金屬疲勞試驗(yàn)課件

1、實(shí)驗(yàn)三、金屬疲勞試驗(yàn)1W一、實(shí)驗(yàn)?zāi)康模?.了解金屬軸向疲勞測(cè)試方法、斷裂韌性Kic測(cè)試方法及裂紋擴(kuò)展速率DA/DN測(cè)試方法。2.了解疲勞試驗(yàn)機(jī)工作原理2W 1988年4月28日阿羅哈航空波音737-200型客機(jī)243號(hào)班機(jī)在飛行途中發(fā)生爆裂性失壓的事故，約頭等艙部位的上半部外殼完全破損，機(jī)頭與機(jī)身隨時(shí)有分離解體的危險(xiǎn)，但10多分鐘后奇跡地安全迫降。事件當(dāng)時(shí)，一名機(jī)組人員不幸被吸出機(jī)艙外死亡，而其余65名機(jī)組人員和乘客則分別受到輕重傷。事故原因是由裂縫氧化導(dǎo)致金屬疲勞引起 3W 裂紋源斷裂區(qū)裂紋擴(kuò)展區(qū)條紋 4W斷裂區(qū)裂紋源裂紋擴(kuò)展條紋5W 928保時(shí)捷齒輪6W曲軸斷裂齒輪斷裂7W自行車曲柄蜘蛛臂

2、疲勞裂紋源8W 2011年4月1日下午，美國(guó)西南航空公司一架波音737客機(jī)飛機(jī)中段過(guò)道上方機(jī)身有一個(gè)1.8米長(zhǎng)的破洞。所幸飛機(jī)成功迫降，安全專家表示，機(jī)身出現(xiàn)破洞是金屬疲勞現(xiàn)象引起的。9W一、引言工程材料對(duì)循環(huán)變形和對(duì)波動(dòng)載荷作用下的裂紋萌生與成長(zhǎng)的敏感性是許多工程應(yīng)用中一個(gè)相當(dāng)重要的課題。疲勞通常指的是由于應(yīng)力或應(yīng)變的反復(fù)作用而引起材料性能發(fā)生變化，導(dǎo)致了開(kāi)裂或失效。有關(guān)工程材料疲勞的研究大約已經(jīng)有160多年的歷史。據(jù)統(tǒng)計(jì)，疲勞破壞在整個(gè)失效件中占80%以上。結(jié)構(gòu)疲勞正作為一個(gè)重大的問(wèn)題進(jìn)行研究。10W二、疲勞損傷過(guò)程及機(jī)理循環(huán)滑移裂紋形核微觀裂紋擴(kuò)展 宏觀裂紋 擴(kuò)展最終斷裂裂紋萌生階段Kt

3、應(yīng)力集中系數(shù)K應(yīng)力強(qiáng)度因子KIC斷裂韌性1. 疲勞過(guò)程裂紋亞穩(wěn)擴(kuò)展階段失穩(wěn)擴(kuò)展階段11W2、疲勞裂紋萌生過(guò)程2.1 滑移帶開(kāi)裂產(chǎn)生裂紋 金屬在循環(huán)應(yīng)力的作用下，即使其應(yīng)力低于屈服應(yīng)力，也會(huì)發(fā)生循環(huán)滑移并形成循環(huán)滑移帶。隨著加載循環(huán)次數(shù)的增加，循環(huán)滑移帶不斷地加寬，由于位錯(cuò)的塞積和交割作用，會(huì)在滑移帶處形成微裂紋。12W在裂紋的萌生期，疲勞是一種發(fā)生在材料表面的現(xiàn)象。循環(huán)滑移帶生成和一個(gè)純銅試樣的裂紋 Sm=0，Sa=77.5MPa N=210613W2.2 相界面開(kāi)裂產(chǎn)生裂紋 在大量的疲勞失效分析中發(fā)現(xiàn)很多疲勞源是有材料中的第二相或夾雜引起的。2.3 晶界開(kāi)裂產(chǎn)生裂紋 多晶體材料由于晶界的存在

4、和相鄰晶粒的不同取向性，位錯(cuò)在某一晶粒內(nèi)運(yùn)動(dòng)時(shí)會(huì)受到晶界的阻礙作用，在晶界處發(fā)生位錯(cuò)塞積和應(yīng)力集中現(xiàn)象。在應(yīng)力不斷循環(huán)下晶界處的應(yīng)力集中得不到松弛時(shí)，應(yīng)力峰越來(lái)越高，當(dāng)超過(guò)晶界強(qiáng)度時(shí)就會(huì)在晶界處產(chǎn)生裂紋。 夾雜晶界14W 疲勞微裂紋萌生后即進(jìn)入裂紋擴(kuò)展階段，根據(jù)裂紋擴(kuò)展方向，裂紋擴(kuò)展可分為兩個(gè)階段，第一階段時(shí)從個(gè)別侵入溝或擠出脊先行成微裂紋，然后沿最大切應(yīng)力方向向內(nèi)擴(kuò)展，此時(shí)，如果微裂紋擴(kuò)展到一些相鄰的晶粒顆粒時(shí)，由于鄰近晶粒的存在對(duì)滑位移的約束，擴(kuò)展過(guò)程中多數(shù)微裂紋成為不擴(kuò)展裂紋。只有個(gè)別微裂紋會(huì)擴(kuò)展為25個(gè)晶粒范圍。第二階段是裂紋垂直與加載方向擴(kuò)展，最后形成剪切唇為止。3.裂紋擴(kuò)展階段內(nèi)部

5、缺陷缺口或劃傷裂紋形核滑移15W4.影響疲勞強(qiáng)度的因素 工作條件載荷條件（應(yīng)力狀態(tài)、應(yīng)力比、過(guò)、次載情況、平均應(yīng)力）載荷頻率環(huán)境溫度環(huán)境介質(zhì)表面狀態(tài)及尺寸因素尺寸效應(yīng)表面粗糙度缺口效應(yīng)表面處理及殘余內(nèi)應(yīng)力表面噴丸及滾軋表面熱處理表面化學(xué)熱處理表面涂層16W材料因素化學(xué)成分組織結(jié)構(gòu)纖維方向內(nèi)部缺陷17W金屬的斷裂韌度18W1.裂紋擴(kuò)展的基本形式：一.線彈性條件下的金屬斷裂韌度張開(kāi)型（I型） 滑開(kāi)型（II型） 撕開(kāi)型（III型）金屬的斷裂韌度19W2.彈性應(yīng)力場(chǎng)方程的推導(dǎo) 假設(shè)有無(wú)限大板，其中有2a長(zhǎng)的I型裂紋，在無(wú)限遠(yuǎn)處作用有均勻拉應(yīng)力，應(yīng)用彈性力學(xué)何以分析裂紋尖端附近的應(yīng)力場(chǎng)、應(yīng)變場(chǎng)。如用極坐

6、標(biāo)表示，則各點(diǎn)（r,)的應(yīng)力分量、應(yīng)變分量和位移分量可以近似表達(dá)為：應(yīng)力分量：（平面應(yīng)變）（平面應(yīng)力）歐文（Irwin)20W位移分量（平面應(yīng)變狀態(tài)）：應(yīng)變分量（平面應(yīng)變狀態(tài)）：式中: 泊松比 E 拉伸楊氏模量21W = 0 則： 式中 KI 值的大小直接影響應(yīng)力場(chǎng)的大小，KI 可以表示應(yīng)力場(chǎng)的強(qiáng)弱程度故稱為應(yīng)力場(chǎng)強(qiáng)度因子 當(dāng)= 0 r0 時(shí) 由上式可得： 裂紋I型應(yīng)力場(chǎng)強(qiáng)度系數(shù)的一般表達(dá)式：Y裂紋形狀系數(shù)22W半無(wú)限邊緣缺口試樣有限寬度的中心開(kāi)裂紋試樣有限寬度的邊緣缺口試樣半無(wú)限寬邊緣缺口試樣有限寬度的中心開(kāi)裂紋試樣f(a/W)23W 單邊缺口試樣 (SEN) 雙邊缺口試樣（DEN）SEN:

7、DEN:0.5% accurate for any a/W 0.5% accurate for a/W Ps, 則PQ = Ps 若 Pmax / PQ 1 2 7 mm的試樣， 測(cè)量裂紋長(zhǎng)度應(yīng)準(zhǔn)確到0 . 2 5 mm以內(nèi)) ;b. ） 若前后表面裂紋長(zhǎng)度測(cè)量值之差超過(guò)0 . 2 5 B或左右兩側(cè)裂紋長(zhǎng)度測(cè)量值之差( 取前后表面的算術(shù)平均值) 超過(guò) 0. 0 2 5 W, 則預(yù)制裂紋無(wú)效。51W52W驗(yàn)證是否滿足判據(jù)53W典型試驗(yàn)案例54W（d）（c）（a）（b）（e）（a）拉伸試驗(yàn)試樣；（b）疲勞裂紋擴(kuò)展速率試樣；（c）疲勞壽命缺口試樣；（d）疲勞壽命光滑試樣；（e）平面應(yīng)力斷裂韌性試樣5

8、5W（e）（f）（a）（b）（d）（c） a）拉伸試驗(yàn)試樣；b）壓縮試驗(yàn)試樣；c）應(yīng)力腐蝕試驗(yàn)試樣；d）斷裂韌度試驗(yàn)試樣；e）疲勞壽命光滑試樣；f）疲勞壽命缺口試樣56W一、平面應(yīng)變斷裂韌度測(cè)試測(cè)試內(nèi)容：KIC測(cè)試標(biāo)準(zhǔn)：ASTM E8測(cè)試儀器：MTS 810 測(cè)試方法：按照ASTM E399，本試驗(yàn)所用試樣為緊湊拉伸試樣（CT，B=35mm，W/B=2，如圖16所示），試驗(yàn)前依次用1000#水磨砂紙、400#、800#、1600#金相砂紙對(duì)缺口附近樣品表面進(jìn)行打磨，以減少樣品表面缺陷對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響。將試樣裝夾完成后，以疲勞的方式預(yù)制約3mm的疲勞裂紋（R=0.1，f=20Hz，正弦波加載）。預(yù)制完成后，軸向加載至試樣斷裂。記錄載荷與COD位移曲線（P-V曲線）。量取斷口表面及1/4/、1/2、3/4厚度處預(yù)制裂紋