疲劳裂纹萌生及扩展
疲劳裂纹萌生机理
疲劳裂纹萌生机理疲劳裂纹萌生机理是材料疲劳性能研究中的重要内容。
材料在连续循环荷载下，会出现疲劳损伤，包括裂纹的萌生和扩展。
疲劳裂纹萌生是疲劳寿命的起始阶段，对材料的疲劳性能和工程设计有着重要影响。
疲劳裂纹萌生机理主要涉及材料微结构、应力场、裂纹极限尺寸、断口形态等因素。
下面将从这些方面逐一阐述。
1. 材料的微结构材料的微观结构对疲劳裂纹萌生影响较大。
材料中包括晶格等多个组成部分，这些组成部分对于疲劳裂纹的萌生和扩展起着一定的作用。
这是由于材料中的缺陷和组织结构是疲劳裂纹萌生的重要因素，缺陷包括金属脆性材料中的气孔、夹杂、析出物等，以及铸造、锻造、热处理等工艺引起的缺陷。
另外，材料的组织结构也将对材料的疲劳裂纹萌生产生影响。
组织结构包括晶格、晶界、非金属夹杂物、晶粒尺寸等。
2. 应力场分析应力场分析是揭示材料疲劳裂纹萌生机理的主要方法之一。
在应力场分析中，通过对载荷情况和应力场的定量分析，研究疲劳裂纹的萌生机制。
应力场分析的优点是能够给出车件中裂纹萌生位置和方向。
在断口形态上也能够给予算法定量计算依据，方便后续疲劳状态的有效预测。
3. 裂纹极限尺寸裂纹极限尺寸是疲劳裂纹萌生的重要参数之一。
通常认为裂纹极限尺寸是指能够被载荷识别的缺陷大小。
如果裂纹大小小到无法被载荷识别（尤其是高速载荷下）则会变成制造缺陷而不是真正的裂纹。
4. 断口形态断口形态也为疲劳裂纹萌生提供了重要参考依据，诸如沙漏断口、铁芯断口、穿肠断口等，这些不同的断口形态指向了不同的疲劳裂纹萌生机制。
总之，疲劳裂纹萌生机理十分复杂，不仅涉及材料的微结构、应力场等多个因素，还需要综合考量裂纹极限尺寸和断口形态等多方面因素，才能够真正理解裂纹萌生的机制。
只有深入研究裂纹萌生机理，才能够更好地掌握材料的疲劳损伤机制，从而为提高材料的疲劳性能和减少材料的失效风险提供实用的工程技术方案。
耐久疲劳分析-EN方法概述
耐久疲劳分析-EN概述
随着现代研究技术和手段的发展，可对疲劳裂纹开展更加详细的研究。
我们现在知道了一条疲劳裂纹是包含了萌生和扩展两个阶段过程，初期阶段裂纹是沿着与施加载荷方向约为45 角（最大剪应力）方向扩展的，穿过2到3 个晶粒边界后，裂纹扩展的方向变为与施加载荷方向约为90 角，这就是众所周知的裂纹扩展阶段I 和阶段II，如图所示。
此外，我们现在还知道了疲劳裂纹的萌生和扩展是由于微观角度的局部塑性剪切应变而产生的结果。
当August Wöhler首先提出最早的疲劳分析方法（SN）时，他还没发现疲劳裂纹扩展过程的2个阶段，因此SN方法计入了这两个阶段的寿命。
事实上，每个阶段包含了不同的物理机理，我们现在可以分别采用不同的分析方法。
EN（局部应变）法即用来计算阶段I的裂纹萌生寿命，而用断裂力学方法来计算阶段II的裂纹扩展寿命。
对于大多数构件来说，阶段II的裂纹扩展速度都是很快的以至于其寿命可以忽略掉。
局部塑性剪应变是真正驱动疲劳裂纹扩展的原因，因此以应变作为EN方法的输入是很合适的。
EN曲线可被认为是SN曲线的简单延伸，当应力是线弹性（如高周疲劳）时，通过两条曲线计算将得到相同的寿命结果。
当失效发生在1000次循环以下时，SN曲线是不可用的，此时只能用EN曲线来进行计算。
下图给出两条曲线应用场合的比较。
1。
断裂力学 疲劳裂纹的扩展
5.2 疲劳裂纹的扩展速率
a
疲劳裂纹扩展的定量表示用 N
或 da
dN
， N 是交变应力循环
次数增量， a 是相应的裂纹长度的增量。
疲劳裂纹扩展速率:
a N
（或
da dN
），表示交变应力每循环
一次裂纹长度的平均增量（mm/次），它是裂纹长度a、应
KK1m axK1m in
其中 K1max、K1min 分别是交变应力最大值和最小值所计算的应 力强度因子。
Paris公式为最基本的公式，许多学者提出了对其的修正方案。主 要有Donahue、Priddle、Walker等。
Paris应力强度因子理论与实验结果符合较好的一种 理论.
第 I 阶段 KI Kth 门槛值
（疲劳裂纹扩展寿命）
其中 Kf(a)为应力强度因子幅度，f ( a ) 是裂纹长
度的函数，c、m为常数。
三. 影响疲劳裂纹扩展速率的因素
虽然Paris公式中只有几个参数，但实际还有其它的影响因素：
1）平均应力 m 的影响：平均应力升高，da/dN升高， 故常在表面做喷丸处理，产生压应力，减小 m 。 2）超载的影响：大载荷时能产生塑性区，然后相当 于卸载，但塑性变形不能恢复，而弹性必须要恢复， 产生压应力，相当于减小 m ，故降低 da/ dN。 3）加载频率的影响。 4）其他因素的影响
dN
式中： 为裂纹尖端张开位移幅度。
2.J积分表达式
da C(J )r dN
C与r是材料常数，J积分写成： J2Y2 de
其中Y为裂纹的几何形状因子。
扩展速率为 1 0 3 mm/每循环.
4）断裂阶段 扩展到 a c 时，失稳导致快速断裂。
金属材料疲劳裂纹萌生机理研究
金属材料疲劳裂纹萌生机理研究在工业生产、机械应用和航空航天等领域，金属材料的疲劳破坏问题一直是关注的焦点。
疲劳是金属材料长期承受载荷应力反复变化导致的一种损伤形式，容易引起裂纹的生成和扩展，最终导致材料破坏。
因此，疲劳裂纹萌生机理是疲劳破坏研究中的重要问题。
疲劳裂纹萌生机理的研究涉及金属材料的微观结构、材料表面状态、加载方式、化学成分等多种因素。
疲劳裂纹萌生的过程一般可以分为三个阶段：裂纹的萌生、裂纹的扩展和裂纹的失稳。
其中，裂纹的萌生阶段是疲劳破坏的重要阶段，也是研究疲劳裂纹萌生机理的重要内容。
金属材料的疲劳破坏是一种复杂的过程，裂纹的萌生不是单纯的机械疲劳作用，而是多种因素共同作用的结果。
在金属内部，微观缺陷、晶界、夹杂物等是裂纹萌生的主要因素之一。
由于金属自身的结构不稳定性，存在着种种内在缺陷，一旦承受高应力的作用，这些内在缺陷就会扩大，导致裂纹的萌生。
此外，金属材料的化学成分也会对裂纹萌生产生影响。
特定的化学成分可以导致材料晶格的抑制和加强，从而影响裂纹的萌生。
金属材料的表面状态也是疲劳裂纹萌生的影响因素之一。
表面缺陷、氧化、腐蚀等可以通过减弱表面材料的强度和韧性，加速裂纹的萌生和扩展。
因此，在金属材料的加工过程中，对表面进行充分的打磨、喷砂等处理，可以有效地减少表面缺陷的存在。
最后，裂纹的萌生和扩展还与加载方式相关。
分别采用周期性载荷和阶段性载荷可以模拟金属材料在不同应力状态下的疲劳破坏过程。
大多数材料的疲劳寿命都可以用SN曲线表示，它是一组先定义好的实验数据标识了材料的应力极限，根据材料的特性（例如应力浓度，显微组织等）而不同。
综上所述，疲劳裂纹萌生机理的研究是金属材料疲劳破坏研究的重要方面。
裂纹的萌生涉及多个方面的因素，包括材料的微观结构、表面状态、成分等。
通过有效地预测和控制裂纹萌生机理，可以提高金属材料的疲劳寿命和性能，进而确保工业生产和应用的安全可靠。
金属材料疲劳裂纹萌生机理与扩展规律概述
金属材料疲劳裂纹萌生机理与扩展规律概述摘要：在飞行器结构中，如机翼与机身连接、发动机和发动机吊架连接等重要连接区的连接结构往往会因为受到严苛的循环载荷而萌生疲劳裂纹，随着疲劳裂纹逐渐扩展，最终导致结构发生断裂失效。
本文根据部分文献和相关书籍，对金属材料的疲劳裂纹萌生机理和扩展规律进行了梳理，结论表明影响裂纹萌生与裂纹扩展的主要参量、裂纹扩展不同阶段的扩展方向均有不同。
关键词：循环滑移；裂纹萌生；裂纹扩展；对于飞行器结构，疲劳裂纹是导致结构失效最主要且最危险的损伤形式之一[1]。
疲劳裂纹作为一种常见的机械损伤失效模式，约占总失效的50%~90%[2]。
在交变载荷、腐蚀环境等作用下，尽管结构的最大工作应力低于材料强度，但是经过一定的服役时间后，结构仍然会萌生疲劳裂纹并逐步扩展。
出现在大梁减轻孔、机身蒙皮、机翼机身接头等关键部位的疲劳裂纹会严重削弱结构的承载能力，其失稳破坏甚至会导致灾难性事故的发生。
因此研究飞行器结构的疲劳裂纹损伤萌生及扩展机理，准确地预测结构的疲劳寿命具有十分重要的工程意义。
1疲劳裂纹的萌生和扩展规律[3]金属结构材料在循环载荷作用下的疲劳损伤演化过程可以分为两个阶段：宏观裂纹萌生阶段和宏观裂纹扩展阶段，两个阶段的区别在于影响疲劳行为的因素，而控不同。
在宏观裂纹萌生阶段，控制裂纹萌生的重要参量是应力集中系数K1制宏观裂纹扩展的参量则是应力强度因子K。
从图1中可以看出，宏观裂纹萌生阶段可以细分为两个子阶段：一是微裂纹形核阶段；二是微裂纹扩展阶段，即微裂纹因扩展或相互作用而聚集合并，形成“主导”宏观裂纹的过程。
微裂纹扩展阶段和宏观裂纹扩展阶段的交点通常认为是裂纹萌生与扩展的分界线，但实际上这个临界点的精确定义是无法定量描述，一般定性地认为：当微裂纹扩展不在依赖于自由表面状况时，裂纹萌生阶段结束。
图1 疲劳损伤演化[4]1.1 疲劳裂纹的萌生在很多情况下，裂纹萌生寿命占到疲劳寿命相当大的一部分，例如在高周疲劳中裂纹萌生寿命占总寿命的80%~90%，在超高周疲劳中裂纹萌生寿命可占到总寿命的99%，因此裂纹萌生阶段在整个金属材料疲劳过程中占有极为重要的地位。
疲劳破坏机理
疲劳破坏机理1、定义材料或构件受到多次重复变化的载荷作用后，即使最大的重复交变应力低于材料的屈服极限，经过一段时间的工作后，最后也会导致破坏，材料或结构的这种破坏就叫做疲劳破坏。
材料科学揭示，由于制造过程中存在不可避免的缺陷，材料中的微裂纹总是存在的，特别是在焊缝处。
这些微裂纹在交变应力作用下扩展和聚合，形成宏观裂纹，宏观裂纹的进一步扩展导致最后的破坏。
疲劳破坏的微观过程是个极其复杂的过程，在宏观上一般来说可分为三个阶段:裂纹的萌生、裂纹的稳定扩展及裂纹的失稳扩展问。
2、疲劳裂纹萌生机理金属材料如果含有缺陷，夹杂物，切口或者其它应力集中源，疲劳裂纹就可能起源于这些地方。
通常将疲劳裂纹的萌生过程称为疲劳裂纹成核。
如果金属材料没有上述各种应力集中源，则裂纹成核往往在构件表面。
因为构件表面应力水平一般比较高，且难免有加工痕迹影响;同时表面区域处于平面应力状态，有利于塑性滑移的进行。
构件在循环载荷作用下经过一定次数应力循环之后，先在部分晶粒的局部出现短而细的滑移线，并呈现相继错动的滑移台阶，又由于往复滑移在表面上形成缺口或突起而产生应力集中。
随着循环次数增加，在原滑移线时近又会出现新滑移线逐渐形成较宽的滑移带，进一步增加应力循环次数，滑移带尺寸及数量均明显增加，疲劳裂纹就在这此滑移量大的滑移中产生。
这些滑移带称为驻留滑移带，标志裂纹在表面形成。
在大量滑移带中，由于原滑移所引起在表面有挤出和侵入槽的出现。
从而在表面下留下相应的空洞成为裂纹源。
随着循环次数提高和应力集中的加剧，会使空洞扩连形成新的较大空洞。
3、疲劳裂纹扩展机理疲劳裂纹在表面处成核，是由最大剪应力控制的，这些微裂纹在最大剪应力方向上。
在单轴加载条件下，微裂纹与加载方向大致呈45 度方向。
在循环载荷的继续作用下，这些微裂纹进一步扩展或互相连接。
其中大多数微裂纹很快就停止扩展，只有少数几条微裂纹能达到几十微米的长度。
此后逐渐偏离原来的方向，形成一条主裂纹而趋向于转变到垂直于加载方向的平面（最大拉应力面）内扩展。
材料失效分析(第五章-疲劳)
§2
疲劳裂纹萌生与扩展机理（模型）
一、疲劳裂纹萌生机理 1、挤出挤入模型—Wood模型
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金属表面形成的挤出脊与挤入沟
11
2、位错销毁模型—藤田模型
两列平行的异号刃位错，在相距几个原子间隔 （约10埃）的两平行滑移面上互相对峙塞积；
由于这种位错排列所产生的高拉应力引起原子 面分离，形成孔洞
12
20
锯齿形断口或棘轮花样
轴类零件在交变扭转应力作用下产生的 有应力集中（轴颈）+扭矩作用
多源裂纹
裂纹以螺旋状方式向前扩展，最后汇合于轴的中央 若为单向交变扭转应力——棘轮花样 若为双向交变扭转应力——锯齿状断口
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锯齿形断口
棘轮花样
22
3、瞬断区
形貌：具有断口三要素（放射区、剪切唇）的特征
对于塑性材料，断口为纤维状、暗灰色 对于脆性材料，断口为结晶状 位置：自由表面 断面中心
7
4、疲劳断裂过程
疲劳裂纹的萌生: 表面（次表面、内部） 疲劳裂纹的扩展（两个阶段）
8
第一阶段：裂纹起源于材料表面，向内部扩展
范围较小，约2—5个晶粒之内 显微形貌不好分辨 与拉伸轴约成45°角，裂纹扩展主要是由于τ 的作用
扩展速度很慢，每一应力循环只有埃数量级
第二阶段：断面与拉伸轴垂直，凹凸不平 裂纹扩展路径是穿晶的 扩展速度快，每一应力循环微米数量级 显微特征：疲劳辉纹
3、空穴模型—Mott模型
由于螺位错围绕着环形通道，进行连续交叉滑移运动， 结果从表面上挤出了材料的一个舌片，并相应地形成 了一个空穴，这个空穴就是疲劳裂纹源
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4、位错交叉滑移模型—Cottrell和Hull模型
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二、疲劳裂纹扩展模型
材料断口分析第6章-疲劳断裂
§1 引言 §2 疲劳裂纹的萌生与扩展 §3 疲劳断口形貌特征 §4 影响疲劳断口形貌的因素 §5 腐蚀疲劳
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§1 引言
1、定义: 由于交变应力或循环载荷所引起的低应力脆断。 在所有的损坏中，疲劳断裂的比例最高，约占70%
2、类型:依负载和环境条件的不同，分为五类： 高周疲劳：材料在低应力（σ＜σ0.2）的作用下而寿命较高
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锯齿形断口
棘轮花样
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3、瞬断区
形貌：具有断口三要素（放射区、剪切唇）的特征 对于塑性材料，断口为纤维状、暗灰色 对于脆性材料，断口为结晶状
位置：自由表面 断面中心 非对称（次表面）
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瞬断区面积越大，越靠近中心部位，工件过载程度越大 瞬断区面积越小，越靠近 边缘，工件过载程度越小
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二、疲劳断口显微形貌特征
疲劳辉纹 1、定义：在光学显微镜、SEM或TEM下观察疲劳断口时，断口上细
小的、相互平行的具有规则间距的，与裂纹扩展方向垂直 的显微特征条纹
疲劳辉纹与疲劳条纹（贝纹线）的区别：
贝纹线是宏观特征线，因交变应力幅度变化或载荷停歇等造成的 辉纹是显微特征线，是一次交变应力循环裂纹尖端塑性钝化形成的
铝合金疲劳辉纹
（Nf ＞ 105）的疲劳 低周疲劳：材料在反复变化的大应力或大应变作用下，使材
料的局部应力往往超过σ0.2 ，在断裂过程中产 生较大塑性变形，是一种短寿命（Nf ＜ 102 — 105）的疲劳
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接触疲劳：材料在较高接触压应力的作用下，经过多次应力 循环后，其接触面的局部区域产生小片或小块金 属剥落，形成麻点或凹坑，导致材料失效的现象
▲工程构件对疲劳抗力比对静载荷要敏感得多。其疲劳抗力不仅取 决于材料本身特性，而且与其形状、尺寸、表面质量、服役条件 环境等密切相关
疲劳裂纹萌生机理
疲劳裂纹萌生机理
疲劳裂纹萌生是材料疲劳破坏的主要形式之一，其萌生机理是材料科学研究的重要领域之一。
研究表明，疲劳裂纹萌生具有明显的循环性，即材料在循环荷载下发生微小的变形和位移，导致材料表面出现微小的裂纹，随着循环次数的增加，这些微小裂纹会逐渐扩展并最终导致材料疲劳破坏。
疲劳裂纹萌生的机理涉及多种因素，包括材料的力学性能、应力水平、循环次数、温度、湿度等因素。
其中，应力集中是裂纹萌生的主要原因之一，因为应力集中会导致材料局部应力过大或者过小，从而导致材料出现微小裂纹。
此外，材料的组织结构和缺陷也会影响裂纹萌生，比如材料中存在的夹杂物、气孔和晶界等缺陷会加速裂纹的萌生和扩展。
为了有效地预测和控制材料的疲劳寿命，研究人员需要深入了解疲劳裂纹萌生的机理和规律，并采取相应的措施来减少应力集中、提高材料的强度和延展性、改善材料的组织结构等。
只有通过综合的措施来减少疲劳裂纹的萌生和扩展，才能延长材料的使用寿命，提高材料的安全性和可靠性。
- 1 -。
疲劳短裂纹萌生与扩展
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
T1-6Al-4V燕尾榫结构微动疲劳裂纹萌生及扩展行为研究
c a l E n g i n e e r i n g,2011,47(14):62‐69.[22] D o n g G J,Z h a o C C,C a o M Y.F l e x i b l e‐d i eF o r m i n g P r o c e s s w i t hS o l i dG r a n u l e M e d i u m o nS h e e tM e t a l[J].T r a n s a c t i o n s o fN o n f e r r o u sM e t-a l sS o c i e t y o fC h i n a,2013,23:2666‐2677.(编辑 袁兴玲)作者简介:赵长财,男,1964年生㊂燕山大学机械工程学院教授㊁博士研究生导师㊂主要研究方向为现代液压机设计理论㊁管板材成形新工艺㊂贾向东,男,1987年生㊂燕山大学机械工程学院博士研究生㊂杨盛福(通信作者),男,1962年生㊂燕山大学机械工程学院副教授㊂邱高松,男,1980年生㊂北京动力机械研究所工程师㊂T i‐6A l‐4V 燕尾榫结构微动疲劳裂纹萌生及扩展行为研究俞树荣 王洁璐 李淑欣 宋 伟兰州理工大学,兰州,730050摘要:针对T i‐6A l‐4V钛合金燕尾榫连接结构在不同载荷下的微动疲劳现象,采用榫形微动疲劳试验进行研究,并对裂纹萌生扩展㊁微动磨损及断口进行分析㊂结果表明,微动疲劳使构件疲劳寿命显著降低约70%;疲劳载荷对微动裂纹扩展的影响比对裂纹萌生的影响更大;微动疲劳裂纹起始于接触面边缘,与接触表面约成45°角,裂纹扩展到60~150μm后转向与接触表面垂直;微动疲劳断口形貌表面在微动磨损区具有多个裂纹源点,但只有一个主裂纹形成㊂关键词:T i‐6A l‐4V钛合金;燕尾榫;微动疲劳;微动磨损中图分类号:T G115.5 D O I:10.3969/j.i s s n.1004‐132X.2015.24.021S t u d y o n t h e I n i t i a t i o na n dP r o p a g a t i o no f F r e t t i n g F a t i g u eC r a c ko n t h eT i‐6A l‐4VA l l o y D o v e t a i l J o i n tY uS h u r o n g W a n g J i e l u L i S h u x i n S o n g W e iL a n z h o uU n i v e r s i t y o fT e c h n o l o g y,L a n z h o u,730050A b s t r a c t:F r e t t i n g f a t i g u e t e s t sw e r e c o n d u c t e d o n t h eT i‐6A l‐4V T i a l l o y d o v e t a i l j o i n t t o i n v e s t i-g a t e f r e t t i n g c r a c k s a n dw e a r u n d e r v a r i o u s l o a d l e v e l s.T h e r e s u l t s i n d i c a t e t h a t t h e f a t i g u e l i f e i s s i g-n i f i c a n t l y r e d u c e dd u e t o f r e t t i n g o f t h e d o v e t a i l j o i n t.T h e f a t i g u e l o a d i n g h a sm o r e i n f l u e n c e o n c r a c k p r o p a g a t i o n t h a n o n c r a c k i n i t i a t i o n.T h e f r e t t i n g c r a c k s o r i g i n a t e a t t h e e d g e o f t h e c o n t a c t s u r f a c e a n d o r i e n t a t e a t45°a n ds t a y e df o r60~150μm,t h e n p r o p a g a t en e a r l yp e r p e n d i c u l a r t ot h es u r f a c eu n t i l f r a c t u r e.T h e f r a c t u r e s u r f a c e s h o w s t h a tm u l t i p l e c r a c k i n g a t c o n t a c t s u r f a c e b u t o n l y o n em a i n c r a c k d o m i n a t e d.K e y w o r d s:T i‐6A l‐4Va l l o y;d o v e t a i l j o i n t;f r e t t i n g f a t i g u e;f r e t t i n g w e a r0 引言叶片是汽轮机㊁发动机的关键部件,微动疲劳是叶片和转子间榫连接结构的主要失效方式㊂当转子振动和气流振动传至叶片后,叶片根部与其接触的轮缘面之间发生周期性分离与接触,即受载接触表面的微幅运动和承受交变应力,产生微动疲劳[1]㊂微动疲劳现象会加速零部件的疲劳裂纹萌生与扩展,降低疲劳寿命㊂有研究表明,20%的航空发动机故障是由榫连接处的失效造成的,收稿日期:20150215基金项目:国家自然科学基金资助项目(51275225);甘肃省高等学校基本科研经费资助项目(2013.116);兰州理工大学红柳杰出青年计划资助项目(J201302)而微动损伤能使构件的疲劳寿命降低20%~ 80%,甚至更低[2‐6]㊂T i‐6A l‐4V(T C4)钛合金由于具有密度小㊁硬度高等优良特性,逐渐成为航空发动机等常用的叶片材料㊂但其耐磨性较差,对微动十分敏感,因此钛合金叶片榫头和榫槽接触面间极易发生微动疲劳损伤[7‐8],所以对T C4钛合金燕尾榫结构的微动疲劳性能研究具有重要意义㊂针对榫头的微动疲劳试验主要有两个方面,即轴向微动疲劳试验和榫形微动疲劳试验[9]㊂榫形微动疲劳试验是在轴向微动疲劳试验的基础上发展起来的㊁针对叶片榫头微动疲劳的研究方法㊂试样按照榫头形状加工,直接反映叶片轴向微动疲劳情况,更接近榫头服役的实际工况㊂试验过㊃6833㊃中国机械工程第26卷第24期2015年12月下半月Copyright©博看网. All Rights Reserved.程没有可执行的标准,对此类试验的研究报道也相对较少㊂榫形微动疲劳试验较多地与有限元模拟相结合,分析榫头处受力情况㊁裂纹萌生位置及裂纹扩展规律等㊂目前关于钛合金燕尾榫结构的微动疲劳研究主要集中在使用有限元软件进行榫头微动疲劳寿命预测和采用轴向微动疲劳试验研究材料微动损伤机理等方面㊂卫中山等[10‐11]试验研究了T C4钛合金在柱面平面接触下的微动疲劳行为,分析了其微动疲劳损伤机理,对微动区磨损形貌及断裂特征进行了分析㊂石炜[12]试验研究了T C11等三种材料的微动疲劳性能,对裂纹及断口进行了分析,引入了微动综合损伤参量估算了裂纹萌生方向㊁位置㊁寿命,并与试验结果进行了对比㊂G o l d e n等[13‐14]试验研究了榫头角度对T C4钛合金榫头微动疲劳寿命的影响,并结合有限元软件进行了微动疲劳寿命预测㊂R a j a s e k-a r a n等[15]对榫头微动疲劳进行了试验研究,并结合有限元模型提出了分析表面力和内力场的半解析方法㊂古远兴等[16‐17]试验研究了高低周复合载荷下T C11合金燕尾榫结构的微动疲劳寿命,并结合A N S Y S软件分析了裂纹萌生寿命,改进了微动疲劳寿命预测模型㊂目前,针对榫形试件微动疲劳裂纹萌生及扩展过程的分析研究较为少见,因此,本文对T C4合金榫形试样在应力比R =0.1,不同载荷条件下进行微动疲劳试验,研究微动疲劳裂纹萌生及扩展行为,为该材料的工程应用提供数据支持㊂1 试验材料与试验方法本文采用榫形试件进行微动疲劳试验㊂试验材料为宝鸡市三立有色金属有限责任公司生产的T C4钛合金板材,其室温抗拉强度为905M P a,屈服强度σ0.2为845M P a,延伸率为15%㊂材料化学成分如表1所示,材料微观组织形貌如图1所示,其组织形貌为α+β组织㊂表1 材料化学成分(质量分数)%成分T i‐6A l‐4V中的含量A l6.5V4.3F e0.06C0.01N0.01O0.08T i B a l a n c e微动疲劳试样尺寸见图2,其表面和侧面均经过打磨抛光,榫头表面经过腐蚀以显示微观组织形貌㊂所用微动块材质与试样相同㊂夹头材料为9镍钢(牌号06N i9D R),厚度为10mm㊂微动图1 T i‐6A l‐4V显微组织形貌疲劳试验在MT S810型电液伺服疲劳试验机上进行㊂裂纹萌生及扩展情况㊁微动区磨损情况使用O L YM P U S G X51型金相显微镜及Q u a n t a F E C450扫描电子显微镜观察㊂最大循环载荷(载荷峰值)F分别为12kN㊁11k N㊁10k N,应力比R=0.1,试验频率为25H z㊂图2 燕尾榫结构微动疲劳试样尺寸图(mm)2 试验结果及分析2.1 应力寿命曲线图3所示为T i‐6A l‐4V微动疲劳寿命曲线㊂与常规疲劳寿命曲线[18]相比,微动疲劳寿命缩短了约70%㊂微动疲劳寿命曲线陡峭,说明载荷对寿命的影响不是很显著㊂常规疲劳试验中,当载图3 T i‐6A l‐4V微动疲劳与常规疲劳应力寿命曲线的对比荷增大30M P a时,循环周次减少2.8×106,而微动疲劳循环周次只减少1.5×106㊂在无微动条件下,高载荷的寿命由裂纹扩展寿命决定,低载荷的寿命则主要由裂纹萌生主导㊂在微动磨损情况下,微动疲劳裂纹的萌生取决于接触部位的应力㊃7833㊃T i‐6A l‐4V燕尾榫结构微动疲劳裂纹萌生及扩展行为研究 俞树荣 王洁璐 李淑欣等Copyright©博看网. All Rights Reserved.状态和磨损情况,高载荷致使作用于接触面的剪应力和正应力增大,对应于较大的磨损,但由于接触部位有多条小裂纹的不断萌生和止裂,主裂纹的形成有较大的随机性,因此增大载荷虽然会导致试样断裂寿命明显缩短,但并不意味着裂纹萌生寿命一定短㊂载荷的变化主要在疲劳宏观裂纹形成后对其扩展速率产生影响㊂2.2 裂纹萌生和扩展过程分析图4a 所示为微动疲劳裂纹扩展的宏观形貌,裂纹沿45°方向启裂后垂直于表面扩展,该现象在所测试的试样上均出现㊂图4b 是所测量的裂纹长度寿命曲线(a ‐N 曲线)㊂从图4中可以看出,载荷的增大对疲劳裂纹的扩展寿命影响较为显著,对疲劳裂纹的萌生寿命在一定范围内的影响较小㊂载荷F 为11k N 和12k N 时的裂纹萌生寿命相差不大,而载荷为10k N 时的裂纹萌生寿命较长㊂(a)微动疲劳裂纹扩展宏观形貌(b)不同载荷下的裂纹长度寿命曲线图4 微动疲劳裂纹形貌及扩展规律图5所示为裂纹扩展至10mm 时的裂纹形貌S E M 照片㊂如图5所示,在切向力和法向正压力的作用下,早期裂纹首先与接触表面成一定角度(θ),扩展至一定深度后,扩展方向发生突变并与接触表面基本垂直㊂斜向扩展过程受剪切型(Ⅱ型)应力强度因子控制,取决于剪应力;垂直于表面方向的扩展受张开型(Ⅰ型)应力强度因子控制,取决于正应力㊂N a m j o s h i 等[18]对T i ‐6A l ‐4V微动疲劳多轴载荷下的裂纹萌生进行了研究,认为作用在临界面上的剪应力大小决定着裂纹的萌生,正应力和剪应力共同作用于裂纹扩展㊂如图5c 所示,裂尖附近可观察到二次裂纹㊂裂纹附近晶粒取向发生改变,晶粒沿载荷方向重新排布,可观察到少量与裂纹方向成45°角的滑移线㊂微裂纹从相界开始聚集形成裂纹,最终穿过晶粒并扩展㊂(a)扩展中的裂纹(b)起裂点显微形貌(c)裂尖区域显微形貌图5 裂纹形貌(F =12k N ,N f =7.87×105)2.3 接触点磨损形貌微动疲劳裂纹源形成于磨损表层,磨损表面发生氧化且颜色较暗㊂试验观察到大量黑色的颗粒状磨屑从磨损表面脱落㊂图6a 和图6b 为不同应力下接触点磨痕形貌(清洗后)的S E M 照片,从照片中可以清楚地观察到部分滑移区A (黏着区)㊁混合区B 与滑移区C 三个区域,呈现典型的微动疲劳磨损形貌[19‐20]㊂部分滑移区A 为轻微损伤区,由于微动副始终保持接触,所以其损伤特征与边缘处明显不同㊂该区域表面磨损轻微,可观察到沿微动方向的塑性流变和犁沟,且表面有金属块掉落并出现腐蚀坑㊂损伤区呈现层状及山丘状的塑性变形,是磨粒磨损和接触疲劳的特征㊂对比图6a 和图6b 可知,随着微动疲劳载荷的增大,混合区B 及滑移区C 面积增大,试验中可观察到随着循环次数的增大,磨屑脱落速度明显加快㊂混合区B 为裂纹区,该区域摩擦力㊁表面塑性变化较大,且缺少氧化磨屑的调节,是裂纹萌生㊁扩展的危险区域㊂如图6c 和图6d 所示,在循环应力和摩擦力的共同作用下,微动表面产生大量微裂纹,微裂纹方向垂直于微动方向㊂随着微动的不断进行,微裂纹不断增加㊁积聚并向深处扩展,最后形成断裂长裂纹,对试件的疲劳寿命产生影响㊂接触表面的磨屑脱落和严重磨损主要集中在滑移区C ,C 表面㊃8833㊃中国机械工程第26卷第24期2015年12月下半月Copyright ©博看网. All Rights Reserved.(a)接触点磨损形貌 (F =10k N ,N f =2.5×106)(b)接触点磨损形貌(F =11k N ,N f =1.5×106)(c)微裂纹带微观形貌 (F =10k N ,N f =2.5×106)(d)微裂纹微观形貌(F =11k N ,N f =1.5×106)图6 不同载荷下接触点磨损微观形貌有大量的剥落坑,较为粗糙,是剥层磨损的特征㊂表面颗粒快速地磨损㊁剥落,可以消除接触表面可能形成的微裂纹,且极大地降低了裂纹成核的可能性㊂2.4 断口形貌试样断口宏观形貌见图7㊂图7a 所示为微动疲劳载荷下的断口宏观形貌,可以看出,断口呈现出明显的四个区:裂纹源a 区㊁裂纹扩展第一区b 区㊁裂纹稳定扩展第二区c 区和过载断裂区d 区㊂裂纹源a 区较其他区粗糙㊂放射纹收敛处为由接触点微动磨损造成的裂纹源,该区因氧化而颜色较暗㊂裂纹沿断口横截面扩展㊂与常规裂纹源区不同,微动疲劳由于承受多轴疲劳载荷,裂纹源a 区并未呈现出常规疲劳中明显的单个表面缺陷起裂的特征,而是在接触磨损区的一个区域开裂,该区的尺寸约为60~150μm ,如图7b 所示㊂文献[21]证明该小范围内的裂纹与接触表面成大约45°角,除了主裂纹外还有小裂纹存在,但这些小裂纹在几个晶粒范围内止裂㊂裂纹发生偏转发展成扩展裂纹,在断口上形成平整的稳定扩展区b,在该区内发现大量的疲劳辉纹以及垂直于断面的二次裂纹,如图7c 所示㊂当裂纹进入塑性失稳区后,断面为撕裂状,可观察到大量韧窝,靠近裂纹扩展区的韧窝形状为拉伸形成的等轴韧窝,远离裂纹扩展区的韧窝形状为撕裂形成的拉长韧窝,属于塑性材料的快速断裂特征㊂(a)微动疲劳断口宏观形貌(b)裂纹源区微观形貌(c)裂纹稳定扩展区的疲劳辉纹(d)瞬间断裂区微观形貌图7 试样断口宏观形貌(F =10k N ,N f =2.5×106)3 结论(1)微动的影响使得T i ‐6A l ‐4V 榫结构的疲劳寿命降低约70%㊂由于接触区复杂应力场和磨损的影响,微动疲劳寿命曲线较常规疲劳曲线陡峭,载荷对其寿命的影响小于常规疲劳对其寿命的影响㊂(2)微动疲劳裂纹起裂于接触面的边缘部位,方向与接触面约成45°角,斜向扩展一定深度(约为60~150μm )后转向与接触表面垂直方向扩展直至断裂㊂微动疲劳断口上呈现出多个线状疲劳源点,微裂纹在几个晶粒范围内止裂㊂随着疲劳载荷的增大,磨损区中混合区及滑移区面积增大㊂参考文献:[1] 孔润祥,周祥英.汽轮机叶片根部的微动失效[J ].热力透平,1993(2):45‐49.K o n g R u n x i a n g ,Z h o uX i a n g y i n g .F r e t t i n g F a i l u r e o f T u r b i n eB l a d eR o o t [J ].T h e r m a lT u r b i n e ,1993(2):45‐49.[2] 何明鉴.机械构件的微动疲劳[M ].北京:国防工业出版社,1994.㊃9833㊃T i ‐6A l ‐4V 燕尾榫结构微动疲劳裂纹萌生及扩展行为研究俞树荣 王洁璐 李淑欣等Copyright ©博看网. All Rights Reserved.[3] 沈明学,彭金方,郑健峰,等.微动疲劳研究进展[J].材料工程,2010(12):86‐91.S h e n M i n g x u e,P e n g J i n f a n g,Z h e n g J i a n f e n g,e ta l.S t u d y a n d D e v e l o p m e n to f F r e t t i n g F a t i g u e[J].J o u r n a l o fM a t e r i a l sE n g i n e e r i n g,2010(12):86‐91.[4] 周仲荣,V i n c e n tL.微动磨损[M].北京:科学出版社,2002.[5] W a t e r h o u s eR B.F r e t t i n g F a t i g u e[M].L o n d o n:A p p l i e dS c i e n c eP u b l i s h e r sL t d.,1981.[6] N o w e l lD,D i n iD,H i l l s D A.R e c e n tD e v e l o p-m e n t si nt h e U n d e r s t a n d i n g o f F r e t t i n g F a t i g u e[J].E n g i n e e r i n g F r a c t u r e M e c h a n i c s,2006,73(2):207‐222.[7] 刘道新,何家文.微动疲劳影响因素及钛合金微动疲劳行为[J].航空学报,2001,22(5):454‐457.L i uD a o x i n,H e J i a w e n.R e v i e wo fF a c t o r s t h a t I n-f l u e n c eF r e t t i ng F a t i g u e(F F)a n dI n v e s t i g a t i o no nF FB e h a v i o ro fT i‐A l l o y[J].A c t a A e r o n a u t i c aE tA s t r o n a u t i c aS i n i c a,2001,22(5):454‐457.[8] L e eB W,S u hJ,L e e H,e ta l.I n v e s t i g a t i o n so nF r e t t i n g F a t i g u e i n A i r c r a f t E n g i n e C o m p r e s s o rB l a d e[J].E n g i n e e r i n g F a i l u r e A n a l y s i s,2011,18(7):1900‐1908.[9] 李康,付雪松,周文龙.钛合金榫头微动疲劳试验研究现状与发展[J].钛工业进展,2014,31(4):1‐5.L i K a n g,F uX u e s o n g,Z h o uW e n l o n g.P r e s e n t S i t u-a t i o na n d D e v e l o p m e n to fT i t a n i u m A l l o y D o v e t a i lF r e t t i n g F a t i g u eT e s t[J].T i t a n i u m I n d u s t r y P r o-g r e s s,2014,31(4):1‐5.[10] 卫中山,王珉,李亮,等.T C4合金微动疲劳损伤研究[J].机械工程材料,2006,30(1):30‐32.W e i Z h o n g s h a n,W a n g M i n,L i L i a n g,e t a l.F r e t-t i n g F a t i g u eD a m a g eB e h a v i o ro fT C4A l l o y[J].M a t e r i a l s f o r M e c h a n i c a l E n g i n e e r i n g,2006,30(1):30‐32.[11] 卫中山,王珉,张明,等.T C4钛合金的微动疲劳行为研究[J].稀有金属材料与工程,2006,35(7):1050‐1052.W e i Z h o n g s h a n,W a n g M i n,Z h a n g M i n g,e ta l.S t u d y o nF r e t t i n g F a t i g u eB e h a v i o r o fT C4T i t a n i-u m A l l o y[J].R a r eM e t a lM a t e r i a l s a n dE n g i n e e r-i n g,2006,35(7):1050‐1052.[12] 石炜.航空发动机榫连接结构微动疲劳寿命研究[D].南京:南京航空航天大学,2012.[13] G o l d e nPJ,N i c h o l a sT.T h eE f f e c to fA n g l eo nD o v e t a i lF r e t t i n gE x p e r i m e n t s i nT i‐6A l‐4V[J].F a t i g u e&F r a c t u r eo fE n g i n e e r i n g M a t e r i a l s&S t r u c t u r e s,2005,28:1169‐1175. [14] G o l d e nPJ,C a l c a t e r r a JR.AF r a c t u r eM e c h a n i c sL i f eP r e d i c t i o n M e t h o d o l o g y A p p l i e dt o D o v e t a i lF r e t t i n g[J].T r i b o l o g y I n t e r n a t i o n a l,2006,39(10):1172‐1180.[15] R a j a s e k a r a n R,N o w e l lD.F r e t t i n g F a t i g u ei nD o v e t a i lB l a d e R o o t s:E x p e r i m e n t a n d A n a l y s i s[J].T r i b o l o g y I n t e r n a t i o n a l,2006,39(10):1277‐1285.[16] 古远兴,温卫东,崔海涛.高低周载荷作用下燕尾榫结构的微动疲劳寿命预测[J].推进技术,2008,29(2):240‐243.G uY u a n x i n g,W e n W e i d o n g,C u iH a i t a o.P r e d i c-t i o n o f F r e t t i n g F a t i g u eL i f e o f D o v e t a i l J o i n t u n d e rH i g h‐c y c l ea n d L o w‐c y c l eL o a d[J].J o u r n a lo fP r o p u l s i o nT e c h n o l o g y,2008,29(2):240‐243.[17] 古远兴.高低周复合载荷下燕尾榫结构微动疲劳寿命研究[D].南京:南京航空航天大学,2007.[18] N a m j o s h i SA,M a l l S,J a i nV K,e t a l.F r e t t i n g F a-t i g u eC r a c kI n i t i a t i o n M e c h a n i s mi n T i–6A l–4V[J].F a t i g u e&F r a c t u r eo fE n g i n e e r i n g M a t e r i-a l s&S t r u c t u r e s,2002,25(10):955‐964.[19] 周仲荣.关于微动磨损与微动疲劳的研究[J].中国机械工程,2000,11(10):1146‐1150.Z h o u Z h o n g r o n g.S t u d y o n F r e t t i n g W e a r a n dF r e t t i n g F a t i g u e[J].C h i n a M e c h a n i c a lE n g i n e e r-i n g,2000,11(10):1146‐1150.[20] 徐小军,刘捍卫,朱旻昊,等.T i‐A l‐Z r钛合金的高温微动磨损行为研究[J].核动力工程,2010,31(5):42‐47.X u X i a o j u n,L i u H a n w e i,Z h u M i n h a o,e ta l.S t u d y o n H i g hT e m p e r a t u r eF r e t t i n g W e a ro fT i‐A l‐Z r A l l o y[J].N u c l e a r P o w e r E n g i n e e r i n g,2010,31(5):42‐47.[21] M a l l S,K i m H K,S a l a d i nEC,e t a l.E f f e c t so fM i c r o s t r u c t u r e o n F r e t t i n g F a t i g u e B e h a v i o r o fI N100[J].M a t e r i a l sS c i e n c ea n dE n g i n e e r i n g:A,2010,527(6):1453‐1460.(编辑 王艳丽)作者简介:俞树荣,男,1962年生㊂兰州理工大学石油化工学院教授㊁博士研究生导师㊂主要研究方向为承压类特种设备强度与安全㊂王洁璐,女,1990年生㊂兰州理工大学石油化工学院硕士研究生㊂李淑欣,女,1975年生㊂兰州理工大学石油化工学院教授㊁博士研究生导师㊂宋 伟,男,1979年生㊂兰州理工大学石油化工学院讲师㊂㊃0933㊃中国机械工程第26卷第24期2015年12月下半月Copyright©博看网. 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疲劳裂纹萌生分析
5.沿着晶界开裂，但相对于与粒子有关的裂纹萌生而言，沿 着晶界萌生裂纹似乎比较少(见图4用；绝大部
分裂纹都是在粗大粒子上或粒子、基体界面上萌生。
参考文献
【1】 郑子樵，陈圆圆等，2524−T34合金疲劳裂纹的萌生和扩展行为 【2】 刘晓燕, 何晓梅, 董洁，2Cr13钢的疲劳裂纹萌生与扩展行为 【3】 王仁智等，疲劳裂纹萌生的微细观过程与内部疲劳极限理论
裂纹萌生
金属材料在循环载荷作用下其内部结构将发生变化,宏 观上表现为试样强度或硬度的升高或降低,即循环硬化或软 化。一般表现为高强度材料软化,低强度材料硬化。形变产 生滑移，少数滑移线形成宽而集中的粗滑移带,这种滑移带 在试样表面侵入较深,称为驻留滑移带(PSB)。它们导致循环 变形的局部化,促使在驻留滑移带、晶界和表面夹杂物处萌 生疲劳裂纹。
疲劳试验在MTS−810 材料试验机上进行，应力比 R=−0.1，频率为15 Hz，环境温度为25 ℃，相对湿度为15%。 在疲劳试验过程中周期性地中止试验以便观察裂纹萌生和 扩展行为，用光学显微镜观察合金的初始金相组织，用SEM 和EDS 观察疲劳断裂表面和分析合金中第二相粒子化学成 分。采用光学显微镜和扫描电镜观察分析裂纹萌生和扩展 行为。
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试验结果：
由图（a）可见，疲劳初期在一个样品上，可同时观察 到多个微小裂纹，这些裂纹在不同位置萌生。
主要的裂纹萌生位置如下：
1.含Fe、Mn 的Al7Cu2(Fe，Mn)杂质相开裂，见图（c）；
2.未溶解的过剩相(可能是θ(Al2Cu)相和S(Al2CuMg)相)开裂， 见图（d）；
3.第二相粒子与基体的界面开裂，见图（e），说明这些粒子 本身不容易开裂；
经典金属疲劳裂纹扩展至断裂机理讲解（专业级）
经典金属疲劳裂纹扩展至断裂机理讲解（专业级）经典金属疲劳裂纹扩展至断裂机理讲解（专业级）通常，疲劳裂纹扩展可以分为三个阶段：第I阶段（裂纹萌生，shot cracks），第II阶段（裂纹扩展，long cracks），第III阶段（瞬时断裂，final fracture）Fig. 1— Stages I and II of fatigue crack propagation.第I阶段：一旦裂纹萌生以后，就会沿着最大剪切应力平面(约45o)扩展，如图1所示。
这一阶段被认为是第I阶段或者短裂纹萌生和扩展阶段。
裂纹一直扩展直到遇到障碍物，如晶界、夹杂物或珠光体区。
它无法容纳初始裂纹的扩展方向。
因此，晶粒细化是可以提升材料疲劳强度的利用了引入大量微观障碍物的原理。
晶界，在裂纹扩展的第I阶段需要克服晶粒的阻碍并越过晶界。
表面机械处理，例如喷丸和表面滚压也会引入一些微观的障碍物，因为它们使晶界被压扁了。
Fig. 2 — Fatigue striations in (a) interstitial free steel and (b)aluminum alloy AA2024-T42. Figure (c) shows the fatigue fracture surface of a cast aluminum alloy, where a fatigue crack was nucleated from a casting defect, presenting solidification dendrites on the surface; fatigue striations are indicated by the arrow, on the top right side.第II阶段：由于裂纹扩展，实际载荷的上升，应力强度因子K不断增加，在裂纹尖端附近的不同平面上开始发生滑移，于是就进入了第II阶段。
材料裂纹的产生及扩展的原因分析
材料疲劳裂纹的产生及影响裂纹扩展的因素摘要：文中通过对疲劳裂纹的研究，全面分析了疲劳裂纹的产生，交变应力，表面状态，载荷形式，化学成分，夹杂物等对疲劳产生的影响；分析了影响疲劳裂纹扩展的因素，载荷，腐蚀环境，热疲劳，温度对疲劳裂纹扩展的影响机理，论述了其影响效果，对进一步研究分析裂纹的产生，防止裂纹进一步扩展，提高材料的寿命有一定的帮助。
关键词：疲劳裂纹 ; 疲劳裂纹扩展Abstract: In this paper, through the study of fatigue crack, and making a comprehensive analysis of the fatigue crack produces, alternating stress, the surface, and the load form, chemical composition, inclusion has effect on the fatigue; Analyzing the effect of fatigue crack growth’s factors. and the load, corrosive environment, thermal fatigue, temperature have influence on the fatigue crack propagation, It is a great help to study further the fatigue, prevent crack further expanding, and improve the life of the materials .Keyword：fatigue crack ; fatigue crack growth1 引言机械零件在交变压力作用下，经过一段时间后，在局部高应力区形成微小裂纹，再由微小裂纹逐渐扩展以致断裂。
疲劳裂纹萌生的三种方式
疲劳裂纹萌生的三种方式
疲劳裂纹是指在材料长时间受到交变或周期性加载作用下，由于材料的疲劳强度较低，导致裂纹的形成和扩展。
疲劳裂纹的萌生方式有三种，分别是表面裂纹萌生、内部裂纹萌生和拥有微小裂纹的裂纹萌生。
第一种方式是表面裂纹萌生。
当材料表面受到交变或周期性加载时，由于应力集中的存在，表面上可能会出现微小的裂纹。
这些裂纹通常发生在材料的表面缺陷处，如划痕、腐蚀等。
由于这些缺陷处的强度较低，使得裂纹在此处容易发生。
一旦裂纹发生，随着加载的重复，裂纹会逐渐扩展，最终导致材料的破坏。
第二种方式是内部裂纹萌生。
内部裂纹是指裂纹从材料内部开始萌生，并逐渐向表面扩展的裂纹。
这种裂纹萌生的原因是材料内部存在的缺陷或不均匀性。
在材料的制造过程中，可能会存在一些缺陷，如夹杂物、气孔等。
这些缺陷会导致材料内部应力集中，从而促使裂纹的萌生和扩展。
第三种方式是拥有微小裂纹的裂纹萌生。
在材料受到加载时，如果材料表面存在一些微小的裂纹，则这些裂纹可能会成为新的裂纹的起点。
这种裂纹萌生的方式与表面裂纹萌生类似，但是起点是已存在的微小裂纹。
这些微小裂纹可能是由于材料的制造过程中产生的，也可能是由于材料的使用过程中受到的一些损伤引起的。
疲劳裂纹的萌生方式有三种，包括表面裂纹萌生、内部裂纹萌生和拥有微小裂纹的裂纹萌生。
这些裂纹的萌生和扩展会导致材料的破坏，因此在材料的设计和使用过程中，需要注意防止裂纹的萌生和扩展，以提高材料的使用寿命和安全性。
DZ125高温合金超高周疲劳裂纹萌生与扩展
DZ125高温合金超高周疲劳裂纹萌生与扩展顾玉丽;陶春虎;佘力;何玉怀;许罗鹏【摘要】裂纹的萌生与扩展是研究合金材料超高周疲劳行为的重要方面。
本研究分析与探讨了温度和表面状态对DZ125合金的超高周疲劳裂纹萌生与扩展特征的影响。
不同温度下,DZ125合金的超高周疲劳裂纹萌生位置和扩展方式不同。
室温下,裂纹均沿表面起源,裂纹扩展以拉伸模式为主；700℃下,裂纹均沿亚表面起源,裂纹扩展以剪切模式为主。
室温下, DZ125合金经激光冲击处理前后的超高周疲劳裂纹萌生位置和扩展方式均存在差异。
经过激光冲击处理后,裂纹萌生于合金的内部孔洞缺陷,裂纹扩展完全以剪切模式进行。
%Crack initiation and propagation are important aspects of studying ultra-high cycle fatigue behavior ofDZ125 superalloy. The analysis and discussion were carried on the effect of the temperature and surface status on the ultra-high cycle fatigue crack initiation and propagation character of DZ125 superalloy. The ultra-high cycle fatigue crack initiation position and propagation pattern of DZ125 superalloy vary with temperatures. All fatigue cracks initiated from the surface and propagated mainly in the tensile pattern at room temperature. All fatigue cracks initiated from the subsurface and propagated mainly in the shear pattern at 700℃. The ultra-high cycle fatigue crack initiation position and propagation pattern were different for DZ125 superalloy before and after laser shock processing at room temperature. The fatigue crack initiated from the cavities within the DZ125 superalloy and propagated entirely in the shear pattern.【期刊名称】《失效分析与预防》【年(卷),期】2014(000)006【总页数】7页(P323-329)【关键词】镍基铸造高温合金;超高周疲劳;裂纹萌生;裂纹扩展【作者】顾玉丽;陶春虎;佘力;何玉怀;许罗鹏【作者单位】北京航空材料研究院，北京100095; 航空材料检测与评价北京市重点实验室，北京100095; 中航工业失效分析中心，北京100095;北京航空材料研究院，北京100095; 航空材料检测与评价北京市重点实验室，北京100095; 中航工业失效分析中心，北京100095;北京航空材料研究院，北京100095;北京航空材料研究院，北京100095; 航空材料检测与评价北京市重点实验室，北京100095; 中航工业失效分析中心，北京100095;四川大学空天科学与工程学院，成都610064【正文语种】中文【中图分类】TG132.30 引言通常，合金材料的超高周疲劳裂纹的萌生和扩展，呈现出与低周和高周疲劳不同的特有过程，是研究合金材料超高周疲劳行为的重要方面。
基于扩展有限元和循环内聚力模型的榫连结构微动疲劳裂纹萌生与扩展研究
基于扩展有限元和循环内聚力模型的榫连结构微动疲劳裂纹萌生与扩展研究随着机械设备的广泛应用，微动疲劳问题越来越受到关注。
微动疲劳是指由于微小振动和相对运动而引起的表面疲劳现象。
榫连结构是一种常见的连接方式，但在实际应用中，榫连结构容易受到微动疲劳的影响，导致结构失效。
因此，研究榫连结构微动疲劳裂纹萌生与扩展具有重要的意义。
传统的微动疲劳研究方法主要是基于实验和有限元分析，但这些方法存在一定的局限性。
实验方法需要大量的时间和精力，而且结果受到许多因素的影响，如温度、湿度等。
有限元分析虽然可以模拟微动疲劳过程，但往往忽略了材料的微观结构和力学性能的差异。
因此，需要采用更加精确的方法来研究榫连结构微动疲劳裂纹萌生与扩展。
基于扩展有限元和循环内聚力模型，我们可以对榫连结构微动疲劳裂纹萌生与扩展进行更为精确的研究。
扩展有限元方法是一种数值模拟方法，可以模拟复杂几何形状和材料属性的微动疲劳过程。
循环内聚力模型是一种考虑材料微观结构和力学性能差异的模型，可以更好地描述微动疲劳过程中的裂纹萌生和扩展。
在本文中，我们首先对榫连结构微动疲劳裂纹萌生与扩展的理论基础进行了介绍，包括微动疲劳的基本概念、扩展有限元方法和循环内聚力模型的应用。
接着，我们建立了榫连结构微动疲劳的数值模型，并进行了参数分析和优化设计。
通过模拟和分析，我们发现材料的微观结构和力学性能、相对运动速度、表面状态等因素对微动疲劳裂纹萌生与扩展有显著影响。
此外，我们还发现扩展有限元和循环内聚力模型可以有效地模拟榫连结构微动疲劳裂纹萌生与扩展过程，并能够为实际应用提供指导。
例如，可以通过优化结构设计、选择合适的材料和表面处理方法来降低榫连结构的微动疲劳风险。
总之，基于扩展有限元和循环内聚力模型的榫连结构微动疲劳裂纹萌生与扩展研究具有重要的理论和实践意义。
通过这种方法，我们可以更好地了解微动疲劳过程，为实际应用提供更加精确的指导。
未来，我们将继续研究榫连结构微动疲劳裂纹萌生与扩展的其他影响因素，并探索更加有效的预防和修复方法。
TC11材料高低周疲劳裂纹萌生与扩展特性研究
Ｓｔ ｕｄｙ ｏ ｎｉｉ ｔｏ ｎ ｏ ｇ ｔｏ ｎ Ｉ ｔａ ｉ ｎ ａ ｄ Ｐｒ ｐａ ａ ｉ ｎ Ｃｈａ ａ ｔ ｒｓ ｉ ｓｏ ｗ ｎｄ Ｈ ｉ ｈ ｒ ｃ ｅ ｉｔｃ ｆＬｏ ａ ｇ Ｃｙ ｌ ｍ ｂ ｎｅ ｔｇ ａ ｋ ｉ ｃ ｅ Ｃｏ ｉ ｄ Ｆａ ｉ ｕｅ Ｃｒ ｃ ｎ ＴＣ１ １
ｃ ｏ ｂｎ ｄｆｔ ｕ） ｎｔｅａｒ－ ｎ ｉｅ ｌｄｓ ｎＴ ，ｈ ｒｃ ｒｗ ｈｌ ｆｈ — Ｃ Ｃ ｗ ｓ ｌ ｃｍ ｉｅ ｉ ｅ ｏ ｅｏ ｅ ｇ ａ ｅ Ｃ ｔｅｃａｋｇｏ ｔ ｗ ｏ ｔｅＬ ＨＣ Ｆｉ Ｔ ａ ｅ ａｇ ｈ ｎｂ ｉ １ １ ａ ｎ １ １
本文 通过 低周 疲 劳裂纹 扩展 速率 试验 和高 低周
复 合疲 劳裂 纹扩 展速 率试 验 ， 来研 究 Ｔ 材料 高低 Ｃ １ １ 周 疲劳 裂纹 萌生 与扩展 为 ， 当低 周 过 载引 起材 料 内 部 缺 陷 时 ， 加 速 裂 纹 扩 展 ， 之 则 会 促 使 裂 纹 闭 会 反 合 。Ｈａ 等还 通 过 高 温分 析 ， 为 高 温 导致 材 料 软 ｌ ｌ 认
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镍基合金GH4169缺口件多轴疲劳裂纹萌生与扩展
由式 （ ） 以 看 出 ． １可 金属 的导 电 、 导磁 性 能 越 好 ． 属 吸 收 电 磁 能 的能 金 力越 好 ＋ 电磁波 的频 率越 高 ， 易 被金 属 吸收 。 电磁波 透过 金属 板 时 ， 在 越 会 板时 因界 面 引起 的损 耗称 为 反射 损耗 。
３ ２ 电磁 屏 蔽的应 用 ． ３ ２ １ 对 接收 电路 的 电磁屏 蔽 ， 高频 端 和 低频 端 都 采 对 电感 和 ．． 在
界面 反射 ， 反射 使 场强减 弱 。由于 金 属界 磁 的 反 射作 用 ， 磁 波 透 过金 属 电容谐 振 或传 输 电路 采用 金属 罩进 行 电屏 蔽 ， 电 电台 前端 接收 电路 电 感 线
圈都 带有 屏蔽 罩 ， 者对 有屏 蔽罩 和 无屏 蔽罩 的接 收 电路进 行 了幅 频 特性 笔 结 有 频带 均 匀 电 台和 屏蔽 材料 的 导 电性越 好 （ 越 大 ） 反 射 损 耗 越 大 ； 蔽 体 材 料 的 导磁 分 析 ， 果发 现 ， 屏蔽 罩 的接 受网络 幅 频特 性增 益 高 ， ， 屏 包 性 越 好 （ 大） 反射 损耗 越 小 。从场 的传 播 来看 ， “越 ． Ｒ定 义 为反 射 损 耗 ； 从 收 信机 的 中 周 或 鉴 频 线 圈 都 带 有 屏 蔽 罩 进 行 电 磁 屏 蔽 ， 括 电 视 机 ３ ＭＨｚ ８ 中频 接 收 电路和 鉴频 电路 ， 加屏 蔽效 果 就 是好 。在接 收 电路 中可 屏 蔽 作用 来 看 ， Ｒ就是 由 反射 损耗 导致 的 屏蔽 效果 。 ３ 电 磁 屏 蔽 设 计 及 其 应 用 以说 ， 电磁屏 蔽 无处 不在 。 电磁屏 蔽 应用 之， ， 用之 功 效 ， 『一 斑 。 一应 可见 ３ １ 电磁 屏 蔽设计 ： 电磁 波穿 过任 何金 属 物时 ， ． 当 通常 有两 种 类 型 的 ３ ２ ２ 对 辐射 源 的电磁 屏 蔽 ， 讲 机振 荡 电 路采 用 屏 蔽 罩 进行 屏 蔽 ．． 对 损 耗 ． 是 吸收 损耗 ， 一 一是 反射 损 耗 ， 因此 ， 屏蔽 效 能可 写成 ： 隔 离 ， 止外 来 电磁波 的 干扰 ． 响其 参数 和稳 定 性 ， 防 影 同时也 防 止了 电磁 波 Ｓ（ Ｂ） Ｐ（ Ｂ） Ｒ（ Ｂ） Ｃ（ Ｂ） ｄ 一 ｄ ＋ ｄ ＋ ｄ 的外 泄 高 频信 号发 生 器其振 荡 电路 也采 用 了屏 蔽罩进 行 电磁 屏 蔽 ． 其 使 选择 肆 蔽盒 鹋材 料 和 计算 其 壁 厚 就是 电 磁 屏蔽 设 计 计 算 主要 任 务 性 能更 稿 实 琢 ｝拓 屏 蔽 掣是 为 ７窀 路 Ｉ 作 缝 稳 定 辔 磁 磷 屏 蔽 不 可
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疲劳条纹(striation) 不同于海滩条带(beach mark) Cr12Ni2WMoV钢疲劳条纹:(金属学报,85)
透射电镜：1-3万倍
S
谱块
t
循环
条纹
条带
疲劳裂纹扩展的微观机理 1976 Crooker
Cr12Ni2WMoV钢疲劳断口微观照片:(金学报,85)三种破坏形式:
微解理型 microcleavage
3)裂纹源在高应力局部或材料缺陷处。 4)与静载破坏相比，即使是延性材料，也没有明显 的塑性变形。 5)工程实际中的表面裂纹，一般呈半椭圆形。
疲劳断口观察工具与观察内容的关系:
观察 工具 放大 倍数 观察 对象 肉眼，放大镜
1-10×
金相显微镜
10-1000×
电子显微镜
1000×以上
宏观断口， 海滩条带；
裂纹源，滑移， 条纹，微解理 夹杂，缺陷； 微孔聚合
4. 由疲劳断口进行初步失效分析
断口宏观形貌: 是否疲劳破坏? 裂纹临界尺寸? 是否正常破坏？
破坏载荷？
金相或低倍观察： 裂纹源？是否有材料缺陷？缺陷的类型和大小？
高倍电镜微观观察： “海滩条带”+“疲劳条纹”，使用载荷谱，估计速率。 疲劳断口分析，有助于判断失效原因，可为改进 疲劳研究和抗疲劳设计提供参考。 因此，应尽量保护断口，避免损失了宝贵的信息。
疲劳裂纹萌生与扩展
1.2 疲劳断裂破坏的严重性
1982年，美国众议院科学技术委员会委托商业 部国家标准局(NBS)调查断裂破坏对美国经济的影 响。 提交综合报告 “美国断裂破坏的经济影响” SP647-1 最终报告 “数据资料和经济分析方法” 断裂使美国一年损失1190亿美元 SP647-2
摘要发表于 Int. J. of Fracture, Vol23, No.3, 1983 译文见 力学进展， Vol15，No2，1985
疲劳裂纹扩展机理
“塑性钝化模型” C. Laird(1967)
S c b 0 a e d t
(a) (b) (c)
a. 开始时的裂尖形状； b. 应力增加，裂纹张开， 裂尖材料沿tmax方向滑移；
(d)
塑性钝化过程
(e)
c. 充分张开，裂尖钝化， 开创新表面； d. 卸载,裂纹收缩，但新开创的裂纹面却不能消失; e. 裂纹锐化，但已扩展了一个Da。 裂纹张开、钝化、锐化、扩展，每一个应力循环， 将在裂纹面上留下一条痕迹（striation）。
延性金属中的滑移
约0.1m
材料表面 材料表面
a) 粗滑移
b) 细滑移
4 N=104应力集中 N=2.7 105 扰动载荷 10 滑移带 驻留滑移带 N=5 微裂纹、扩展 宏观裂纹、扩展 （多晶体镍恒幅应力循环）
裂纹由持久滑移带成核，最大剪应力控制。
循环 载荷 作用
持久 滑移 带 几条 微裂 纹 一条 主裂 纹
DS
沿最大剪应力面，第一阶段扩展
沿垂直于载荷作用线的最大拉应 力面扩展，第二阶段
材 料 表 面
阶段1
DS
阶段2
DS
疲劳裂纹扩展二阶段
从第1阶段向第2阶段转变所对应的裂纹尺寸 主要取决于材料和作用应力水平，一般只有几个 晶粒的尺寸 (~0.05mm) 。 第1阶段裂纹扩展的尺寸虽小，对寿命的贡献 却很大，对于高强材料，尤其如此。
因此，工程技术人员必须认真考虑可能的疲劳断 裂问题。
1.4 疲劳破坏机理与断口特征
一、断口宏观特征
典型疲劳断口，特征明显： 1)有裂纹源、裂纹扩展区和 最后断裂区三个部分。 2)裂纹扩展区断面较光滑， 通常可见 “海滩条带”, 还可能有腐蚀痕迹。
裂纹扩展区 海滩条带
最后断裂区
裂纹源
孔边角裂纹 断口 飞机轮毂疲劳断口
低应力、脆性材料
条纹型 striation 条纹间距=da/dN?
微孔聚合型 microvoid coalescence
高应力、韧材料
断裂(包括疲劳、腐蚀引起的断裂)
使美国一年损失1190亿美元,
为其1982年国家总产值的4%。
损失最严重的是： 车辆业 (125亿/年)， 建筑业 (100亿/年)， 航空 (67亿/年)， 金属结构及制品 (55亿/年).
疲劳断裂引起的空难达每年100次以上
国际民航组织 (ICAO)发表的 “涉及金属疲劳断裂的重大飞机失事调查”指出： 80年代以来，由金属疲劳断裂引起的机毁人亡 重大事故，平均每年100次。(不包括中、苏) Int. J. Fatigue, Vol.6, No.1, 1984 工程实际中发生的疲劳断裂破坏，占全部力学破 坏的50-90%，是机械、结构失效的最常见形式。