航空材料的力學(xué)行為

內(nèi)容概要

　　《航空材料的力學(xué)行為》圍繞航空工業(yè)發(fā)展對材料的需求，重點(diǎn)介紹了近二十年看來北京航空材料研究院在力學(xué)性能測試技術(shù)與表征方面取得的一些進(jìn)展與成果。

書籍目錄

第1章 概論 1.1 航空結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)思想的演變及其對材料力學(xué)性能的要求 1.2 航空材料力學(xué)行為的表征與測試技術(shù)簡介 1.3 國內(nèi)外相關(guān)技術(shù)進(jìn)展 1.3.1 國外在航空材料力學(xué)性能研究及表征和測試技術(shù)的最新進(jìn)展 1.3.2 北京航空材料研究院材料力學(xué)性能研究的進(jìn)展 1.3.3 未來我國航空材料力學(xué)性能研究和表征與測試工作的設(shè)想 參考文獻(xiàn) 第2章 高溫結(jié)構(gòu)材料的力學(xué)性能測試技術(shù) 2.1 高溫直流電位法裂紋長度測量技術(shù) 2.1.1 高溫電位法的應(yīng)用背景 2.1.2 電位法的原理和方法 2.1.3 直流電位法應(yīng)用實(shí)例 2.2 熱機(jī)械疲勞性能測試技術(shù) 2.2.1 試驗(yàn)方法及原理 2.2.2 試樣 2.2.3 試驗(yàn)設(shè)備 2.2.4 試驗(yàn)過程 2.2.5 試驗(yàn)的終止和中斷處理 2.2.6 數(shù)據(jù)的獲得與處理 2.2.7 熱機(jī)械疲勞曲線方程 2.3 金屬材料高溫原位疲勞測試技術(shù) 2.3.1 應(yīng)用背景 2.3.2 試驗(yàn)原理和方法 2.3.3 應(yīng)用實(shí)例 2.4 粉末高溫合金剩余疲勞壽命試驗(yàn)方法 2.4.1 試驗(yàn)方法及原理 2.4.2 試驗(yàn)步驟與過程 2.4.3 試驗(yàn)設(shè)備 2.5 金屬板材熱疲勞測試技術(shù) 2.5.1 應(yīng)用背景 2.5.2 原理和方法 2.5.3 應(yīng)用實(shí)例 參考文獻(xiàn) 第3章 各向同性高溫結(jié)構(gòu)材料的力學(xué)行為 3.1 概述 3.2 粉末鎳基高溫合金的常規(guī)力學(xué)行為 3.2.1 粉末鎳基高溫合金的周期持久行為 3.2.2 粉末鎳基高溫合金的疲勞裂紋擴(kuò)展行為 3.2.3 粉末鎳基高溫合金的低周疲勞行為 3.2.4 粉末鎳基高溫合金的熱機(jī)械疲勞行為 3.3 輪盤材料的統(tǒng)一本構(gòu)模型 3.3.1 ZSGH4169合金的Chaboche型黏塑性統(tǒng)一本構(gòu)模型 3.3.2 FGH95合金的Chaboche型黏塑性統(tǒng)一本構(gòu)模型 3.3.3 FGH95合金的Bodner-Partom型黏塑性統(tǒng)一本構(gòu)模型 3.4 金屬間化合物合金的力學(xué)行為 3.4.1 合金層片組織方向?qū)煨阅艿挠绊?3.4.2 低周疲勞壽命分析 參考文獻(xiàn) 第4章 各向異性鎳基高溫合金的力學(xué)行為 4.1 概述 4.2 溫度與取向?qū)煨阅艿挠绊?4.2.1 單晶合金彈性行為 4.2.2 晶體取向及溫度對合金的屈服強(qiáng)度和抗拉強(qiáng)度的影響 4.3 持久／蠕變行為 4.3.1 單晶合金的蠕變強(qiáng)度 4.3.2 單晶合金的蠕變斷裂機(jī)制 4.4 低周疲勞行為 4.4.1 單晶合金的循環(huán)硬化行為 4.4.2 單晶合金的循環(huán)拉壓不對稱性 4.4.3 單晶合金的低周疲勞壽命 4.4.4 單晶合金的低周疲勞斷裂機(jī)制 4.5 各向異性合金的本構(gòu)模型 參考文獻(xiàn) 第5章 結(jié)構(gòu)鋼在拉扭復(fù)合載荷下的疲勞裂紋擴(kuò)展行為 5.1 概述 5.2 試驗(yàn)材料與試驗(yàn)方法 5.2.1 試驗(yàn)材料 5.2.2 試樣 5.2.3 疲勞試驗(yàn)方法 5.2.4 J積分的計(jì)算方法 5.3 循環(huán)扭轉(zhuǎn)載荷下近門檻值的疲勞裂紋擴(kuò)展行為 5.3.1 循環(huán)扭轉(zhuǎn)載荷下的裂紋擴(kuò)展門檻值 5.3.2 近門檻值附近的疲勞裂紋擴(kuò)展行為 5.3.3 疲勞裂紋尖端的屏蔽效應(yīng) 5.3.4 材料扭轉(zhuǎn)疲勞強(qiáng)度的評價(jià) 5.4 拉扭復(fù)合載荷下近門檻值的疲勞裂紋擴(kuò)展行為 5.4.1 裂紋擴(kuò)展開始門檻值 5.4.2 拉扭復(fù)合載荷下近門檻值的疲勞裂紋擴(kuò)展行為 5.4.3 疲勞斷口觀察 5.4.4 裂紋擴(kuò)展開始門檻值模型分析 5.5 拉扭復(fù)合載荷下的彈塑性疲勞裂紋擴(kuò)展行為 5.5.1 疲勞裂紋的擴(kuò)展行為 5.5.2 疲勞裂紋的擴(kuò)展機(jī)制 5.6 小結(jié) 參考文獻(xiàn) 第6章 小裂紋測試及疲勞全壽命預(yù)測 6.1 概述 6.2 小裂紋研究項(xiàng)目簡介 6.2.1 國際合作項(xiàng)目 6.2.2 國內(nèi)研究項(xiàng)目 6.3 小裂紋擴(kuò)展速率測試 6.3.1 小裂紋擴(kuò)展速率測試標(biāo)準(zhǔn) 6.3.2 國內(nèi)外標(biāo)準(zhǔn)對比 6.3.3 小裂紋測試與表征的主要技術(shù)問題 6.3.4 da/dN-△Keff基線及（AKeff）th測試技術(shù) 6.3.5 腐蝕環(huán)境下蝕坑小裂紋監(jiān)測技術(shù) 6.4 基于小裂紋擴(kuò)展的航空材料疲勞全壽命預(yù)測 6.4.1 理論依據(jù) 6.4.2 基于小裂紋擴(kuò)展的航空材料疲勞全壽命預(yù)測方法 6.4.3 初始裂紋尺寸ai和ci 6.4.4 材料的da/dN-△Keff曲線和（△Keff）th值 6.4.5 三維裂紋的斷裂力學(xué)分析 6.5 疲勞全壽命預(yù)測技術(shù)的驗(yàn)證與應(yīng)用 6.5.1 航空金屬材料的驗(yàn)證 6.5.2 含點(diǎn)蝕鋁合金的疲勞全壽命預(yù)測 6.5.3 焊接鈦合金的疲勞全壽命預(yù)測 6.5.4 噴丸強(qiáng)化鋁合金材料的全壽命預(yù)測 6.6 小結(jié) 參考文獻(xiàn) 第7章 腐蝕環(huán)境下力學(xué)性能測試技術(shù) 7.1 概述 7.2 腐蝕環(huán)境下高周疲勞測試技術(shù) 7.3 腐蝕環(huán)境下低周疲勞測試技術(shù) 7.3.1 適用于腐蝕環(huán)境的應(yīng)變規(guī)設(shè)計(jì) 7.3.2 腐蝕環(huán)境低周疲勞試樣的設(shè)計(jì) 7.4 腐蝕環(huán)境下裂紋擴(kuò)展自動(dòng)測試技術(shù) 7.4.1 腐蝕環(huán)境裝置 7.4.2 柔度法測量腐蝕環(huán)境下的疲勞裂紋長度 7.4.3 柔度法與目測法測量結(jié)果的比較 7.5 腐蝕環(huán)境下典型結(jié)構(gòu)模擬件疲勞試驗(yàn) 7.5.1 典型結(jié)構(gòu)模擬件的腐蝕疲勞試驗(yàn) 7.5.2 多位置損傷典型模擬件的疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn) 參考文獻(xiàn) …… 第8章 譜載條件下疲勞裂紋擴(kuò)展行為和損傷容限性能表征技術(shù) 第9章 聚合物基復(fù)合材料力學(xué)行為 第10章 航空有機(jī)玻璃的力學(xué)性能研究 第11章 疲勞裂紋起始的數(shù)值模擬模型

章節(jié)摘錄

版權(quán)頁：   插圖：    2.1.2 電位法的原理和方法 用電位法測量裂紋長度的原理是給含裂紋試樣施加恒定電流，電流流經(jīng)試樣時(shí)，通過試樣截面的電壓降隨裂紋尺寸的增加而增加，所以裂紋長度變化引起電位降變化，測量電位降變化數(shù)值，通過分析或試驗(yàn)來確定對應(yīng)關(guān)系式，將電位降換算為裂紋長度值。 電位法可以采用直流電，相應(yīng)地，其方法稱為直流電位法（DCPD），或者使用交流電（交流電位法ACPD）。使用DCPD，在試樣上通恒定直流電，使其在試樣上產(chǎn)生一恒定的、沿厚度均勻的二維電場。使用ACPD，通過試樣的為恒幅交流電（一般為正弦波），對相對較低的頻率（一般小于100Hz）來說，其電場近似為二維；然而對較高的頻率來說，通過試樣產(chǎn)生沿厚度非均勻分布的電流，其電流大小取決于交流電頻率和試樣的磁導(dǎo)率。在高頻率交流電情況下，電流僅出現(xiàn)在試樣表面，這種現(xiàn)象稱為“集膚效應(yīng)”。對于某些材料，特別是鐵磁試樣，在低于100Hz頻率下，這種表面效應(yīng)可能是重要的。因此ACPD方法又可以分為兩類：集膚效應(yīng)可忽略的低頻ACPD法和必須考慮集膚效應(yīng)的高頻ACPD法。 電位法對采用CT試樣裂紋長度進(jìn)行測量的方法。當(dāng)從直流電源輸出的電流通過試樣時(shí)，在裂紋的上下表面形成電位差，電位差測量的精度，反映了裂紋長度測量的精度。但是電位差的測量精度受多個(gè)因素影響，例如：電流強(qiáng)度、材料電阻率、試樣形狀、材料受力變形和材料的熱膨脹，以及裂紋閉合等因素?？梢愿鶕?jù)它們對所測量電位差的影響，將這些因素分成兩類：一類是來自設(shè)備，比如恒流源的穩(wěn)定性、電壓表的分辨率和精度等；另一類來自材料因素，比如材料在受力情況下的局部塑性變形和蠕變變形等引起的電位變化以及溫度引起的電阻率變化，裂紋閉合或裂紋面之間的材料屑使得裂紋面接觸造成的電位變化。除此以外，試樣上的電位降變化還受材料和環(huán)境溫度的影響。如果試驗(yàn)時(shí)間比較長（1h以上），環(huán)境溫度變化所引起的材料的微量膨脹和收縮引起的電位變化以及溫度對電阻率的影響，可能會造成相當(dāng)于幾十微米的裂紋擴(kuò)展的假象。在高溫環(huán)境下的疲勞試驗(yàn)中，溫度的波動(dòng)范圍比試驗(yàn)室空氣的溫度變化幅度可能大得多，引起的電位降變化會造成裂紋長度測量的較大誤差。所以，有資料報(bào)道，高溫下裂紋長度的測量精度相對比較低。 氧化環(huán)境下試驗(yàn)的許多材料，在新的裂紋表面上會形成氧化層，可能把裂紋上下表面完全隔離成兩部分，這種情況下，在一個(gè)完整的循環(huán)載荷期間，如果無裂紋生長，則穿過疲勞裂紋的電壓降保持恒定。多數(shù)情況下，無法形成完全絕緣的裂紋表面，而且裂紋表面還有可能發(fā)生部分接觸，這種情況下，在載荷達(dá)到足夠高使裂紋面完全分開之前，可能出現(xiàn)裂紋面的部分短路，電位降的值比較低，因而導(dǎo)致物理疲勞裂紋尺寸過低估計(jì)。如果試驗(yàn)載荷接近門檻區(qū)，且在接近峰值載荷水平時(shí)仍然存在裂紋面短路，這種效應(yīng)尤為明顯。除非在完整的循環(huán)載荷期間未出現(xiàn)電短路，否則電壓測量應(yīng)當(dāng)在接近峰值拉伸載荷時(shí)進(jìn)行。 載荷的頻率影響取決于電位法所采用的電壓測量裝置的頻率特性。一般來說，在電壓測量過程中降低試驗(yàn)頻率可能是必要的，在某些極端情況下甚至要停止試驗(yàn)，以確保測量只在峰值載荷下進(jìn)行。值得注意的是，在最大載荷下測得的電位值并不能確保沒有電短路誤差的存在，有時(shí)即使在最大載荷下，裂紋表面之間仍然存在接觸和短路?！?dāng)嗔驯砻娴亩搪沸?yīng)可以在試驗(yàn)之后通過測量斷裂表面的裂紋尺寸來計(jì)算。方法之一是，根據(jù)電位測量值和斷裂表面測量值的初始和最終裂紋尺寸，計(jì)算出偏差和比例因子。根據(jù)比例因子與a/W（裂紋長度／試樣寬度）的函數(shù)關(guān)系，可以使用線性內(nèi)插法修正中間的電位值。但是該方法不適用于由裂紋尺寸確定力學(xué)控制參數(shù)的試驗(yàn)，如恒應(yīng)力強(qiáng)度因子試驗(yàn)。在這種情況下，裂紋尺寸測量誤差可能在施加載荷和所要求的控制載荷之間引起超差。

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《"十二五"國家重點(diǎn)出版規(guī)劃精品項(xiàng)目?先進(jìn)航空材料與技術(shù)叢書:航空材料的力學(xué)行為》可供從事力學(xué)性能測試、模擬、航空飛行器設(shè)計(jì)、生產(chǎn)人員和研發(fā)人員參考。

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