一种考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法技术

本发明专利技术涉及一种考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法，步骤：(1)获取涡轮盘工况条件，包括载荷谱，典型温度等；(2)确立三种典型失效模式：盘心低循环疲劳失效、盘缘蠕变\疲劳失效、榫接结构高低周复合疲劳失效；(3)针对三种失效模式，分别开展宏微观裂纹扩展实验，采集材料裂纹扩展性能数据；(4)建立描述涡轮盘材料低循环疲劳、蠕变\疲劳、高低周复合疲劳典型失效模式的裂纹扩展寿命预测方法，形成考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法。

A method for evaluating the damage tolerance of a turbine disk with multiple locations and multiple failure modes

The invention relates to a consideration of parts and the failure mode of turbine disk damage tolerance evaluation method, steps of: (1) to obtain turbine disk working conditions, including the load spectrum, the typical temperature; (2) the establishment of the three typical failure modes: heart failure, disk low cycle fatigue creep failure, failure of the rim the tenon structure combined high and low cycle fatigue fatigue \\; (3) according to the three kinds of failure modes, carry out macro and micro crack growth test, crack growth performance data acquisition; (4) a description of turbine disk crack material low cycle fatigue, creep, fatigue, high-low cycle complex fatigue typical failure mode propagation life prediction method, form considering the multi position and multi failure mode of turbine disk damage tolerance evaluation method.

【技术实现步骤摘要】

本专利技术是一种针对航空发动机涡轮盘结构强度的损伤容限评估方法，它是一种能够考虑涡轮盘不同部位材料的分散性，涡轮盘失效模式多样性的评估方法，属于航空航天发动机
航空发动机是一种极限产品，其关键部件——涡轮盘工作在高温、高压、高转速等的复杂载荷/环境下；涡轮盘作为限寿件，在航空发动机的设计、部件及核心机试验、地面台架及飞行试验以及发动机维护管理过程之中，要贯穿损伤容限方法。适当的损伤容限评估，可以避免零件的批准寿命期内，由于材料、制造和使用引起的缺陷导致的潜在失效。损伤容限评估方法以断裂力学为基础，以裂纹扩展实验为关键点，而裂纹扩展性能依赖于外界载荷以及材料内部微观组织。对于航空发动机涡轮盘结构，其不同部位承受的载荷条件差异较大：盘心处以高温、高应力的低循环为主；盘缘榫接处以大应力叠加振动的高低周复合疲劳为主。同时由于涡轮盘成型工艺及热处理制度的限制与影响，涡轮盘沿径向的材料微观组织结构差异明显，即不同部位具有相异的裂纹扩展性能。现有文献HuD,MaoJ,SongJ,etal.ExperimentalinvestigationofgrainsizeeffectonfatiguecrackgrowthrateinturbinediscsuperalloyGH4169underdifferenttemperatures[J].MaterialsScience&EngineeringA,2016,669:318-331.中提出了寿命分散因子和考虑寿命分散性的Paris公式的概念，文中从理论上方面利用寿命分散因子分析了裂纹闭合的机制，但并未介绍如何将分散性模型应用到涡轮盘裂纹扩展寿命评估中。本专利技术将寿命分散因子分布的获取和考虑寿命分散性的Paris公式的应用建立成一套系统的方法，考虑寿命分散性的Paris公式用来预测涡轮盘低循环裂纹扩展寿命。现有文献HuD,YangQ,LiuH,etal.CrackclosureeffectandcrackgrowthbehaviorinGH2036superalloyplatesundercombinedhighandlowcyclefatigue[J].IntJFatigue.2017,95:90-103从试验角度出发研究了GH2036材料高低周复合疲劳行为，并对其裂纹扩展寿命进行了预测，但其研究成果仅针对实验室情况下标准试件，未考虑涡轮榫接部件的结构特征。
技术实现思路
本专利技术技术解决方案：克服现有技术的不足，提供一种考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法，大大提高了发动机关键件—涡轮盘的安全性和可靠性。本专利技术技术解决方案：一种考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法，通过试验及模型研究，探索涡轮盘不同取样部位、不同载荷条件所致的失效模式下的裂纹扩展寿命及规律，最终建立针对航空发动机涡轮盘的，工程应用迫切需求的损伤容限评估方法。本专利技术实现步骤如下：第一步，获取涡轮盘工况条件，所述工况条件指涡轮各个位置的机械载荷与热载荷状况，由涡轮盘设计工作状态转速、工作状态的温度场分布、外场载荷谱等确定。第二步，基于第一步获取的涡轮盘工况条件，确立涡轮盘结构三种典型失效模式，所述三种典型失效模式为低循环疲劳失效、蠕变\\疲劳失效和高低周复合疲劳失效；所述低循环疲劳失效指最大应力超过了材料的屈服应力，发生破坏时应力循环次数一般低于为103～104，低循环疲劳为涡轮盘结构在工作过程中常见的一种工作状态，是盘缘以内位置的主要失效模式；所述蠕变\\疲劳失效是指结构在高温下承受循环载荷，由于蠕变损伤和疲劳损伤交互作用产生的失效，蠕变\\疲劳失效是涡轮盘盘缘位置的主要失效模式；所述高低周复合疲劳失效指高周疲劳载荷与低周疲劳载荷共同作用下的疲劳失效模式，涡轮盘榫接处的主要失效模式为高低周复合疲劳失效。第三步，依据第二步所述的三种失效模式，分别开展模拟各失效特征的裂纹扩展实验，并基于实验数据建立三种失效模式下的寿命预测方法。对于低循环疲劳失效模式，开展不同取样位置的裂纹扩展实验，不同取样位置微观组织观测实验，采集宏观裂纹扩展数据与微观组织特征数据，基于数据建立低循环疲劳寿命预测方法；对于蠕变疲劳失效模式，开展不同温度和不同保载时间的裂纹扩展实验，采集宏观裂纹扩展数据，基于数据建立蠕变\\疲劳寿命预测方法；对于高低周复合疲劳失效模式，开展不同应力比的裂纹扩展实验，榫接结构件高低周复合疲劳实验，基于数据建立高低周复合疲劳寿命预测方法。第四步，根据第三步建立的寿命预测方法，结合涡轮盘工况条件，可对涡轮盘不同部位的实际裂纹进行寿命评估。所述的寿命评估是指定期对服役涡轮盘进行裂纹检测，对检出裂纹的裂纹扩展阶段寿命做出预测，所述裂纹扩展阶段寿命指裂纹从裂纹检出开始，到结构失稳断裂为止的寿命数。当起裂位置在涡轮盘盘心至盘缘区域内，疲劳载荷最大应力超过了材料的屈服应力，采用第三步建立的低循环疲劳寿命预测方法；当起裂位置在盘缘处，载荷存在明显保载时间，采用第三步建立的蠕变\\疲劳寿命预测方法；当起裂部位在榫接结构处，采用第三步建立的高低周复合疲劳寿命预测方法。所述第三步中，低循环疲劳裂纹扩展预测方法如下：(1)微观晶粒尺寸数据采集：在涡轮盘盘缘A、盘心B和安装边D分别多次采样，利用扫描电镜观察微观组织特征，分别得到涡轮盘盘缘A、盘心B和安装边D三个不同位置处晶粒尺寸dA，dB，dD，三者取平均计算涡轮盘平均晶粒尺寸所述微观组织特征指晶粒、二次相/强化相的分布；(2)宏观裂纹扩展数据采集：对盘缘A、盘心B和安装边D三个部位多次采样CT试件进行不同应力比、不同温度的载荷条件下低循环疲劳试验，所述CT试件为标准紧凑拉伸试件；低循环疲劳试验中，显微镜记录预制裂纹处裂纹张开及闭合过程的图片，利用数字图像相关法DIC对比裂纹张开及闭合过程的图片之间的差异，得到图片中各点在不同图片之间的位移a，记录每张图片对应的实验循环数N；最后利用某一时间段内位移差da除以实验循环数dN，便得到涡轮盘A、B、D三处试件不同应力比和不同温度条件下裂纹扩展速率da/dN；所述不同应力比指试验循环加载时最小应力与最大应力之比，根据涡轮盘工作时载荷谱计算得到；所述不同温度指试验时试件加载温度包括A、B、D三处服役温度加上室温，覆盖整盘温度场；所述低循环疲劳试验指实验中最大应力超过了材料的屈服应力，发生破坏时应力循环次数范围为103到104，低循环疲劳为涡轮盘结构在工作过程中常见的一种工作状态；所述多次采样次数为5-10次。(3)裂纹扩展分析方法：利用步骤(1)得到的微观A、B和D处晶粒尺寸dA，dB，dD和涡轮盘平均晶粒尺寸数据，以及步骤(2)得到的涡轮盘A、B、D三处试件不同应力比和不同温度条件下裂纹扩展速率数据da/dN代入Paris公式中，利用统计学方法拟合得到公式中的参数C和n；再将C和n代入考虑寿命分散性的Paris公式中，利用统计学方法拟合得到考虑寿命分散性的Paris公式中的寿命分散因子XL，每一个试件对应一个寿命分散因子，将寿命分散因子按照A、B、D三处位置进行分类，选择正态分布拟合得到A、B、D三处寿命分散因子的分布；所述统计学方法为最小二乘法。(4)低循环疲劳裂纹扩展寿命预测方法：通过涡本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法，其特征在于实现步骤如下：第一步，获取涡轮盘工况条件，所述工况条件指涡轮各个位置的机械载荷与热载荷状况，由涡轮盘设计工作状态转速、工作状态的温度场分布、外场载荷谱确定；第二步，基于第一步获取的涡轮盘工况条件，确立涡轮盘结构三种典型失效模式，所述三种典型失效模式为低循环疲劳失效、蠕变\疲劳失效和高低周复合疲劳失效；所述低循环疲劳失效指最大应力超过了材料的屈服应力，发生破坏时应力循环次数低于为103～104，低循环疲劳为涡轮盘结构是盘缘以内位置的主要失效模式；所述蠕变\疲劳失效是指结构在高温下承受循环载荷，由于蠕变损伤和疲劳损伤交互作用产生的失效，蠕变\疲劳失效是涡轮盘盘缘位置的主要失效模式；所述高低周复合疲劳失效指高周疲劳载荷与低周疲劳载荷共同作用下的疲劳失效模式，涡轮盘榫接处的主要失效模式为高低周复合疲劳失效；第三步，依据第二步所述的三种失效模式，分别开展模拟各失效特征的裂纹扩展实验，并基于实验数据建立三种失效模式下的寿命预测方法，对于低循环疲劳失效模式，开展不同取样位置的裂纹扩展实验，不同取样位置微观组织观测实验，采集宏观裂纹扩展数据与微观组织特征数据，基于数据建立低循环疲劳寿命预测方法；对于蠕变疲劳失效模式，开展不同温度和不同保载时间的裂纹扩展实验，采集宏观裂纹扩展数据，基于数据建立蠕变\疲劳寿命预测方法；对于高低周复合疲劳失效模式，开展不同应力比的裂纹扩展实验，榫接结构件高低周复合疲劳实验，基于数据建立高低周复合疲劳寿命预测方法；第四步，根据第三步建立的寿命预测方法，结合涡轮盘工况条件，对涡轮盘不同部位的实际裂纹进行寿命评估，所述寿命评估是指定期对服役涡轮盘进行裂纹检测，对检出裂纹的裂纹扩展阶段寿命做出预测；所述裂纹扩展阶段寿命指裂纹从裂纹检出开始，到结构失稳断裂为止的寿命数；当起裂位置在涡轮盘盘心至盘缘区域内，疲劳载荷最大应力超过了材料的屈服应力，采用第三步建立的低循环疲劳寿命预测方法；当起裂位置在盘缘处，载荷存在明显保载时间，采用第三步建立的蠕变\疲劳寿命预测方法；当起裂部位在榫接结构处，采用第三步建立的高低周复合疲劳寿命预测方法。...

【技术特征摘要】
1.一种考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法，其特征在于实现步骤如下：第一步，获取涡轮盘工况条件，所述工况条件指涡轮各个位置的机械载荷与热载荷状况，由涡轮盘设计工作状态转速、工作状态的温度场分布、外场载荷谱确定；第二步，基于第一步获取的涡轮盘工况条件，确立涡轮盘结构三种典型失效模式，所述三种典型失效模式为低循环疲劳失效、蠕变\\疲劳失效和高低周复合疲劳失效；所述低循环疲劳失效指最大应力超过了材料的屈服应力，发生破坏时应力循环次数低于为103～104，低循环疲劳为涡轮盘结构是盘缘以内位置的主要失效模式；所述蠕变\\疲劳失效是指结构在高温下承受循环载荷，由于蠕变损伤和疲劳损伤交互作用产生的失效，蠕变\\疲劳失效是涡轮盘盘缘位置的主要失效模式；所述高低周复合疲劳失效指高周疲劳载荷与低周疲劳载荷共同作用下的疲劳失效模式，涡轮盘榫接处的主要失效模式为高低周复合疲劳失效；第三步，依据第二步所述的三种失效模式，分别开展模拟各失效特征的裂纹扩展实验，并基于实验数据建立三种失效模式下的寿命预测方法，对于低循环疲劳失效模式，开展不同取样位置的裂纹扩展实验，不同取样位置微观组织观测实验，采集宏观裂纹扩展数据与微观组织特征数据，基于数据建立低循环疲劳寿命预测方法；对于蠕变疲劳失效模式，开展不同温度和不同保载时间的裂纹扩展实验，采集宏观裂纹扩展数据，基于数据建立蠕变\\疲劳寿命预测方法；对于高低周复合疲劳失效模式，开展不同应力比的裂纹扩展实验，榫接结构件高低周复合疲劳实验，基于数据建立高低周复合疲劳寿命预测方法；第四步，根据第三步建立的寿命预测方法，结合涡轮盘工况条件，对涡轮盘不同部位的实际裂纹进行寿命评估，所述寿命评估是指定期对服役涡轮盘进行裂纹检测，对检出裂纹的裂纹扩展阶段寿命做出预测；所述裂纹扩展阶段寿命指裂纹从裂纹检出开始，到结构失稳断裂为止的寿命数；当起裂位置在涡轮盘盘心至盘缘区域内，疲劳载荷最大应力超过了材料的屈服应力，采用第三步建立的低循环疲劳寿命预测方法；当起裂位置在盘缘处，载荷存在明显保载时间，采用第三步建立的蠕变\\疲劳寿命预测方法；当起裂部位在榫接结构处，采用第三步建立的高低周复合疲劳寿命预测方法。2.根据权利要求1所述的一种考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法，其特征在于：所述第三步中，低循环疲劳裂纹扩展预测方法如下：(1)微观晶粒尺寸数据采集：在涡轮盘盘缘A、盘心B和安装边D分别多次采样，利用扫描电镜观察微观组织特征，分别得到涡轮盘盘缘A、盘心B和安装边D三个不同位置处晶粒尺寸dA，dB，dD，三者取平均计算涡轮盘平均晶粒尺寸所述微观组织特征指晶粒、二次相/强化相的分布；(2)宏观裂纹扩展数据采集：对盘缘A、盘心B和安装边D三个部位多次采样CT试件进行不同应力比、不同温度的载荷条件下低循环疲劳试验，所述CT试件为标准紧凑拉伸试件；低循环疲劳试验中，显微镜记录预制裂纹处裂纹张开及闭合过程的图片，利用数字图像相关法DIC对比裂纹张开及闭合过程的图片之间的差异，得到图片中各点在不同图片之间的位移a，记录每张图片对应的实验循环数N；最后利用某一时间段内位移差da除以实验循环数dN，便得到涡轮盘A、B、D三处试件不同应力比和不同温度条件下裂纹扩展速率da/dN；所述不同应力比指试验循环加载时最小应力与最大应力之比，根据涡轮盘工作时载荷谱计算得到；所述不同温度指试验时试件加载温度包括A、B、D三处服役温度加上室温，覆盖整盘温度场；所述低循环疲劳试验指实验中最大应力超过了材料的屈服应力，发生破坏时应力循环次数范围为103到104，低循环疲劳为涡轮盘结构在工作过程中常见的一种工作状态；(3)裂纹扩展分析方法：利用步骤(1)得到的微观A、B和D处晶粒尺寸dA，dB，dD和涡轮盘平均晶粒尺寸数据，以及步骤(2)得到的涡轮盘A、B、D三处试件不同应力比和不同温度条件下裂纹扩展速率数据da/dN代入Paris公式中，利用统计学方法拟合得到公式中的参数C和n；再将C和n代入考虑寿命分散性的Paris公式中，利用统计学方法拟合得到考虑寿命分散性的Paris公式中的寿命分散因子XL，每一个试件对应一个寿命分散因子，将寿命分散因子按照A、B、D三处位置进行分类，选择正态分布拟合得到A、B、D三处寿命分散因子的分布；(4)低循环疲劳裂纹扩展寿命预测方法：通过涡轮盘结构静强度分析确定危险点位置，假设为盘缘A、盘心B或安装边D三者之间某处，通过该某处静强度分析得到的裂纹类型查找应力强度因子手册计算得到该某处应力强度因子范围△K，将△K和步骤(3)得到的该某处寿命分散因子的分布代入考虑寿命分散性的Paris公式，对此Paris公式积分得到裂纹扩展寿命与裂纹长度关系；初始裂纹长度a0和断裂时最终裂纹长度ai分别表示涡轮盘在外场工作过程中初次通过裂纹观察技术观察到的裂纹长度和涡轮盘断裂时的裂纹长度，使用者通过外场统计数据得到或者进行涡轮盘试验时利用显微镜观察得到，将初始裂纹长度a0和断裂时最终裂纹长度ai代入裂纹扩展寿命与裂纹长度关系中即可计算裂纹扩展寿命。3.根据权利要求2所述的一种考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法，其特征在于：所述步骤(3)中得到寿命分散因子分布的方法为：首先对步骤(2)中所有CT试件统一使用Paris公式拟合，得到与涡轮盘材料有关的材料常数C和n；然后将材料常数C和n代入考虑寿命分散性的Paris公式中，对(2)中盘缘A、盘心B和安装边D三处的每个CT试件单独使用此公式拟合得到每个CT试件的寿命分散因子，最终得到涡轮盘盘缘A、盘心B和安装边D三处的寿命分散因子分布。4.根据权利要求2所述的一种考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法，其特征在于：所述步骤(4)中低循环疲劳裂纹扩展寿命计算中，静强度分析时以等效应力、径向应力和周向应力作为指标，找到三种应力最大的三处位置作为危险点位置分别计算裂纹面扩展寿命；应力强度因子范围△K的计算时首先根据危险点的裂纹类型查找应力强度因子手册得到应力强度因子的经验公式，代入几何尺寸数据和最大应力值即可计算得到应力强度因子值，即为此时的应力强度因子范围△K；对考虑寿命分散性的Paris公式的其积分结果为表示裂纹扩展寿命与裂纹长度关系，将初始裂纹长度a0和断裂时最终裂纹长度ai代入裂纹扩展寿命与裂纹长度关系中即可计算裂纹扩展寿命。5.根据权利要求1所述的一种考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法，其特征在于：所述第三步中，高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法如下：(1)根据不同应力比下低周疲劳裂纹扩展试验，计算涡轮盘榫接材料的张开应力强度因子Kop，有效应力强度因子ΔKeff，并确定残余裂尖张开位移δres与张开应力强度因子Kop的关系，并建立考虑裂纹闭合效应的疲劳裂纹扩展寿命模型，为后续计算疲劳载荷下的裂纹扩展增量提供基础；(2)对不同裂纹长度下涡轮榫接结构施加高低周复合疲劳载荷，然后进行瞬态分析，根据分析结果拟合确定复合疲劳载荷作用下，高周载荷应力强度因子模型ΔKCCF,max＝f(a)，和最大裂尖张开位移ΔδCCF,max与高周最大应力强度因子ΔKCCF,max关系模型；(3)对不同裂纹长度下涡轮榫接结构施加低周疲劳载荷，然后进行瞬态分析，根据分析结果，拟合确定低周载荷应力强度因子模型KLCF,max＝f(a)，和最大裂尖张开位移δLCF,max与低周最大应力强度因子KLCF,max模型；(4)设定涡轮榫接结构所受复合疲劳载荷的一个循环起始于卸载，终止于加载到最大载荷，在某一榫齿当前循环裂纹长度an下，判断...

【专利技术属性】
技术研发人员：胡殿印，王荣桥，王西源，毛建兴，高晔，刘茜，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11