而对于微观屈服强度高的晶粒，其循环硬化速率低、饱和
值小。当某一或某些表面晶粒由于循环硬化而使塑性耗尽时，该晶粒开
裂而产生短裂纹。
二是认为疲劳过程首先由滑移开始。金相观察发现，在一定循环载
疲劳短裂纹萌生与扩展
1
Content
疲劳短裂纹提出
1
萌生机理2Biblioteka 短裂纹扩展34
扩展寿命预测
2
疲劳短裂纹提出
1
早期科学家建立起线弹性断裂力学（LEFM），并且Paris提出了一
个著名的经验公式，用来描述疲劳裂纹扩展速率：/=∆^，他
基于弹塑性力学的疲劳裂纹扩展速率的研究
∫ ｆｄＡ
（４）
Ｄ
型，如 基 于 弹 塑 性 应 力 场 的 ＣＪＰ （ Ｃｈｒｉｓｔｏｐｈｅｒ Ｊａｍｅｓ
式中，Ｄ 为围道 Γ 内不包括裂纹尖端区域的围道；Φ
裂演化机制的循环内聚力模型（ Ｃｙｃｌｉｃ Ｃｏｈｅｓｉｖｅ Ｚｏｎｅ
的转置；Ｓ 为第一皮奥拉⁃柯克霍夫应力；ｎ 为围道 Γ
Ｐａｔｔｅｒｓｏｎ）模型［５］ ，考虑裂纹尖端塑性区影响并基于断
（６）
为基于增
对比式（ ５） 和式 （ ６） 可以看出，基于塑性变形理
足 ３ 个条件：①不能卸载只适用于全量理论；②仅应用
论，应用总应变能密度 Φ （ 塑性加弹性） ，而基于增量
Ｒ
实际变形过程中，塑性变形发生后不可逆，只有弹性部
于小 变 形 理 论； ③ 不 存 在 体 积 力。 因 此， ＲＩＣＥ Ｊ
数，获得基于线弹性力学的 Ｐａｒｉｓ 公式描述裂纹稳定扩
展阶段的关系曲线，表达式为
ｄａ ／ ｄＮ ＝ Ｃ（ ΔＫ） ｍ
（７）
式中，ａ 为裂纹长度；Ｎ 为应力循环次数；Ｃ 和 ｍ 为材
料常数。
对于 Ｍ （ Ｔ） 试 样， 其 应 力 强 度 因 子 ΔＫ 的 表 达
式为
６α１ ／ ２
ΔＰ é
ùú
ê
Ｆ（ α） （８）
Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ Ｓｔｒｅｎｇｔｈ
２０２３， ４５（３） ： ６０７⁃６１２
ＤＯＩ： １０ １６５７９ ／ ｊ．ｉｓｓｎ．１００１ ９６６９ ２０２３ ０３ ０１４
基于弹塑性力学的疲劳裂纹扩展速率的研究 ∗
ＳＴＵＤＹ ＯＮ ＦＡＴＩＧＵＥ ＣＲＡＣＫ ＧＲＯＷＴＨ ＲＡＴＥ ＢＡＳＥＤ ＯＮ
Ｍａｎｕｓｃｒｉｐｔ ｒｅｃｅｉｖｅｄ ２０２１１０１７，ｉｎ ｒｅｖｉｓｅｄ ｆｏｒｍ ２０２１１１１６．
第5讲 疲劳裂纹扩展速率、影响因素、疲劳机理、工程塑料的疲劳、影响疲劳强度的主要因素
K th
lg(K)
C、m和Kth， 是描述疲劳裂
纹扩展性能的 基本参数。
常用材料的Paris关系可以查阅有关资料（如下表所示）
三 影响疲劳裂纹扩展速率的因素
1.应力比或平均应力的影响
S
Sm
O r=-1
r=-1/3
r=0 N
Sa
r增大
Sm>0
Sm<0 Sm=0
N
另外，考虑材料和环境的共同作用，有些资料 中的修正公式为
• 长期受交变应力或脉动应力作用，在应力集中区产 生。
• 从零件上划伤、刻槽、内凹拐角处及表面缺陷处。 • 红色光滑线条。
焊接缺陷
5. 温度的影响
Effect of Temperature on Fatigue
• Low-Temperature Fatigue • High-Temperature Fatigue
第七节、影响疲劳强度的主要因素
第五节 疲劳过程及机理
一.疲劳裂纹萌生过程及机理（裂纹形成 阶段，Ⅰ阶段）
对于宏观均匀的材料，零件上的疲劳裂纹 发展都是由表面裂纹的形核、微（短）裂纹的 扩展和长裂纹的扩展三个阶段所组成的
（一）滑移带开裂产生裂纹
（二） 相界面开裂产生裂纹
举 例
（三） 晶界开裂产生裂纹
在循环应力的作用下，位错在多晶 体晶界处塞积，当塞积位错和应力集中 得不到释放、应力峰值超过晶界强度时 就会在晶界处形成裂纹，造成晶界开裂 产生裂纹
回火温度越低、门 槛值越小，材料变 脆越容易产生裂纹
试验观察表明，疲劳裂纹扩展的三个区域对 应着三个不同的断裂机制。Ⅰ区的疲劳断口类似 解理断裂，由许多小断裂平面组成；Ⅱ区的疲劳 断口则对应着出现疲劳条纹；在高△K的Ⅲ区， 断口形貌则转向微孔的形成与聚合。
【CN109490080A】一种预测高强钢疲劳裂纹扩展性能的方法【专利】
4 .根据权利要求1所述的预测高强钢疲劳裂纹扩展性能的方法，其特征在于：步骤(2) 中，试样尺寸及平面应变断裂韧性实验过程符合标准GB/T 4161-2007。
5 .根据权利要求1所述的预测高强钢疲劳裂纹扩展性能的方法，其特征在于：步骤(3) 中，高强钢的弹性模量为200GPa，或者高强钢的弹性模量采用实际测量值。
2
CN 109490080 A
说 明 书
1/6 页
一种预测高强钢疲劳裂纹扩展性能的方法
技术领域： [0001] 本发明涉及金属材料疲劳裂纹扩展技术领域，具体涉及一种预测高强钢疲劳裂纹 扩展性能的方法。
背景技术： [0002] 航空航天、高铁及汽车等行业的机械设备和构件均受到周期性载荷作用，导致其 发生疲劳破坏。疲劳破坏往往是突然性的发生，会造成重大的人员伤亡及财产损失。近90％ 的金属材料及构件在服役过程中承受远低于拉伸强度的循环载荷下失效断裂，但是其疲劳 损伤理论研究仍然有所欠缺，所以研究构件的疲劳问题无论在理论科学还是工程应用中都 显得尤为重要【Suresh S .Fatigue of materials[M] .Cambridge university press , 1998 .】。对于大型工程构件，由于材料制造、加工等工艺中出现的缺陷及内部微裂纹总是存 在的 ，构件服役过程中 ，裂纹在失效断裂前要经历一段稳态扩展时期 ，这期间裂纹扩展量是 相当大的 ，对于服役一段时间的构件来说 ，剩余寿命的准确预测可以更好的选择检测周期。 所以 研究材料与构件的 疲劳失效机理 和疲劳裂纹扩展规律 ，建立裂纹扩展行为力学模型 ， 准 确预 测构件的 剩余寿命 ，可进一步保障 机械设备的 结 构在设计安全寿命区内的 平稳运 行，这具有不可估量的工程实用价值和社会经济效益。 [0003] 关于材料的疲劳裂纹扩展行为的研究早先始于上世纪中叶，典型的疲劳裂纹扩展 曲线如图1所示 ：I区为低扩展速率 (近门槛)区 ，II区是裂纹稳态扩展 (Paris)区 ，III区是快 速扩展区【Ritchie R O .Near-threshold fatigue-crack propagation in steels[J] .International Metals Reviews ,1979 ,24(1):205-230 .】。在I区，疲劳裂纹扩展速率随应 力场强度因子的降 低迅速降 低 ，当ΔK＝ΔKth时 ，视为裂纹不扩展 ，定义ΔKth为疲劳裂纹扩 展门槛值。在III区，疲劳裂纹扩展速率随K的升高而快速升高，当ΔK＝ΔKIC时，达到裂纹失 稳状态 ，试样发生断裂。II区 作为工程合金的疲劳裂纹稳定扩展 (Paris) 区 ，此阶段可以 定 量描述 ，所以 近半个多世纪以 来一直成为疲劳领域的 研究热点。早期的 学者大都寻找裂纹 扩展速率da/dN与局部应力σ、裂纹长度a的定量关系，且他们在实验中都寻找到一些符合的 经验公式。1963年，Paris和Erdogan基于前人的实验公式，首先引入了应力场强度因子来衡 量材料的疲劳裂纹扩展速率【Paris P ,Erdogan F .A critical analysis of crack propagation laws[J] .Journal of Basic Engineering ,1963 ,85(4):528-533 .】，其经验 公式(2)如下
5 .根据权利要求1所述的预测高强钢疲劳裂纹扩展性能的方法，其特征在于：步骤(3) 中，高强钢的弹性模量为200GPa，或者高强钢的弹性模量采用实际测量值。
2
CN 109490080 A
说 明 书
1/6 页
一种预测高强钢疲劳裂纹扩展性能的方法
技术领域： [0001] 本发明涉及金属材料疲劳裂纹扩展技术领域，具体涉及一种预测高强钢疲劳裂纹 扩展性能的方法。
背景技术： [0002] 航空航天、高铁及汽车等行业的机械设备和构件均受到周期性载荷作用，导致其 发生疲劳破坏。疲劳破坏往往是突然性的发生，会造成重大的人员伤亡及财产损失。近90％ 的金属材料及构件在服役过程中承受远低于拉伸强度的循环载荷下失效断裂，但是其疲劳 损伤理论研究仍然有所欠缺，所以研究构件的疲劳问题无论在理论科学还是工程应用中都 显得尤为重要【Suresh S .Fatigue of materials[M] .Cambridge university press , 1998 .】。对于大型工程构件，由于材料制造、加工等工艺中出现的缺陷及内部微裂纹总是存 在的 ，构件服役过程中 ，裂纹在失效断裂前要经历一段稳态扩展时期 ，这期间裂纹扩展量是 相当大的 ，对于服役一段时间的构件来说 ，剩余寿命的准确预测可以更好的选择检测周期。 所以 研究材料与构件的 疲劳失效机理 和疲劳裂纹扩展规律 ，建立裂纹扩展行为力学模型 ， 准 确预 测构件的 剩余寿命 ，可进一步保障 机械设备的 结 构在设计安全寿命区内的 平稳运 行，这具有不可估量的工程实用价值和社会经济效益。 [0003] 关于材料的疲劳裂纹扩展行为的研究早先始于上世纪中叶，典型的疲劳裂纹扩展 曲线如图1所示 ：I区为低扩展速率 (近门槛)区 ，II区是裂纹稳态扩展 (Paris)区 ，III区是快 速扩展区【Ritchie R O .Near-threshold fatigue-crack propagation in steels[J] .International Metals Reviews ,1979 ,24(1):205-230 .】。在I区，疲劳裂纹扩展速率随应 力场强度因子的降 低迅速降 低 ，当ΔK＝ΔKth时 ，视为裂纹不扩展 ，定义ΔKth为疲劳裂纹扩 展门槛值。在III区，疲劳裂纹扩展速率随K的升高而快速升高，当ΔK＝ΔKIC时，达到裂纹失 稳状态 ，试样发生断裂。II区 作为工程合金的疲劳裂纹稳定扩展 (Paris) 区 ，此阶段可以 定 量描述 ，所以 近半个多世纪以 来一直成为疲劳领域的 研究热点。早期的 学者大都寻找裂纹 扩展速率da/dN与局部应力σ、裂纹长度a的定量关系，且他们在实验中都寻找到一些符合的 经验公式。1963年，Paris和Erdogan基于前人的实验公式，首先引入了应力场强度因子来衡 量材料的疲劳裂纹扩展速率【Paris P ,Erdogan F .A critical analysis of crack propagation laws[J] .Journal of Basic Engineering ,1963 ,85(4):528-533 .】，其经验 公式(2)如下
含径向双边裂纹圆环小试样的疲劳裂纹扩展试验方法
含径向双边裂纹圆环小试样的疲劳裂纹扩展试验方法赵兴华;蔡力勋;包陈【摘要】针对传统断裂测试试样受构型的限制往往尺寸较大,无法满足小尺寸金属管疲劳断裂行为测j试要求的问题,设计新构型小尺寸试样.并基于有限元分析和柔度理论,建立含径向双边对称裂纹圆环(O-ring with double radial symmetric cracks,DOR)小试样的裂纹长度预测公式和应力强度因子公式,进而提出DOR小试样的疲劳裂纹扩展试验新方法.应用5083-H112铝合金加工成含径向裂纹小管试样和标准CT试样,开展疲劳裂纹扩展速率对比试验.结果显示,基于DOR试样得到的5083-H112铝合金的疲劳裂纹扩展规律与CT试样的试验结果相吻合,证明新方法的有效性.经过对试样端口的测量和分析,试样两侧对称裂纹的扩展量基本一致,说明对称裂纹满足唯一性要求,且不同于CT试样,该圆环试样裂纹前缘非常平直,表明圆环构型试样沿厚度方向的约束状态更加接近.【期刊名称】《中国测试》【年(卷),期】2015(041)007【总页数】5页(P1-5)【关键词】含径向对称裂纹圆环;疲劳裂纹扩展;柔度法;应力强度因子;有限元分析;材料试验【作者】赵兴华;蔡力勋;包陈【作者单位】西南交通大学力学与工程学院应用力学与结构安全四川省重点实验室,四川成都610031;西南交通大学力学与工程学院应用力学与结构安全四川省重点实验室,四川成都610031;西南交通大学力学与工程学院应用力学与结构安全四川省重点实验室,四川成都610031【正文语种】中文对于含裂纹的结构件，其疲劳裂纹扩展性能的表征通常采用传统的疲劳裂纹扩展试验方法[1-3]，即通过紧凑拉伸（compact tension，CT）试样以拉伸加载或用单边裂纹弯曲（single edged notch bending，SEB）试样以三点弯曲加载两类方式进行。
由于CT试样需预留加载孔的位置，而SEB试样又需在跨距之间安装用于测量裂纹张开位移的位移计，使两类试样的标准尺寸均较大。