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World File Search System裂纹扩展
“- II - DTIC
疲劳是军用飞机结构设计和持续适航性监测中的一个重要考虑因素。在 1991 年于巴斯举行的上一次 AGARD 会议上，会议确定需要审查用于评估机身部件疲劳损伤和裂纹扩展的几种方法的有效性，方法是将其预测与全尺寸试验和服务经验进行比较，从而对每种方法固有的保守程度进行分类。后一种考虑对于疲劳消耗的合理管理至关重要。为此目的。AGARD 内的结构和材料小组 (SMP) 于 1993 年秋季组织了一次研讨会，题为“疲劳损伤和裂纹扩展预测技术评估”。
多丝电弧增材制造TC4/Nb仿生层状异质合金的组织演变和力学性能
电弧增材制造零件性能的提升依赖于结构创新和定制打印，自然优化的结构可以为设计制造提供灵感。本文以Crysomalon squamiferum壳的生物结构为灵感，采用多丝电弧增材制造（MWAAM）技术设计并制备了层状TC4/Nb多材料合金零件。利用EDS、SEM、EBSD和力学性能试验机研究了MWAAM加工仿生异质TC4/Nb多材料合金零件的界面反应、相组成、微观组织演变、晶体生长、力学性能和裂纹扩展。结果表明，MWAAM TC4/Nb多材料合金试样不同层间形成了良好的冶金结合；Ti/Nb多材料合金零件主要由α-Ti、β-Ti和（Nb，Ti）固溶体相组成。随着Nb含量的增加，从TC4层到G1层，相形貌经历了一个连续的转变过程：片层状α+β→细片层状α+短棒状α+β→针状α+β→细针状α+β。此外，随着Nb含量的增加，TC4/Nb多材料合金组分从TC4层到G2层的晶粒尺寸由3.534μm逐渐减小到2.904μm。TC4/Nb多材料合金从TC4层到G2层的显微硬度范围为404.04~245.23HV。TC4/Nb多材料合金试样具有较高的压缩强度和极限拉伸强度分别为2162.64±26MPa和663.39MPa，对应的应变量分别为31.99%和17.77%。优异的力学行为主要归因于层间晶粒尺寸的梯度转变和组织演变的良好结合；拉伸试验过程中裂纹扩展主要以裂纹偏转和多级开裂为主；TC4/Nb多材料合金构件中TC4层的强度高于G1层和G2层。
SSC-358疲劳后的结构行为
本研究考察了先前的循环历史（通过循环软化导致机械性能发生变化）对 ABS EH36 和 HY80 的疲劳裂纹扩展 (FCP) 和断裂韧性行为的影响程度。通过比较原始材料与预损伤材料的断裂韧性和 FCP 行为，凭经验确定了预损伤的影响。研究范围包括在环境条件下以及在低至 0.2 Hz 频率的海水中进行测试。对开发的数据进行了分析，以评估明显的预损伤效应是由于材料固有的变化还是由于循环软化对过去研究中应用的测试方法的有效性和独特性的影响。研究的主要结论是，明显的预损伤效应是由于循环软化对测试方法和相关数据解释的影响。当使用 JIC 作为
铝制船舶结构止裂装置的开发
2.2 在船舶结构典型的疲劳载荷循环中，裂纹尖端的应力从拉伸变为压缩。在压缩应力期间以及在载荷循环的部分拉伸部分中，应力强度小于打开裂纹尖端所需的值 K OP ，由于裂纹闭合的影响，不会发生裂纹扩展。在疲劳试验（例如 SSC-448 的试验）中考虑裂纹闭合，其方法为通过测量载荷循环期间的裂纹打开位移并观察载荷与裂纹打开位移曲线中的非线性来确定 K OP 。通过这样确定的 K OP 估计值，可以确定应力强度因子的有效范围� K 有效 。SSC-448 等来源中提供的 da/d/N 与 DK 的关系图实际上是� K 有效 的函数。
抗裂指数测定的试验方法
本 CWA 介绍了一种新的单试样试验方法，用于确定抗裂指数 (CRI)，该指数能够对高强度金属板的抗裂纹扩展能力进行分类。该指数来自预裂纹或尖锐缺口试样的拉伸试验中获得的断裂能。由于 CRI 和 EWF 之间具有良好的相关性，因此建议将 CRI 作为估算 AHSS 开裂敏感性的有用参数 [14]。该程序快速简单，与传统拉伸试验相当，可用作质量控制和/或材料排名的额外常规试验。CRI 标准源自 EWF 方法，采用了一种简化的方法，需要测试更少的试样并减少后处理工作。
钛合金疲劳性能基础研究
在500–600°C下具有优异比强度的轻质高强度钛合金不仅用于飞机的结构构件、紧固件和发动机部件，还用于汽车发动机部件和/或排气系统，根据其使用情况，需要具有强度、疲劳强度、断裂韧性、抗蠕变和抗氧化等各种性能。主要在飞机领域研究了微观结构、织构、化学成分等对钛合金疲劳性能的影响，通过引入故障安全和损伤容限设计，提高了可靠性。1–3) 最近，正在进行如下所述的停留疲劳研究和利用集成计算材料工程（ICME）一致预测其疲劳寿命的研究和开发。4) 在日本，除了飞机之外，还开发了汽车、消费品（例如高尔夫球杆头）和医疗设备的应用。因此，除了对钛合金的疲劳、裂纹扩展和断裂韧性的基础研究之外，5、6）还进行了大量针对各自用途所需性能的研究。
Microsoft Word - SSC-Fatigue Performance of Composite Patched Al Plate_05062014.docx
航空航天工业修补金属样品的测试通常涉及薄铝板，高模量单向纤维垂直于裂纹应用。大多数复合材料修补测试是在薄板或厚度小于 0.25 英寸的板上进行的。虽然 0.25 英寸的板材在航空航天标准中被认为是厚的，但对于海洋结构来说，0.25 英寸的板材被认为是薄的。本报告中记录的测试将典型测试样品的规模扩大了样品的厚度和尺寸。测试样品是 11 英寸宽、0.25 英寸厚的铝板，初始裂纹为 5 英寸。将修补和未修补样品的测试数据与使用 Global Engineering and Materials, Inc. (GEM) 开发的 ABAQUS 混合结构评估和疲劳损伤评估 (HYSEFDA) 工具包进行的裂纹扩展预测进行了比较 (Fang、Stuebner 和 Lua，2013)。
铝制船舶结构裂纹止裂器的开发
1.0 目标。1.1 本研究的目的是探索和实验验证复合材料补片在防止裂纹扩展和延长铝钢船舶结构寿命方面的应用。复合材料补片通过降低裂纹尖端区域的应力，起到裂纹抑制器的作用。负载通过粘合层从基板转移到复合材料补片上。此外，复合材料补片的附加约束可以防止这些裂纹合并成更大的裂纹。存在预测复合材料补片配置有效性的分析能力，但此类分析需要特定的理想化和假设，必须通过实验验证才能将这项技术用于实践。我们提出的项目旨在将这项技术开发为铝钢船舶板层断裂修复的有用且可靠的工具，并促进其在工业上的接受和实施。
钛合金疲劳性能基础研究
钛合金在500～600℃的高温下具有高强度，可用于飞机的结构件、紧固件和发动机部件，此外还用于汽车发动机部件和/或排气系统，根据其使用情况，需要具有强度、疲劳强度、断裂韧性、抗蠕变性和抗氧化性等各种性能。钛合金的微观结构、织构、化学成分等对疲劳性能的影响主要在飞机领域进行研究，通过引入故障安全和损伤容限设计，提高了可靠性。1-3) 最近，正在进行如下所述的停留疲劳研究以及利用集成计算材料工程（ICME）来一致预测其疲劳寿命的研究和开发。4）日本除了飞机之外，还开发了汽车、消费品（例如高尔夫球杆头）和医疗设备的应用。因此，除了对钛合金的疲劳、裂纹扩展和断裂韧性的基础研究外，5,6）还进行了大量与各自用途所需的性能相关的研究。
主题索引 - ASTM International
声波，536-546 衍射和模式转换信号，541-542 分布弹簧常数，539-541 与裂纹的相互作用，536-537 界面透射率，539，541 局部应力强度因子，543-546 通过透射和衍射信号接收，537-538 界面残余应力，542-543 剪切波信号，542 超声波穿过裂纹的传播，539-540 垂直于裂纹表面的波传播，538--541 艾里应力函数，313 合金，139，171 铝合金，121，270，528，583-597，640，642-643 施加与有效试样几何形状，227-228 基线传播数据，571-572 化学成分， 122,584 顺应性方法，587 恒定载荷振幅试验，569-570 裂纹扩展基线数据，428-430 速率变化，37-38 裂纹张开应力强度因子变化，37-38