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高温环境2A12-T4铝合金多轴疲劳失效规律研究

文档作者：崔仁浩张健萍贺元骅阳邦文档来源：中国民用航空飞行学院民航安全工程学院		更新日期： 2026年05月28日	点击数：
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􀀒􀀚􀀖􀀙 西南石油大学学报（自然科学版）
2021 年 12 月 第 43 卷 第 6 期
Journal ofSouthwestPetroleumUniversity（Science &amp;amp;TechnologyEdition）
Vol.43No.6Dec.2021
DOI： 10.11885/j.issn.1674 5086.2020.10.09.01
文章编号：1674 5086（2021）06 0033 09
中图分类号：TE929
文献标志码：A
高温环境 2A12–T4 铝合金多轴疲劳失效规律研究
崔仁浩，张健萍 *，贺元骅，阳邦
中国民用航空飞行学院民航安全工程学院，四川广汉 618307
摘 要：许多工程结构在服役过程中往往承受着复杂的多轴疲劳载荷和热 力耦合作用，仅靠常温情况下的单周载荷
来简化复杂多轴载荷状态的失效预测方法将不再适用。为研究 2A12–T4 铝合金的高温多轴疲劳失效规律，本实验在
175 C环境温度下，选取等效 Von-Mise 应力幅值，通过间断式加载记录不同拉扭加载循环下的裂纹萌生与扩展情况，
研究特定加载路径对裂纹萌生与扩展的影响。实验结果表明，相位差为 0 时，裂纹萌生方向沿 MSSA 平面；在相位差
为 45  时，裂纹萌生传播方向与最大切应力平面方向相近，最大切应力在裂纹萌生过程中起到主要作用；在 λ=0.5、φ=0
和 λ=1.0、φ=0 两种情况下，裂纹萌生初期沿着最大切应力平面方向传播，传播过程中存在第 I 阶段向第 II 阶段转变的
过程；在 λ=0.5、φ=45  和 λ=1.0、φ=45  两种情况下，不存在明显的第 I 阶段向第 II 阶段转变的过程；对比 4 种加载方
式下的疲劳裂纹萌生期与疲劳寿命比，发现切应力比重的增大加速裂纹的萌生过程，相位差的存在阻碍了裂纹的萌生
过程。
关键词：多轴疲劳；应力幅比；相位差；裂纹萌生与扩展；高温
Multiaxial FatigueFailureof2A12–T4AluminumAlloyat
High Temperature
CUI Renhao,ZHANGJianping*, HEYuanhua,YANGBang
College ofCivilAviationSafetyEngineering,CivilAviationFlightUniversityofChina,Guanghan,Sichuan618307,China
Abstract: The thermal-mechanicalcouplingstateofstructuresundermultiaxialfatigueloadsandhightemperatureisvery
complex, andthefailurepredictionmethodsforstructuresunderuniaxialloadsarenotapplicableinthiscase.Inordertostudy
the hightemperaturemultiaxialfatiguefailurelawof2A12–T4aluminumalloyat175C ,thecrackinitiationandpropagation
under differentloadingcyclesarerecordedbyintermittentloading,andtheeffectofspecificloadingpathoncrackinitiation
and propagationarestudied.Intheconditionof φ=0, thedirectionofcrackinitiationisalongtheMSSAplane;whenthe
φ=45  , thedirectionofcrackinitiationisneartheMSSAplane,sothemaximumshearstressplayamajorroleintheprocessof
crack initiation.Underthe λ=0.5, φ=0 and λ=1.0, φ=0, thecrackinitiateandpropagatealongtheMSSA,andthereisnosuch
a transitionprocessfromstageItostageIIduringthemaincrackpropagation;under λ=0.5, φ=45  and λ=1.0, φ=45  , there
is anobvioustransitionprocessfromstageItostageII.AComparisonoftherelationofcrackinitiationperiodanddifferent
fatigue lifeoffourloadingpaths,revealsthattheincreaseofshearstressproportionacceleratethecrackinitiationperiod,and
the existenceofphasedifferenceblockedthecrackinitiation.
Keywords: multiaxial fatigue;stressamplituderatio;phaseangle;crackinitiationandpropagation;hightemperature
网络出版地址：http：//kns.cnki.net/kcms/detail/51.1718.te.20211206.1630.002.html
崔仁浩，张健萍，贺元骅，等. 高温环境 2A12–T4 铝合金多轴疲劳失效规律研究[J]. 西南石油大学学报（自然科学版），2021，43（6）：33 41.
CUI Renhao,ZHANGJianping,HEYuanhua,etal.MultiaxialFatigueFailureof2A12–T4AluminumAlloyatHighTemperature[J].JournalofSouth-
west PetroleumUniversity(Science&amp;amp;TechnologyEdition),2021,43(6):33–41.
* 收稿日期：2020 10 09 网络出版时间：2021 12 07
通信作者：张健萍，E-mail：jpzhang@live.com
基金项目：国家科技重大专项（2018YFC0809500）；中国民用航空飞行学院面上项目（J2020–123）
34 西南石油大学学报（自然科学版） 2021 年
引 言
铝合金具有低密度、高比强度、良好的加工性
能，广泛应用于航空制造业。在实际的工程应用中，
金属结构件一般都承受着多轴载荷的作用，如飞行
器中的机身结构、蒙皮、壁板、接头等。此类结构
件在服役过程中往往承受弯曲、扭转、拉伸等各个
方向载荷的共同作用，零件的形状特点以及缺口效
应也会引起局部位置承受多轴载荷，使结构件处于
复杂的应力应变状态，容易发生疲劳失效事故[1 2]。
许多结构件在服役过程中承受热 力耦合作用，仅
靠常温情况下的单轴载荷来简化复杂载荷状态的
失效预测方法将不再适用。随着疲劳测试技术的发
展，对铝合金材料疲劳性能研究已经获得了一系列
成果。
材料在发生疲劳破坏的过程中一般分为 3 个
阶段：微裂纹萌生阶段、裂纹稳定扩展阶段和失稳
断裂阶段，其中，失稳断裂阶段属于裂纹快速扩展
过程，裂纹萌生与稳定扩展阶段占据了疲劳寿命的
80% 以上，因此裂纹萌生与扩展对材料的疲劳寿命
的影响尤为重要[3]。
关于材料的多轴疲劳失效问题，已经提出许多
失效准则，其中临界平面法考虑到材料的疲劳损
伤是连续过程，认为裂纹萌生于某一特定平面，而
且所处平面的应力状态对裂纹扩展行为产生影响，
具有一定的物理意义，在多轴疲劳失效分析中广泛
应用。尚德广等[4] 对 45 号钢开展疲劳试验发现裂
纹主要萌生于两个最大切应力幅值平面。Navarro
等[5] 对多种材料开展疲劳试验，发现在比例加载
条件下，裂纹更倾向萌生于最大切应力幅值平面。
Verreman 等[6] 对 1045 钢开展疲劳试验，发现裂纹
扩展过程中存在第 I 阶段向第 II 阶段的转变过程。
Susmel 等[7] 对 6082–T6 铝合金开展拉扭复合加载
试验，发现应力幅比小于 1 时，初始裂纹萌生沿最
大切应力平面方向，应力幅比大于 1 时，裂纹形态与
纯扭转载荷下的裂纹形态相似。Singh 等[8] 对 7075
铝合金进行弯扭复合加载，发现裂纹在最大切应力
平面处萌生，扩展过程以第 I 阶段为主导，存在第
I 阶段向第 II 阶段的转变过程，整体传播路径呈 S
型。Liu 等[9 10] 对 30CrMnSiA 钢开展拉扭复合加
载试验，发现应力幅比小于 0.25 时，裂纹扩展过程
中几乎不存在第 I 阶段，随着应力幅比和相位差的
增加，第 I 阶段的裂纹长度增加到约 50 m。陈亚
军等[11 13] 对 2A12–T4 铝合金开展疲劳试验，发现
随着相位差的增大，材料的疲劳寿命减小，并且加
载参数对材料的疲劳寿命存在耦合作用。朱正宇
等[14 16] 对 ZL101 铸造铝合金的多轴疲劳性能开展
试验，发现 ZL101 铝合金的疲劳寿命随应变幅的增
加而降低，比例加载下的疲劳寿命高于非比例加载，
提出针对不同加载路径修正疲劳评价方法可大大提
高寿命模型的精准度。Zhang 等[17 20] 对 2A12–T4
铝合金在室温下开展疲劳试验，发现疲劳寿命随
着应力幅比和相位差的增大而增大。此外，其他学
者[21 29] 也对常用金属材料在航空、铁路、以及石油
机械零件的多轴疲劳性能开展研究，并取得一定的
成果。
考 虑到在实际服役过程中，结构件需要在
热 力耦合环境下保持一定的结构强度，本试验
选取典型超硬铝合金 2A12–T4，结合试验条件，在
175 C开展高温多轴高周疲劳试验，通过记录试件
表面的裂纹萌生以及扩展过程，研究几种特定加载
参数下的裂纹萌生与扩展特性，为处于多轴应力状
态下的结构件失效过程分析提供参考依据。
1 试验材料与方法
1.1 试验材料
本试验所用材料为超硬铝合金 2A12–T4，其化
学成分以及基本力学性能如表 1 所示。
表 1 2A12–T4 铝合金的化学成分
Tab. 1 Chemical compositionof2A12–T4 %
Cu MgMnFeSiZnTiNiAl
4.10 1.500.660.330.240.080.020.0193.06
表 2 2A12–T4 铝合金的基本力学性能
Tab. 2 Mechanical propertiesof2A12–T4
E/GPa σs/MPa σb /MPa δ/% G/GPa τ/MPa
76.8 395.1 568.4 12.7 29.4 419.8
试件参考《金属材料疲劳试验轴向力控制方
法》（GB/T 3075—2008）及《金属材料扭应力疲劳
试验方法》（GB/T 12443—2017）进行设计，如图 1
所示。
加工成实心圆棒试样，其测试段直径不小于
8.5 mm，测试段长度为 10.0 mm。为降低试验结果
分散性，用砂纸按照 600，2 000，5 000 顺序进行试
第 6 期 崔仁浩，等：高温环境 2A12–T4 铝合金多轴疲劳失效规律研究 35
验段表面打磨并抛光，保证试件试验段表面粗糙度
小于 0.2 m。
1×45°
125 mm
10 mm
Ra0.2
!8.5±0.02
!15
图 1 试件形状与尺寸
Fig. 1 Shape anddimensionofspecimen
1.2 试验方法
高温多轴疲劳试验在 MTS–809 电液伺服疲劳
试验机上开展，选取载荷与扭矩的控制方式，加载
波形选用正弦波，试验频率为 5 Hz，试验温度为
175 C。试验载荷计算公式为 8>><>>:
F = σar2
T = τar3/2
(1)
加载应力为 8>><>>:
σ = σa sinωt + σm
τ = τa sin(ωt 􀀀 φ) + τm
(2)
等效应力选用 von-Mises 应力
σeq = (σ2 + 3τ2)1/2 (3)
应力幅比采用为切向应力幅值与轴向应力幅值
的比值
λ = τa/σa (4)
试验选取等效载荷 270 MPa，在 0.5 和 1.0 两种
应力幅比和 0 和 45 两种相位差下的开展多轴疲劳
试验，试验设备及夹持状态如图 2 所示。
a !"#$ b %&amp;amp;'(
图 2 试验设备与试样夹持状态
Fig. 2 Testequipmentandthegripstateofsample
多轴疲劳试验中，两种应力幅比和两种相位差
下的具体试验参数如表 3 所示。
表 3 不同加载情况下的加载参数
Tab. 3 Loading parametersofmultiaxialfatiguetest
编号 λ φ/（） σs/MPa τa/MPa
1 0.5 0 204.10 102.05
2 0.5 45 204.10 102.05
3 1.0 0 135.00 135.00
4 1.0 45 135.00 135.00
2 试验结果与分析
2.1 材料表面应力状态分析
在试验加载过程中疲劳裂纹在材料表面萌生，
材料表面处于平面应力状态，定义材料表面的受力
状态与材料表面任一点的平面方向，如图 3 所示。
!
"
y
x
#
!"#$
图 3 拉扭复合载荷下受力状态与平面方向
Fig. 3 The forcesurfaceandplaneofspecimensunder
tension–torsion loads
在多轴疲劳加载过程中，通常把最大切应力幅
值与最大正应力幅值作为疲劳失效研究中的两个重
要应力分量。在分析之前，先计算得到不同加载参
数下的两个最大切应力幅值的平面方向（Maximum
Shear StressAmplitude，MSSA）与一个最大正应力
幅值的平面方向（Maximum Normalstress，MN），由
于切应力互等作用，两个最大切应力平面方向互相
垂直，如表 4 所示。
表 4 最大切应力幅值平面及最大正应力平面方向
Tab. 4 DirectionsofMNandMSSA
编号 λ φ/（） MSSA/MPa MN/MPa
1 0.5 0 –22.5/67.522.5
2 1.0 0 –13.3/76.731.7
3 0.5 45 –22.5/67.520.2
4 1.0 45 –10.8/79.232.2
2.2 裂纹萌生
进行加载前，为减少温度波动，将试样放入环
境箱内并保温 30 min 后进行拉扭复合加载试验。
进行一定加载循环后取出试件，加载循环通常选取
预估疲劳寿命的 5%10%，并在金相显微镜下对试
36 西南石油大学学报（自然科学版） 2021 年
件进行表面观测，对表面有裂纹萌生的试件进行记
录，若试件表面无裂纹，继续加载至表面有裂纹萌
生，记录 4 种加载条件下的裂纹萌生形态，如图 4
所示。
图 4a 中裂纹萌生沿 MSSA 平面方向，扩展至
材料表面缺陷处时，沿轴线方向的表面缺陷传播
约 35 m 后回到 MSSA 平面方向继续传播，可见材
料表面的缺陷会对裂纹的传播产生一定的影响作
用，在加载至加载循环 12 000 时裂纹萌生长度约为
267 m；图 4b 中裂纹萌生并未沿 MSSA 平面方向，
而是存在一定的角度，约为 20.5 ，裂纹初始萌生形
态趋向于直线传播一段距离后，裂纹传播路径变得
曲折，如图中箭头所示，总长度约为 297 m；图 4c
中裂纹萌生沿 MSSA 平面方向，裂纹传播过程未发
生偏转现象，总长度约 740 m；图 4d 中裂纹萌生方
面也未沿 MSSA 平面方向传播，而是存在一定的角
度，约为 15.6 ，长度约为 283 m，传播路径曲折，
但未转到其他平面方向传播。
a !=0.5,"=0,!"#$12 000 b !=0.5, "=45°,!"#$30 000
c 1.0010000 , ,!"#$ != = " d , ,!"#$ !=1.0 =4512000 " °
MSSA
MN
50μm
%&amp;amp;'(
MSSA MN
50μm
MSSA MN
100μm
MSSA
MN
200μm
%&amp;amp;'(
%&amp;amp;'( %&amp;amp;'(
图 4 4 种加载参数下的裂纹萌生状态
Fig. 4 The crackinitiationunder4loadingparameters
可见材料表面裂纹萌生状态受加载参数影响，
在相位差为 0 时，裂纹萌生方向沿 MSSA 平面；在
相位差为 45 时，裂纹萌生传播方向与 MSSA 平面
方向附近，但存在一定角度，说明最大切应力在裂
纹萌生过程中起到主要作用。
2.3 主裂纹扩展
在多轴疲劳试验过程中，材料表面裂纹数量会
随着加载循环数的增加而增加，但最终主裂纹只有
一条或者两条（图 5），主裂纹对试件是否发生疲劳
失效起着决定性作用，在试样表面发现裂纹萌生之
后，对试件继续加载，加载间隔根据裂纹扩展情况，
一般每次加载循环数为预估试验寿命的 5%10%，
对不同的加载循环次数下主裂纹的扩展情况进行观
测、记录。
加载参数为 λ=0.5、φ=0 时，主裂纹扩展情况见
图 5a，随着加载循环增加，主裂纹沿 MSSA 平面方
向不断扩展，扩展至加载循环 22 000 后，裂纹传播
方向发生偏折，转向最大正应力平面方向传播。
加载循环 20 00022 000 的过程中，由于主裂纹
扩展过程中连接其他小裂纹，导致这一时期主裂纹
长度迅速增加，主裂纹长度变化如表 5 所示。
表 5 λ=0.5、φ=0 时主裂纹长度
Tab. 5 Length ofmaincrackat λ=0.5, φ=0
加载循环 裂纹长度/m 加载循环 裂纹长度/m
12 000 267 20 000 1 465
16 000 459 22 000 2 947
18 000 1 165 24 000 4 251
第 6 期 崔仁浩，等：高温环境 2A12–T4 铝合金多轴疲劳失效规律研究 37
MSSA MN
N
1
N
2
N
3
N
4
N
5
300μm
MSSA MN
N1
N2
N3
N4
300μm
a !=0.5,"=0 b !=0.5,"=45°
!"#$
!"#$
%&amp;amp; —()*+ , —()*+ N 12000N
1 2 3 4 5
16 000N18000N20000N22000 , —()*+,—()*+,—()*+-
图 5 λ=0.5、φ=0 和 λ=0.5、φ=45  时主裂纹扩展状态
Fig. 5 Morphology ofmaincrackat λ=0.5, φ=0 and λ=0.5, φ=45 
加载参数为 λ=0.5、φ=45 时主裂纹扩展情况如
图 5b 所示。此加载参数下的主裂纹扩展初期传播
方向沿裂纹萌生的平面方向传播，与 MSSA 平面之
间的夹角约为 20 ，在加载循环 36 000 时，裂纹长
度约为 763 m，并在加载循环 36 000 后裂纹转向
MN 平面方向扩展，如红色箭头所示，并且裂纹长
度快速增加，在加载循环 41 000 时主裂纹长度达到
1 810 m，主裂纹长度变化如表 6 所示。
表 6 λ=0.5、φ=45  时主裂纹长度
Tab. 6 Length ofmaincrackat λ=0.5, φ=45 
加载循环 裂纹长度/m 加载循环 裂纹长度/m
30 000 297 39 000 1 159
33 000 540 41 000 1 810
36 000 763 41 359 –
加载参数为 λ=1.0、φ=0 时，主裂纹扩展初期沿
MSSA 平面方向，在加载循环 21 000 时，裂纹出现
部分方向沿 MSSA 平面的分支裂纹，如图中箭头所
示，主裂纹长度在加载循环 21 00027 000 时，裂纹
长度并未随着加载循环数的增加发生快速扩展情
况，而是裂纹在宽度上不断扩展，并且存在部分表
面脱落的情况，在 27 000 时，主裂纹的传播方向发
生偏折，传播方向由 MSSA 平面方向偏转至 MN 平
面方向传播，主裂纹长度变化如表 7 所示，主裂纹
扩展情况如图 6 所示。
表 7 λ=1.0、φ=0 时主裂纹长度
Tab. 7 Length ofmaincrackat λ=1.0, φ=0
加载循环 裂纹长度/m 加载循环 裂纹长度/m
10 000 740 25 000 1 856
16 000 825 27 000 2 231
21 000 984 29 700 2 662
MSSA
MN
300μm
N
1
N
3
N
2
N
4
N
5
N 30000
1—"#$%
N —"#$%
2
33 000
N —"#$%36000
3
N —"#$%39000
4
N —"#$%41000
5
&amp;amp;'()
图 6 加载参数为 λ=1.0、φ=0 时主裂纹扩展)
Fig. 6 Morphology ofmaincrackat λ=1.0, φ=0
加载参数为 λ=1.0、φ=45 时的主裂纹扩展情况
如图 7 所示：主裂纹在传播过程中一直沿裂纹萌生
的平面方向继续传播，传播过程中传播方向逐渐发
生偏折，转向 MSSA 平面方向继续传播，自加载循
38 西南石油大学学报（自然科学版） 2021 年
环 21 000 时，主裂纹左端出现分叉现象，但分叉后
的裂纹传播都沿着 MSSA 平面方向传播，主裂纹长
度变化如表 8 所示。
因此，在 λ=0.5、φ=0 和 λ=1.0、φ=0 时，裂纹萌
生初期沿着 MSSA 平面方向传播，传播一段距离
之后才会偏转至 MN 平面方向传播，传播过程中
存在第 I 阶段向第 II 阶段转变的过程；在 λ=0.5、
φ=45 时，裂纹初始传播方向与 MSSA 平面方向存
在一定角度，传播一段距离之后，后转向 MN 平面
方向扩展，λ=1.0、φ=45 两种加载情况下，裂纹初始
传播方向与 MSSA 平面方向存在一定角度，传播
一段距离后转向 MSSA 平面传播，λ=0.5、φ=45 和
λ=1.0、φ=45 两种加载路径下不存在明显的第 I 阶
段向第 II 阶段转变的过程。
MSSA
MN
N
1
N
2
N
3
N
4
N
5
500μm
N 12000
1—"#$%
N —"#$%
2
15 000
N —"#$%17000
3
N —"#$%19000
4
N —"#$%21000
5
&amp;amp;'()
图 7 加载参数为 λ=1、φ=45  时主裂纹扩展
Fig. 7 Morphology ofmaincrackat λ=1, φ=0
表 8 λ=1.0、φ=45  时主裂纹长度
Tab. 8 Length ofmaincrackat λ=1.0, φ=45 
加载循环 裂纹长度/m 加载循环 裂纹长度/m
12 000 283 19 000 961
15 000 534 21 000 1 417
17 000 806 23 000 2 837
3 裂纹扩展分析
记录各试样主裂纹长度随疲劳寿命比的曲线，
如图 8 所示。λ=0.5，φ=0 和 φ=45 时，裂纹萌生占
比疲劳总寿命分别为 0.50 和 0.73，对于 λ=1.0 时，
在 φ=0° 和 φ=45 的情况下，裂纹萌生占比疲劳总寿
命分别为 0.34 和 0.49，在 φ=45 时疲劳裂纹的萌生
期占总寿命比例增加，相位差的存在使裂纹萌生期
变长。对于 φ=0 的情况下，在不同应力幅比 λ=0.5
和 λ=1.0 时裂纹萌生期占比分别为 0.50 和 0.34，在
φ=45 的情况下，在不同应力幅比 λ=0.5 和 λ=1.0 时
裂纹萌生期占比分别为 0.73 和 0.49，说明拉扭组合
加载条件下，切应力比重的增大有助于裂纹的萌生
过程，相位差的存在阻碍了裂纹的萌生过程。
5000
4000
3000
2000
1000
0
0.5 0.60.70.80.91.0
!"#$%
a =0.5 ! b =0.5 !
0.5 0.60.70.80.91.0
!"#$%
0.3 0.4
3000
2000
1000
0
&amp;amp;'()/μm
&amp;amp;'()/μm
"=45°
"=0
"=45°
"=0
图 8 不同寿命比下主裂纹长度
Fig. 8 Main crackgrowthlengthunderdifferentfatigueliferatio
4 结 论
（1）材料表面裂纹萌生状态受加载参数影响，
在相位差为 0 时，裂纹萌生方向沿最大切应力平面
方向，在相位差为 45 时，裂纹萌生传播方向与最大
切应力平面方向附近，说明最大切应力在裂纹萌生
第 6 期 崔仁浩，等：高温环境 2A12–T4 铝合金多轴疲劳失效规律研究 39
过程中起到主要作用。
（2）在 λ=0.5、φ=0 和 λ=1.0、φ=0 时，裂纹萌生
初期沿着最大切应力平面方向传播，传播过程中存
在第 I 阶段向第 II 阶段转变的过程；λ=0.5、φ=45 和
λ=1.0、φ=45 时裂纹扩展过程中不存在明显的第 I
阶段向第 II 阶段转变的过程。
（3）对比 4 种加载情况下的疲劳裂纹萌生期与
疲劳寿命比，说明切应力比重的增大有助于裂纹的
萌生过程，相位差的存在阻碍了裂纹的萌生过程。
致 谢：感谢重庆大学航空航天学院结构强度实验室在
试验过程中提供的帮助。
符号说明
E 弹性模量，GPa；
σs 屈服强度，MPa；
σb 抗拉强度，MPa；
G 剪切模量，GPa；
τ 切向应力，Pa；
F 轴向载荷，N；
T 切向扭矩，Nm；
σa 轴向应力幅值，Pa；
τa 切向应力幅值，Pa；
r 试件试验段半径，m；
σ 轴向应力，Pa；
σm 轴向平均应力，Pa；
τm 切向平均应力，Pa；
ω 角频率，rad/s；
t 时间，s；
φ 相位差，rad；
σeq 等效应力，Pa；
λ 应力幅比，无因次。
参考文献
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作者简介
崔仁浩，1995 年生，男，汉族，辽
宁朝阳人，硕士，主要从事铝合金
多轴疲劳等方面的研究。E-mail：
812008948@qq.com
张健萍，1986 年生，女，汉族，四
川内江人，讲师，博士，主要从事
结 构安全方面的研究。 E-mail：
jpzhang@live.com
贺元骅，1965 年生，男，汉族，四
川德阳人，教授，硕士，主要从事
航 空安全方面的研究。 E-mail：
921306013@qq.com
阳 邦，1993 年 生，男，汉族，四
川 达州人，硕士，主要从事结构
安 全方面的研究。E-mail：yangbang0305@
gmail.com
编 辑：王旭东

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