对电子束粉末床熔合 (PBF-EB) 和激光粉末床熔合 (PBF-LB) Inconel 718 的疲劳裂纹扩展行为进行了比较研究。PBF-EB Inconel 718 的裂纹遵循穿晶路径,扩展速度更快,而 PBF-LB 的裂纹遵循沿晶和穿晶路径的组合,其扩展速度较慢,与锻造对应物相当。PBF-EB Inconel 718 中的主疲劳裂纹在微观尺度上呈现锯齿状路径,由于加工硬化率非常低,裂纹表面附近有密集的滑移痕迹。基于裂纹尖端场的数字图像相关 (DIC) 分析,可以使用应变能密度标准成功预测 PBF-EB Inconel 718 中的疲劳裂纹锯齿路径,该标准规定裂纹扩展遵循从裂纹尖端到弹塑性边界的最小距离方向。对于 PBF-LB Inconel 718,主要的疲劳裂纹在低 Δ K 时是直的,但在中和高 Δ K 范围内发生严重偏转。初始晶间裂纹和主裂纹路径偏转之间存在明显的相关性。这表明,一旦裂纹尖端周围塑性区的累积损伤达到临界值,晶间裂纹就会形成疲劳裂纹的新前沿,导致主裂纹路径偏转。基于DIC的裂纹尖端场分析得出的弹塑性断裂力学参数rp和ΔCTOD可以定性预测PBF-LB Inconel 718的较低裂纹扩展速率。
权利声明:这是作者在《国际黏附和粘合剂杂志》上接受发表的作品版本。出版过程导致的变更(例如同行评审、编辑、更正、结构格式和其他质量控制机制)可能不会反映在本文档中。自提交出版以来,可能已对本作品进行了更改。最终版本随后发表在《国际黏附和粘合剂杂志》上,[105, , (2020-12-04)] DOI: 10.1016/ j.ijadhadh.2020.102784 。© 2020。此手稿版本根据 CC-BY-NC-ND 4.0 许可证提供 http:// creativecommons.org/licenses/by-nc-nd/4.0/
疲劳被称为工程结构中失败的主要模式之一,通常会经受循环载荷条件。在工程结构中采用的Al-loys的机械和断裂特性可能会受到严重环境条件(例如恶劣的腐蚀性环境)的运行的影响,从而导致其使用寿命期间结构和组件的成熟失败[1]。因此,为了实现延长寿命,必须提高工程结构的疲劳性能。从历史上看,许多属性和表面处理技术已被开发并实施,以促进工业应用中的疲劳寿命。正在磨削机械技术的一个例子,该技术被广泛用于在各种工业应用中获得延长的疲劳生活。使用这种技术,应消除应力浓度区域,尤其是在焊缝上,以降低局部应力水平,从而增加疲劳寿命[2]。除了含有的技术外,还可以隔离或与机械设计修改一起隔离或结合使用各种表面处理方法。在广泛的工业应用中实施的最著名的表面处理技术是对[3 E 7]的射击[3 E 7],激光冲击式[8 E 10],深冷滚动[11 E 15]和Vibro Peening [16]。但是,不同表面处理技术的复杂性,成本,所需的穿透深度和效率在很大程度上取决于材料特性和操作负载条件。表面处理方法背后的一般思想是引入一个保护性层的压缩残留应力层,该层将减速工程组件或结构的外表面的裂纹启动和传播。此外,在表面处理过程中应变硬化和残留应力的形成将改变冶金特征,因此需要对微结构变化对随后的疲劳行为的影响进行充分研究,并在给定的材料和加载条件下进行理解[1]。已发现适用于制造大型组件和结构的金属添加剂制造(AM)的有效的定向能量沉积(DED)工艺是电线弧添加剂制造(WAAM)技术。这种DED制造技术也可以用于重建和维修目的,可产生近乎形状的组件,而无需进行编组工具或模具。waam提供了巨大的潜力,可以节省成本,交货时间和材料浪费,并提高材料效率和提高的综合性能[17,18]。然而,基于焊接的制造过程引入了残留的压力和折磨,会影响疲劳寿命,并可能促进WAAM内置部分的裂纹启动和传播过程[19 E 21]。另外,WAAM过程的另一个缺点是明显的表面波动,可以在加性
关键的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 采用疲劳寿命评估和裂纹扩展预测来监测其关键部件的结构完整性。使用了各种方法,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。选择水平稳定器凸耳是因为它具有最高的疲劳失效可能性。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 Nastran 来模拟裂纹扩展。使用数值结果验证了裂纹扩展分析的结果。结论是,基于疲劳寿命循环,结构状态不会受到严重损伤,其失效大约在100万次循环左右,而耳片底部裂纹扩展位置是关键位置。研究成果将以延长耳片的结构寿命为目标。
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
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 II 通常被称为 Paris 区域,通常用单指数的幂律关系建模。区域 I 和 III 分别位于 FCGR 曲线的起点和终点,通常用渐近关系建模。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。为了适应区域 I - III 中 FCGR 斜率的变化,在 Paris 方程中引入了数学枢轴点。存在枢轴点的幂律行为使得能够直接拟合裂纹长度与循环数 (a-N) 曲线,以获得 FCGR 与 ΔK 的关系。这种新方法适用于小而长的裂纹扩展曲线,并能得到精确的多线性 FCGR 曲线,适合重建测得的 a-N 曲线。该方法随后应用于 i) 不同的合金,以显示 FCGR 曲线因合金成分和热处理变化而产生的局部变化,ii) 自然增加微观结构小裂纹的 Δ K 测试,以获得准确的小裂纹 FCGR 数据。与准确的长裂纹数据的比较表明,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,从而导致明显的偏移
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本文主要研究循环波形、频率 (f)、载荷水平和微观结构对 da/dN 与 ΔK 对数-对数图中巴黎地区现代正火轧制 (NR) 和热机械控制工艺 (TMCP) 铁素体-珠光体钢的腐蚀疲劳裂纹扩展速率 (CFCGR) 的敏感性。在频率为 0.2 Hz、0.3 Hz 和 0.5 Hz 以及应力比为 0.1 的情况下使用恒幅正弦波 (si) 和梯形波形(本文中通常称为保持时间 (h-t))。还比较了海水 (SW) 中 si 和 h-t 下 S355 TMCP 钢中的裂纹路径。还讨论了微观结构在延缓或加速 SW 中疲劳裂纹扩展中的作用。实验结果表明,在所有检查的载荷水平和频率下,与 si 相对应的 CFCGR 都高于 h-t 的 CFCGR。观察发现,f 和疲劳载荷水平的降低会增加 h-t 的 CFCGR,但对 si 几乎没有影响。通常,0.2–0.5 Hz 范围内的 f 影响很小;对于给定的 f,载荷的增加会导致 CFCGR 降低,在巴黎地区 (PR) 中,对于 SW 中的 si 和 h-t 都是如此。在 si 和 h-t 下,TMCP 钢(例如 S355G8 + M、S355G10 + M)的 CFCGR 低于正火钢(例如 S355J2 + N)。对腐蚀疲劳试样断裂表面的冶金分析表明,主活性裂纹尖端钝化过程是控制的主要因素
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。
到实验数据集。13,14 副作用是,裂纹尖端载荷以及高阶项也由该方法确定。15 与直流电位降 (DCPD) 16,17 或柔度法等经典裂纹长度方法相比,18,19 图像分析技术能够检测各种形状的裂纹。20,21 然而,由于 DIC 数据集中的实验散射或伪影,裂纹路径(尤其是裂纹尖端)的全自动检测通常受到限制。22,23 因此,在 fcp 实验期间将 DIC 应用于大量(几百张)图像总是伴随着大量的手动工作,这构成了研究过程中的瓶颈。机器学习,更具体地说是深度学习,正在成为土木工程结构健康监测的有前途的工具。这涉及特定表面检查以检测建筑物中的裂缝,24,25