作者：李红英、汪冰峰 等 编著
出版社：化学工业出版社
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航空航天用先进材料试读：
前言
前 言航空航天是21 世纪最具影响的领域，航空航天活动的发展标志着人类进步的程度，广泛影响政治、经济、军事、科学技术、社会生活等各个方面。航空航天产业凝聚了大量科学研究和工程技术的最新成果，拥有优秀人才及先进装备和软件，其发达程度体现了一个国家的科学技术和国防建设的现代化水平。人类文明和社会进步与材料的发展密切相关，石器时代、青铜器时代、铁器时代等早期人类历史均打下了材料发展的烙印，当今，材料是国民经济建设和科学技术发展的先导。航空航天飞行器要在超高温、超低温、高真空、高应力、强腐蚀等极端条件下工作，除了靠优化结构设计外，更依赖于材料所具有的优异特性和功能，材料在航空航天领域有着极其重要的地位和作用。高性能材料是航空航天工程实现高可靠性、长寿命和低成本的保障，先进材料的出现促进了新型飞机、运载火箭、导弹、卫星、载人航天器的研制成功和投入使用。
本书共分5章，紧扣航空航天发展对材料的需求，系统对材料的组成与性能表征及失效分析、材料成形技术和飞行器构件制造方法进行了阐述。第1章为航空航天材料概述，主要对材料的分类、组成、性能表征、失效分析及航空航天应用进行了介绍。第2章为航空航天用铝及铝合金材料，概述了铝及铝合金的性质和特点、分类及牌号和状态、发展历程及航空航天应用，重点介绍了2系铝合金、7系铝合金和铝锂合金，系统介绍了航空航天用铝合金的熔炼铸造、材料成形及热处理、零件及构件成形。第3章为航空航天用钛及钛合金材料，概述了钛的性质、钛的合金化、钛合金的分类及航空航天应用，系统介绍了钛及钛合金的制备及组织特征、不同组织的钛合金、不同性能的钛合金。第4章为航空航天用高温合金，概述了高温合金的分类及牌号、合金元素及析出相、国内外发展及航空航天应用，系统介绍了铸造高温合金、变形高温合金、粉末高温合金、新型高熵高温合金。第5章为航空航天用复合材料，概述了复合材料的分类、优势、不足及航空航天应用，系统介绍了聚合物基复合材料、金属基复合材料、陶瓷基复合材料、碳/碳复合材料。
本书注重先进性与实用性相结合，力求通俗易懂，并兼顾航空航天和材料科学与工程两个领域的技术人员的需求，既可作为型号设计、材料研发等技术人员参考书，也可作为航空航天类专业和材料类专业的教材。
本书第1～3章由李红英编写；第4章由汪冰峰编写，赵辉协助编写；第5章第1～3节由赵守鑫编写，第4节由李红英编写，第5节由靳东编写，第6节由刘蛟蛟编写。全书由李周和郑子樵教授主审。本书得到了中南大学、中国铝业集团公司、轻质高强结构材料国家级重点实验室、有色金属先进结构材料与制造协同创新中心的支持。中国铝业集团公司的王国军首席工程师参与了第2章的技术审校工作并提出了许多宝贵意见，中南大学的岳建岭参与了第1章和第2章的校核工作，王岩、刘会群参与了第3章的校核工作，岳建岭、陈卓、王国军参与了第5章的校核工作，研究生韩茂盛、尹浩、蒋浩帆、鲁晓超、苏雄杰、高兆和参与了部分章节的资料收集工作，赵辉承担了全书的绘图工作，在此一并表示衷心感谢。
由于航空航天材料日新月异，加之编著者水平所限，难免有不妥之处，恳请专家和读者批评指正。
最后，对本书编写过程中所参考和引用文献资料的作者致以诚挚的谢意。李红英2018年10月于长沙第1章 航空航天材料概述
材料是所有工程和产品的物质基础，已经实现批量生产并大量应用的材料称为传统材料或基础材料，新出现或正在发展中并具有传统材料所不具备的优异性能、特殊功能及应用前景的材料称为新材料或先进材料。一代材料，一代装备，高性能材料是航空航天工程实现高可靠性、长寿命和低成本的保障，先进材料的出现促进了新型飞机、运载火箭、导弹、卫星、载人航天器的研制成功和投入使用。1.1 材料的分类1.1.1 根据属性分类
根据属性，材料可分金属材料、无机非金属材料、有机非金属材料、复合材料。
金属包括黑色金属和有色金属，铁、铬、锰为黑色金属，其他金属均为有色金属，通常分为轻金属、重金属、贵金属、稀有金属。单一组元的金属为纯金属，1种金属元素与其他元素形成的具有金属特性的物质称为合金。
传统无机非金属材料包括以硅酸盐为主要成分的材料及生产工艺相近的非硅酸盐材料，又称为硅酸盐材料或陶瓷材料。先进无机非金属材料是由氧化物、碳化物、氮化物、硼化物、硫化物、硅化物及各种非金属化合物经先进工艺制成的新型材料。
有机非金属材料包括塑料、橡胶、纤维、涂料、木材、纸张、皮革等，分子量通常在10000以上的，又称为高分子材料。以煤、石油、天然气等为起始原料制得分子量在500以下的低分子化合物，再经聚合反应制成的合成高分子材料称为聚合物或高聚物材料。根据其主链结构，聚合物可分为碳链聚合物、杂链聚合物、元素有机聚合物；根据其大分子链的几何结构，聚合物可分为线型聚合物和体型聚合物；根据其热行为，聚合物可分为热塑性聚合物和热固性聚合物。
复合材料是由2种或2种以上化学性质不同的材料组合成性能优势互补的材料。航空航天领域应用的复合材料，可采用金属、聚合物、陶瓷、碳等连续相材料作为基体，相应称为金属基复合材料、聚合物基复合材料、陶瓷基复合材料、碳/碳复合材料等，可采用颗粒、晶须、纤维、织物、片材等作为增强体，相应称为颗粒增强复合材料、纤维增强复合材料、层状复合材料等。1.1.2 根据结构分类
根据质点（原子、离子或分子）的聚集状态，固态物质可分为晶体、非晶体和准晶。晶体具有长程有序的结构特征，原子（离子或分子）在三维空间有规则地周期性重复排列，按结合键类型分为金属晶体（铝，钛等）、共价晶体（金刚石，二氧化硅等）、离子晶体（氯化钠，氯化铯等）、分子晶体（干冰，雪花等）、混合型晶体（石墨等）。非晶体中的原子（离子或分子）混乱排列。准晶是介于晶体和非晶体之间的结构，具有与晶体相似的长程有序原子排列，但是，不具备晶体的平移对称性。
在熔点以上温度，物质表现为完全无序和流动的液体状态，随着外场变化可转变为有序的晶态或无序的非晶态。金属及其合金、大多数无机非金属材料、少数聚合物材料属于低分子材料，容易结晶为晶体，但是，当冷却速率快到足以抑制结晶时，过冷液态金属的原子排列方式保留至固态，可得到非晶态金属和合金（金属玻璃）。玻璃等少数无机材料、大多数聚合物（橡胶、热固性塑料及分子结构比较复杂的材料）为部分晶态或完全非晶态。在多元强、弱化学键共存的体系中，存在一种特殊的物质状态，材料体系表现为“部分晶态-部分无序”和“部分晶态-部分液体”的半晶状态，某些亚晶格保持着明显晶态和有序性，其他亚晶格在外场诱导下表现出无序或融化现象。由于制备条件不同，相同或相近化学组成的物质可以形成晶态材料也可以形成非晶态材料，以SiO熔体为例，缓慢冷却时生成石英晶体，2急冷时形成石英玻璃，在NaSiO溶液中加酸经24h静置陈化可制备23石英凝胶，经热水洗涤和低温烘干后得到多孔性硅胶。
在凝固点附近的熔体黏度和冷却条件是影响结晶度的主要因素，通过控制成型过程中熔体的冷凝速率可以调节结晶速率和结晶度，进而调控材料的性能。结晶度较高时，材料的熔点和玻璃化温度、密度、弹性模量、强度较高；结晶度较低时，材料的柔软性、透明性和耐折性较好。新型非晶态材料具有许多优异特性，可作为光通信材料、激光材料、新型太阳能电池材料、高效磁性材料、输电和输能材料。准晶材料具有较低的密度和熔点、异常低的热导率和电导率、负的温度系数、低的表面能和摩擦系数、高的弹性模量和抗压强度，具有良好的抗磁性、抗氧化性和表面不粘性，室温脆性大，但有较好的高温塑性，可用于制备航空发动机内壁的涂层、热障膜、选择吸收太阳光膜、储氢材料、复合材料等。1.1.3 根据应用分类
根据应用目的，材料可分为结构材料和功能材料。结构材料主要用于制造构造整体、实现运动和传递动力的结构件，如飞机机身、发动机构件等，要具有抵抗外场作用而保持自身形状结构不变的能力，一般以力学性能指标来评价，有时会提出光泽、热导率、抗辐照、抗腐蚀、抗氧化等物理性能或化学性能要求，可根据性能指标细分为高强材料、高韧材料、高温材料、耐磨材料、耐蚀材料等。功能材料主要利用其对外部环境的敏感反应来实现信息处理和功能转换，具有电学、磁学、光学、声学、化学、透波、吸波、隐身、屏蔽、阻尼、隔热、形状记忆、信息记录等功能，一般以声、光、电、磁、热等物理性能指标来评价，有时也会提出一定的力学性能要求。功能复合材料、梯度功能材料、智能功能材料是航空航天领域应用的新型功能材料。具有多元功能体（或增强体）的功能复合材料可以产生多种功能，还可能由于复合效应而产生新的功能。梯度功能材料集各种组分（性质不同的金属、陶瓷、聚合物等）于一体，其组分、微观结构和性能可随构件位置呈连续变化，以适应不同部位的服役要求，如航天飞行器往返大气层时，不同部位服役温度相差很大，采用梯度功能材料。智能材料（又称机敏材料）能够灵敏地对电、光、热、应力、应变、化学、核辐射等的刺激做出恰当响应，可在航空航天恶劣环境下进行自我诊断、自动阻止或修复损伤和功能退化，从而防止灾难性事故发生，如将细小的光纤嵌入高性能复合材料中，制成机翼用智能材料，光纤能像神经那样感受机翼承受的压力，光纤断裂时，光传输中断，发出事故警告。
根据应用领域，材料可分为航空航天材料、信息材料、能源材料、生物医用材料、汽车材料、建筑材料、包装材料等。航空航天材料包括先进金属材料（铝合金，钛合金，高温合金等）、新型陶瓷材料、新型高分子材料、新型复合材料等，按照功能分为烧蚀防热材料、隔热材料、阻尼材料、透明材料、密封材料、吸波材料、透波材料等。航空航天材料的发展趋势是高性能化、多功能化、复合化、精细化、智能化等。1.2 材料的组成
组成材料最基本的、独立的物质称为组元，组元可以是金属元素、非金属元素、稳定化合物。材料可由纯金属、AlO晶体等单一组元23组成，也可由多种组元组成。化学成分相同、晶体结构相同、聚集状态和性质均相同的均匀连续组成部分称为相，不同相之间由界面分隔开，固态纯金属、聚乙烯等为单相，合金、普通陶瓷、共聚物等为多相。1.2.1 金属材料的组成
金属材料包括纯金属和合金，合金是由2种或2种以上的金属或非金属，经过熔炼、烧结或其他方法组合而成并具有金属特性的物质。大多数情况下，金属材料的组元就是元素，合金中既不分解也不发生化学反应的稳定化合物也可视为组元，组元间会产生复杂的物理、化学作用。组元种类相同，但含量（成分）不同的合金构成一个合金系，根据组元数目分别称为二元系、三元系、n元系合金。
在一定外界条件下，一定成分的合金可以由若干不同的相组成，根据合金相的多少分为单相合金、两相合金、多相合金。根据晶体结构，可以将合金相分为固溶体和化合物两类，以含量较多的金属组元作溶剂，加入含量较少的溶质原子，通过溶解形成与溶剂晶体结构相同的固相为固溶体，组元相互作用形成晶格类型不同于任一组元的新相为化合物。元素间形成固溶体还是化合物，主要取决于原子尺寸、晶格类型、电子结构、电子浓度（价电子数与原子数之比）、电负性（从其他原子夺取电子变成负离子的能力）等因素。溶质原子（元素）溶入固溶体的数量称为固溶体浓度，可在一定范围内变化，溶质可以任意比例溶入的固溶体称为无限固溶体，反之称为有限固溶体。溶质原子在固溶体中的最大含量称为极限溶解度或固溶度，元素间的电负性差值增加，有利于增大固溶度。溶质原子含量超过其极限溶解度时，就会形成其他相，原子间电负性相差越大，越易形成较稳定的化合物。金属和非金属间形成的化合物为普通化合物，主要通过离子键结合或含有一定比例的共价键，具有典型的非金属性质。拥有相当程度的金属键及金属特性的化合物为金属间化合物，大多数金属间化合物由不同的金属或金属与亚金属组成。图1-1为Mg-Si二元合金相图，MgSi2为金属间化合物，在相图中呈现1根垂直线，如果形成了以化合物为溶剂的固溶体，相图中会出现一定成分范围的单相区，也称中间相。
图1-1 Mg-Si二元合金相图1.2.2 无机材料的组成
硅酸盐、二氧化硅是重要的无机非金属原料，广泛用于玻璃、陶瓷、光导纤维、耐火材料、冶金材料及熔剂。新型无机材料的化学组成不局限于硅酸盐，还包括氧化物、碳与碳化物、氮化物、硼化物、氟化物、硅化物、硫系化合物（包括硫化物、硒化物及碲化物）和钛酸盐、铝酸盐、磷酸盐等含氧酸盐。
陶瓷一般由结晶相、玻璃相、气相（气孔）交织而成，微观组织由各种形状（颗粒状、针状、片状、纤维状）的晶粒、晶界、气孔、包裹体组成。陶瓷可以只含1种结晶相，也可以含有多种结晶相，通常以主晶相来命名陶瓷，如以刚玉（α-AlO）为主晶相的称为刚玉23陶瓷。玻璃相为非晶态低熔物，对陶瓷的机械强度、耐热性和绝缘性能不利，固相烧结的瓷料中几乎不含玻璃相，有液相参与烧结的陶瓷中存在较多玻璃相，其主要作用是把分散的结晶相黏结在一起、抑制晶体长大、阻止多晶转变、填充气孔空隙、促使坯体致密化、降低烧成温度。陶瓷坯料存在很多气孔，烧结后通常还有5%～10%（体积分数）的残留气孔率，气孔的含量、形状、分布会影响陶瓷材料的性能，透明陶瓷要严格控制气孔率，要求密度小、绝热性能好的陶瓷，应含有尽可能多的、大小一致的、分布均匀的气孔。
玻璃的结构及性质与其化学组成密切相关，可以通过成分和微观组织结构设计来满足不同性能要求。以SiO为主要成分的玻璃统称为2硅酸盐玻璃，但是纯SiO的熔点高达1730℃，用熔融法制作困难，2在SiO中加入NaO、CaO等网络修饰体（调整剂）可降低熔点。添22加AlO、BO可制作耐热玻璃，添加AgI、AgO可以使PO、MgO2323225系玻璃在室温有高的电导率，而且其非晶态要比结晶态导电性能好。
玻璃陶瓷由玻璃相基体和大量均匀弥散分布的微小晶体（通常小于1μm）组成，又称微晶玻璃，其结构致密，基本无气孔，为了促进微晶的成核和适度长大，通常在配料中加入一些成核剂。1.2.3 聚合物材料的组成
聚合物是以有机高分子化合物为主要组分的材料，其高分子化合物是由结构相同、组成相同的低分子化合物聚合而成的分子量很高的化合物。如果不是由简单结构单元（单体）重复连接而成，分子量很高的化合物也不能称为聚合物。如果聚合物的重复单元数量不大，增减几个单元会对其物理性质产生较大影响，这类聚合物为低聚物；如果重复单元数量很大，增减几个单元并不影响其物理性质，这类聚合物为高聚物。聚合物通常指的是高聚物。
单体通过聚合反应转变成大分子的结构单元，聚合反应主要有缩聚反应和加聚反应。缩聚反应由一种或几种单体相互混合而连接成聚合物，同时析出（缩去）水、氨、醇、卤化氢等低分子物质，生成物称为缩聚物，其成分与单体不同。大多数聚合物是利用加聚反应合成的，由一种或几种单体相互加成而形成聚合物，生成物称为加聚物（X—A—A—A—…—A—A—A—Y，简写为X—［A］—Y或者［―An―］），与单体具有相同的成分，没有副产物生成。聚乙烯就是由很n多乙烯分子加聚反应合成的。图1-2为聚乙烯及其单体和链节， 1个乙烯分子CH=CH就是组成聚乙烯的单体，如图1-2（a）所示；单22体的碳原子以不饱和的双键共价结合，还与2个H原子结合构成稳定的8电子层；结构单元—CH—CH—为链节，如图1-2（b）所示，22在碳原子的两端有自由基；由于价电子不满足，链节趋于与其他链节结合，形成图1-2（c）所示的聚乙烯大分子链，结构式为［―CH―2CH―］ ，其中n为聚合度。2n图1-2 聚乙烯及其单体和链节
单体是稳定的，并不能自动发生聚合反应，通常加入引发剂破坏双键，以形成不稳定的链节。以引发剂HO为例，过氧化氢可分解22为2个OH基团，破坏碳碳双键，其中1个OH基团附在乙烯链节上，加聚反应开始发生，如果反应放出的能量大于破坏双键需要的能量，加聚过程可以自发进行下去，一个个链节连接在引发后的乙烯碳键的自由基端，当单体的供应耗竭或链的活性端遇到OH基团时，或2个生长链相遇并连接时，反应终止。
大多数聚合物材料还需加入其他辅助组分，起到改善制品性能或加工性能的作用。塑料要加入增塑剂、稳定剂、填料、增强剂、颜料、润滑剂、增韧剂等，橡胶要加入硫化剂、促进剂、防老剂、补强剂、填料、软化剂等，涂料要加颜料、催干剂、增塑剂、润湿剂、悬浮剂、稳定剂等。1.3 材料的性能
材料的性能是一种参量，用于表征材料在给定外界条件（温度、载荷、电场、磁场、化学介质等）下的行为，通过测试和表征材料在不同条件下的行为便可得到不同的性能指标。材料的性能可分为简单性能和复杂性能，简单性能包括力学性能、化学性能，复杂性能包括复合性能、工艺性能和服役性能。对于航空航天结构材料，其热学性能、力学性能和耐久性能比较重要。1.3.1 热学性能
航空航天材料通常在极端温度环境下服役，航天器中储存液氮、液氧的容器必须承受很低的温度，航天飞行器重返大气层时要承受很高的温度，而发动机涡轮叶片的温度也非常高。材料在不同温度会表现出不同的热物理性能，称为热学性能，包括熔点、软化点、热容、导热性、热膨胀系数、抗热震性等。1.3.1.1 熔点和软化点
晶体材料的各种热学性能的物理本质均与其质点热振动相关，而质点热振动的剧烈程度与温度有关。在低温时，参与低频振动的质点较多，随着温度升高，参与高频振动的质点逐渐增多，当温度高于一个特征温度（德拜温度Θ）时，几乎所有质点都以最大频率ω振动。Dm当加热至一定温度时，原子的振幅达到使晶格破坏的数值，固态转变为液态，相应温度称为熔点T（反之为凝固点）。纯金属有固定的熔m点，而合金的晶体组织有较多的缺陷，常常在一个温度范围内熔化。
非晶材料加热时表现出不同的状态和性能，温度低于玻璃化温度T时，材料具有刚性、脆性、透明性；温度高于T时，材料具有可塑gg性、黏性、弹性。玻璃、橡胶、塑料、耐火材料等非晶材料在加热时会逐渐软化，使性能发生急剧变化的温度称为软化点T，非晶材料的f服役温度应低于软化点。1.3.1.2 热容
在没有相变和化学反应的条件下，物质温度升高（或降低）1K所吸收（或放出）的热量称为该物质的热容，通常以大写的英文字母C表示。热容与物质系统的质量成正比，单位质量物质的热容称为比热容（质量热容），通常以小写的英文字母c表示。不同材料的比热容不同，不同物态的同种材料的比热容也不同，水的比热容最大，材料的含水率越大，比热容越大。热容与温度有关，工程上通常用单位质量的材料从温度T升高到T所吸收的热量的平均值表示其比热容，12称为平均比热容。若温度变化时物质的压力不变，相应热容和比热容为定压热容C、定压比热容c，若温度变化时物质的体积不变，相应pp热容和比热容为定容热容C、定容比热容c，通常C>C，c>c。VVpVpV由于温度变化总会导致体积变化，C、c可通过实测获得，C、cppVV则通过计算获得。1.3.1.3 导热性
导热性可用热导率λ表示，在单位温度梯度下，单位时间内通过单位面积和单位厚度均质材料传导的热量为λ。导热性好的材料有利于散热，可用于制造航空发动机燃气轮机叶片等高温环境下服役的部件；导热性差的材料有利于保温或绝热，可用于制造航天飞行器挡热板、低温燃料储箱等。
金属拥有大量质量很小的自由电子，可以迅速实现热量的传递，导热性能较好。晶体缺陷和振动质点是影响热传导的主要因素，产生2缺陷热阻和声子热阻。纯金属的热阻主要为声子热阻，按照T的规律上升，其热导率随温度升高而下降；合金的热阻主要为缺陷热阻，按-1照T规律下降，其热导率随温度升高而增大。由于异类原子的作用，合金的热导率明显低于纯金属，对于固溶体来说，溶质的结构及质量与溶剂相差越大，固溶后结合力改变越大，晶格畸变产生的散射作用越大，对热导率的影响越大。金属热导率λ与电导率σ间遵从Wiedeman-Franz定律，许多金属在室温的λ/σ比值几乎相同，与温度T成正比，引入Lorenz常数L，如式（1-1）所示。 （1-1）
式中，k为玻尔兹曼常数；e为电子电量。当T为0℃以上较高温B度时，L近似为常数，因此可以通过测量电导率来评估金属的热导率。
主要依靠质点振动的格波实现传热的非金属材料，其热导率受结合键及邻近原子的振动、结合的基团及分子间结合力的影响。无机非金属材料主要依靠声子和光子导热，石英、金刚石等由强力共价键键合的非金属晶体材料也是良好的导热体，在较低温度下的导热性可以与金属相提并论。但是，无机非金属材料的热导率还受表观密度、含水率及孔隙率、孔隙尺寸、孔隙特征等的影响。有机材料的热导率通常低于无机材料，结晶聚合物的热导率稍高一些，呈现远程无序结构的非晶聚合物的热导率较低，沿大分子链进行热传递比在分子间进行热传递更为容易，因此，非晶聚合物的热导率随分子增大而升高，加入低分子的增塑剂会使热导率下降。1.3.1.4 热膨胀系数
材料的体积或长度随温度升高而增大的现象称为热膨胀，温度T升高1K导致体积和线尺寸的相对变化量，分别称为体膨胀系数（β）和线膨胀系数（α）。通常采用线膨胀系数α来表征热膨胀，对于各向同性材料，β≈3α；对于各向异性材料，用α、α、α分别表示3个方123向的线膨胀系数。固体材料的线膨胀系数随温度而变化，其变化规律与热容随温度的变化规律相似。在产品选材、加工、装配方面，热膨胀系数是很重要的材料性能指标。在温度变化较大环境中工作的构件，要采用线膨胀系数较小的材料；焊接两种材料，其热膨胀系数不能相差过大。一般用平均线膨胀系数表示材料的热膨胀特性，常用材料的平均线膨胀系数可以从相关手册查得。1.3.1.5 抗热震性
抗热震性是材料承受急剧温度变化（热冲击）而不致破坏的能力，又称为耐急冷急热性。一般无机材料和其他脆性材料，在环境温度急剧起伏的热冲击下产生热应力，当内应力超过材料的强度极限时，容易发生突然的开裂或断裂，称为热冲击断裂。材料抗热冲击断裂性能指标以其能够抵抗热冲击断裂的最大温差ΔT表征，ΔTmaxmax值越大，说明材料能承受的温度变化越大。对于一些多孔材料和非均质的金属陶瓷，会在热冲击循环作用下发生热疲劳，导致材料表面开裂，裂纹扩展可能受到微孔、晶界或金属相抑制，使材料不会发生瞬时的完全断裂，只是开裂、剥落并不断发展至碎裂或变质，称为热冲击损伤。
在不同工况和服役环境下，对材料的抗热震性要求也不同，火箭喷嘴要求材料能承受温差为3000～4000K的热冲击。1.3.2 力学性能
力学性能表征材料在载荷作用下抵抗变形和破坏的能力，既是材料自身固有的性质，也受载荷性质、应力状态、温度、环境介质等外在因素的影响。国际标准化组织规定，主要采用拉伸试验、硬度试验、韧性试验、疲劳试验测定材料的力学性能指标。当应变速率小于-2-110s时，可视为静载作用，在室温静载条件下的力学性质称为常规力学性能，包括弹性、塑性、刚度、强度、硬度等。冲击载荷、交变载荷、摩擦载荷等为动载，冲击韧性、断裂韧性、疲劳强度、耐磨性等为动载荷作用下的力学性能，会随加载速率变化而变化。1.3.2.1 硬度
硬度表征材料的软硬程度，是综合体现材料弹性、塑性、强度、韧性等的力学性能指标。采用不同测试方法得到不同的硬度指标，压入法得到的是布氏硬度、洛氏硬度、维氏硬度，弹性回跳法得到的是肖氏硬度，划痕法得到的是莫氏硬度，其中压入法应用最多，试验力的单位是kgf（1kgf=9.80665N）。
以一定直径的硬质合金球为压头，施加一定的试验力将其压入试样表面，保持一定时间后卸载，测量试样表面残留压痕的平均直径，试验力除以压痕面积便得到布氏硬度值。布氏硬度可用硬度值、HBW、球直径、试验力、试验力保持时间（10～15s不标注）表示，后3项间依次用斜线隔开，如300HBW10/1000/30表示用10mm直径的硬质合金球，在1000kgf 载荷作用下保持30s测得的布氏硬度值为300。布氏硬度测试一般采用直径较大的压头球，所得的压痕面积较大，试验数据稳定、重复性高，特别适合测量具有晶粒或组成相的金属材料的硬度，但是，测量操作麻烦，针对不同材料的布氏硬度试验需要更换不同直径的压头球并改变试验力，压痕直径测量也比较麻烦。此外，由于压痕直径较大，不宜对成品进行试验。
洛氏硬度测试方法与布氏硬度测试方法相似，压头可以是锥角为120°的金刚石圆锥体或一定直径（1.588mm，3.175mm）的小淬火钢球、硬质合金球，加载、保压、卸载后，测量试样的压痕深度，以一常数值减去压痕深度来表征硬度值。洛氏硬度的表示方法为：硬度值、HR、标尺字母，字母A、B、C、D、E、F、G、H、K分别对应9种洛氏硬度标尺，其中 HRA、HRB、HRC较为常用，70HRC表示用C标尺测得的洛氏硬度为70。表面洛氏硬度的表示方法为：硬度值、HR、总试验力、标尺字母，有N、T、W、X、Y等15个标尺字母，如70HR30N表示用30kgf总试验力的N标尺测得的表面洛氏硬度值为70。洛氏硬度测试操作简便、迅速，硬度值可直接读出，采用不同标尺可测定各种硬度和各种厚度的试样，广泛用于热处理质量检验，由于压痕较小，可检测成品、小件、薄件。但是，由于压痕较小，代表性较差，如果材料中有偏析及组织不均匀等缺陷，所测硬度重复性差、分散度大。此外，用不同标尺测得的硬度值彼此没有联系，不能直接进行比较。
维氏硬度测试压头是两相对面间夹角为136°的金刚石四棱锥体，通过测量出压痕对角线平均长度来计算压痕表面积，试验力除以压痕面积便得到维氏硬度值。维氏硬度可用硬度值、HV、试验力、试验力保持时间（10～15s不标注）表示，650HV30表示在30kgf载荷作用下保持10～15s测得的维氏硬度值为650。维氏硬度的试验力可任意选择，而且压痕测量精度较高，硬度值较为准确，选择较小的测试力，可用于表面硬化层和薄片材料的硬度测试。
对于测量材料极小范围内（晶粒、组成相、夹杂物）的硬度、测量陶瓷材料等脆性材料的硬度，或研究扩散层组织、偏析相、硬化层深度等，上述3种硬度测试方法就不适用了，必须采用显微硬度测试方法。通常，显微硬度测试的测试载荷小于2N，常用的有显微维氏硬度和努氏硬度。显微维氏硬度测试可测量金属箔、极薄表面层的硬度和合金中各组成相的硬度，测试原理与维氏硬度试验相同，仍可用HV表示，但是测试结果必须注明载荷大小，如350HV0.1表示用0.1kgf的载荷测得的显微维氏硬度为350。努氏硬度试验方法是维氏硬度试验方法的发展，采用金刚石长棱形压头，如图1-3所示，两长棱夹角为172.5°，两短棱夹角为130°，在试样上得到的是长、短对角线长度比为7.11的棱形压痕。努氏硬度用HK表示，以单位压痕投影面积上所承受的力来定义，由于压痕浅而细长，更适于测量极薄层（表面淬火层或化学热处理渗层）、极薄零件，丝、带等细长件，以及玻璃、玛瑙等硬而脆的材料，其测量精度高，对表面状况的敏感程度也高。图1-3 努氏硬度压头与压痕示意图1.3.2.2 常规力学性能
材料在外力作用下发生形变，外力去除后能恢复原来大小和形状的性质称为弹性。弹性模量E、剪切模量G、泊松比μ是表征材料弹性的3个常数，E=2（1+μ）G，对于各向同性材料，根据其中两个常数可算出另一个常数。材料产生单位弹性变形所需载荷的大小称为刚度，为承载截面积与材料弹性模量之积，对于截面积一定的构件，其刚度取决于材料的弹性模量。材料在载荷作用下产生塑性变形而不破坏的能力称为塑性，以断后伸长率（延伸率）A和断面收缩率Z表示。对于单一拉伸条件下工作的长形构件，一般用A表征其塑性，通常认为A>5%的材料为塑性材料；对于非长形构件，如果拉伸时形成缩颈，则采用Z表征其塑性，Z值对冶金因素和组织变化更为敏感。材料在载荷作用下抵抗变形和断裂的能力称为强度，通常指在拉伸、压缩、剪切、弯曲等静载荷作用下的强度，相应有抗拉强度、抗压强度、抗剪强度、抗弯强度。此外，表征材料强度的指标还有断裂强度、剥离强度、冲击强度、疲劳强度等。
通过静载拉伸试验可以获得弹性极限、弹性模量、屈服强度、抗拉强度、塑性等常规力学性能指标。一般按标准将材料加工成圆棒状或片状拉伸试样进行常规拉伸试验，试验机缓慢对试样施加均匀的轴向拉力，并自动记录载荷-伸长（拉伸）曲线，拉伸曲线的纵坐标和横坐标分别除以试样的原始截面积S、原始标距长度L，得到工程应00力-应变曲线。由于小试样包含的冶金缺陷较少，用小试样测得的强度和塑性往往高于大尺寸构件的性能指标，为了使不同尺寸试样得到相同的断后伸长率（A），要求应用比例试样，圆柱形试样的尺寸为L=5d或L=10d，分别称为短比例试样和长比例试样，相应断后伸0000长率分别为A和A。大多数韧性金属材料的集中塑性变形量大于均510匀塑性变形量，比例试样的尺寸越短，其断后伸长率越大，即A>A。510
图1-4为典型的工程应力-应变曲线，其形状与拉伸曲线相似，纵坐标为工程应力R，由拉伸载荷F除以原始截面积S得到，横坐标为0工程应变ε，表示相对伸长量，由试样的绝对伸长ΔL除以试样标距长度L得到。工程应力-应变曲线一般包括弹性变形、屈服变形、均匀0塑性变形、不均匀塑性变形、断裂5个阶段，op段对应弹性变形阶段，应力应变关系为线性关系，比例常数为弹性模量E，试样单位面积所能承受的最大应力为弹性极限；pe对应滞弹性变形阶段，应力应变关系非线性，具有滞后性；eh对应微塑性变形阶段；hls对应屈服阶段，塑性变形急剧增加；sb对应应变硬化阶段，发生均匀连续的塑性变形；bk对应缩颈阶段，发生集中变形，k点断裂。图1-4 静载拉伸的工程应力-应变曲线
我国制定的金属室温拉伸试验标准（GB/T 228.1—2010）的主要技术内容与国际标准（ISO 6892-1：2009）完全相同，定义了12种可测拉伸性能，如表1-1所示。表1-1 可测拉伸性能指标
实际上，在拉伸过程中，试样截面积是逐渐变小的，真实应力和真实应变的计算应该采用瞬时截面积和瞬时长度，图1-5为真应力-真应变曲线，OA段为弹性变形部分，AB段是均匀变形部分，其斜率D为材料的形变强化模数，随变形增加而减小，自B点开始产生缩颈，BC段为局部变形阶段，其斜率D为常数，表示形变强化趋势稳定，曲线最后一段上翘是因为缩颈发展到一定程度后，三向应力不利于变形而导致的。均匀变形阶段，在双对数坐标下的真应力-真应变曲线是n一条直线，在直角坐标中可以用S=ke表示，其中n称为应变硬化指数，k为强度系数，表征在均匀变形阶段材料的形变强化能力。图1-5 材料的真应力-真应变曲线
对于淬火钢、硬质合金、陶瓷等硬脆材料，可采用弯曲试验测定其断裂强度，用最大弯曲挠度表征其塑性。弯曲试样有圆柱和方形两种形状，包括三点弯曲和四点弯曲两种加载方式，载荷（或弯矩）与试样最大挠度的关系曲线称为弯曲图，由弯曲图可以确定材料在弯曲载荷下的力学性能，得到抗弯强度、弯曲弹性模量、最大弯曲挠度。弯曲试验还可用来比较和检验表面处理的质量及材料表面的性能。1.3.2.3 韧性
韧性是材料断裂前吸收塑性变形功和断裂功的能力，通常以裂纹萌生及扩展的能量消耗或裂纹扩展抗力来表征材料的韧性。静力韧度U是反映材料强度和塑性的综合指标，其大小取决于静载拉伸的真T应力-真应变曲线所包围的面积，对于韧性材料，可以根据U=RA或TmU=（R+R）A/2计算获得近似的静力韧度。Tp0.2m（1）冲击韧性
冲击韧性是材料抵抗冲击破坏的能力，反映材料在冲击载荷作用下吸收塑性变形功和断裂功的能力。火箭发射、飞机起飞和降落时会受到冲击载荷作用，为了评定材料承受冲击载荷的能力，主要进行缺口试样一次冲击弯曲试验和小能量多次冲击试验。一次冲击弯曲试验通常采用摆锤式冲击试验机，摆锤刀刃半径有2mm和8mm两种，将待测材料加工成标准试样，如图1-6所示，放在试验机的机架上，试样缺口背向摆锤冲击方向，将具有一定重量W的摆锤举至一定高度H，使其具有势能WH，然后摆锤落下冲击试样，试样断裂后摆锤11上摆到H高度，在忽略摩擦和阻尼等条件下，摆锤冲断试样所做的2功即为冲击吸收功，用A表示，A=W（H-H）。KK12图1-6 一次冲击弯曲试验示意图《金属材料夏比摆锤冲击试验方法》（GB/T 229—2007）规定，采用夏比U形或V形两种缺口试样，如图1-7所示，测得的冲击功分别为A、A。冲击试样主要有全尺寸（10mm×10mm×55mm）和半KUKV尺寸（5mm×10mm×55mm）两种规格，测量脆性材料的冲击功可以采用无缺口的全尺寸试样。图1-7 标准夏比冲击试样尺寸示意图
冲击功取决于材料本身及其状态，同时与试样的形状、尺寸有关。同种材料的试样，缺口越深、越尖锐，缺口处的应力集中程度越大，越容易产生变形和断裂，冲击功越小，材料表现出的脆性越大。因此，对不同类型材料和尺寸的试样，其冲击韧性或冲击功不能直接比较，同一种材料在相同试验条件下，A明显大于A。KUKV
冲击功A与冲断截面积之比为冲击韧度α，冲击韧度值越大，KK材料的冲击韧性越好。但是，上述冲击韧度α是大能量一次冲击条K件下测得的冲击抗力指标，而绝大多数构件承受的是小能量多次冲击，通常要采用多次冲击试验评价材料的冲击抗力。图1-8为多次冲击试验示意图，将具有双冲点的冲头以一定的冲击能量、冲击频率和冲击速度打击旋转的试样，在每一个冲击能量A下可得到一个冲断周次N，从而得到试样断裂后冲击功和冲断周次的关系曲线，一般用冲击能量A下的冲断周次N，或用要求的冲击工作寿命N对应的冲断能量A来表示材料的多冲抗力。多冲抗力是取决于材料强度和塑性的综合力学性能指标，随着条件的变化，其强度和塑性的作用及要求不同，冲击能量高时，材料的多冲抗力主要取决于塑性；冲击能量低时，材料的多冲抗力主要取决于强度。航空航天零部件要求的冲击周次N在数万甚至数百万以上，属于小能量多次冲击，其多冲抗力主要取决于强度，在选材时应尽量发挥材料的强度，而不应过高追求塑性和冲击值α。在中、低强度范围，α对多冲抗力影响不大，在高强度范围KK内，提高α值可明显提高多冲抗力，这对选用高强度材料具有重要K的指导意义。图1-8 多次冲击试验及多次冲击曲线
材料的冲击韧度还与试验温度有关，如果材料的A值或α值在KK某个温度点附近急剧下降，如图1-9所示，则这个温度为材料的韧脆转变温度。可用系列温度冲击试验法测量材料的韧脆转变温度， 图1-10为一种高强钢的系列温度冲击曲线，其中横坐标为试验温度，纵坐标表示冲击吸收功和脆性断面率。GB/T 229—2007规定了4种测定韧脆转变温度的方法，常用的有两种，其中一种方法规定脆性断口面积率为50%所对应的温度FATT为韧脆转变温度，另一种方法以冲50击吸收功达到上下平台区间的50%来判定韧脆转变温度ETT。结合50上述两种判定方法确定韧脆转变温度，FATT为-38℃，ETT5050为-36.5℃，两种判定方法确定的韧脆转变温度相近。图1-9 温度对冲击韧性的影响图1-10 一种高强度钢的系列温度冲击曲线
应变速率对材料的塑性变形、断裂及有关的力学性能有显著的影-2-1响，当应变速率大于10s时，应变速率增大导致的力学性能变化不可忽视，提高应变速率将导致材料的脆化倾向增大。（2）断裂韧性
根据外加应力与裂纹扩展面的位向关系，裂纹扩展分为张开型（Ⅰ）、滑开型（Ⅱ）、撕开型（Ⅲ）3种基本型式，如图1-11所示，实际裂纹扩展可能是3种型式的组合。当拉应力垂直作用于裂纹扩展面时，如图1-11（a）所示，发生张开型扩展；当切应力平行作用于裂纹扩展面且与裂纹线垂直时，如图1-11（b）所示；发生滑开型扩展；当切应力平行作用于裂纹面且与裂纹线平行时，如图1-11（c）所示，发生撕开型扩展。图1-11 裂纹扩展的基本型式
如果存在半长度为a的裂纹，裂纹尖端的应力场是裂纹扩展的动力，Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ型裂纹尖端应力场可分别用力学参量K、K、KⅠⅡⅢ表征，相应称为Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ型裂纹的应力场强度因子，可用式（1-2）～式（1-4）计算。 （1-2） （1-3） （1-4）
式中，σ为拉应力；τ为切应力；a为裂纹半长度，mm； Y为裂纹形状系数（无量纲系数），与裂纹几何形状及加载方式有关，一般Y=1～2。
Ⅰ型裂纹扩展容易导致脆性断裂，因此多以Ⅰ型裂纹扩展为研究对象。在动态加载中，当应力场σ逐渐加大时，应力场强度因子K和Ⅰ裂纹尖端各应力分量随之增大，裂纹a逐渐扩展，当K增大到临界值ⅠK或K 时，裂纹失稳扩展而导致材料断裂。K为平面应力断裂韧cⅠcc度，表征平面应力条件下材料抵抗裂纹失稳扩展的能力，当试样厚度增加，裂纹尖端达到平面应变状态时，断裂韧度趋于稳定的最低值K。K为平面应变断裂韧度，是与试样尺寸无关的材料常数，表征ⅠcⅠc平面应变条件下材料抵抗裂纹失稳扩展的能力，可用式（1-5）计算，式中a为临界裂纹尺寸，σ为临界状态对应的平均应力，称为断裂应cc力或裂纹体断裂强度。 （1-5）
K和σ对应，都是力学参量，与载荷及试样尺寸有关，而与材料Ⅰ无关；K和σ对应，都是力学性能指标，只与材料成分及组织结构Ⅰcc有关，而与载荷和试样尺寸无关。
断裂韧性是材料抵抗裂纹扩展和断裂的能力，反映材料对微裂纹等缺陷的敏感性，通常用材料在平面应变和小范围屈服条件下的应力强度因子K的临界值K来表征，称为断裂韧度。《金属材料 准静ⅠⅠc态断裂韧度的统一试验方法》（GB/T 21143—2014）规定了测量KⅠc的4种试样，分别为标准三点弯曲试样、紧凑拉伸试样、C形拉伸试样、圆形紧凑拉伸试样。图1-12为两种最常用的断裂韧度试样示意图。图1-12 两种最常用的断裂韧度试样
三点弯曲试样较为简单，使用较多，在确定试样尺寸时，应预估材料的屈服强度和K值，国标规定了试样厚度B、裂纹长度a及韧带Ⅰc宽度（W-a）尺寸。预制裂纹可在高频疲劳试验机上进行，疲劳裂纹长度应不小于0.025W，a/W控制在0.45～0.55范围内，K≤0.7KmaxⅠ。对于中低强度高韧性材料，可用弹塑性断裂力学的临界J积分c（J）、裂纹顶端张开位移COD的临界值δ等指标来表征断裂韧性，ccδ是裂纹顶端塑性应变程度的度量，δ越高，断裂韧性越好。cc
航空航天构件中不可避免地存在裂纹或类似的缺陷，根据含有预制裂纹的试样测出的断裂韧性比较符合实际情况。断裂韧性的表达式和断裂强度相关，既是强度指标也是韧性指标，如果知道了所用材料的断裂韧度K值，就可以根据公式算出含有某种尺寸裂纹a的构件Ⅰc断裂时的临界应力，从而可确定构件所能承受的最大载荷。当载荷大于构件的实际承载能力时，构件中的裂纹就有扩展和断裂的可能，当知道构件实际承受的载荷时，就可计算构件允许存在的最大裂纹尺寸。1.3.2.4 超塑性
超塑性是指材料在一定内部条件和外部条件下表现出异常高的流变性能，流变抗力和加工硬化异常小，均匀变形而不出现宏观缩颈，延伸率δ可达百分之几百，甚至百分之几千。根据实施超塑性的条件，超塑性可以分为三类：第一类超塑性为组织超塑性，又称恒温超塑性；第二类超塑性为相变超塑性，又称变态超塑性；第三类超塑性为短暂超塑性。一般超塑性多属于组织超塑性，具有超细等轴晶粒（晶粒尺寸在0.5～5μm）的材料，在一定温度和一定应变速率条件下呈现超塑性。相变超塑性不要求有超细晶粒，在一定温度和外加载荷条件下，经过多次循环相变或同素异构转变获得大的延伸率。非超塑性材料在一定条件下快速成形时，会呈现短暂的超塑性现象。
非晶态固体或玻璃一般都具备超塑性，玻璃在高温条件下通过黏滞性流变可以被拉长很多而不发生缩颈。金属及合金在正常状态没有超塑性，具有超细晶组织的金属材料在较高变形温度［T=（0.5～-40.65）T，T为熔点的热力学温度］和较低变形速率（=10～mm-2-110s）条件下会出现超塑性，表现出特别大的均匀塑性变形而不产生缩颈，延伸率可达到500%～2000%。式（1-6）为超塑性的状态方程。 （1-6）
式中，σ为应力；K为由材料决定的常数；为应变速率；m为应变速率敏感性指数，。
晶粒尺寸对流动应力σ、m值、伸长率均有很大影响微细晶组织的m值较高。材料拉伸时均匀流动应力σ对应变速率
很敏感，其关系曲线呈现S形，S形曲线的斜率为m值，如图1-13所示，可将S形曲线分为三个区域。Ⅰ区和Ⅲ区的m值均很低，Ⅰ区相当于蠕变的低应变速率区，σ值随着值增加而缓慢上升，近似于蠕变曲线；Ⅲ区相当于一般塑性加工的高应变速率区，σ值的变化近似于一般拉伸曲线。Ⅱ区为呈现超塑性的区域，m值较大且变化较大，m的取值范围通常为0.3～0.7。m值是评定材料潜在超塑性的重要参数，反映材料拉伸时的抗缩颈能力，间接反映超塑性的组织要求。图1-13 金属及合金的σ和m与应变速率的关系
具有超塑性的合金，其晶粒在热变形过程中不能长大或长大很慢，采用较高的温度以发生扩散和蠕变，采用较低的应变速率以保证晶界滑动和扩散蠕变的充分进行，航空航天用的铝合金、钛合金、高温合金等在一定变形条件下均会出现超塑性，合金的流动性和填充性好，容易成形，能极大地发挥变形材料的塑性潜力，有利于复杂零件的精确成形。1.3.3 耐久性能1.3.3.1 耐疲劳性能
在循环加载下，材料、零件和构件的某点或某些点产生局部的永久性损伤，并在一定循环次数后形成裂纹或使裂纹进一步扩展直到完全断裂的现象，称为疲劳。根据应力状态，可将疲劳分为弯曲疲劳、扭转疲劳、拉压疲劳、复合疲劳等；根据环境和接触情况，可将疲劳分为大气疲劳、腐蚀疲劳、高温疲劳、接触疲劳等；根据应力高低和破坏前所经受的循环次数，可将疲劳分为高周疲劳（HCF）和低周疲5劳（LCF）。常见疲劳多属高周疲劳，断裂前的循环次数N大于10，f疲劳寿命主要由裂纹扩展寿命组成，所承受的交变应力远低于材料的屈服强度，甚至只有屈服极限的1/3，也称低应力疲劳。低周疲劳断25裂前的循环周次为10～10，所承受的应力高于屈服极限，每次循环都发生了塑性变形，疲劳断裂是塑性变形累积的结果，也称高应力疲劳或应变（塑性）疲劳。
经过无穷多次应力循环而不发生破坏的最大应力值称为疲劳极限，又称为持久极限，是材料承受疲劳的能力，一般采用标准试样（光滑小尺寸试样）进行疲劳试验获得。利用超声波振动疲劳试验机77可以测试循环次数大于10的超高周疲劳，一般钛合金为10，铝合金8和高强度钢均为10。图1-14为通过疲劳试验获得的疲劳应力与疲劳寿命（S-N）曲线，主要用于确定疲劳极限和估计疲劳寿命，其中纵坐标S为循环应力的最大应力或应力幅，横坐标N为疲劳破坏前的循环周次。对于具有应变时效硬化的金属材料，当循环应力水平降低到一临界值时，低应力段趋于水平，表明试样可以经历无限次应力循环而不发生疲劳破坏，对应的应力σ称为疲劳极限；对于不存在应变-1时效硬化的材料，S-N曲线没有水平部分，疲劳破坏前循环次数随着应力降低持续增加，即使循环应力值降到很低，经一定次数循环后材7料也会断裂，不存在真正意义上的疲劳极限。因此，规定循环10周次不发生断裂的最大应力为条件疲劳极限或疲劳强度σ，通常，σ-1-1低于R，大多数金属的σ=（0.4～0.5）R。p0.2-1m图1-14 疲劳应力与疲劳寿命（S-N）曲线
低周疲劳一般通过拉-压疲劳试验获得的ε-N曲线来描述，对于存在较大塑性变形的低周疲劳，采用以塑性应变幅为参量的疲劳寿命描述方法，这种基于循环应变的表征方法被广泛用于估计疲劳寿命。
材料的疲劳极限既是材料固有的性质，也受循环特征、变形形式、环境等的影响。同一材料在不同应力状态测得的疲劳极限不同，常用的疲劳载荷有对称弯曲、对称扭转、对称拉压等，相应的疲劳极限分别标记为σ、τ、σ，手册上给出的通常是对称弯曲疲劳σ。-1-1-1P-1
采用带预置裂纹的标准试样，如紧凑拉伸（CT）试样、中间裂纹拉伸（CCT）试样、三点弯曲（SEB）试样，在给定载荷条件下进行恒幅疲劳试验可以获得a-N曲线，如图1-15（a）所示，其中横坐标为疲劳载荷循环次数N，纵坐标为对应循环次数的裂纹长度a，a-N曲线前端接近水平的部分为裂纹萌生阶段，循环次数的多少可以大致反映材料抗疲劳载荷的能力。通常用裂纹长度a随着循环周次N的变化率da/dN表征疲劳裂纹扩展的快慢，称为疲劳裂纹扩展速率，将（da/dN）、（ΔK）画在双对数坐标系中，得到1-15（b）所示的da/dN-ΔKii曲线，表征疲劳裂纹扩展速率与应力强度因子幅值ΔK的关系。图1-15 实测的a-N曲线（a）和da/dN-ΔK曲线（b）
金属材料的da/dN-ΔK曲线可分为3个区域（Ⅰ区、Ⅱ区、Ⅲ区），如图1-16所示。图1-16 典型da/dN-ΔK曲线
Ⅰ区是低速率区，随着应力强度因子幅值ΔK的降低，裂纹扩展速率迅速下降，当ΔK趋近ΔK时，裂纹扩展速率趋近于零。ΔK为thth疲劳裂纹扩展的门槛应力强度因子幅值，称为疲劳门槛值，是表征材料疲劳裂纹扩展性能的重要参数，当ΔK<ΔK时，疲劳裂纹不发生扩th展。与疲劳极限σ相似，ΔK受材料成分和组织、载荷条件、环境-1th因素的影响，但是，σ为光滑试样的无限寿命疲劳性能，用于传统-1的疲劳强度设计和校核，ΔK为裂纹试样的无限寿命疲劳性能，适用th于裂纹件的强度设计和校核。测定材料的ΔK时，很难做到da/dN=0，th-7一般规定平面应变条件下da/dN≤10mm/周次所对应的ΔK为ΔK，称th为条件（工程）疲劳门槛值，工程金属材料的ΔK为（5%～10%）Kth 。Ⅰc
Ⅱ区为中速率区，da/dN与ΔK呈线性关系，可用Paris公式表达，如式（1-7）所示。 （1-7）
式中，C是与加载条件及试验相关的常数；m为材料常数；ΔK为应力强度因子幅度。根据lg（da/dN）-lg（ΔK）曲线的截距和斜率可求得C、m，绝大多数金属材料的m参数在2～4，铝合金的da/dN分散度较大，m=2～7。
对疲劳寿命估算最有用的是区域Ⅱ的da/dN-ΔK关系和区域Ⅰ的门槛值ΔK、疲劳断裂韧度K。根据疲劳断裂韧度K、疲劳门槛thⅠcⅠc值ΔK、疲劳裂纹扩展速率da/dN可定量估算构件材料的剩余寿命，th预防疲劳断裂。1.3.3.2 抗蠕变性能
在一定温度和载荷长期作用下，随着时间推移，工件变形不断增加的现象称为蠕变。对于航空发动机涡轮盘、叶片等在高温和载荷长时间作用下的构件，要求材料具有一定的蠕变极限和高温持久强度。图1-17为通过静态蠕变试验（温度和载荷恒定）获得的典型蠕变曲线，ε为加载瞬间产生的普通变形（并非蠕变），如果应力超过该温0度下的屈服强度，ε包括弹性变形和塑性变形两部分，否则，仅为弹0性变形。蠕变曲线可以分为3个阶段，Ⅰ为减速蠕变（过渡蠕变）阶段，变形随着加载时间延长而持续发生，但蠕变速率随时间延长而降低，到B点，蠕变速率达到最小值；Ⅱ为恒定蠕变（稳态蠕变）阶段，对应的BC段为线性段，蠕变速率保持恒定，且为最小蠕变速率，称为稳态蠕变速率；Ⅲ为加速蠕变阶段，蠕变速率随着时间延长逐渐增加，最后产生蠕变断裂，D点对应的t、ε分别为蠕变断裂时间和总蠕rr变量。陶瓷的典型蠕变曲线与金属类似，也可分为3个阶段，曲线的形状除受应力、温度、环境条件影响外，还受晶粒尺寸、气孔率等自身条件的影响。图1-17 典型蠕变曲线
温度和应力对蠕变过程影响较大，图1-18为不同温度和应力条件下的蠕变曲线。在低温（<0.3T）或低应力条件下，蠕变第Ⅱ阶段m持续时间较长，蠕变速率接近于零，甚至可能不出现第Ⅲ阶段；相反，在高温（>0.8T）或高应力条件下，蠕变第Ⅱ阶段很短，甚至完全m消失，很快出现断裂。
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