Fatigue crack growth in aluminum alloy from cold expanded hole with preexisting crack

Abstract

Досліджували втомну довговічність силових конструктивних елементів з експлуатаційними пошкодженнями в околі кріпильних отворів. Виявлено основні закономірності впливу дорнування отворів у пластинах із алюмінієвого сплаву Д16чТ із попереднім втомним пошкодженням на кінетику росту втомних тріщин. Для дослідження було відібрано плоскі зразки шириною 60 мм і товщиною 6 мм з алюмінієвого сплаву Д16чТ з центральним отвором. Втомні пошкодження досліджували з кутовою четвертьеліптичною втомною тріщиною, яку ініціювали з кутового одностороннього надрізу 0,5 х 0,5 мм, опісля вирощували втомну тріщину довжиною 1,25 мм. Для дорнованого зразка для реалізації процесу поверхневого зміцнення відібрано дорн, який виготовляли зі сталі марки 40Х та загартовували до твердості 35–38 HRС. Швидкість переміщення дорна через отвір пластини дорівнювала 0,1 мм/сек. За розрахункову кінцеву довжину тріщини приймали значення, що дорівнювало товщині пластини, тобто фіксували момент, коли тріщина ставала наскрізною. Швидкість РВТ на поверхні пластини зі сплаву Д16чТ після дорнування отвору з натягом доорнування i = 2,7% збільшується в 10–15 разів порівняно з недеформованим зразком при значеннях розмаху коефіцієнта інтенсивності ΔK < 20 МПа √м. Подібний характер впливу дорнування отворів на діаграму втомного руйнування зберігається й при поширенні тріщини вздовж твірної отвору. Дорнування отворів за відносного розширення i = 2,7% з попередніми втомними пошкодженнями значно підвищує залишкову довговічність пластини зі сплаву Д16чТ. Найбільший ефект дорнування на залишкову довговічність проявляється при початковому значенні довжини тріщини a 0 = 1 мм. Вказаний ефект підвищення довговічності спричинений деформаційним зміцненням матеріалу й створенням залишкових стискувальних напружень в околі отвору, а також притупленням і створенням залишкових стискувальних напружень у вістрі тріщини вздовж її фронту внаслідок перевантажень, які виникають при дорнуванні.

The fatigue life of aircraft structure elements with operational damage in the vicinity of the hole was investigated. The plates 60 mm wide and 6 mm thick made of D16chT aluminum alloy with a central hole were taken for the study. Fatigue damage was examined with an corner quarter-elliptical fatigue crack with a length of 1,25 mm, which was initiated from an edge notch of 0,5 x 0,5 mm. The fatigue crack growth rate on the surface of the plate after mandrel hole with cold expansion degree i = 2,7% increases up to15 times and residual lifetime in three times compared to the virgin plate.