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World File Search System断裂韧性
平面应变发展回顾...
记录美国和英国最近使用 ASTM E-24 金属材料平面应变断裂韧性试验建议方法获得的经验。本信息是对 ASTM STP 381《断裂韧性测试及其应用》和 STP 410《高强度金属材料平面应变裂纹韧性测试》内容的补充。本出版物是 ASTM 和 NASA 合作的成果。NASA 研究人员自 1959 年 ASTM 断裂委员会成立以来就一直参与其中。这种参与反映了 NASA 对开发用于评估工程材料抗断裂性的测试方法的浓厚兴趣。这种兴趣源于在航空航天结构的关键部件中使用高强度合金的必要性。通过与 ASTM 合作出版本书，NASA 正在帮助履行其义务，以最广泛、最切实可行的方式适当传播其活动成果。
SiO2-环氧纳米复合材料的开发及其热机械性能
环氧树脂广泛用于电路板层压板、结构复合材料、粘合剂和表面涂层 [1]。热固性聚合物的交联度更高。环氧树脂具有更好的机械、物理和摩擦学性能，因此被用于结构应用。环氧树脂具有高模量、抗疲劳、低蠕变，并且在高温下也能很好地工作 [2-4]。交联密度越高，断裂韧性、抗裂纹起始和生长的刚度越低，这反过来限制了环氧树脂在现代应用中的使用 [5]。在环氧树脂固化过程中，交联链中会产生应力，这会降低断裂韧性、降低抗裂纹起始能力以及由于塑性变形而限制空隙的增长 [6,7]。通过改变环氧树脂的组成并混合不同的纳米填料作为第二阶段，可以应对这些挑战，从而实现高级复合材料应用 [8,9]。环氧树脂与纳米填料的混合可提高断裂韧性、刚度和强度[10]。这些纳米填料包括无机纳米颗粒，如粘土[11]、Al2O3[12]、ZrO2[13,14]和TiO2[4]。加入无机纳米填料如碳纳米管[15]和SiO2[5]后，表现出良好的机械性能，有趣的是，环氧树脂的韧性增加了，而基本性能没有改变。基质形态的变化主要是由于纳米填料渗透到致密的环氧交联网络之间。在目前的研究中，我们尝试生产SiO2/环氧树脂纳米复合材料。选择超声波技术，通过改变纳米填料的浓度来改变填料的粒径。
骨折的开发和评估...
• 复合材料的断裂力学测试方法已经达到了较高的成熟度 • 对夹层复合材料的关注较少 – 专注于特定的夹层材料 – 关注环境影响 – 对于 I 型或 II 型断裂韧性测试的合适测试配置或样品几何形状没有达成共识
材料
摘要：难熔铌硅基合金因其在超高温下优异的力学性能，是一种颇具吸引力的高温结构合金，尤其可用作燃气涡轮发动机的结构部件。然而，由于室温断裂韧性和高温强度之间的权衡，铌硅基合金的应用发展受到限制。本文，我们报道了通过选择性激光熔化 (SLM) 制备分散有碳化铪 (HfC) 颗粒的 Nb-18Si 合金。利用 XRD 和 SEM-BSE 研究了扫描速度对沉积的 Nb-18Si-5HfC 合金的微观结构和相结构的影响。结果表明，随着扫描速度的升高，固溶体的固溶度提高，共晶的层间距缓慢减小到纳米级，相应的碳化铪分布变得更加均匀。还发现碳化铪颗粒弥散分布于层间结构中，使其在室温下具有较高的断裂韧性性能（20.7 MPa·m 1/2），通过对组织形貌和碳化物分布的控制，实现了硬度与断裂韧性的同步提高。
科学与工程高级仿真杂志
我们利用DCB试验验证了该软件。利用开发的软件对图7所示的DCB试验进行了模拟。计算模型为半对称模型。两层CFRP单向铺层堆叠在一起，每层厚度为1.98 mm。初始裂缝为55 mm，从裂缝尖端到试件末端放置一个粘结单元来模拟界面。界面以外的部分被划分为六面体主单元。表5 [9]显示了CFRP的正交各向异性弹性性能。下标1、2和3表示三个正交轴。轴1是纤维方向。E、G和ν分别是弹性模量、剪切模量和泊松比。界面材料性能如表6 [9]所示。G IC 、K和T分别是拉伸方向上的I型断裂韧性值、界面刚度和界面强度。在本模拟中，剪切方向的断裂韧性值、界面刚度和界面强度设置为与拉伸方向相同的值。
疲劳和断裂力学概念的融合
J � � 平面应变 J 积分断裂韧性，MPa m K 应力强度因子（模式 I），MPa m ��� K � 临界断裂韧性，MPa m ��� K � 弹性应力强度因子，MPa m ��� K � 弹性或弹性 — 塑性应力强度因子，MPa m ��� K � � 平面应变断裂韧性，MPa m ��� K � 基于 J 积分的等效 K，MPa m ��� K ��� 最大应力强度因子，MPa m ��� K ��� 最小应力强度因子，MPa m ��� K � 裂纹尖端张开应力强度因子，MPa m ��� K � 弹性 — 塑性应力强度因子，MPam ��� K � 弹性应力集中因子 K � 弹性 — 塑性应力集中因子 K � 弹性 — 塑性应变集中因子 N 载荷循环次数 N � 失效前的载荷循环次数 P �� 裂纹尖端张开载荷，N P ��� 最大施加载荷，N r 孔或缺口尖端半径，mm R 应力比 ( S ��� / S ��� ) S 施加应力，MPa S �� 裂纹尖端张开应力，MPa S ��� 最大施加应力，MPa S ��� 最小施加应力，MPa S �� TWIST 中的平均飞行应力，MPa S � � 一克飞行应力，MPa t � 沿 � 轮廓的牵引力，MPa ¹ � 裂纹扩展速率数据的转变 (i " 1 至 4) ¹ * 裂纹尖端周围的轮廓积分，MPa m u � 沿 � 轮廓的位移，mm » 裂纹尖端区域周围的材料体积，mm �
综述：航空航天用铝合金的钻孔性能和孔质量
与其他金属和复合材料相比，铝具有制造工艺简单、耐腐蚀、重量轻和成本低等优点[7]。设计飞机结构的重要参数包括抗疲劳性、密度、断裂韧性、强度和耐腐蚀性[7]。此外，在静态重量下受到拉伸时，上侧会产生压缩载荷，而下侧则相反；因此，在飞行过程中需要仔细优化拉伸和压缩强度[7]。因此，铝作为最轻的金属，可以轻松取代其他金属并承受由于飞机大型化而增加的机翼压力载荷[8]。在这方面，航空航天工业使用不同类型的铝合金，其中一些在表2中给出。然而，常见的类别大多来自2xxx和7xxx系列[9]。2000系列合金具有良好的抗疲劳裂纹扩展能力并拥有卓越的损伤容限。因此，它们通常用于飞机的机身蒙皮和下机翼，其中断裂韧性（即抗裂纹扩展）是一个重要的设计参数 [6] 。 Al2024-T3 是机身结构中最常用的 2000 系列合金 [10] 。 7000 系列通常用于上机翼蒙皮，其中强度是主要的设计因素 [6] 。 Al7075-T6 是
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
预固化对热塑性 - 心理群的影响
摘要这项研究考虑了热塑性和热固性在界面处的延伸层压层之间的粘附。通过机械测试和显微镜研究了过程开始时热固性治愈程度的影响。提高初始治愈程度降低了层间断裂韧性和相间厚度。断裂韧性降低到相间厚度不成比例，这归因于相间形态的变化和界面处的表面接触降低。使用凝胶层厚度测量数据开发了一个简化的模型，以预测扩散水平，而初始治疗的初始度增加。与热固性 - 热固性共固化相比，在较低的初始治愈程度下具有优异的键强度，并且预测对初始治愈程度的敏感性提高，这表明过程变异性的影响更大。因此，对于特定财产的关键批判性，从半固定中潜在的制造效率提高与降低的效率之间的权衡将是一个重要的考虑因素。
SSC-307 ~i - 船舶结构委员会
为船板钢制定适当的断裂韧性标准是一个长期存在的问题。从第二次世界大战开始，进行了一系列研究，重点是确保船用材料具有足够的抗脆性断裂能力。最初的调查早已有记录，现在在工程界广为人知。这些研究使夏比冲击试验成为过去三十年来的断裂韧性标准，并赋予了夏比试验中 15 英尺磅能量水平今天的重要性。这些研究的贡献以及使用基于夏比冲击试验的转变温度来控制断裂的作用不可低估。它。可能是过去五十年中断裂控制发展链中最重要的步骤之一。然而，自这些试验研究完成以来，船板的材料和服务类型发生了许多变化。一般而言，从 1945 年到今天，强度水平和板材厚度趋于增加，因此，过去用于控制船舶使用的板材断裂韧性的标准现在可能需要根据当今使用的成分和厚度进行重新审查，这是很自然的。