疲劳裂纹扩展速率公式及推导

设

则

Y——几何因子或形状因子；△k——应力强度因子变程。

Pairs建议：

有

得

S-N曲线以R=-1（对称循环）时的曲线作为基本曲线。

疲劳裂纹扩展速率1区

是低速率区。该区域内，随着应力强度因子幅度

若

当

研究疲劳裂纹门槛值在理论上和实际工程应用上都是有意义的。十分明显，一般的机械零件和工程构件是不会以来作为设计指标的。因为数值很低，如以来作为设计标准，这无疑是要求工作应力很低或者容许的裂纹尺寸很小。疲劳门槛值除了因应力比R的增加而减小外，还和组织有关。

疲劳裂纹扩展速率2区

是中速率裂纹扩展区。此时，裂纹扩展速率一般在

疲劳裂纹扩展速率3区

为高速率区，在这一区域内，da/dN大，裂纹扩展快，寿命短。其对裂纹扩展寿命的贡献，通常可以不考虑。此区域的上限为

曲线测定方法利用带有预制疲劳裂纹的标准试样，在给定载荷条件下进行恒幅疲劳裂纹扩展实验，记录裂纹扩展过程中的尺寸a和循环次数N，即可得到如下图1所示的a~N曲线。a~N 曲线给出了裂纹长度随载荷循环次数的变化。

图1中示出了应力比R=0时，三种不同恒幅载荷Ds作用下的a~N曲线。a~N曲线的斜率，就是裂纹扩展速率da/dN。注意到裂尖应力强度因子

则由图1中a~N曲线可知，对于给定的a，循环应力幅

故裂纹扩展速率da/dN的控制参量是应力强度因子幅度

由a~N曲线中任一裂纹尺寸

疲劳裂纹扩展速率da/dN，是在疲劳载荷作用下，裂纹长度a随循环周次N的变化率，反映裂纹扩展的快慢。

疲劳载荷：在工程上引起的疲劳破坏的应力或应变有时呈周期性变化，有时是随机的。

疲劳裂纹：某些材料在连续交变应力作用下，会在其表面逐渐生成裂纹，并随着作用时间而逐渐向纵深发展。使裂纹打一展，试件的力学性能下降，最终导致完全断裂。应该指出，有些材料耐初始裂纹生长的性能很好，但一旦生成却发展很快。而另一些材料就正好相反。

对于恒定载荷，

对于Griffith裂纹：

（1）结构设计缺陷（过大的截面变化、过小的圆角半径等）、表面加工质量缺陷（如表面粗糙度过大、表面刀痕、磨削裂纹、划伤；热处理中缺陷如淬火裂纹、渗碳和氮化等表面出现网状组织等）都加速疲劳磨损，导致疲劳失效。因此改善零件结构，避免应力集中。如采取圆角过渡；加大轴肩的圆角半径均可将这些区域的峰值应力降下来，可有效的防止应力集中，提高其疲劳强度，轴类零件的表面或表层受力集中，是最容易产生裂纹的部位，所以采取表面强化的方法，如提高零件的表面质量，对零件进行喷丸处理、表面淬火等可提高零件的表层力学性能，提高疲劳强度。

（2）在金属材料中加入合金元素，提高材料的疲劳强度，大大延长材料的使用寿命。

（3）对在腐蚀性环境工作的机械零件进行处理，避免产生腐蚀疲劳。如加入合金元素，防止产生晶间腐蚀。

（4）对零件、构件进行定期检测（用超声波和X光检测能够发现细小裂纹），防范于未然。

（5）材料表层内部组织缺陷、表层材料的内部缺陷，如夹杂、气孔、锻造夹层以及各种微裂纹，常由此作为裂纹源而导致疲劳失效，所以应提高金属材料质量。 2100433B

采用先进的焊接工艺制造大型金属整体结构是近年来大型飞机结构减重设计和节约成本的重要途径。损伤容限设计理念是保证结构安全性的重要途径，裂纹扩展分析又是损伤容限评定的内容之一。焊接结构的裂纹扩展分析的困难在于残余应力和微观组织改变对焊接结构疲劳裂纹扩展速率的影响是耦合在一起的，残余应力分布受几何构型影响，使得传统的用实验室标准试件测量的裂纹扩展速率来分析焊接结构件的裂纹扩展寿命的思路面临挑战。 针对上述问题，本项目提出了焊接本征裂纹扩展速率的概念。在符合工程实践假定的条件下，（1）分离残余应力和微观组织对裂纹扩展的影响，建立焊接结构本征裂纹扩展速率提取方法；（2）准确评估焊接件的残余应力分布并分析其对裂尖场参量的影响；（3）研究微观结构对裂纹扩展行为及裂纹尖端场参量的影响。 在研究过程中，重点对分离残余应力和微观组织对裂纹扩展影响、评价焊接整体结构残余应力分布描述方法等方面取得突破：（1）提出了一种数字图像相关技术辅助下的逐步切割、多步反推的焊接件残余应力测量方法；（2）在残余应力得以准确评估的基础上，提出了以试验手段提取焊接件本征裂纹扩展速率的方法——恒有效应力强度因子变程和有效应力比方法，采用该方法对搅拌摩擦焊接件焊缝及附近不同区域的本征疲劳裂纹扩展速率进行了研究；（3）研究了该系列铝合金晶粒分布对疲劳裂纹扩展速率的影响，进而分析焊接微观结构改变对裂纹扩展速率的影响规律。随着近年来对新型金属整体结构研究关注点的变化，本项目对焊接微观结构改变对裂纹扩展影响的研究部分，增加了材料组织对裂纹扩展行为和裂尖场变化的影响的研究，调整了部分原申请书研究内容。 本项目的研究成果将为焊接结构的损伤容限分析提供技术支撑，从而为先进连接技术在大型飞机结构中的应用奠定分析评定基础。

先进焊接工艺在飞机中的应用是实现结构减重和低成本的重要途径之一，这对焊接结构完整性评价提出了更高的要求，给损伤容限设计评定提出了新挑战。由于焊接残余应力（RS）和微观结构改变对裂纹扩展的影响相耦合，RS与结构构型和尺寸相关，现有利用母材裂纹扩展速率叠加RS影响的评定方法在精度和适用性上都受到限制。本研究创造性地提出了本征裂纹扩展速率（Intrinsic crack growth rate，ICGR）的概念，分离RS与微观结构改变对裂纹扩展的影响，提取出仅反映微观结构改变的本征参量，建立基于ICGR的焊接结构裂纹扩展分析方法；在此基础上，研究RS分布与结构构型及尺寸的关系，给出焊接整体结构的裂纹扩展评定方法。与现有方法相比，由于ICGR考虑了微观结构改变的影响，将显著提高预测精度；ICGR与结构构型和尺寸无关，将显著提高方法的适用性。本研究成果将为焊接在飞机结构中的应用奠定分析评定技术基础。

基本信息

标准号 StandardNo： GB/T 6398-2000

中文标准名称StandardTitle in Chinese：金属材料疲劳裂纹扩展速率试验方法

英文标准名称：Standard test method for fatigue crack growth rates of metallic materials

发布日期IssuanceDate ：2000-11-17

实施日期ExecuteDate：2001-06-01

首次发布日期FirstIssuance Date ：1986-05-17

标准状态StandardState ：现行

复审确认日期ReviewAffirmance Date :2010-07-28

计划编号Plan No：

代替国标号ReplacedStandard ：GB/T 6398-1986

被代替国标号ReplacedStandard:

废止时间RevocatoryDate :

采用国际标准号AdoptedInternational Standard No：ASTM E647:1995

采标名称AdoptedInternational Standard Name：

采用程度ApplicationDegree ： NEQ

采用国际标准AdoptedInternational Standard ： 其他

国际标准分类号(ICS) ：77.040.10

中国标准分类号(CCS) ：H22

标准类别StandardSort：方法

标准页码Number ofPages:

标准价格(元)Price(￥) :

主管部门Governor ：中国钢铁工业协会

归口单位TechnicalCommittees ：全国钢标准化技术委员会

起草单位DraftingCommittee：北京航空材料研究院