金屬疲勞試驗課件

1、實驗三、金屬疲勞試驗1W一、實驗?zāi)康模?.了解金屬軸向疲勞測試方法、斷裂韌性Kic測試方法及裂紋擴(kuò)展速率DA/DN測試方法。2.了解疲勞試驗機工作原理2W 1988年4月28日阿羅哈航空波音737-200型客機243號班機在飛行途中發(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，機頭與機身隨時有分離解體的危險，但10多分鐘后奇跡地安全迫降。事件當(dāng)時，一名機組人員不幸被吸出機艙外死亡，而其余65名機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，美國西南航空公司一架波音737客機飛機中段過道上方機身有一個1.8米長的破洞。所幸飛機成功迫降，安全專家表示，機身出現(xiàn)破洞是金屬疲勞現(xiàn)象引起的。9W一、引言工程材料對循環(huán)變形和對波動載荷作用下的裂紋萌生與成長的敏感性是許多工程應(yīng)用中一個相當(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，疲勞破壞在整個失效件中占80%以上。結(jié)構(gòu)疲勞正作為一個重大的問題進(jìn)行研究。10W二、疲勞損傷過程及機理循環(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)力強度因子KIC斷裂韌性1. 疲勞過程裂紋亞穩(wěn)擴(kuò)展階段失穩(wěn)擴(kuò)展階段11W2、疲勞裂紋萌生過程2.1 滑移帶開裂產(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，由于位錯的塞積和交割作用，會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)滑移帶生成和一個純銅試樣的裂紋 Sm=0，Sa=77.5MPa N=210613W2.2 相界面開裂產(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，位錯在某一晶粒內(nèi)運動時會受到晶界的阻礙作用，在晶界處發(fā)生位錯塞積和應(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，應(yīng)力峰越來越高，當(dāng)超過晶界強度時就會在晶界處產(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)展可分為兩個階段，第一階段時從個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，如果微裂紋擴(kuò)展到一些相鄰的晶粒顆粒時，由于鄰近晶粒的存在對滑位移的約束，擴(kuò)展過程中多數(shù)微裂紋成為不擴(kuò)展裂紋。只有個別微裂紋會擴(kuò)展為25個晶粒范圍。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.影響疲勞強度的因素 工作條件載荷條件（應(yīng)力狀態(tài)、應(yīng)力比、過、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型（I型） 滑開型（II型） 撕開型（III型）金屬的斷裂韌度19W2.彈性應(yīng)力場方程的推導(dǎo) 假設(shè)有無限大板，其中有2a長的I型裂紋，在無限遠(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、應(yīng)變場。如用極坐

6、標(biāo)表示，則各點（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)力場的大小，KI 可以表示應(yīng)力場的強弱程度故稱為應(yīng)力場強度因子 當(dāng)= 0 r0 時 由上式可得： 裂紋I型應(yīng)力場強度系數(shù)的一般表達(dá)式：Y裂紋形狀系數(shù)22W半無限邊緣缺口試樣有限寬度的中心開裂紋試樣有限寬度的邊緣缺口試樣半無限寬邊緣缺口試樣有限寬度的中心開裂紋試樣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， 測量裂紋長度應(yīng)準(zhǔn)確到0 . 2 5 mm以內(nèi)) ;b. ） 若前后表面裂紋長度測量值之差超過0 . 2 5 B或左右兩側(cè)裂紋長度測量值之差( 取前后表面的算術(shù)平均值) 超過 0. 0 2 5 W, 則預(yù)制裂紋無效。51W52W驗證是否滿足判據(jù)53W典型試驗案例54W（d）（c）（a）（b）（e）（a）拉伸試驗試樣；（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）拉伸試驗試樣；b）壓縮試驗試樣；c）應(yīng)力腐蝕試驗試樣；d）斷裂韌度試驗試樣；e）疲勞壽命光滑試樣；f）疲勞壽命缺口試樣56W一、平面應(yīng)變斷裂韌度測試測試內(nèi)容：KIC測試標(biāo)準(zhǔn)：ASTM E8測試儀器：MTS 810 測試方法：按照ASTM E399，本試驗所用試樣為緊湊拉伸試樣（CT，B=35mm，W/B=2，如圖16所示），試驗前依次用1000#水磨砂紙、400#、800#、1600#金相砂紙對缺口附近樣品表面進(jìn)行打磨，以減少樣品表面缺陷對試驗結(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