１０２ 航空材料学报 第３２卷 明显滞后于其他层板。这可能与已有层板研究假定 各层铝板裂纹扩展速率的结果不一致，可能需针对 这种新型材料结果修正或重新发展与验证层板裂纹 扩展定量预测模型。 （５）新型混合层板外层铝板与胶膜间、胶膜与 内层铝板间均不产生分层，而内层铝板与预浸料 ２００７． ［４］ＦＲＥＤＥＬＬ Ｒ Ｓ，ＧＵＮＮＩＮＫ Ｊ Ｗ，ＢＵＣＣＩ Ｒ Ｊ，ｅｔ ａ１．” Ｃａｒｅｆｒｅｅ”ｈｙｂｒｉｄ ｗｉｎｇ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ ｆｏｒ ａｇｉｎｇ ＵＳＡＦ ｔｒａｎｓｐｏｒｔｓ ［Ｃ］．Ｆｉｒｓｔ Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ ｏｎ Ｄａｍａｇｅ Ｔｏｌｅｒａｎｃｅ ０ｆ Ａｉｒｃｒａｆｉ Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ．２００７． ［５］ＡＬＤＥＲＬＩＥＳＴＥＮ Ｒ Ｃ．Ｏｎ ｔｈｅ ａｖａｉｌａｂｌｅ ｒｅｌｅｖａｎｔ ａｐｐｒｏａ— ｃｈｅｓ ｆｏｒ ｆａｔｉｇｕｅ ｃｒａｃｋ ｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎ ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ ｉｎ Ｇｌａｒｅ［Ｊ］． Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｆａｔｉｇｕｅ，２００７，２９：２８９—３０４． （内层胶膜）间沿裂纹方向成近似三角形分层；两种 类型层板分层形态和尺寸相当。 致谢：本研究所用混合层板成型由哈尔滨工业大学宋 欣教授、白士刚博士后及王时玉硕士完成。试样加工及疲劳 裂纹扩展试验过程中得到了北京航空材料研究院航空材料 ［６］ＭＡＲＩＳＳＥＮ Ｒ．Ｆａｔｉｇｕｅ Ｃｒａｃｋ Ｇｒｏｗｔｈ ｉｎ ＡＲＡＬＬ，Ａ ｈｙｂｒｉｄ Ａｌｕｍｉｎｉｕｍ—Ａｒａｍｉｄ Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ Ｍａｔｅｒｉａｌ，ｃｒａｃｋ ｇｒｏｗｔｈ ｍｅｃｈａｎｉｓｍｓ ａｎｄ ｑｕａｎｔｉｔａｔｉｖｅ ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎｓ ｏｆ ｔｈｅ ｃｒａｃｋ ｇｒｏｗｔｈ ｒａｔｅ［Ｄ］．Ｄｅｌｔ，Ｎｅｔｆｈｅｒｌａｎｄｓ：Ｄｅｌｆｔ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，１９８８． 检测研究中心李淑芬工程师，东北大学谢里阳教授、张瑞金 教授及佟安时博士等的大力帮助 在此一并衷心感谢。 ［７］ＧＵＯ Ｙ Ｊ，ｗｕ Ｘ Ｒ．Ａ ｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｌ ｍｏｄｅｌ ｆｏｒ ｐｒｅｄｉｃｔｉｎｇ ｃｒａｃｋ ｇｒｏｗｔｈ ｉｎ ｆｉｂｅｒ ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ ｍｅｔａｌ ｌａｍｉｎａｔｅｓ［Ｊ］．Ｆａ— 参考文献： ＪＶＥ Ｊ．Ｆａｔｉｇｕｅ ｏｆ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ ａｎｄ ｍａｔｅｒｉａｌｓ［Ｍ］． ［１］ ＳＣＨＩＳｐｒｉｎｇｅｒ—Ｖｅｒｌａｇ ＧｍｂＨ．２００８：５８９—５９１． ｔｉｇｕｅ ａｎｄ Ｆｒａｃｔｕｒｅ ｏｆ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ Ｍａｔｅｒｉａｌｓ ａｎｄ Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ， １９９８，２１：１１３３—１１４５． ［８］ＡＬＤＥＲＬＩＥＳＴＥＮ Ｒ Ｃ．Ｆａｔｉｇｕｅ Ｃｒａｃｋ Ｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎ ａｎｄ Ｄｅ— ｌａｍｉｎａｔｉｏｎ Ｇｒｏｗｔｈ ｉｎ Ｇｌａｒｅ［Ｄ］．Ｄｅｌｆｔ，Ｎｅｔｈｅｒｌａｎｄｓ：Ｔｈｅ— ｓｉｓ，Ｄｅｌｔ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｆｔｙ ｏｆ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２００５． ＶＬＯＴ Ａ，ＧＵＮＮＩＮＫ Ｊ Ｗ．Ｆｉｂｒｅ Ｍｅｔａｌ Ｌａｍｉｎａｔｅｓ，ａｎ ｉｎ— ［２］ ｔｒｏｄｕｃｔｉｏｎ ｆ Ｍ １．Ｄｏｒｄｒｅｃｈｔ，Ｔｈｅ Ｎｅｔｈｅｒｌａｎｄｓ：Ｋｌｕｗｅｒ Ａｃ— ａｄｅｍｉｃ Ｐｕｂｌｉｓｈｅｒｓ，２００１：１２—１３． ［９］ＡＬＤＥＲＬＩＥＳＴＥＮ Ｒ Ｃ．Ｆａｔｉｇｕｅ Ｃｒａｃｋ Ｇｒｏｗｔｈ Ｍｏｄｅｌｌｉｎｇ ｉｎ Ｇｌａｒｅ［Ｃ］／／Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ ｏｆ ｔｈｅ ＵＳＡＦ Ａｉｒｃｒａｔｆ Ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌ Ｉｎｔｅｇｒｉｔｙ Ｐｒｏｇｒａｍ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ，Ｓａｎ Ａｎｔｏｎｉｏ，Ｔｅｘａｓ，ＵＳＡ， ２０００． Ｒ０ＥＢＲＯＥＫＳ Ｇ Ｈ Ｊ Ｊ，ＨＯＯＩＪＭＥＩＪＥＲ Ｐ Ａ，ＫＲＯＯＮ Ｅ Ｊ ［３］ ｅｔ ａ１．Ｔｈｅ ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ｏｆ ＣｅｎｔｒＡｌ［Ｃ］／／Ｆｉｒｓｔ Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｅｅ ｏｎ Ｄａｍａｇｅ Ｔｏｌｅｒａｎｃｅ ｏｆ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ． Ｆａｔｉｇｕｅ Ｃｒａｃｋ Ｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎ ａｎｄ Ｄｅｌａｍｉｎａｔｉｏｎ Ｂｅｈａｖｉｏｒ ｏｆ Ａｄｖａｎｃｅｄ Ｆｉｂｅｒ Ｍｅｔａｌ Ｈｙｂｒｉｄ Ｌａｍｉｎａｔｅ ＨＵＡＮＧ Ｘｉａｏ，ＬＩＵ Ｊｉａｎ—ｚｈｏｎｇ （Ｂｅｉｊｉｎｇ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ ｏｆ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌ Ｍａｔｅｒｉａｌｓ，Ｂｅｉｊｉｎｇ １０００９５，Ｃｈｉｎａ） Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｏ ｓｔｕｄｙ ｄａｍａｇｅ ｔｏｌｅｒａｎｃｅ ｂｅｈａｖｉｏｒ ｏｆ ｏｎｅ ｋｉｎｄ ｏｆ ａｄｖａｎｃｅｄ ｈｙｂｒｉｄ ｌａｍｉｎａｔｅ，ｔｈｉｓ ａｒｔｉｃｌｅ ａｃｃｏｍｐｌｉｓｈｅｄ ｆａｔｉｇｕｅ ｃｒａｃｋ ｐｒｏｐａ— ｇａｔｉｏｎ ｔｅｓｔ ｕｎｄｅｒ Ｒ＝０．１ ｏｒ一１ ｆｏｒ ｔｗｏ ｋｉｎｄｓ ｏｆ ｓａｗ—ｃｕｔ ｌｅｎｇｔｈ ａｎｄ ｔｗｏ ｋｉｎｄｓ ｏｆ ｌａｙ—ｕｐ．ｃｏｍｐａｒｅｄ ａｎｄ ａｎａｌｙｚｅｄⅡ－Ｎ ｄａｔａ，ｏｂｔａｉｎｅｄ ｔｈｅ ｄｅｌａｍｉｎａｔｉｏｎ ｓｈａｐｅ ｂｅｔｗｅｅｎ ｅａｃｈ ｌａｙｅｒｓ ｂｙ ｅｔｃｈｉｎｇ ｔｈｅ ａｌｕｍｉｎｉｕｍ ｓｈｅｅｔ．Ｔｈｅ ｒｅｓｕｌｔ ｉｎｄｉｃａｔｅｓ ｔｈａｔ ｔｈｉｓ ａｄｖａｎｃｅｄ ｈｙｂｒｉｄ ｌａｍｉｎａｔｅ ｏｂｖｉ— ｏｕｓｌｙ ｄｉｓｐｌａｙｓ ａ ｂｅｔｔｅｒ ｆａｔｉｇｕｅ ｃｒａｃｋ ｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎ ｐｒｏｐｅｒｔｙ ｔｈａｎ ａｌｕｍｉｎｉｕｍ ｓｈｅｅｔ ｕｎｄｅｒ ＝０．１．Ｔｈｅ ｌａｍｉｎａｔｅ ｗｉｔｈ ａｄｈｅｓｉｖｅ ｆｉｌｍ ａｒｏｕｎｄ ｔｈｅ ｐｒｅｐｒｅｇ ｐｅｒｆｏｒｍｓ ａ ｂｅｔｔｅｒ ｆａｔｉｇｕｅ ｃｒａｃｋ ｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎ ｐｒｏｐｅｒｔｙ ｔｈａｎ ｔｈｅ ｌａｍｉｎａｔｅ ｗｉｔｈｏｕｔ ａｄｈｅｓｉｖｅ ｆｉｌｍ ａｒｏｕｎｄ ｔｈｅ ｐｒｅｐｒｅｇ．Ｔｈｅ ｓｐｅｃｉ— ｍｅｎ ｗｉｔｈ ｓｈｏｒｔｅｒ ｓａｗ．ｃｕｔ ｌｅｎｇｔｈ ｓｈｏｗｓ ａ ｂｅｔｔｅｒ ｆａｔｉｇｕｅ ｃｒａｃｋ ｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎ ｐｒｏｐｅｒｔｙ ｔｈａｎ ｔｈｅ ｓｐｅｃｉｍｅｎ ｗｉｔｈ ｌｏｎｇｅｒ ｓａｗ—ｃｕｔ ｌｅｎｇｔｈ ｆｏｒ ｔｈｅ ｂｒｉｄｇｉｎｇ ｍｅｃｈａｎｉｓｍ．Ｃｒａｃｋ ｉｎ ｃｅｎｔｒａｌ ａｌｕｍｉｎｉｕｍ ｓｈｅｅｔ ｉｓ ｓｈｏｒｔｅｒ ｔｈａｎ ｔｈｅ ｏｔｈｅｒｓ．Ｔｈｅ ｄｅｌａｍｉｎａｔｉｏｎ ｓｈａｐｅ ｂｅｔｗｅｅｎ ｉｎｎｅｒ ａｌｕｍｉｎｉｕｍ ｓｈｅｅｔ ａｎｄ ｐｒｅｐｒｅｇ ｐｒｅｓｅｎｔｓ ａ ｔｒｉａｎｇｌｅ． Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ａｄｖａｎｃｅｄ ｈｙｂｒｉｄ ｌａｍｉｎａｔｅ；ｆａｔｉｇｕｅ ｃｒａｃｋ ｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎ；ｄｅｌａｍｉｎａｔｉｏｎ