《表2 计算得到不同试样疲劳断口中距离疲劳裂纹源不同裂纹长度处的疲劳裂纹扩展寿命》
由图5可知:在疲劳裂纹扩展过程中,高干涉量压合衬套强化试样的疲劳裂纹扩展速率明显低于未挤压强化试样的,且疲劳裂纹扩展速率降低的幅度随裂纹长度的增大而增大;疲劳裂纹长度为9 mm时,强化试样的da/dN仅为未挤压强化试样的40%左右。综上可知,高干涉量压合衬套强化技术可提高孔结构的疲劳裂纹萌生寿命和扩展寿命,在裂纹长度0~11mm范围内可有效降低疲劳裂纹扩展速率。高干涉量压合衬套强化技术提高孔结构疲劳寿命的机制主要归应于残余压应力场的作用。
图表编号 | XD00156276500 严禁用于非法目的 |
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绘制时间 | 2020.07.20 |
作者 | 王强、赵勇、倪孟龙 |
绘制单位 | 中国航发北京航空材料研究院第五研究所、航空材料先进腐蚀与防护航发重点实验室、成都飞机设计研究所、成都飞机设计研究所 |
更多格式 | 高清、无水印(增值服务) |