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World File Search System疲劳裂纹
电子封装设备中微焊点的热疲劳失效：综述
摘要：电子封装产品在使用过程中，焊点在温度循环作用下发生热疲劳，对电子产品的性能和焊点的可靠性有显著的影响。本文对微电子封装焊点热疲劳失效机理、热疲劳过程的组织变化、对焊点疲劳寿命的影响因素以及热疲劳寿命的仿真分析与预测进行了综述。研究表明，在交变温度循环的高温阶段，焊点发生不均匀粗化，导致疲劳裂纹的产生。但焊料厚度和高温阶段的保持时间对热疲劳影响不显著。随着循环次数的增加，粗化区和IMC层不断增厚，裂纹沿金属间化合物（IMC）层与粗化区界面萌生并扩展，最终导致焊点失效。对于含铅和无铅焊料，含铅焊料表现出更快的疲劳裂纹扩展速率，并以穿晶方式扩展。温度和频率对焊点热疲劳寿命的影响程度不同，焊点的疲劳寿命可以通过多种方法和模拟裂纹轨迹进行预测，也可以通过使用统一的本构模型和有限元分析进行预测。
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
老化系统的持续适航性 - NATO STO
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
通过在多轴疲劳标准中实施与寿命相关的材料参数来计算疲劳寿命
热载荷或机械载荷引起的应力状态非单调变化可能导致材料微观结构的永久性变化，并导致疲劳裂纹的产生。自19世纪的先驱工作以来的研究表明，疲劳现象是一个非常复杂且多尺度的问题，正如Schütz [1] 等人所评论的那样。为了在机械结构设计过程中克服这一问题，所提出的疲劳损伤模型的适用性通常限于给定的材料类型、载荷条件、温度、疲劳寿命范围等，这些条件接近于模型验证的条件。据观察，工程实践特别广泛地使用最不复杂的模型。人们倾向于修改这些模型并扩展其操作范围。因此，近几十年来已经开发了大量多轴疲劳损伤模型[2 – 8]。处理多轴应力状态问题的损伤模型包括一个将空间应变/应力状态降低为等效损伤标量值的功能。在疲劳寿命计算算法中，将此标量值与适当的参考疲劳特性进行比较，从而估算出疲劳寿命。这种相对简单的方法已经获得了相当大的普及，并且在过去几年中已经提出了几种新模型[9 – 23]。Apar
继续老化系统的适航性 - 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
工程断裂力学 - DORA 4RI
纤维金属层压板 (FML) 是组合粘合结构大家族中的一员，由薄金属板和纤维增强聚合物层粘合而成 [1]。FML 的混合概念因其卓越的抗疲劳性能以及抗冲击、耐腐蚀等优异的机械特性而闻名。FML 的一种变体 Glare 由交替粘合在一起的薄铝板和玻璃纤维环氧层制成，已被大规模用作空客 A380 的机身蒙皮和尾翼前缘蒙皮材料。与整体式金属板相比，FML 的卓越疲劳性能归因于疲劳裂纹尖端尾流中完整纤维提供的桥接机制，如图 1 所示。抗疲劳纤维保持完整并抑制金属层中裂纹的张开，从而使载荷从破裂的金属层转移到桥接纤维。这种桥接机制显著提高了金属层对疲劳裂纹扩展的抵抗力，因为它降低了裂纹尖端的应力严重程度。同时，由于开裂的金属层和桥接纤维之间以剪切形式传递的循环载荷，在复合材料/金属界面处发生了分层，这是 FML 中的一种伴随失效机制 [2] 。FML 中显著改善的抗疲劳性以及失效机制非常具有代表性，在一般组合结构中非常具有代表性
老化系统的持续适航性 - DTIC
第 10 章 — 为支持 F-16 而进行的增强型机翼拆卸 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
用于全尺寸疲劳试验的分布式光纤应变传感系统的评估
执行摘要 目前业界测量应变的惯例是使用电阻箔应变计。这些传感器安装起来很费时，每个传感器需要三根屏蔽线，当需要进行高密度应变测量时，这会给被测结构增加相当大的重量和复杂性。电子仪表也容易疲劳，安装在作战飞机上时需要经常校准。分布式光纤应变测量系统可以大大降低安装成本和复杂性，并解决与电子仪表相关的一些耐用性和性能问题。本报告详细介绍了传统电阻箔应变计和基于瑞利散射的商用光纤分布式应变测量系统的性能之间的实验比较。所给出的结果比较了两个系统之间的应变响应、空间分辨率和噪声水平，首先是在包含疲劳裂纹的试样上，其次是在由退役 F/A-18 中心筒组成的全尺寸疲劳试验件上，该试验件受到模拟作战谱载荷。在大多数区域，光学应变数据与使用箔应变计进行的测量结果相比效果良好，但是，该系统存在一些局限性，特别是在高应变梯度区域测量应变时。尽管存在这些局限性，但在许多情况下，与传统电阻箔应变计相比，瑞利散射仍有潜力以大幅降低每个传感点的成本提供详细的应变测量。
对用FRP加固的破裂钢板的疲劳性能进行了调查
疲劳裂纹是钢结构的常见缺陷，在不同的负载和各种环境因素的长期影响之后[1]。如果没有及时有效治疗，它最终可能导致结构性疲劳失败。维修和加固技术的出现提供了一种解决此问题的新方法。与更换损坏的结构部件相比，维修和加固技术在时间和成本方面都具有很大的优势[2，3]。在裂纹尖端上使用裂纹停止孔是最常用的临时控制技术之一。在过去的几十年中，许多学者研究了裂纹停止孔的工程应用[4，5]。结果表明，裂纹停止孔的形状，尺寸和姿势的合理设计可以有效地降低裂纹的生长速度并增加残留疲劳寿命。但是，当在疲劳裂纹尖端处理裂纹停止孔时，原始结构的机械强度被削弱，并创建了新的容易疲劳的区域。更重要的是，当裂纹从裂纹停止的边缘启动时，由于存在停止孔的存在，新裂纹的膨胀速率不会改变[6]。作为一种复合材料，纤维增强聚合物（FRP）材料具有高强度重量比，良好的耐腐蚀性和疲劳性能，并且几乎可以将其分为几乎所有所需的形状。在过去的几年中，关于结构缺陷大小的影响[7，8]，粘合剂的特性[9，10]和FRP键合法