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试样几何形状对铸造和锻造钛基和镍基合金疲劳裂纹扩展速率的影响
假设线性弹性断裂力学，无论物体的几何形状如何，具有相同应力强度因子的两个裂纹将以相同的速率扩展。然而，在 GKN Aerospace，对铸件制成的 C(T) 和 Kb 试样进行疲劳裂纹扩展测试的结果显示，疲劳裂纹扩展速率存在明显差异，其中 Kb 试样中的裂纹比 C(T) 试样中的裂纹扩展得更快。这些观察到的差异已经过研究和量化。对于疲劳裂纹扩展测试，在 R = 0 的脉动拉伸下加载的破裂 Kb 试样的裂纹扩展速度是 C(T) 试样中裂纹的 3.6 倍，在所有测试温度和材料 Ti-64、Ti-6242 和 IN-718 上取平均值。使用锻造的 Ti-64 和 IN-718 制成的 C(T) 样品进行了新的疲劳裂纹扩展测试，并与锻件制成的 Kb 样品的疲劳裂纹扩展率进行了比较。发现锻件制成的 Kb 和 C(T) 样品之间的疲劳裂纹扩展率差异非常小。
试样几何形状对铸造和锻造钛基和镍基合金疲劳裂纹扩展速率的影响
假设线性弹性断裂力学，无论机体几何形状如何，具有相同应力强度因子的两个裂纹将以相同的速率扩展。然而，在 GKN Aerospace，对铸件制成的 C(T) 和 Kb 试样进行疲劳裂纹扩展试验的结果显示，疲劳裂纹扩展速率存在明显差异，其中 Kb 试样中的裂纹扩展速度快于 C(T) 试样中的裂纹。已经研究并量化了这些观察到的差异。对于疲劳裂纹扩展试验，在 R = 0 的脉动拉伸下加载的开裂 Kb 试样的裂纹扩展速度比 C(T) 试样中的裂纹快 3.6 倍，这是在所有试验温度下和材料 Ti-64、Ti-6242 和 IN-718 的平均值。已经使用锻造的 Ti-64 和 IN-718 制成的 C(T) 试样进行了新的疲劳裂纹扩展试验，并将其与锻件制成的 Kb 试样的疲劳裂纹扩展速度进行了比较。发现锻件制成的 Kb 和 C(T) 试样的疲劳裂纹扩展速率差异非常小。
制孔工艺及其对航空合金微观结构和疲劳响应的影响
摘要 本文在航空合金孔加工的背景下对传统钻孔和螺旋铣削进行了比较研究，阐述了这两种不同的加工工艺对不同航空合金的微观结构和疲劳性能的影响。结果表明，与螺旋铣削工艺相比，两种合金在传统钻孔下都会经历更严重的表面/亚表面塑性变形。对于这两种合金，与传统钻孔相比，螺旋铣削可延长其试样疲劳寿命。在所有加工条件下，Al 2024-T3 的疲劳寿命明显长于 Ti-6Al-4V。使用冷却液通常可减少表面损伤，并可提高加工合金的疲劳性能。此外，还研究了加工表面粗糙度，以进一步阐述不同加工工艺的影响。
用指数方程描述铝合金的总疲劳裂纹扩展曲线
在恒幅试验条件下，金属和合金的疲劳裂纹扩展 (FCG) 行为通常用裂纹扩展速率 da/dN 与应力强度因子范围� K 之间的关系来描述。图 1 示意性地显示了速率 da/dN 与� K 的典型对数-对数图，该图具有 S 形，可分为三个区域 [1-4]。区域 I 是近阈值区域，其中曲线变得陡峭并似乎接近渐近线� K th ，即下限� K 值，低于该值预计不会发生裂纹扩展。区域 II（中间区域）对应于稳定的宏观裂纹扩展。巴黎幂律 [5] 是一种经验关系，在对数-对数拟合中显示一条直线，是中等裂纹扩展速率（10 -8 至 10 -6 m/循环）此区域中疲劳的基本模型。区域 III 与最终失效前的快速裂纹扩展有关，主要受 K c 控制，即材料和厚度的断裂韧性。长期以来，人们观察到，对于固定的 � K ，da/dN 受应力循环不对称性的强烈影响，通常以载荷比 R 表示 [6-8]。发现阈值应力强度值 (� K th ) 取决于 R
用指数方程描述铝合金总疲劳裂纹扩展曲线
金属和合金在恒幅试验条件下的疲劳裂纹扩展 (FCG) 行为通常用裂纹扩展速率 da/dN 与应力强度因子范围 ' K 之间的关系来描述。图 1 示意性地显示了速率 da/dN 与 ' K 的典型对数-对数图，该图具有 S 形，可分为三个区域 [1-4]。区域 I 是近阈值区域，其中曲线变得陡峭并似乎接近渐近线 ' K th ，即下限 ' K 值，低于该值预计不会发生裂纹扩展。区域 II（中间区域）对应于稳定的宏观裂纹扩展。巴黎幂律 [5] 是一种经验关系，在对数-对数拟合中显示一条直线，是中等裂纹扩展速率（10 -8 至 10 -6 m/循环）此区域中疲劳的基本模型。区域 III 与最终失效前裂纹的快速扩展有关，主要受 K c 控制，即材料和厚度的断裂韧性。长期以来，人们观察到，对于固定的 ' K ，da/dN 受应力循环不对称性的强烈影响，通常用载荷比 R 表示 [6-8]。发现阈值应力强度值 ( ' K th ) 取决于 R
Abelkis, P. R., 257-273 声发射, 195 活化能, 130 飞机, 241, 257 铝合金, 6,16, 57, 243, 258 退火, 85, 103, 175 粗糙度, 69, 71 ASTM E 8, 215 ASTME 112,215 ASTM E 399, 178, 193, 215, 216 ASTM E 561, 242 ASTM E 647, 65, 149, 178 Attaar, M. H., 173-190 俄歇光谱, 80 自生气体钨极电弧金属 (GTAW), 175
^^^ Tanabe, Y., 121-139 致密型 (CT), 7,48,65, 104, j - ^ ^ ^ ^ ^ ^ ^ ^u g, 16, 103, 211 122, 149, 175, 193, 215, 275 ^^^j^^^ ^ L., 5-30 锁孔, 296 j ^ ^ ^ ^ j j ^ ^ j ^ ^ ^^^_^J2 光谱载荷, 246,257,261,297 j^ansgranular, 8,20, 51, 70,91, 107, 稳定性, 19 155^ 30^ 堆垛层错能, 38 转变点, 8, 98 钢透射电子显微镜奥氏体，122（TEM）34 97奥氏体不锈钢，6，16，32，175，y^联合设计，'164'^^孪生，20，56，76铸碳和低合金，142，294铁-镍，6铁-硅，64，106 4340，193Vacas-Oleas，C，140-160，293-312高锰，32，48，121真空，85，182马氏体时效，19真空熔炼，32，48，65温和，43，275Verkin，B.I.，84-101Stephens，R.I.，1-2，140-160， 293- 空洞，158 312，315-320 应变幅，32，35，143 W 应力强度因子 ^ang，C.M.，293-312 闭合（^ci）或打开（/Top），67，^^^^ 预应力，194 ^^' '^^' 2^^^ 焊缝/焊接件，8，122，175，275 有效（A^eff），67，71，181，196，^jj^gj，^ ^ 210-237 283 固有有效（AKett），114 X 阈值（AKth），65，71，87，106，152，174，178，194 ^"'"^y衍射，87 应力集中因子（^t），253，y 296 应力释放，275 屈服强度，34，69，96，142，175 拉伸区，135 Yokobori，T.，121-139 条纹，8，51，87，91，107，155，杨氏模量，7，18，77，97，133，199，287，304 184，220，278 亚晶粒，97 钇，212 取代原子，42 Yu，W.，63-83
超高强度 - 钢钛合金 - ASM International
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单晶高温合金的发展：简史
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