Badania możliwości zmniejszenia prędkości propagacji pęknięcia zmęczeniowego w blachach duralowych przy użyciu zgniotu

Zastosowanie do oceny trwałości zmęczeniowej konstrukcji samolotów koncepcji dozorowanej trwałości zmęczeniowej stało się przyczyną powodującą badania propagacji pęknięcia zmęczeniowego. Wystąpienie widocznych pęknięć zmęczeniowych w materiale konstrukcji wykorzystywane jest przy określaniu resursów samolotów metodą dozorowanej trwałości zmęczeniowej jako wskaźnik wyczerpania przez konstrukcję reprezentowanej przez nią trwałości zmęczeniowej. Postawiono sobie za cel doświadczeń zbadanie możliwości zmniejszenia prędkości propagacji przy użyciu zgniotu i towarzyszących mu naprężeń własnych. Wyniki badań własności propagacji dla próbek ze zgniotem należało porównać z własnościami propagacji dla próbek bez zgniotu, co spowodowało, wobec braku możliwości takiego porównania na podstawie danych z literatury, konieczność przeprowadzenia badań własnych również dla próbek bez zgniotu. Badania wpływu różnego typu zgniotów na własności propagacji prowadzone były przy stałych poziomach naprężeń. Dla wybranego typu zgniotu przeprowadzono próby dla różnych amplitud naprężeń.

INVESTIGATIONS ON THE POSSIBILITY OF DECREASING THE FATIGUE CRACK GROWTH RATE IN ALUMINIUM ALLOY THIN SHEET MATERIAL BY USING LOCAL PLASTIC DEFORMATION

The experimental studies of the possibility of the decreasing of crack growth rate at the detectable crack length in aircraft structure which was designed with the use of “fail safe” concept were the aim of the investigations described in this paper. The material of specimens used for the investigations was aluminium alloy PA6-T, alclad. The thickness of each specimen was 2 mm. Tests were carried out under tension stresses. Crack length was measured on both sides of the specimen from photograph of cracked area exposed at the determined number of loading cycles. Plastic deformations were effected in the material of the specimen from both sides of the central notch with the help of the punches with different shapes. Tests were made for specimens with 13 different kinds of plastic deformations under constant mean load and one level of alternating load. Specimens with one kind of plastic deformation selected from previous tests resulting were tested under different alternating load (under constant mean load). For comparison of crack propagation in the specimens with plastic deformation with propagation without plastic deformation, tests were made for specimens without plastic deformation. Test results indicate the possibility of considerable increase in the fatigue life of cracked structures by the use of plastic deformations. It is possible to stop crack propagation at the crack length of detectable value in aircraft structures, or to decrease the rate of growth at the large extent of crack length to a very small constant value.