本發明專利技術屬于航空材料強度試驗領域，特別是涉及到一種金屬材料強度性能評定方法，包括查閱每一種待評定材料的KC和σb值的步驟、查閱穩定裂紋擴展階段的da/dN~ΔK曲線并得到da/dN~3ΔK/σb曲線的步驟、確定裂紋擴展性能評定指標KP的步驟等。本發明專利技術采用歸一化處理的方法，將材料的靜強度性能指標--極限拉伸強度σb與斷裂性能指標--斷裂韌度Kc以及材料在裂紋穩定擴展階段的裂紋擴展速率性能指標--當量裂紋長度KP有效地綜合在一起，通過一個綜合的強度指標Ld來表征。本發明專利技術能夠快速評價材料的靜強度與損傷容限的綜合性能，為飛機結構設計中材料的選擇提供了一種便捷有效，又能同時涵蓋靜力、損傷容限兩方面特性的綜合評價方法，提高了工作效率和結構設計的有效性。
【技術實現步驟摘要】
本專利技術屬于航空材料強度試驗領域，特別是涉及到。
技術介紹
隨著飛機結構設計思想的不斷更新和演變，損傷容限設計與評定技術已廣泛地用于飛機的結構強度設計，以確保飛機結構的使用安全。飛機結構損傷容限設計理念要求所采用的材料本身能夠具有相當的損傷容限能力，而結構損傷容限設計主要是利用材料的緩慢裂紋擴展特性和含裂紋結構的剩余強度。 目前被廣泛應用和比較一致的認識，是采用斷裂韌性來評估含裂紋材料的剩余強度，但對于裂紋擴展特性的評價仍沒有形成統一的指標。并且，如何在選材過程中，綜合考慮材料的靜強度與損傷容限性能，國內還沒有一個準確的衡量指標與方法。例如，鋁合金LY12(熱處理狀態CZ，δ =2. 0mm, L-T向)抗拉強度σ b為459MPa，鈦合金TC4熱處理狀態Μ, δ =2. 0mm, L-T向)抗拉強度σ b為1084MPa以及合金鋼30CrMnSiNi2A (900。C加熱，230° C等溫， 260° C回火，L-T向)抗拉強度σ b為1603MPa ;而對于這三種材料的斷裂韌度，在室溫空氣下，鋁合金 LY12 的足c - 120MPa“，鈦合金 TC4 的JTe = 188MPaVm，合金鋼 30CrMnSiNi2A 的Xie = 92.3MPaV^T;分別查詢三種材料裂紋擴展速率的Paris公式擬合線，在R=O. 06，對應裂紋擴展速率為10_5下，對于鋁合金LY12的ΔΚ = 8:V//~V^，而對于鈦合金TC4和合金鋼 30CrMnSiNi2A的ΔΛ = \QMI\i、fm。從以上數據可以看出就三種材料的靜強度性能而言合金鋼最好，而對于其斷裂韌性而言鈦合金最好，但是在裂紋的穩定擴展階段，鈦合金與合金鋼的裂紋擴展性能又要略好與鋁合金，但這并不能說明鈦合金和合金鋼綜合強度性能就要好于鋁合金，因為鈦合金和合金鋼的一般工作應力比鋁合金高。因此很難給出這三種材料的綜合強度指標，或進行強度性能的相對性比較。
技術實現思路
本專利技術的目的是提供一種能夠準確評定金屬材料性能的，能夠有效地解決選材的綜合評價問題。本專利技術的技術方案是，包括以下步驟步驟一、查閱每一種待評定材料的K。和％值，其中K。是為材料的斷裂韌性，Ob 是材料的極限拉伸強度，并利用上述兩個值來確定每種材料的靜強度性能評定指標Zp值，步驟二、查閱每一種待評定材料的穩定裂紋擴展階段的da/dNlK曲線；其中da/ dN為裂紋擴展速率，ΛΚ為應力強度因子變化幅值。步驟三、由于一般結構大部分工作應力在ob/3左右，因此對材料的裂紋擴展特性進行評價時，等幅載荷的最大應力通常取ob/3。現將步驟二中查閱得到的(1&/(^ 八1( 曲線的橫坐標轉換成3 Λ K/ σ b，得到da/dN 3 Λ K/ σ b曲線，即當工作應力為σ b/3時裂紋擴展速率da/dN與裂紋長度的平方根士之間的關系曲線。步驟四、根據步驟三中得到的da/dN 3AK/0b曲線，確定裂紋擴展性能評定指標 Kp,即在裂紋擴展速率d a/d N=I X 10_5mm/次下，對應的當量裂紋擴展長度ΚΡ=3 Λ K/ σ b ;步驟五、結合步驟一與步驟四中得到的靜強度性能評定指標Zp值以及裂紋擴展性能評定指標Kp值，確定每一種待評定材料的強度綜合評定指標Ld，其中根據試驗結果與使用經驗，按照統計規律分析結果，引入加權系數進行修正處理。靜強度性能評定指標權系數取為O. 4，裂紋擴展性能評定指標權系數取為O. 6，由此計算每一種待評定材料的強度綜合評定指標Ld=O. 4XZP+0. 6XKP。對于每一種待評定材料的強度綜合評定指標Ld，指標Ld越大，則待評測材料的強度性能越好。本專利技術的優點是本專利技術采用歸一化處理的方法，將材料的靜強度性能指標一極限拉伸強度σ b與斷裂性能指標--斷裂韌度K。以及材料在裂紋穩定擴展階段的裂紋擴展速率性能指標一當量裂紋長度Kp有效地綜合在一起，通過一個綜合的強度指標Ld來表征。 因此，在選材過程中，就可以在面對材料靜強度與損傷容限性能優劣情況不一致的條件下， 有效地解決選材的綜合評價問題。本專利技術能夠快速評價材料的靜強度與損傷容限的綜合性能，為飛機結構設計中材料的選擇提供了一種便捷有效，又能同時涵蓋靜力、損傷容限兩方面特性的綜合評價方法，提高了工作效率和結構設計的有效性。附圖說明圖I是本專利技術一實施方式形成的材料穩定裂紋擴展階段da/dN ΛΚ曲線族示意圖。圖2是本專利技術一實施方式形成的材料穩定裂紋擴展階段da/dN 3AK/0b曲線族示意圖。具體實施方式下面結合附圖及實例對本專利技術做進一步詳細描述，請參閱圖I及圖2。在飛機結構設計中，耐久性與損傷容限設計概念已經得到了廣泛的應用，設計選材也越來越注重材料的損傷容限特性。但是目前國內僅能單純依據材料的極限強度、斷裂韌性與裂紋擴展速率分別進行材料斷裂性能辨識，這三個指標都是獨立的，很難對材料斷裂特性得到一個真實的綜合表征結果。，包括以下步驟步驟一、查閱每一種待評定材料的K。和％值，其中K。是為材料的斷裂韌性，Ob 是材料的極限拉伸強度，并利用上述兩個值來確定每種材料的靜強度性能評定指標Zp值，步驟二、查閱每一種待評定材料的穩定裂紋擴展階段的da/dfAK曲線；其中da/ dN為裂紋擴展速率，ΛΚ為應力強度因子變化幅值。步驟三、由于一般結構大部分工作應力在ob/3左右，因此對材料的裂紋擴展特性進行評價時，等幅載荷的最大應力通常取ob/3。現將步驟二中查閱得到的da/dN Λ K 曲線的橫坐標轉換成3 Λ K/ σ b，得到da/dN 3 Λ K/ σ b曲線，即當工作應力為σ b/3時裂紋擴展速率d a/dN與裂紋長度的平方根士之間的關系曲線。步驟四、根據步驟三中得到的da/dN 3AK/0b曲線，確定裂紋擴展性能評定指標 KP,即在裂紋擴展速率d a/d N=I X 10_5mm/次下，對應的當量裂紋擴展長度ΚΡ=3 Λ K/ σ b ;步驟五、結合步驟一與步驟四中得到的靜強度性能評定指標Zp值以及裂紋擴展性能評定指標Kp值，確定每一種待評定材料的強度綜合評定指標Ld，其中根據試驗結果與使用經驗，按照統計規律分析結果，引入加權系數進行修正處理。靜強度性能評定指標權系數取為O. 4，裂紋擴展性能評定指標權系數取為O. 6，由此計算每一種待評定材料的強度綜合評定指標Ld=O. 4XZP+0. 6XKP。對于每一種待評定材料的強度綜合評定指標Ld，指標Ld越大，則待評測材料的強度性能越好。實例下面以某一實際工作中的例子為例，對本專利技術做進一步詳細說明。待評定的三種材料分別為鋁合金LY12 (熱處理狀態CZ，δ =2. 0mm, L-T向)、鈦合金TC4熱處理狀態Μ, δ =2. 0mm, L-T向)以及合金鋼30CrMnSiNi2A (900° C加熱，230° C 等溫，260° C回火，L-T向)，按照以下步驟對上述三種待評定材料進行綜合強度性能評定， 包括以下步驟 步驟一、查閱三種待評定材料的K。和σ )3值，確定每種材料的靜強度性能評定指標 Zp值，Zp=Kc/ O b,具體如下表I所示； 步驟二、查閱三種待評定材料的穩定裂紋擴展階段的da/dN ΛΚ曲線，如圖I所權利要求1.，其特征在于，包括以下步驟步驟一、查閱每本文檔來自技高網...
【技術保護點】
一種金屬材料強度性能評定方法，其特征在于，包括以下步驟：步驟一、查閱每一種待評定材料的KC和σb值，其中KC是為材料的斷裂韌性，σb是材料的極限拉伸強度，并利用上述兩個值來確定每種材料的靜強度性能評定指標ZP值，ZP=KC/σb；步驟二、查閱每一種待評定材料的穩定裂紋擴展階段的da/dN~ΔK曲線；其中d？a/d？N為裂紋擴展速率,ΔK為應力強度因子變化幅值；步驟三、由于一般結構大部分工作應力在σb/3左右,因此對材料的裂紋擴展特性進行評價時,等幅載荷的最大應力取σb/3；將步驟二中得到的da/dN~ΔK曲線的橫坐標轉換成3ΔK/σb,得到da/dN~3ΔK/σb曲線,即當工作應力為σb/3時裂紋擴展速率d？a/d？N與裂紋長度的平方根之間的關系曲線；步驟四、根據步驟三中得到的da/dN~3ΔK/σb曲線，確定裂紋擴展性能評定指標KP，即在裂紋擴展速率d？a/d？N=1×10？5mm/次下，對應的當量裂紋擴展長度KP=3ΔK/σb；步驟五、結合步驟一與步驟四中得到的靜強度性能評定指標ZP值以及裂紋擴展性能評定指標KP值，確定每一種待評定材料的強度綜合評定指標Ld，其中根據試驗結果與使用經驗，按照統計規律分析結果，引入加權系數進行修正處理，靜強度性能評定指標權系數取為0.4，而裂紋擴展性能評定指標權系數取為0.6，有此計算每一種待評定材料的強度綜合評定指標Ld=0.4×ZP+0.6×KP；對于每一種待評定材料的強度綜合評定指標Ld，指標Ld越大，則待評測材料的強度性能越好。FDA00002390619900011.jpg...
【技術特征摘要】
【專利技術屬性】
技術研發人員：張志楠，王新波，秦劍波，嚴紅，
申請(專利權)人：中國航空工業集團公司西安飛機設計研究所，
類型：發明
國別省市：
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