为提高航空发动机FGH96材料涡轮盘在较高应力梯度缺口处如螺栓孔处的疲劳寿命预测精度,通过使用新的平均应力公式,同时考虑应力梯度和尺寸效应的影响,通过FGH96材料级间盘模拟试验件疲劳试验,对模型所需的寿命预测方程中的参数进行拟合,进一步开展FGH96材料涡轮盘螺栓孔模拟件疲劳试验,与预测结果进行了比较,结果表明,改进后的疲劳构件寿命预测方法具有较高的精度,证明了该方法的有效性。
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