● 摘要
疲劳是关键结构件的主要失效模式，而疲劳早期损伤占据大部分的疲劳寿命，金属疲劳早期损伤包括亚微观永久损伤形核、疲劳显微裂纹萌生和疲劳显微裂纹扩展三个阶段。现今疲劳早期损伤的物理机制还没有形成统一的认识，现有的无损检测技术和方法也不能对疲劳早期损伤进行及时有效的检测，因此对金属疲劳早期损伤机理、无损检测方法和寿命预测进行深入的研究，具有极其重要的理论价值和实际意义。本论文采用自行设计的基于光学直接观察的疲劳早期损伤观测系统，对特种设备典型材料16Mn和航空结构件典型材料7A09的疲劳损伤全过程进行了系统的试验研究，并利用涡流阵列检测系统对疲劳损伤进行了检测，得到了很多有价值的结果。亚微观永久损伤形核阶段的损伤可用滑移线密度来表征，滑移线密度与疲劳寿命之间存在着规律性的变化关系。疲劳裂纹萌生位置多为“微观缺陷处”：对于16Mn，萌生位置为表面滑移带、腐蚀坑、微观缺口、尖角等处；对于7A09，萌生位置为与基体不连续的第二相质点。经过一个相当长的“孕育期”后，有多条疲劳显微裂纹先后萌生于试样表面；显微裂纹的数量随着循环周次的增加而增加；显微裂纹数量与交变应力大小成正比；疲劳裂纹萌生阶段占疲劳总寿命的比例随着载荷的增大呈近于直线关系下降。疲劳裂纹绝大多数为呈“锯齿形”的穿晶扩展，裂尖有偏折和分叉现象，裂纹有向裂尖前方附近“高能”位置扩展的趋势。很多显微疲劳裂纹在 时仍然以较快速度扩展；同样的应力强度因子值，小裂纹的扩展速率大于长裂纹的扩展速率。当疲劳裂纹小于某一临界尺寸时，随着应力强度因子的增加，疲劳裂纹扩展速率呈现减-增-减-增-…周期性振荡式的规律。这种周期性振荡式的扩展归结于该阶段疲劳裂纹扩展的主导因素是周期性变化的显微组织结构，16Mn的微观结构特征尺寸为带状铁素体+珠光体晶粒宽度（约为8μm），7A09的微观结构特征尺寸为成串排列的第二相质点的间距（约为25μm）。提出了基于显微组织结构的疲劳裂纹萌生寿命物理模型，并建立了适合于工程应用的疲劳总寿命预测经验模型。涡流阵列检测系统检出的涡流幅值信号与静载应变、低周疲劳损伤有着良好的对应关系，涡流幅值信号与高周疲劳早期损伤参量——滑移线密度有着非常一致的规律，涡流阵列是一种很有前途的金属材料早期损伤检测技术。