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材料的热机械疲劳性能Ⅰ应力应变行为

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国家重 点基础研 究资助项 目 Ｇ１ ９ ０ ５ ９９６０ 收到 初稿 日期 ：２ ０１０ １ ， 到修改稿 日期 ： ２ ０ － ７ １ ０ － ５－ ７ 收 ０１０－２ 作 者简介 ： 钱 立和 男， １６３年生，高级 工程师， 博七生 ９
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图 １ 显微组织照 片
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第 ３卷 第 １期 ７ １
２００１ 年 １ 月 １
今 Ａ 学及
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Ｖｏ．７ ．ｌ Ｎｏｌ １３ Ｎｏｖ ｍｂｅ ２ １ ｅ ｒ ０ ０
Ｓ ｉ ｃ晶须增强６６Ａ 基复合材料的热机械疲劳性能 ０１ Ｉ
Ｉ应力应变行为 ＊ ．
程中的应力应变行为和变形机制 结果表明，两种材料在同相和反相加教下均表现为循环软化；反 相加载产生拉仰平均应力，同相 加载产生压缩平 均应力； 在相同应变范围下，高 休积分数复合材料的循环应力范围比 低体积分数复合材料的应力 范围大 关键词 ６６Ａ１ ０ １ 基复合材料、 Ｓｃ晶须 热机械疲劳．力学行为 ｉ ＴＢ ３ ＴＧ１１ ３ ， １ 文献标识 码 Ａ 文章编号 ０１－１６（０ １０１ １８ ０ ４２ ９１２ ０）１－１９ － ５ 中图法分类号
ＴＨ ＥＲＭ Ｏ－ ＥＣＨＡＮ Ｉ Ｍ ＣＡＬ ＡＴＩ Ｆ ＧＵＥ ＯＦ ｉ Ｗ ＨＩ ＫＥＲ Ｓ Ｃ Ｓ ＲＥＩ Ｆ Ｎ ＯＲＣＥＤ ０ １ ６ ６ ＡＩ ＣＯＭ ＰＯＳ ＴＥＳ Ｉ
ＩＳｒｓａｄ ａ Ｄ ｒ ｇ ｃｎ ． ｅ ｎ Ｓｒｉ ｕｉ Ｃ ｌ ｇ ｔ ｓ ｔ ｎ ｎ ｙ ｉ
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和 ２％ ｗ ６６Ａ 基 材 热 系 分 ８ Ｓ ／０１Ｉ 复合 料的 膨胀 数 别为 ｉ Ｃ
１．ｘ ６ ２． １－ ｃ 一 ８ １－ 和 １ ｘ ０ ６ １ ０ ０ ５
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图 ２ 热机械疲 务示意 图 Ｆｉ ２ ｃｅ ｔ ｄａ ｒｍ ｆ ｇ． Ｓｈ ｍａｉ ｉｇａ ｏ ＴＭＦ ｃ
的应力应变 行为
１ 实验方法 所用试 料是体积分数为 １％和 ２％Ｓ ５ ８ ｉ Ｃ品项 增强的
距范围内的温度波动和温度佛度控制在 士 之内 还可 ５℃ 以消除温度 一 时间波形的 扭曲． 试验时， 用一根热电 偶固 定在试样标距中间， 检测整个实验过程中试样的温度． 轴 向应变用标距为 １ ￣ 石英高温引伸计测定． ０ 选择同 相 和反相两种加载模式进行热机械疲劳实验， 用三角 采 波形 （ 示意图如图 ２所示）由机械应变控制． ， 实验中，试 样的 净应变 （ 用引伸计测量） 和温度由闭环计算机系 统控制以 达到所希望的机械应变和温度范围、 以及它们的位相关系 〔 同相或反相） ．试样净应变 ‘。 由下式确定 。
Ｍａ ｕｃｉｔ ｅｖｄ ０ －５ １ ， ｒｖｓｄ ｒ ２ ０－ ７ １ ｎ ｓｒｐ ｒｃ ｉｅ ２ １ ０－ ７ ｉ ｅｉｅ ｆ ｍ ０ １０ － ２ ｅ ０ ｎ ｏ
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Ｅｔ ｔ十 ｍ （ ｏ＋ Ｔ） ， （ ａ － ： ＝ｏＴ一 ｅ Ｅ ｈ Ｅ ａ １ ）
其中 ：ｌ ２ ，为热应变， ｓ 为机械应变， Ｔ ｍ ｏ为参考温 度． Ｔ 为实验温度， 。为热膨胀系数．实验前，对试 徉进行零载荷下 １０ ０ ５ ３０℃之间的热循环，测得 １％ ５
反相热机械疲劳实验采用压零应变控制， 模拟受约束 构件的实际状况， 同相热机械疲夯采用拉零应变以模拟反 约束构件的情况 ［１ １ ２ ２ 实验结果 ２１ 应力 一应变滞后回线 ． 两种体积分数复合材料的热机械疲劳滞后回 线的形 状和特征类似，图 ３表示 １％ ｗ ６Ａ 基复合材 ５ Ｓ ／０１ ｉ ６ ｃ ｌ 料机械应变范围均为 。 ． 朋７的同相和反相热机械疲劳最 初两周和半寿命时的应力 一机械应变滞后回线 从图 ３ ａ 可以看出， 对于同相热机械疲劳， 在第一循环的加热阶段 （ 也就是拉伸阶段）随着温度的升高和 ， 应变的增加， 应力
１应力应变行为 ．
１９１９
于 维 复合 纤 增强 材料 ！ｅ 有少 于 增强 属基 ６］ － ， 量关 颗粒 金 复 材 机械 性 究结 的报 Ｉｏ 合 料热 疲劳 能研 果 道 ９ ｌ而晶 ， ｌ 须
增 强金属基复合材料热机械疲劳的研究未见报道 本文通 过对两种体积分数 Ｓ 晶须增强 ６６Ａ 基复合材料进 ｉ ｃ ０１１ 行同相和反相热机械疲劳实验， 研究其热机械疲劳过程中
钱立和 王 中光
（ 中国科 学院金属研究所材料疲劳与 断裂国 家重点实验室一 沈阳 １ ０１） １ １６ ０
户 田裕之 小林俊 郎
（ Ｒ本丰桥技术科学大学生产系统工程系，日本丰桥 ４１８８ ４－５山
摘 要
对 积 为１ 体 分数 ５ ％和２％ 的ＳＣ ／０１１ 合 进 同 和反 机 疲劳（Ｍ ） 验 研 疲劳 ８ａ ｉｗ ６６Ａ 复 材料 行了 相 相热 械 Ｔ Ｆ 实 ， 究了 过
ＫＥＹ ＯＲＤＳ ０ １ ｃｍｐ ｓ ｅ ＳＣ ｈｓｅ． ｒ － ｃａ ｉａ ｆｔｇｅ ｍｅｈ ｎｃ ｌ ａ ｉｒ Ｗ ６６ Ａ１ ｏｉ ． ｗ ｉｋｒｔ ｅｍｏｍｅｈ ｎｃ ｌ ｉｕ ， ｃ ａ ｉ ｂｈ ｖｏ ｏ ｔ ｉ ｈ ａ ａ ｅ
金属基复合材料与基体合金相比 ，具有较高的比强 度、 刚度、 比 抗氧化和腐蚀能力 因而不仅应用于传统的结 沟 部件， 而且在航空航天部件上也得到应用． 非连续增强
热机械疲劳实验在 １０ ＭＴ ０ｋ Ｎ Ｓ液压伺服热机械疲 劳试验机上进行． 试样用 ２５ 感应线圈 ．ｋ Ｗ 加热， 用高压 空气冷却 试验前先进行预实验， 用三根热电偶分别固定 子试样标距中间和两端 进行热循环以检测试样温度的 均 匀性、 波动情况以及最佳温度循环周期． 对于本研究所用 材料， 发现当热疲劳循环温度区间为 １０ ０ ５－３０℃时，循 环周期为 １５ ２ｓ 较为合适，既可以缩短时间， 又可以把标
６６Ａ 基 合 ， 用 力 造法 造 １ 金相 片 ０１１ 复 材料 采 压 铸 制 １ １ １ 照
如图 １ 试件取自 ． 小方锭＿试件精加工之前进行固溶处理 （ ０℃保温 ２ 然后水淬， ５ ２ ｈ， ） 接着在 ３０℃保温 ２ ０ ｈ充 分 过时效， 以减少热机械疲劳过程中析出沉淀对性能的影 响． 采用圆柱形试样， 直径为 ６ 标距长度为 １ ｍｍ ｍ ｍ， ０

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粉末高温合金FGH95和FGH96的热机械疲劳性能

粉末高温合金FGH95和FGH96的热机械疲劳性能


第 ６期
粉末 高 温合金 Ｆ Ｈ ５和 Ｆ Ｈ ６的热机械 疲 劳性 能 Ｇ ９ Ｇ ９
ｌ ０ ６０ １０ ２０
９ ７
８０ ０ ４ Ｑ
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６ ｍｍ 的热
采用 机 械 应 变 控 制 方 式 分 别 进 行 了 应 变 比 Ｒ ＝
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１０ ３０（￣ ６ ０ 同相位 热机 械疲 劳试 验 和反 相 ． ，５ ￣ ０ ℃ ｃ ＝
位热 机械 疲劳 试验 。
试验 过 程 中采 集 的 波形 分 别 如 图 １和 图 ２所
示 。 从 图 １ 图 ２可 以 看 出 ， 验 过 程 中 的 温 度 循 和 试 环控 制 的非 常理想 。
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高强 度低 塑性 的特 点 。当应 变 水 平 较 高 时 （ｓ ≥ …
限温度 的等 温低 循 环疲 劳 寿命 短 ， Ｇ ９ Ｆ Ｈ ５合 金就
存 在此 类现 象 。基 于 以上 原 因 ， 于 航 空 发 动机 对 涡轮 叶片 和涡轮 盘等关 键 部件 只进 行等 温低周 疲劳 试 验来 进行 的抗 疲 劳设计 ， 存在 不安 全 因素 ， 不能够 满 足安 全设 计 的要 求 。因此 ， 有必 要 对 既 承 受机 械 载荷 又承受 热载 荷 的材料 进行 模拟 实 际工况 的热机 械 疲 劳试验 。 目前 ， 内外 航 空发 动 机 的 涡轮 盘材 料 多 为 粉 国 末 高温 合 金 ， 同时 对粉 末 高 温 合金 的力 学 性 能 开 展 了广 泛 深入 的研 究 ， 为粉 末 涡 轮 盘 在 航 空 发
疲劳分析方法

疲劳分析方法

疲劳寿命分析方法摘要：本文简单介绍了在结构件疲劳寿命分析方法方面国内外的发展状况, 重点讲解了结构件寿命疲劳分析方法中的名义应力法、局部应力应变法、应力应变场强度法四大方法的估算原理。

疲劳是一个既古老又年轻的研究分支，自Wohler 将疲劳纳入科学研究的范畴至今，疲劳研究仍有方兴未艾之势，材料疲劳的真正机理与对其的科学描述尚未得到很好的解决。

疲劳寿命分析方法是疲分研究的主要内容之一，从疲劳研究史可以看到疲劳寿命分析方法的研究伴随着整个历史。

金属疲劳的最初研究是一位德国矿业工程帅风W.A.J.A1bert 在1829 年前后完成的。

他对用铁制作的矿山升降机链条进行了反复加载试验，以校验其可靠性。

1843 年，英国铁路工程师W.J.M.Rankine 对疲劳断裂的不同特征有了认识，并注意到机器部件存在应力集中的危险性。

1852 年-1869 年期间，Wohler 对疲劳破坏进行了系统的研究。

他发现由钢制作的车轴在循环载荷作用下，其强度人大低于它们的静载强度，提出利用S-N曲线来描述疲劳行为的方法，并是提出了疲劳“耐久极限”这个概念。

1874年，德国工程师H.Gerber 开始研究疲劳设计方法，提出了考虑平均应力影响的疲劳寿命计算方法。

Goodman讨论了类似的问题。

1910年，O.H.Basquin提出了描述金属S-N曲线的经验规律，指出：应力对疲劳循环数的双对数图在很大的应力范围内表现为线性关系。

Bairstow 通过多级循环试验和测量滞后回线，给出了有关形变滞后的研究结果，并指出形变滞后与疲劳破坏的关系。

1929年B.P.Haigh研究缺口敏感性。

1937年H.Neuber 指出缺口根部区域内的平均应力比峰值应力更能代表受载的严重程度。

1945 年M.A.Miner 在J.V.Palmgren 工作的基础上提出疲劳线性累积损伤理论。

L.F.Coffin 和S.S.Manson 各自独立提出了塑性应变幅和疲劳寿命之间的经验关系，即Coffin —Man son公式，随后形成了局部应力应变法。

机械设计中的材料强度与疲劳分析

机械设计中的材料强度与疲劳分析

机械设计中的材料强度与疲劳分析机械设计是一门综合应用技术，旨在设计各种机械设备以满足特定的工程需求。

在机械设计中，材料的强度和疲劳分析是不可或缺的重要步骤。

本文将探讨机械设计中的材料强度与疲劳分析的基本概念及其在实际应用中的重要性。

一、材料强度分析材料强度是指材料在承受外部荷载或应力时的抵抗能力。

材料的强度分析对于机械结构设计至关重要，它决定了材料是否足够强大以抵御外界力量的影响，并保证结构的安全性和可靠性。

1.1 材料的应力-应变关系材料在受到外力作用时，产生内部的应力和应变。

应力是单位面积上的力，应变是单位长度上的形变。

材料的强度可以通过应力-应变关系来描述，其中包括弹性阶段、屈服点、塑性阶段和断裂点。

在机械设计中，通常使用材料的弹性模量、屈服强度、抗拉强度等参数来描述材料的强度。

1.2 材料强度分析方法在机械设计中，材料的强度分析可以通过理论计算、实验测试和数值模拟等方法进行。

理论计算方法是根据材料的弹性模型和力学原理推导出的公式来预测材料的强度。

实验测试方法是通过对材料进行拉伸、压缩、弯曲等试验来获取材料的强度参数。

数值模拟方法是利用计算机软件对材料的行为进行模拟和分析，可以提供更详细的应力、应变分布以及材料的破坏情况。

二、疲劳分析疲劳是指在周期性或交变性荷载作用下，材料发生的逐渐累积的微小损伤和失效现象。

疲劳问题在机械设计中经常出现，尤其对于那些在长时间内承受不断循环荷载的机械零件来说，如汽车发动机的曲轴、飞机的机翼等。

2.1 疲劳失效机理疲劳失效是由于材料在应力循环作用下产生微小的裂纹，随着荷载作用次数的增加，裂纹逐渐扩展，并最终导致材料的断裂。

疲劳失效的机理可以通过S-N曲线来描述，其中S表示应力幅，N表示应力循环次数。

S-N曲线是通过实验测试得到的，它描述了不同应力幅下材料的寿命。

2.2 疲劳寿命预测疲劳寿命预测是机械设计中的重要课题。

它利用S-N曲线和应力历程来预测材料在给定载荷条件下的疲劳寿命。

材料的疲劳性能

材料的疲劳性能


应力范围△σ越大 ，则裂纹扩展越快 ， Np、ac越小。
40
材料旳疲劳裂纹扩展速率与Δσ和a 有关。 将应力范围△σ与a复合定义为应力 强度因子范围△K ：
K Kmax Kmin Ymax a Ymax a Y a
△K：控制裂纹扩展旳复合力学参量
（1）将a-N曲线上各点旳da／dN 值用图 解微分法或递增多项式计算法计算出来; （2）利用应力强度因子幅(ΔKⅠ)公式将 相应各点旳ΔKⅠ值求出， （3）在双对数坐标系上描点连接即得
在变动载荷作用下，随机件尺寸增大使疲劳强度下降旳现象，称为 尺寸效应，可用尺寸效应系数ε来表达
48
三、表面强化及残余应力旳影响
机理：提升机件表面塑变抗力，降低表面旳有效拉应力，即可 克制材料表面疲劳裂纹旳萌生和扩展，有效提升承受弯曲与扭 转循环载荷下材料旳疲劳强度
lgda/dN-lgΔKⅠ曲线。
41
lg(da/dN)-lgΔKⅠ曲线：
I区是疲劳裂纹旳初始扩展阶段:
da/dN = 10-8～10-6 mm/周次；
从ΔKth开始，ΔKⅠ↑， da/dN迅 速提升，但ΔKⅠ范围较小，裂纹扩 展有限。
Ⅱ区是疲劳裂纹扩展旳主要阶段，占据亚稳扩展旳绝大部分，是决 定疲劳裂纹扩展寿命旳主要构成部分，da/dN = 10-5～10-2 mm/周次，
第五章 材料旳疲劳性能
§5-1疲劳破坏旳一般规律 §5-2疲劳破坏旳机理 §5-3疲劳抗力指标 §5-4影响材料及机件疲劳强度旳原因 §5-5热疲劳
1
机械零件总是处于不断运动状态
曲轴
连杆
2
第一节 疲劳破坏旳一般规律
一、疲劳破坏旳变动应力
疲劳：工件在变动载荷和应变长久作用下，因累积 损伤而引起旳断裂现象。