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锂金属固体中的枝晶萌生和扩展...
ZN、GL 和 DLRM 为研究的各个方面做出了贡献。ZN、DLRM、DSJ、SDP、GOH 和 AB 进行了原位同步加速器 XCT。ZN 和 DLRM 进行了电解质盘的制备和电池组装。ZN、DLRM、CG 和 XG 进行了在线质谱分析。ZN、DLRM、BH、BL 和 JB 进行了等离子体 FIB 成像。DLRM 和 JB 使用 SIMS 进行了等离子体 FIB 成像。ZN、DLRM、JP、JL 和 DEJA 进行了微悬臂和机械测试的准备。GL、YC 和 CWM 进行了建模。ZN、GL、DLRM、DSJ、RIT、PSG、DEJA、TJM、CWM 和 PGB 讨论了数据。所有作者都对数据的解释做出了贡献。ZN、DLRM、GL、CWM 和 PGB 撰写了
René 88Dt 中疲劳裂纹萌生和短裂纹扩展的微观结构方面
在室温下研究了局部微观结构对多晶 René 88DT * 高温合金样品疲劳裂纹萌生和扩展的影响。在新型共振微弯曲疲劳装置中对微型样品进行了反向循环弯曲疲劳测试。通过取向映射、扫描电子显微镜和共聚焦显微镜对表面微观结构进行同时分析，可以直接对与滑移和滑移带形成、微裂纹萌生和短裂纹扩展相关的特定微观结构位置进行实验测量。观察到的潜在机制是：在具有最高分辨剪切应力的 {111} 平面上滑移，随后在定向为高剪切并经历弹性不相容的大晶粒中优先沿孪晶边界（但不在孪晶边界）萌生微裂纹，并在相邻晶粒中具有高分辨率剪切应力的 {111} 平面上裂纹连续扩展。对许多短的非扩展裂纹的分析表明裂纹在高角度晶界处停止。
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
通过双晶结构和纳米孪生实现超强且高柔韧性的 TiAl 金属间化合物
TiAl金属间化合物可通过形变诱导相变显著提高材料性能，但对TiAl金属间化合物塑性变形机制尚缺乏足够的认识。本文以双晶结构TiAl合金中的γ − TiAl和α 2 − Ti 3 Al为对象，在纳米尺度上研究了TiAl金属间化合物的位错滑移和孪生变形机制。利用应用扫描电子显微镜(SEM)和电子背散射衍射对变形内部组织进行表征和分析，采用Schmidt因子µ分析技术计算滑移能垒，研究了临界剪应力下γ − TiAl和α 2 − Ti 3 Al相的孪生变形机制以及γ − TiAl和α 2 − Ti 3 Al相的位错滑移动力学。两种双晶结构 γ − TiAl 和 α 2 − Ti 3 Al 的 TiAl 金属间化合物所需的临界剪应力分别为 92 和 108 MPa，孪生萌生时锥形 < a > 和基底 < a > 滑移所需的临界剪应力次之。孪生萌生时锥形 < c + a > 滑移所需的临界剪应力最高，且两者在数值上相等
将残余应力效应纳入塑性中...
15. 船舶结构委员会及其成员机构赞助的补充说明16. 摘要 在施加的拉伸残余应力和施加的压缩残余应力的影响下，测量了 5083-H116 铝的弹塑性断裂韧性。使用校准的 I 1 - J 2 - J 3 相关塑性和应力三轴性-Lode 角相关断裂模型进行有限元分析，预测了裂纹的萌生和扩展。实验和预测的载荷位移数据以及实验和预测的断裂表面之间的比较支持了该模型的准确性。由此产生的模型可以为铝制船舶结构的结构评估和断裂控制计划提供参考。 17. 关键词 断裂韧性、延性断裂、残余应力、铝、有限元分析
软木块/玻璃纤维-聚酯复合夹层板的分层分析：实验研究
本研究的主要目的是研究夹层复合材料的分层损伤。夹层结构的这种损伤模式对结构行为尤其有害。芯部开裂和表面/芯部分离是软木团芯夹层结构中常见的失效模式。这些测试的夹层样品由软木团芯制成，夹在玻璃纤维聚酯（04 层层压板）之间作为表皮。实验研究包括精心制作不同类型的夹层样品，以确定它们在模式 I 中的断裂。双悬臂梁 (DCB) 样品通过初始裂纹的大小来区分。后者是通过在精心制作过程中在芯部和上层表皮之间放置具有不同初始裂纹长度（a= 30、40、50、60 和 70 毫米）的铝膜来获得的。裂纹的萌生
海军研究办公室研讨会：在 1000 摄氏度以上温度下防止先进材料环境退化。1994 年 5 月 10-11 日在宾夕法尼亚州费城举行。会议 A 报告：在 1000 摄氏度以上温度下包括先进涂层概念在内的环境（氧化）保护。
硅基涂层体系中应引起重视的基本研究问题是：（1）研究添加剂（如硼、锗）、水分和氧压对氧化物粘附性和粘度的影响，以便为有效减少和控制密封剂和水垢开裂提供必要的理解和数据；（2）为开发具有最佳热膨胀、应变耐受性和可塑性的双层和玻璃涂层进行裂纹管理，进行必要的分析和建模；（3）研究真实的功能梯度涂层，利用涂层的梯度和/或一系列层来控制裂纹的萌生，特别是裂纹的扩展；（4）在可能的情况下，包括测量、分析和实际建模施加应力对涂层系统的影响；（5）在二氧化硅作为离子导体的较高温度下，电解抑制通过二氧化硅水垢的传输。
国家运输安全委员会航空事故最终...
左发动机非包容性故障是由高压压缩机 (HPC) 第 8 级圆盘中的疲劳裂纹引起的。疲劳裂纹始于圆盘腹板的后表面，并穿过腹板并沿圆周方向发展。断裂区域在腹板后表面附近具有晶间外观，在远离起始点处具有穿晶外观。穿晶区域表现出与低周疲劳裂纹扩展一致的条纹。 GE 在预测第 8 级盘后腹板的低周疲劳裂纹萌生寿命时考虑了最坏情况（最高应力和温度以及最低材料特性），并发现其低周疲劳萌生寿命约为 29,800 次。（疲劳断裂可分为起始阶段和扩展阶段。在起始阶段，材料结构由于周期性载荷而发生变化，但未形成裂纹。最终形成裂纹并开始增长，表明扩展阶段开始。FAA 咨询通告 33.70-01 使用了该概念
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。
讨论 - ASTM International
C. T. Sims^（书面讨论）— 您的疲劳蠕变研究是在 650°C (1200°F) 和 815°C (1500°F) 下进行的，持续时间较长。您表示，无论是在测试之前还是之后，都没有对这两个温度变量进行金相检查。根据我的经验，IN 625 是一种（真正）不稳定的材料。在 650 至 725°C (1200 至 1300°F) 左右的温度以上，合金开始析出大量片状相，通常来自晶界。这些片状相主要是 η 相（NIsCb、Mo），但也会出现 Laves 相和 μ 相。这些相会从溶液中去除强化元素，促进裂纹的萌生，并直接帮助裂纹在载荷下扩展，从而大幅降低蠕变和断裂性能。因此，很明显，您在 815°C (1500°F) 下的测试结果（“815°C 下的拉伸保持时间对循环寿命有（显著）影响；压缩保持时间对疲劳寿命也有破坏性影响——在 815°C 的低应变水平下非常明显；- 等等”）直接由大量 eta. Laves 和 mu 的沉淀引起。有私人公司文件和 ASTM 文件警告不要在这些条件下使用 IN 625，因为合金会退化。简而言之，作者未能获得有关 IN 625 的基本知识，并且研究未能对测试材料进行简单的金相分析，导致了大量