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来自 PM-... 中子辐照的机械测试数据
本文介绍了通过粉末冶金热等静压 (PM-HIP) 制造的核结构合金的中子辐照活动获得的综合机械测试数据档案。辐照活动旨在方便直接比较 PM-HIP 与传统铸造或锻造。此次活动包括五种常见的核结构合金：316L 不锈钢、SA508 压力容器钢、91 级铁素体钢以及镍基合金 625 和 690。辐照在爱达荷国家实验室 (INL) 的先进测试反应堆 (ATR) 中进行，目标剂量为 1 和 3 个原子位移 (dpa)，目标温度为 300 和 400°C。本文包含按照 ASTM E8 规范进行的辐照后单轴拉伸试验、这些拉伸棒的断口分析和纳米压痕收集的数据。通过向核材料研究界公开提供这一系统而有价值的中子辐照机械行为数据集，研究人员现在可以使用这些数据来填充材料性能数据库，验证材料
STP1417-EB/2003 年 1 月
加工金属结构，385 加工历史效应，385 疲劳，524 疲劳裂纹闭合，493,617, 631 疲劳裂纹扩展，510, 557 疲劳裂纹寿命，预测，573 疲劳裂纹萌生，715 非平面，573 扩展，445 疲劳寿命，573 铁素体钢，360, 672, 729 有限元分析，3, 161,176, 192, 270, 328, 407, 426 断口分析，557 断裂，73, 385 断裂力学，3, 129, 458 FRANCD，573 力矩框架连接，57 表面开裂板，288 断裂路径， 57 断裂预测，426 断裂过程区，510 断裂测试，328 断裂韧性，209，288，689 A533B 钢，307 HSLA-65 焊缝，209 测量方法，757 SINTAP 项目，73 过渡区中的钢材，672 不匹配焊缝，328 焊缝，426 断裂韧性缩放模型，653 FRANC3D，573 频率效应，598
根据故障时间进行模具裂纹故障机理调查
芯片裂纹失效机制的质量和可靠性问题需要在供应链的每个步骤中得到解决，从晶圆供应商、半导体制造、封装组装、一级制造商组装到最终客户应用。找到芯片裂纹的关键因素对于根本原因调查至关重要，从而可以实施准确的纠正措施。可以采用的各种分析方法有很多，从标准 FA 技术（主要是 SAM 和断口分析）到先进技术，如热莫尔分析或有限元模拟。应用级分析、问题解决和持续改进方法也是解决此类问题的关键成功因素：故障树分析和石川图将实现完整的流程评估，包括封装和芯片完整性、装配流程、表面贴装技术 (SMT) 流程以及最终客户应用的应力条件。本文首先介绍了不同的互补 FA 技术，然后介绍了三个案例研究，这些案例研究说明了根据故障时间确定此类模具裂纹原因的难度。© 2015 Elsevier Ltd. 保留所有权利。
根据故障时间进行模具裂纹故障机理调查
芯片裂纹失效机制的质量和可靠性问题需要在供应链的每个步骤中得到解决，从晶圆供应商、半导体制造、封装组装、一级制造商组装到最终客户应用。找到芯片裂纹的关键因素对于根本原因调查至关重要，从而可以实施准确的纠正措施。可以采用的各种分析方法有很多，从标准 FA 技术（主要是 SAM 和断口分析）到先进技术，如热莫尔分析或有限元模拟。应用级分析、问题解决和持续改进方法也是解决此类问题的关键成功因素：故障树分析和石川图将实现完整的流程评估，包括封装和芯片完整性、装配流程、表面贴装技术 (SMT) 流程以及最终客户应用的应力条件。本文首先介绍了不同的、互补的 FA 技术，然后介绍了三个案例研究，这些案例研究说明了根据故障时间确定此类模具裂纹原因的难度。© 2015 Elsevier Ltd. 保留所有权利。
直接时效镍基 718 高温合金的低周双轴疲劳行为
摘要 近年来，为了改善飞机涡轮盘的疲劳性能，镍基高温合金的制造工艺取得了重大进展，从而导致晶粒尺寸减小。事实上，粒度的变化会影响疲劳裂纹的起始模式以及材料的疲劳寿命。本研究旨在研究新开发的镍基高温合金在双轴平面载荷下的疲劳行为。在不同应力比下进行低周疲劳 (LCF) 试验，以研究多轴应力状态对材料疲劳寿命的影响。使用数字图像相关 (DIC) 技术获得全场位移和应变测量以及裂纹起始检测。给出了与不同载荷比相关的结果，并给出了适当的双轴寿命预测。提到了每种载荷情况下的裂纹检测、应变幅度和裂纹起始循环数与三轴应力比的关系。通过扫描电子显微镜的断口研究发现，疲劳裂纹的萌生机制与三轴应力比无关，大多数疲劳裂纹都是从表面下的碳化物萌生的。关键词 – 多轴疲劳、十字形试样、镍基高温合金
直接能量沉积制备不同裂纹面取向的 AlSi10Mg 合金断裂韧性
研究了直接能量沉积制备的 AlSi10Mg 合金的断裂和拉伸行为。在室温下沿不同裂纹平面方向和载荷方向测试了三点弯曲断裂韧性和拉伸试样。在进行机械加工和测试之前，打印样品在 300 ◦ C 下进行 2 小时的热处理以释放残余应力。进行了微观结构和断口图分析，以研究每种裂纹取向的断裂机制和裂纹扩展路径。在裂纹平面方向上观察到断裂韧性的显著差异。裂纹取向在 XY 方向的试样具有最高的断裂韧性值（ J Ic = 11.96 kJ / m 2 ），而 ZY 裂纹取向（垂直于打印方向）具有最低的断裂韧性值（ J Ic = 8.91 kJ / m 2 ）。断裂韧性的各向异性主要与沿熔池边界的优先裂纹扩展路径有关。在熔池边界处，孔隙优先出现，微观结构变粗，且 Si 含量较高，导致该区域的延展性较差，且抵抗裂纹扩展的能力较差。
L-PBF 与 LP-DED Muztahid 的比较研究
本研究调查了通过激光粉末床熔合 (L-PBF) 和激光粉末定向能量沉积 (LP-DED) 制造的 Haynes 230 的微观结构和室温力学性能。L-PBF 和 LP-DED 样品均经过类似的多步热处理 (HT)：应力消除 (1066°C，持续 1.5 小时)，然后进行热等静压 (1163°C 和 103 MPa，持续 3 小时) 和固溶退火 (1177°C，持续 3 小时)。采用扫描电子显微镜进行微观结构分析。进行室温单轴拉伸试验以评估力学性能。L-PBF 和 LP-DED 样品在 HT 后的微观结构变化和拉伸结果具有可比性。在高温下，非热处理条件下观察到的微观偏析和树枝状微观结构几乎完全溶解，并且在 L-PBF 和 LP-DED 样品中的晶粒内部和晶粒边界内形成了碳化物相 (M 6 C/M 23 C 6 )。最后，研究了拉伸载荷下的失效机制，并通过断口分析进行了比较。关键词：增材制造、Haynes 230、激光粉末床熔合、激光粉末定向能量沉积、拉伸性能。
飞机机身结构完整性应用的疲劳裂纹扩展研究
摘要。本文回顾了美国国家航空航天实验室在飞机机身疲劳裂纹扩展预测技术开发方面所做的努力。研究重点是扩展雨流技术用于裂纹扩展分析，以及开发用于谱载荷的加速裂纹扩展计算方法。疲劳裂纹闭合是建模的关键要素，为此开发了断口技术。这些技术与二进制编码事件记录相结合，实现了金属材料中部分贯穿裂纹的裂纹扩展和闭合映射。对缺口处短裂纹的实验研究发现了裂纹闭合的滞后性质，这解释了缺口根部疲劳中众所周知的历史敏感局部平均应力效应。在模拟使用条件下获得的故障光学断口分析表明，在相当的增长率下，短裂纹不会比长裂纹表现出更多的散射。研究了缺口处小裂纹多点裂纹萌生和扩展的性质，并将研究范围扩展到广泛用于飞机机身的凸耳接头。这项研究的结果表明，可以模拟裂纹从小于 50 微米的扩展直至失效的过程，从而解释整个寿命的很大一部分。
老化系统的持续适航性 - DTIC
第 10 章 – 增强型机翼拆卸支持 F-16 10-1 结构寿命管理 1 10.1 简介 10-1 10.2 爱尔兰皇家空军 F-16 机队的结构寿命管理 10-1 10.2.1 历史 10-1 10.2.2 SLM 框架 10-1 10.2.3 国内 SLM 活动示例 10-2 10.2.3.1 单独飞机跟踪 10-2 10.2.3.2 NDI 技术评估 10-4 10.2.3.3 事故调查 10-5 10.2.3.4 新紧固件系统评估 10-6 10.2.3.5 拆卸检查 10-8 10.3 增强型 F-16 15 段机翼拆卸 10-9 10.3.1 F-16 Block 15 机翼拆卸检查 @ 4,200 FH 10-10 10.3.2 F-16 Block 15 机翼损伤增强试验及后续拆卸 10-13 10.3.2.1 载荷引入 10-14 10.3.2.2 试验设置 10-14 10.3.2.4 标记载荷 10-18 10.3.2.5 试验活动 10-19 10.3.2.6 试验期间的明显疲劳裂纹 10-20 10.3.2.7 WDET 后拆卸检查 10-21 10.3.2.8 定量断口分析 10-22 10.3.2.9 RNLAF F-16 Block 15 机翼的经济使用寿命 10-26 10.4 结论 10-27 10.5 展望 10-28 10.6 参考文献 10-29