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残余应力对复合涂层疲劳裂纹扩展速率的影响
通讯作者：Christine M. Smudde 加州大学材料科学与工程系 One Shields Ave. Davis, CA 95616, USA 电话：(714) 356-0477 电子邮箱：cmsmudde@ucdavis.edu
从小裂纹增长到疲劳寿命 - NATO STO
金属合金的疲劳裂纹扩展速率 (FCGR) 曲线通常分为三个区域，区域 I 和 III 的斜率较陡，区域 II 的线性斜率适中，这通常称为巴黎制度。但是，文献中有许多例子表明区域 II 的斜率存在变化。一些研究人员假设区域 I 和 III 呈线性行为，并导致整个 FCGR 曲线的多线性描述。在本文中，我们将假设疲劳裂纹扩展在所有裂纹长度和所有应力强度因子范围 (ΔK) 下均受幂律行为控制。为了适应多线性 FCGR 曲线的变化，在 FCGR 方程中引入了数学枢轴点，允许直接拟合裂纹长度与循环曲线以获得 FCGR。能够拟合区域 I 中裂纹的细小和长裂纹扩展曲线，证实了区域 I 裂纹扩展速率受幂律行为控制。FCGR 结果表明，细小裂纹速度更快，但从区域 I 到区域 II 的过渡发生在特定的疲劳裂纹扩展速率下，无论是细小裂纹还是长裂纹。这导致过渡处 ΔK 明显偏移，并指出不均匀采样是细小裂纹阈值较低的原因。将精确的小裂纹扩展速率测量与长裂纹扩展速率测量相结合，从初始不连续尺寸计算疲劳寿命，这与光滑样品实验获得的疲劳寿命结果相对应。
从小裂纹扩展到疲劳寿命 - NATO STO
金属合金的疲劳裂纹扩展速率 (FCGR) 曲线通常分为三个区域，区域 I 和 III 的斜率较陡，区域 II 的斜率适中，这通常称为巴黎制度。然而，文献中有许多例子表明区域 II 的斜率发生了变化。一些研究人员假设区域 I 和 III 呈线性行为，并导致对整个 FCGR 曲线的多线性描述。在本文中，我们假设疲劳裂纹扩展在所有裂纹长度和所有应力强度因子范围 (ΔK) 下都受幂律行为支配。为了适应多线性 FCGR 曲线的变化，在 FCGR 方程中引入了数学枢轴点，这使得可以直接拟合裂纹长度与循环数曲线以获得 FCGR。能够拟合区域 I 中扩展的裂纹的小裂纹和长裂纹扩展曲线，证实了区域 I 裂纹扩展速率受幂律行为支配。 FCGR 结果表明，小裂纹速度更快，但从区域 I 到区域 II 的过渡发生在特定的疲劳裂纹扩展速率下，无论是小裂纹还是长裂纹。这导致过渡时 ΔK 明显偏移，并指出不均匀采样是小裂纹阈值较低的原因。精确的小裂纹扩展速率测量与长裂纹扩展速率测量相结合，可根据初始不连续尺寸计算疲劳寿命，这与光滑样品的实验获得的疲劳寿命结果相对应。
从小裂纹扩展到疲劳寿命 - NATO STO
金属合金的疲劳裂纹扩展速率 (FCGR) 曲线通常分为三个区域，区域 I 和 III 的斜率较陡，区域 II 的斜率适中，这通常称为巴黎制度。然而，文献中有许多例子表明区域 II 的斜率发生了变化。一些研究人员假设区域 I 和 III 呈线性行为，并导致对整个 FCGR 曲线的多线性描述。在本文中，我们假设疲劳裂纹扩展在所有裂纹长度和所有应力强度因子范围 (ΔK) 下都受幂律行为支配。为了适应多线性 FCGR 曲线的变化，在 FCGR 方程中引入了数学枢轴点，这使得可以直接拟合裂纹长度与循环数曲线以获得 FCGR。能够拟合区域 I 中扩展的裂纹的小裂纹和长裂纹扩展曲线，证实了区域 I 裂纹扩展速率受幂律行为支配。 FCGR 结果表明，小裂纹速度更快，但从区域 I 到区域 II 的过渡发生在特定的疲劳裂纹扩展速率下，无论是小裂纹还是长裂纹。这导致过渡时 ΔK 明显偏移，并指出不均匀采样是小裂纹阈值较低的原因。精确的小裂纹扩展速率测量与长裂纹扩展速率测量相结合，可根据初始不连续尺寸计算疲劳寿命，这与光滑样品的实验获得的疲劳寿命结果相对应。
跌落冲击下 3D 芯片上芯片互连微凸块接头开裂失效的特征
摘要：随着微电子封装与集成化的快速发展，封装结构中微焊点在冲击载荷作用下的失效风险日益受到关注。然而，由于尺寸减小和接头结构的演变，基于铜柱的微凸块接头的失效机理和可靠性性能很少能借鉴现有的板级焊点研究成果。本研究针对芯片上芯片 (CoC) 堆叠互连的微凸块接头的开裂行为，对 CoC 测试样品进行反复跌落试验以揭示裂纹形貌。研究发现，导致微凸块失效的裂纹首先在金属间化合物 (IMC) 层与焊料的界面处萌生，沿界面扩展一定长度，然后偏转到焊料基体中。为进一步探究裂纹扩展机理，采用围线积分法计算了IMC与焊料界面处裂纹尖端的应力强度因子（SIF），定量分析了焊料厚度和裂纹长度的影响，并与裂纹偏转准则相结合。将SIF与焊料-Ni界面和焊料基体的断裂韧性相结合，建立了裂纹偏离原始扩展路径的准则，可用于预测裂纹偏转的临界裂纹长度和偏转角。最后，通过板级跌落试验验证了焊料厚度与主裂纹临界偏转长度和偏转角之间的关系，并简要讨论了焊料基体中晶粒结构对实际失效寿命的影响。
马来西亚皇家空军 (RMAF) 苏霍伊 Su-30MKM 结构寿命延长关键部件裂纹扩展预测
摘要：关键飞机结构是承重构件，是任何飞机的重要组成部分。疲劳载荷、操作条件和环境恶化的影响导致机身的结构完整性需要评估其适航性要求。使用安全寿命的疲劳设计概念，RMAF 采用飞机结构完整性计划 (ASIP) 来监控其关键部件的结构完整性。RMAF 使用飞机关键结构的工程分析概念制作了任务卡。使用了各种计算机辅助工程 (CAE) 方法，对于此分析，使用裂纹扩展预测方法来确定裂纹扩展行为及其在发生任何裂纹时的最终失效点。虽然有六个关键位置，但选择翼根是因为它最有可能疲劳失效。讨论的分析方法是裂纹扩展分析和低周疲劳。对于数值方法，使用 NX Nastran 模拟裂纹扩展。裂纹扩展分析的结果与数值结果进行了验证。结论是，基于疲劳寿命循环，机翼根部结构状况不会受到严重损坏的影响，无论是通孔还是贯穿侧裂纹，其失效时间约为 30 至 100 年。因此，其结构寿命可以延长。研究成果将致力于延长飞机机翼的结构寿命。
文章 马来西亚皇家空军 (RMAF) 苏霍伊 Su-30MKM 结构寿命延长的关键部件裂纹扩展预测
摘要：关键飞机结构是承重构件，是任何飞机的重要组成部分。疲劳载荷、操作条件和环境恶化的影响导致机身的结构完整性需要评估其适航性要求。使用安全寿命的疲劳设计概念，RMAF 采用飞机结构完整性程序 (ASIP) 来监控其关键部件的结构完整性。RMAF 使用飞机关键结构的工程分析概念制作了任务卡。使用了各种计算机辅助工程 (CAE) 方法，对于此分析，使用裂纹扩展预测方法来确定裂纹扩展行为及其在发生任何裂纹时的最终失效点。虽然有六个关键位置，但选择了机翼根部，因为它最有可能出现疲劳失效。讨论的分析方法是裂纹扩展分析和低周疲劳。对于数值方法，使用 NX Nastran 模拟裂纹扩展。裂纹扩展分析的结果通过数值结果进行了验证。结论是，根据疲劳寿命循环，机翼根部结构状态不会受到严重损伤，无论是通孔还是贯穿侧裂纹，其失效时间都约为30至100年。因此，其结构寿命可以延长。研究成果将对延长飞机机翼的结构寿命产生重要影响。
使用... 实时预测概率裂纹增长 - arXiv
∗ 航空科学与工程学院博士生。† 航空科学与工程学院博士生；通讯作者：heshuangxin@buaa.edu.cn ‡ 航空科学与工程学院教授；通讯作者：ltdong@buaa.edu.cn。§ 机械工程系教授、院长；AIAA 院士。
先进的物理失败分析技术，用于挽救裂缝，划痕或延迟不平衡的损坏样品
本文是IPFA 2020中发表的作品的扩展版。在上一篇论文中，引入了用于营救有裂缝，划痕或延迟性不均匀的损坏样品的高级物理失败分析（PFA）技术。在目前的工作中，将为一般设备中的潜在应用进一步利用这些技术。将通过对故障机制和救援过程的全面分析对三个典型的救援案件进行全面讨论。与通常需要备份样品的常规PFA技术相比，新颖的救援技术为应对延迟时的样本损害问题提供了更多的替代解决方案，而无需重新开始新的样本，从而浪费了机器时间和人力资源。这些新的PFA技术仅涉及可以轻松操纵的基本故障分析（FA）技能以及FA实验室中通常可用的FA设备，并将扩展PFA传统PFA的范围和能力，以帮助FA工程师在每日工作中提供高质量的FA结果，尤其是“处理”设备的高质量和高质量。
航空铝合金结构疲劳裂纹扩展速率预测
在航空航天工业中，疲劳裂纹扩展对飞机结构机械装配设计构成了严重威胁。在这些结构中，裂纹扩展是一个需要认真处理的问题，因为除了经济损失之外，还会影响人员生命安全。疲劳裂纹扩展 (FCG) 速率是在恒定振幅载荷作用下，裂纹随循环数增长的速率。分析曲线后发现，应力强度因子 (SIF) 范围“ ∆𝐾 ”与 FCG 速率“ 𝑑𝑎 𝑑𝑁 ⁄ ”之间的相关性呈偏离线性关系，曲线的区域 II 也称为巴黎区域。经验公式方法不能令人满意地处理线性因子。与之前的方法相比，机器学习算法凭借其出色的学习能力和灵活性，能够更好地处理非线性问题。在本研究工作中，利用基于遗传算法、爬山算法和模拟退火算法的优化神经网络来预测 FCG 率。通过对 2324-T39、7055-T7511 和 6013-T651 等不同航空铝合金进行测试，验证了所提出的技术。通过基于模拟退火的优化神经网络，对铝合金 6013-T651 的最小预测 MSE 为 1.0559 × 10 −9。此外，结果与实验过程中设想的数据非常吻合。