戚釗1,2, 王斌2, 張鵬,2, 劉睿2, 張振軍2, 張哲峰,2

TC4作為最早成功開發(fā)的鈦合金，憑借其較高的比強(qiáng)度、優(yōu)異的耐蝕性能等特點(diǎn)，在航空航天、生物醫(yī)療等領(lǐng)域有著廣泛的應(yīng)用[1,2]。面對愈發(fā)嚴(yán)格復(fù)雜的技術(shù)要求，采用增材制造方法可以實(shí)現(xiàn)高難度構(gòu)件的快速制備，彌補(bǔ)傳統(tǒng)加工過程中的不足，降低加工成本[3]。在增材制造技術(shù)中，利用激光熔化粉末實(shí)現(xiàn)材料逐層凝固堆積的選區(qū)激光熔化(SLM)一直備受關(guān)注[4]。

對于SLM TC4合金，在諸多方面都已經(jīng)開展相關(guān)研究，如打印過程中工藝參數(shù)的影響[5~7]、組織與力學(xué)性能的調(diào)控[8~10]等。但是在SLM過程中難免產(chǎn)生孔隙、未熔合等缺陷[11]，其一方面會制約疲勞性能[12,13]，另一方面也使得作為航空關(guān)鍵構(gòu)件重要材料的TC4合金，在應(yīng)用中更加依賴損傷容限設(shè)計(jì)方法。疲勞裂紋擴(kuò)展速率是指導(dǎo)損傷容限設(shè)計(jì)的重要指標(biāo)，過去對于SLM TC4合金疲勞裂紋擴(kuò)展速率的研究，主要集中在打印方向、熱處理等方面。

Cain等[14]和Rans等[15]分別對不同的打印方向進(jìn)行了研究，認(rèn)為殘余應(yīng)力分布是導(dǎo)致SLM TC4合金中疲勞裂紋擴(kuò)展速率各向異性的原因。熱處理能夠消除殘余應(yīng)力，從而消除打印方向?qū)α鸭y擴(kuò)展速率的影響[16]。此外，熱處理雖無法消除SLM過程中的冶金缺陷，但可以大幅提高斷裂韌性，降低疲勞裂紋擴(kuò)展速率[17]；同時(shí)能夠調(diào)整成形后TC4合金的組織類型，使裂紋擴(kuò)展呈現(xiàn)出曲折的路徑[18,19]。這些研究內(nèi)容及數(shù)據(jù)可以更好地改善或促進(jìn)增材制造構(gòu)件的應(yīng)用，但采用的應(yīng)力比(R)固定，且少有對內(nèi)部微觀缺陷影響的討論。

因此，本工作通過改變打印參數(shù)，制備了2種具有不同缺陷尺寸的SLM TC4合金，以定性探討缺陷對于穩(wěn)態(tài)階段疲勞裂紋擴(kuò)展的影響。同時(shí)，針對構(gòu)件在實(shí)際服役過程中的載荷復(fù)雜多變，對SLM TC4合金進(jìn)行了不同應(yīng)力比(R = 0.1、0.3、0.5)的穩(wěn)態(tài)階段疲勞裂紋擴(kuò)展速率研究，進(jìn)行相關(guān)數(shù)據(jù)積累，以期為SLM TC4合金在航空航天等領(lǐng)域關(guān)鍵部位的廣泛使用奠定基礎(chǔ)。

1 實(shí)驗(yàn)方法

實(shí)驗(yàn)所用TC4粉末粒徑為15~45 μm，其化學(xué)成分(質(zhì)量分?jǐn)?shù)，%)為：Al 6.22，V 4.21，F(xiàn)e 0.032，C 0.01，N 0.0038，H 0.0095，O 0.10，Ti 余量，元素含量在標(biāo)準(zhǔn)范圍內(nèi)。利用BLT-S320型SLM設(shè)備打印TC4合金，使用不同的激光功率(P)和掃描速率(v)制備2種樣品：P = 300 W，v = 1200 mm/s，記為SD；P = 250 W，v = 1400 mm/s，記為LD。樣品打印完成后進(jìn)行去應(yīng)力退火。

利用電火花線切割(EDM)切取金相樣品，依次使用400~2000號水磨砂紙研磨，隨后使用粒度50 nm的SiO2懸濁液機(jī)械拋光至鏡面，對未經(jīng)腐蝕的金相樣品采用GX71型光學(xué)顯微鏡(OM)觀察缺陷分布。利用EDM切取標(biāo)距長度25 mm，截面尺寸5 mm × 3 mm的矩形拉伸試樣，試樣長度方向垂直于打印方向，以1 × 10-3 s-1的應(yīng)變速率在Instron 5982型試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行室溫拉伸實(shí)驗(yàn)。

利用EDM在樣品上加工缺口，制備疲勞裂紋擴(kuò)展速率實(shí)驗(yàn)所需的標(biāo)準(zhǔn)緊湊拉伸(CT)試樣，切取方向和尺寸示意如圖1所示。試樣切割完成后進(jìn)行機(jī)械拋光，以消除表面粗糙度可能對實(shí)驗(yàn)結(jié)果造成的影響。依據(jù)GB/T 6398—2017《金屬材料疲勞試驗(yàn)疲勞裂紋擴(kuò)展方法》，于室溫、大氣條件下，在Instron 8801疲勞試驗(yàn)機(jī)上預(yù)制疲勞裂紋，以消除缺口形狀的影響。預(yù)制過程使用頻率為20 Hz的正弦波，R = 0.1，初始載荷Pmax = 5 kN，隨裂紋擴(kuò)展逐級降載至Pmax = 3.2 kN，預(yù)制裂紋的目標(biāo)長度為3 mm。

圖1

圖1   標(biāo)準(zhǔn)緊湊拉伸(CT)試樣尺寸示意圖

Fig.1   Schematic of the geometry of the standard compact tension (CT) specimen (unit: mm)

完成裂紋預(yù)制后，采用恒載增K試驗(yàn)程序，保持加載頻率10 Hz，分別進(jìn)行LD (R = 0.1)和SD (R = 0.1、0.3和0.5)樣品的疲勞裂紋擴(kuò)展實(shí)驗(yàn)，每組重復(fù)3個(gè)試樣。通過夾式引伸計(jì)監(jiān)測記錄實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，并利用柔度法和七點(diǎn)遞增多項(xiàng)式擬合計(jì)算應(yīng)力強(qiáng)度因子范圍(ΔK)與疲勞裂紋擴(kuò)展速率(da / dN，其中，a為裂紋長度，N為應(yīng)力循環(huán)周次)。疲勞裂紋擴(kuò)展速率實(shí)驗(yàn)結(jié)束后，在JSM-6510掃描電子顯微鏡(SEM)上觀察試樣斷口形貌。

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與討論

2.1 缺陷分布及拉伸性能

圖2給出了2種樣品在低倍OM下的缺陷分布。SD樣品中缺陷在視野中幾乎不可見，數(shù)量少且尺寸極小(圖2a)。由于激光功率的降低和掃描速率的提升減少了能量輸入，LD樣品中可見許多較大尺寸氣孔及未熔合缺陷，其分布隨機(jī)無規(guī)律，平均直徑約為18 μm (圖2b)。通過電子計(jì)算機(jī)斷層掃描，得到SD樣品的致密度達(dá)99.7%，LD樣品的致密度為98.8%。SD和LD樣品的拉伸性能見表1，2者的拉伸性能相近。

圖2

圖2   2種選區(qū)激光熔化(SLM) TC4合金的OM像

Fig.2   OM images of selective laser melting (SLM) TC4 alloy

(a) SD specimen (laser power is 300 W, scanning speed is 1200 mm/s)

(b) LD specimen (laser power is 250 W, scanning speed is 1400 mm/s)

表1   SLM TC4合金的拉伸性能

Table 1  Mechanical properties of SLM TC4 alloy

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2.2 疲勞裂紋擴(kuò)展速率

由于裂紋擴(kuò)展第III階段壽命極短，為了更直觀地反映疲勞裂紋在穩(wěn)態(tài)擴(kuò)展階段的規(guī)律，剔除了擴(kuò)展速率急劇升高的瞬斷區(qū)數(shù)據(jù)。在雙對數(shù)坐標(biāo)系中繪制了SD和LD 2種試樣在R = 0.1時(shí)的da / dN-ΔK關(guān)系，如圖3所示。可見，在相同的R下，SD和LD試樣的ΔK大致相當(dāng)。LD和 SD試樣的數(shù)據(jù)近似平行，且LD數(shù)據(jù)位于SD數(shù)據(jù)的上方，即在相同ΔK下含較大尺寸缺陷試樣的da / dN更高。經(jīng)統(tǒng)計(jì)，LD和SD試樣的平均失效壽命(Nf)分別為297140和362780 cyc，相比含小缺陷的試樣，含較大缺陷試樣的平均失效壽命降低了18.1%。

圖3

圖3   SD (激光功率300 W、掃描速率1200 mm/s)和LD (激光功率250 W、掃描速率1400 mm/s)試樣在應(yīng)力比R = 0.1時(shí)的疲勞裂紋擴(kuò)展速率(da / dN)-應(yīng)力強(qiáng)度因子范圍(ΔK)關(guān)系

Fig.3   Relationships between da / dN and ΔK of LD and SD specimens at R = 0.1 (R—stress ratio; a—crack length; N—number of cycle; da / dN—fatigue crack growth rate; ΔK—stress intensity factor range; 1, 2, 3—specimen numbers)

同時(shí)在雙對數(shù)坐標(biāo)系中繪制了SD試樣不同R時(shí)的da / dN-ΔK關(guān)系如圖4所示。可見，各組試樣數(shù)據(jù)整體重復(fù)性較好，在雙對數(shù)坐標(biāo)下SLM TC4合金在穩(wěn)態(tài)擴(kuò)展階段的da / dN和ΔK整體表現(xiàn)出良好的線性關(guān)系。圖4中，R與ΔK的范圍關(guān)系密切，R從0.1增加到0.3和0.5時(shí)，ΔK范圍分別由8.5~26.9 MPa·m1/2減小至7.9~22.6 MPa·m1/2和7.7~17.3 MPa·m1/2。簡言之，隨著R的增大，對應(yīng)的ΔK范圍相應(yīng)減小。這是因?yàn)樵谙嗤摩?i style=";padding: 0px;box-sizing: border-box">K下，較大的R對應(yīng)著更大的最大應(yīng)力強(qiáng)度因子(Kmax)，因此材料會更早進(jìn)入快速擴(kuò)展階段，從而發(fā)生斷裂。即高R會降低穩(wěn)態(tài)擴(kuò)展時(shí)所需的ΔK，使失穩(wěn)斷裂提前發(fā)生。

圖4

圖4   SD試樣在不同R下的da / dN-ΔK關(guān)系

Fig.4   Relationships between da / dN and ΔK of SD specimens at different R

此外，可以看出da / dN受R的影響也較大。在ΔK相同時(shí)，da / dN隨著R增大而增大，R = 0.5對應(yīng)的da /dN依次大于R = 0.3和0.1，尤其是在ΔK較大的區(qū)域。通常認(rèn)為[20]R對da / dN的影響主要源于閉合效應(yīng)：R較低時(shí)，裂紋面因壓應(yīng)力引起的閉合時(shí)間長，閉合效應(yīng)明顯；隨著R增大，裂紋的張開位移變大，閉合效應(yīng)減弱或消失，裂紋擴(kuò)展速率加快。顯然上述規(guī)律實(shí)際上是由外因?qū)е碌谋厝唤Y(jié)果，不受成形工藝或材料組織類型的影響。同時(shí)，選取相同ΔK范圍(10~16 MPa·m1/2)，經(jīng)統(tǒng)計(jì)，SD試樣R = 0.1、0.3和0.5下的平均擴(kuò)展周次分別為170160、163000和134000 cyc。相較于R = 0.1，R = 0.3和0.5時(shí)的擴(kuò)展壽命分別降低了4.2%和21.3%，符合da / dN隨R的增加逐漸增加的規(guī)律[21]。

2.3 穩(wěn)態(tài)擴(kuò)展階段的Paris公式

盡管Paris公式只是da / dN和ΔK之間關(guān)系的經(jīng)驗(yàn)公式，但形式簡單且適用性強(qiáng)，在工程應(yīng)用領(lǐng)域被廣泛用來描述裂紋的穩(wěn)態(tài)擴(kuò)展行為，其形式為[22]：

式中，C和m是與材料相關(guān)的常數(shù)。分別對4組實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行并置擬合，求得 式(1)中的系數(shù)C和m，從而獲得SLM TC4合金在疲勞裂紋穩(wěn)態(tài)擴(kuò)展階段的Paris公式如下：

對比 式(2)和(3)可以發(fā)現(xiàn)，Paris公式中m基本一致，不隨缺陷尺寸而變化，LD試樣因缺陷尺寸大，C的值大于SD試樣。對比式(3)~(5)不難看出，C和m與R存在一定的相關(guān)性，m隨著R的增大而增大，但C呈現(xiàn)出減小趨勢。這種R導(dǎo)致的變化規(guī)律，與傳統(tǒng)加工得到的損傷容限型TC4合金變化規(guī)律[23]相同。

將所得Paris公式擬合結(jié)果繪制在圖5的雙對數(shù)坐標(biāo)系中，可見，擬合規(guī)律與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)規(guī)律完全相符。由圖5a可知，缺陷尺寸增大，擬合直線向上平移，直線保持平行；由圖5b可知，R增大，擬合直線斜率增大，截距減小，各擬合直線在低ΔK處近似相交于一點(diǎn)。

圖5

圖5   疲勞裂紋擴(kuò)展速率的擬合結(jié)果

Fig.5   Fitting results of fatigue crack growth rate at different defect sizes (a) and stress ratios (b)

在上述缺陷尺寸與R對SLM TC4合金da / dN的影響中，大缺陷尺寸的不利影響較為直觀。但SLM工藝一直致力于優(yōu)化缺陷，以提高構(gòu)件的質(zhì)量和性能，且期望在材料使用過程中所含的缺陷越小越好，因而重點(diǎn)關(guān)注R對含小缺陷的試樣的影響。對每個(gè)SD試樣進(jìn)行穩(wěn)態(tài)擴(kuò)展階段的Paris公式擬合，分別計(jì)算m和C (以常用對數(shù)lgC表示)，并作圖6，可見2者之間保持很好的線性關(guān)系。

圖6

圖6   不同R下Paris公式中材料常數(shù)C和m的關(guān)系

Fig.6   Relationship between material constants C and m in different R

線性關(guān)系的表達(dá)式選取m = algC + b的形式，此處a = -1.033、b = -4.944，擬合系數(shù)r2 = 0.9833。從圖6可以看到，R的增大使數(shù)據(jù)點(diǎn)沿著擬合直線發(fā)生了移動，并未發(fā)生偏離，因此m和lgC的線性關(guān)系與R無關(guān)。實(shí)際上在其他材料，如合金鋼、銅合金、鋁合金，乃至傳統(tǒng)加工鈦合金中都存在相似的關(guān)系[24]。但R如何具體影響Paris公式中的m和C，以及影響m = algC + b線性關(guān)系的具體因素，仍需要進(jìn)一步研究探討。

2.4 疲勞斷口形貌

圖7為SD和LD試樣在R = 0.1和ΔK = 16 MPa·m1/2處疲勞斷口的SEM像。圖中并未觀察到明顯的缺陷痕跡，且2者的斷口形貌無明顯差異，均呈現(xiàn)出準(zhǔn)解理特征。

圖7

圖7   SD和LD試樣在R = 0.1和ΔK = 16 MPa·m1/2條件下疲勞斷口的SEM像

Fig.7   SEM images of fractographies of SD (a) and LD (b) specimens at R = 0.1 and ΔK = 16 MPa·m1/2

圖8為不同R時(shí)SD試樣疲勞斷口的SEM像(ΔK分別為10和15 MPa·m1/2)。由圖可見，在較低的ΔK時(shí)不同R試樣的斷口形貌極為相似，有著許多小解理平面與撕裂棱，呈現(xiàn)出準(zhǔn)解理斷裂的方式，還存在有大量垂直于擴(kuò)展面分布的二次裂紋，且二次裂紋有著一定的深度(圖8a、c和e)。隨著裂紋擴(kuò)展到高ΔK區(qū)，不同R的斷口形貌之間產(chǎn)生了差異(圖8b、d和f)。在R = 0.1時(shí)的斷口仍保持著與低ΔK區(qū)相似的特征，但在更大應(yīng)力比(0.3和0.5)下裂紋擴(kuò)展的延性特征開始增多，撕裂棱的棱角逐漸圓滑，類似韌窩的結(jié)構(gòu)明顯增加，裂紋擴(kuò)展過程發(fā)生了由準(zhǔn)解理斷裂向延性斷裂的轉(zhuǎn)變。同時(shí)二次裂紋的數(shù)量減少，至R = 0.5時(shí)二次裂紋不可見。

圖8

圖8   SD試樣在R = 0.1、0.3和0.5時(shí)，ΔK = 10和15 MPa·m1/2處疲勞斷口的SEM像

Fig.8   SEM images of fractographies of SD specimens at ΔK = 10 MPa·m1/2 (a, c, e) and 15 MPa·m1/2 (b, d, f) with R = 0.1 (a, b), 0.3 (c, d), and 0.5 (e, f)

2.5 疲勞裂紋擴(kuò)展機(jī)制

疲勞裂紋萌生后會沿著有最大切應(yīng)力的滑移面方向擴(kuò)展，當(dāng)擴(kuò)展至某一深度或遇到晶界后，滑移受到阻塞，裂紋開始沿著垂直于拉應(yīng)力的方向擴(kuò)展，即進(jìn)入疲勞擴(kuò)展第II階段[25]。關(guān)于裂紋擴(kuò)展機(jī)制主要存在滑移分離和累積損傷2種觀點(diǎn)，前者通過裂紋尖端的鈍化-復(fù)銳機(jī)制逐步擴(kuò)展，后者通過微孔連接、聚集實(shí)現(xiàn)。從斷口形貌可以得知，上述2種機(jī)制在裂紋擴(kuò)展中并非獨(dú)立存在而是共同作用，由鈍化-復(fù)銳機(jī)制向微孔聚集機(jī)制轉(zhuǎn)變。

當(dāng)ΔK較低時(shí)，在裂紋擴(kuò)展中切應(yīng)力占據(jù)主導(dǎo)地位，屬于鈍化-復(fù)銳機(jī)制的擴(kuò)展過程。裂紋尖端在加載時(shí)受切應(yīng)力作用發(fā)射位錯(cuò)(圖9a1)，尖端發(fā)生局部滑移實(shí)現(xiàn)擴(kuò)展進(jìn)而發(fā)生鈍化(圖9a2)，卸載過程中滑移反向(圖9a3)，最終裂紋尖端發(fā)生閉合重新銳化完成擴(kuò)展(圖9a4)并進(jìn)行下一循環(huán)。此外在切應(yīng)力影響下形成大量二次裂紋，從而釋放裂紋尖端的應(yīng)力集中，降低裂紋擴(kuò)展的驅(qū)動力[26]。

圖9

圖9   2種疲勞裂紋擴(kuò)展機(jī)制示意圖

Fig.9   Schematics of blunting/re-sharpening (a1-a4) and microvoid coalescence (b1, b2) fatigue crack growth mechanisms

(a1) tensile load (a2) maximum tensile load (a3) compress load (a4) zero load

(b1) microvoid nucleation (b2) microvoid growth

隨著裂紋塑性區(qū)的增大，裂紋尖端發(fā)射的位錯(cuò)增多，導(dǎo)致在晶界和其他障礙處(如缺陷、第二相顆粒)塞積形成微孔(圖9b1)，隨著正應(yīng)力逐漸占據(jù)主導(dǎo)，微孔相互聚集形成韌窩(圖9b2)。這一過程本質(zhì)上更傾向于恒定載荷下的靜態(tài)拉伸，所以增加了SLM TC4合金的疲勞裂紋擴(kuò)展速率。

而SLM打印過程中缺陷的存在，使裂紋得以通過連接缺陷實(shí)現(xiàn)擴(kuò)展，一定程度上減弱了位錯(cuò)塞積滑移和微孔聚集長大2種方式的作用，減少了裂紋擴(kuò)展的能量消耗，加速了裂紋擴(kuò)展過程。同時(shí)由于缺陷在基體中分布的隨機(jī)性和不確定性，推測在整個(gè)穩(wěn)態(tài)擴(kuò)展階段缺陷對鈍化-復(fù)銳機(jī)制(圖10a)和微孔聚集機(jī)制(圖10b)有著相似的影響效果。這種效果的加速作用受缺陷尺寸直接影響，缺陷尺寸越大，裂紋擴(kuò)展速率越快，因此圖5a中含大尺寸缺陷試樣的da / dN曲線較小尺寸缺陷向上平移。

圖10

圖10   缺陷對裂紋尖端的影響示意圖

Fig.10   Schematics of effects of defects on crack tips of blunting/re-sharpening (a) and microvoid coalescence (b) mechanisms

在疲勞裂紋擴(kuò)展中，切應(yīng)力的作用主要依靠循環(huán)載荷作用下的位錯(cuò)損傷累積，而正應(yīng)力的影響則更傾向于靜態(tài)拉伸引起的斷裂形式。因此基于裂紋擴(kuò)展機(jī)制的轉(zhuǎn)變，可以借助臨界平面法中臨界平面上最大正應(yīng)力和切應(yīng)力幅的比值——臨界平面應(yīng)力比(ρ)，來衡量正應(yīng)力與切應(yīng)力的關(guān)系，進(jìn)而考慮2種應(yīng)力對疲勞損傷的綜合影響[27]。在單軸疲勞中切應(yīng)力主要受應(yīng)力幅的影響，而正應(yīng)力主要受最大應(yīng)力影響，可以計(jì)算臨界平面上的切應(yīng)力和正應(yīng)力分量：

式中，τa為臨界平面上的切應(yīng)力幅，σa為正應(yīng)力幅，σmax為最大正應(yīng)力，σn, max為臨界平面上的最大正應(yīng)力。因此ρ可表示為：

通 式(8)求得R = 0.1、0.3和0.5下的ρ分別為2.22、2.86和4.00，即增大R，比起切應(yīng)力，正應(yīng)力對疲勞過程的作用在逐步增大。

由于正應(yīng)力的存在會加速疲勞裂紋擴(kuò)展，但在ΔK較小的某一點(diǎn)其作用尚未顯現(xiàn)，疲勞損傷仍主要依靠切應(yīng)力作用下位錯(cuò)的不斷循環(huán)累積，此時(shí)不同R下的da / dN沒有差別。隨著裂紋擴(kuò)展，正應(yīng)力的加速作用逐漸凸顯，同時(shí)較大的R對應(yīng)較高的ρ。ρ增加，改變了正應(yīng)力與切應(yīng)力相對大小關(guān)系，進(jìn)而提高了正應(yīng)力在裂紋擴(kuò)展過程中的加速效果，因此da / dN由大到小依次為R = 0.5、0.3、0.1。加之穩(wěn)態(tài)擴(kuò)展階段的da / dN曲線呈雙對數(shù)線性關(guān)系，導(dǎo)致不同R的擬合直線相交于同一點(diǎn)(即存在特定的旋轉(zhuǎn)中心)。對 式(1)的Paris公式兩邊取對數(shù)可得，lg(da / dN) = lgC + m·lg(ΔK)，顯然如果存在固定的da / dN-ΔK點(diǎn)，那么lgC和m之間將存在必然的線性關(guān)系。

3 結(jié)論

(1) 缺陷尺寸增大，穩(wěn)態(tài)階段疲勞裂紋擴(kuò)展速率增大，Paris公式中的系數(shù)m不變，C增大；應(yīng)力比R增大，穩(wěn)態(tài)階段疲勞裂紋擴(kuò)展速率增大，曲線在低應(yīng)力強(qiáng)度因子時(shí)匯集，Paris公式中的材料系數(shù)m增大，C減小，m和lgC之間存在不受R影響的線性關(guān)系。

(2) SLM TC4合金的疲勞裂紋擴(kuò)展過程由鈍化-復(fù)銳機(jī)制向微孔聚集機(jī)制發(fā)生轉(zhuǎn)變。隨著R增大，正應(yīng)力作用增加，斷口中表現(xiàn)出延性斷裂特征，二次裂紋數(shù)量明顯減少，韌窩數(shù)量明顯增加。

(3) 通過對循環(huán)變形過程中正、切應(yīng)力對疲勞損傷的不同作用，結(jié)合疲勞斷裂損傷機(jī)制，揭示了不同R下lgC與m呈線性關(guān)系的本質(zhì)原因：ΔK較小時(shí)，正應(yīng)力作用不明顯，切應(yīng)力作用不受應(yīng)力比影響，導(dǎo)到da / dN-ΔK曲線匯聚在一點(diǎn)。