一种涡轮榫接结构高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法技术

本发明专利技术涉及一种涡轮榫接结构高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法，步骤：(1)建立考虑裂纹闭合效应的裂纹扩展模型；(2)确定高周载荷应力强度因子模型；(3)确定低周载荷应力强度因子模型；(4)判断当前循环是否为高周载荷，若是，执行(5)，否则执行(6)；(5)计算复合疲劳下裂纹增量，判断下一循环是否为低周疲劳载荷，若是，获取当前循环最大裂尖张开位移，执行(7)，否则执行(8)；(6)计算低周载荷下裂尖张开位移变化量；(7)根据(5)和(6)输入的结果，计算残余裂尖张开位移及裂纹增量；(8)更新裂纹长度，若最大应力强度因子小于断裂韧度，重复步骤(4)到(7)，否则计算完成，得到裂纹扩展寿命。

A turbine joint structure combined high and low cycle fatigue life prediction method

The invention relates to a prediction method, the propagation life of turbine joint structure combined high and low cycle fatigue crack steps: (1) establish the extension model considering the crack crack closure effect; (2) to determine the high cycle load stress intensity factor model; (3) to determine the low cycle load stress intensity factor model; (4) judgment whether the current cycle is high cycle load, if executed, (5), otherwise the execution (6); (5) the calculation of composite fatigue crack increment, determine the next cycle is a low cycle fatigue load, if so, to obtain the current cycle of maximum crack opening displacement (7), otherwise, the execution execution (8); (6) the calculation of the low cycle load crack tip opening displacement variation; (7) according to (5) and (6) the result of input, calculation of residual crack tip opening displacement and crack increment; (8) update if the maximum crack length, stress intensity factor is smaller than the fracture toughness, repeat steps (4) to 7 (whether or not). The crack growth life is calculated.

【技术实现步骤摘要】
一种涡轮榫接结构高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法
本专利技术是一种针对航空发动机涡轮榫接结构高低周复合疲劳裂纹扩展寿命的预测方法，它是一种能够高低周耦合作用、裂纹闭合效应和小时间尺度的计算方法，属于航空航天发动机

技术介绍
涡轮盘是航空发动机为数不多的关键件之一，涡轮盘普遍采用枞树形榫槽结构与叶片榫头联接。涡轮榫接同时承受叶片离心力、热载荷等构成的低周疲劳载荷和由气动载荷诱发叶片横向振动及自身振动的小幅值、高频率的高周疲劳载荷，即高低周复合疲劳载荷。由于结构和受载的双重复杂性，不仅多型在役航空发动机长期受到涡轮榫接裂纹故障困扰，某些新型发动机也多次发生涡轮榫接裂纹故障，严重威胁飞机的飞行安全。为此，建立可准确预测涡轮盘榫槽高低周复合疲劳裂纹扩展寿命的分析方法研究具有重要意义。目前对于高低周复合疲劳裂纹扩展寿命的预测方法主要利用传统方法分别计算高周载荷和低周载荷下的应力强度因子，基于线性累积损伤理论对裂纹扩展进行分析，这具有明显的局限性：(1)没有考虑高周载荷与低周载荷的耦合作用，难以保证预测精度；(2)传统方法将高频载荷处理成叠加在低周载荷上的等幅静态载荷，未考虑结构振动特性对高周应力强度因子的影响，未体现结构振动特性随裂纹长度的增加而发生的改变。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，未对涡轮榫接结构进行瞬态分析，也未考虑载荷历程对高低周复合疲劳裂纹扩展寿命的影响，其结果针对材料较为单一，缺乏一定的应用性。此外，由于涡轮榫接结构在裂纹扩展过程中，会改变榫接的接触状态，造成应力的重新分布，在计算涡轮榫接结构的裂纹扩展寿命时，必须考虑这方面的影响。
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，提供一种涡轮榫接结构高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法，考虑裂了纹闭合效应和结构振动特性，保证了预测精度。本专利技术技术解决方案：一种涡轮榫接结构高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法，概括起来，主要包括：考虑裂纹闭合效应裂纹扩展寿命模型的建立，高低周复合疲劳裂纹扩展寿命模型的建立。实现步骤如下：(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，判断当前复合疲劳载荷下是否为高周疲劳载荷，若是则执行步骤(5)，否则执行步骤(6)；(5)由该榫齿裂纹长度an和步骤(2)确定的高周载荷应力强度因子模型，计算当前循环下的高周复合应力强度因子ΔKCCF,max，计算高低周复合载荷下的裂纹增量Δan，判断下一循环状态是否为低周疲劳载荷，若是低周疲劳载荷，由步骤(2)和(3)确定的最大裂尖张开位移模型，计算当前循环复合疲劳载荷下最大裂尖张开位移δCCF,max，残余裂尖张开位移δCCF,res，张开应力强度因子Kop,CCF，执行步骤(7)，否则执行步骤(8)；(6)由该榫齿裂纹长度an和步骤(3)确定的低周应力强度因子模型，计算低循环应力强度因子KLCF及卸载过程中裂尖张开位移的变化量Δδ；(7)根据步骤(5)计算的复合疲劳载荷下最大裂尖张开位移δCCF,max和步骤(6)计算的裂尖张开位移变化量Δδ，计算低周载荷下残余裂尖张开位移δLCF,res＝δCCF,max-Δδ，根据步骤(1)建立的考虑裂纹闭合效应的疲劳裂纹扩展寿命模型，计算低周载荷下的裂纹增量Δan；(8)更新该榫齿裂纹长度an+1＝an+Δan，判断最大应力强度因子是否小于断裂韧度，若小于断裂韧度，再次重复步骤(4)至(7)；反之若大于等于断裂韧度，计算完成，得到最终裂纹长度，根据初始和最终裂纹长度即可得出高低周复合疲劳裂纹扩展循环寿命N。所述步骤(1)中，残余裂尖张开位移δres与张开应力强度因子Kop的关系为：Kop＝(a1×R+b1)δres+c1×R+d1其中，a1、b1、c1、d1分别为与材料和温度有关的常数，可通过试验数据或数值模拟结果数据拟合获得；R为载荷的应力比；考虑裂纹闭合效应的裂纹扩展寿命模型为：其中，da/dN为裂纹扩展速率；C0，n0为与材料有关常数，可通过试验数据或数值模拟结果拟合获得；ΔKeff为有效应力强度因子幅值，且ΔKeff＝Kmax-Kop，Kmax为最大应力强度因子。所述步骤(2)中，高周载荷应力强度因子ΔKCCF,max＝KCCF,max-KLCF,max，其中KCCF,max为榫接结构复合疲劳载荷最大应力强度因子，拟合得到的高周载荷应力强度因子模型ΔKCCF,max＝f(a)形式如下：△KCCF,max＝a2a2+b2a+c2其中，a2、b2、c2分别为与材料和温度有关的常数，可通过试验数据或数值模拟结果数据拟合获得，a为裂纹长度。高周载荷下最大裂尖张开位移ΔδCCF,max与高周最大应力强度因子ΔKCCF,max的关系模型为：其中，C1，n1为与材料有关常数，可通过数值模拟结果拟合获得。所述步骤(3)中，拟合得到的低周载荷应力强度因子模型KLCF,max＝f(a)形式如下：KLCF,max＝a3a2+b3a+c3其中，a3、b3、c3分别为与材料和温度有关的常数，可通过试验数据或数值模拟结果数据拟合获得，a为裂纹长度。拟合得到的低周载荷下最大裂尖张开位移δLCF,max与低周最大应力强度因子KLCF,max的关系模型为：其中，C2，n2为与材料有关常数，可通过数值模拟结果拟合获得。所述步骤(5)中，计算高低周复合疲劳载荷下裂纹增量Δan时，采用以下方法：其中，ΔKCCF，max根据步骤(2)建立的高周应力强度因子模型确定；C0，n0由步骤(1)确定；计算当前循环下复合疲劳载荷下最大裂尖张开位移δCCF，max时，应基于步骤(2)和步骤(3)确定的最大裂尖张开位移模型进行计算，δCCF，max＝δLCF，max+△δCCF，max；计算当前循环下复合疲劳载荷下残余裂尖张开位移δCCF，res本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种涡轮榫接结构高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法，其特征在于实现步骤如下：(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K

【技术特征摘要】
1.一种涡轮榫接结构高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法，其特征在于实现步骤如下：(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，判断当前复合疲劳载荷下是否为高周疲劳载荷，若是则执行步骤(5)，否则执行步骤(6)；(5)由该榫齿裂纹长度an和步骤(2)确定的高周载荷应力强度因子模型，计算当前循环下的高周复合应力强度因子ΔKCCF,max，计算高低周复合载荷下的裂纹增量Δan，判断下一循环状态是否为低周疲劳载荷，若是低周疲劳载荷，由步骤(2)和(3)确定的最大裂尖张开位移模型，计算当前循环复合疲劳载荷下最大裂尖张开位移δCCF,max，残余裂尖张开位移δCCF,res，张开应力强度因子Kop,CCF，执行步骤(7)，否则执行步骤(8)；(6)由该榫齿裂纹长度an和步骤(3)确定的低周应力强度因子模型，计算低循环应力强度因子KLCF及卸载过程中裂尖张开位移的变化量Δδ；(7)根据步骤(5)计算的复合疲劳载荷下最大裂尖张开位移δCCF,max和步骤(6)计算的裂尖张开位移变化量Δδ，计算低周载荷下残余裂尖张开位移δLCF,res＝δCCF,max-Δδ，根据步骤(1)建立的考虑裂纹闭合效应的疲劳裂纹扩展寿命模型，计算低周载荷下的裂纹增量Δan；(8)更新该榫齿裂纹长度an+1＝an+Δan，判断最大应力强度因子是否小于断裂韧度，若小于断裂韧度，再次重复步骤(4)至(7)；反之若大于等于断裂韧度，计算完成，得到最终裂纹长度，根据初始和最终裂纹长度即可得出高低周复合疲劳裂纹扩展循环寿命N。2.根据权利要求1所述的一种涡轮榫接结构高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法，其特征在于：所述步骤(1)中，残余裂尖张开位移δres与张开应力强度因子Kop的关系为：Kop＝(a1×R+b1)δres+c1×R+d1其中，a1、b1、c1、d1分别为与材料和温度有关的常数，可通过试验数据或数值模拟结果数据拟合获得；R为载荷的应力比；考虑裂纹闭合效应的裂纹扩展寿命模型为：其中，da/dN为裂纹扩展速率；C0，n0为与材料有关常数，可通过试验数据或数值模拟结果拟合获得；ΔKeff为有效应力强度因子幅值，且ΔKeff＝Kmax-Kop，Kmax为最大应力强度因子。3.根据权利要求1所述的一种涡轮榫接结构高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法，其特征在于：所述步骤(2)中，高周载荷应力强度因子ΔKCCF,max＝KCCF,max-KLCF,max，其中KCCF,max为榫接结构复合疲劳载荷最大应力强度因子，拟合得到的高周载荷应力强度因子模型ΔKCCF,max＝f(a)形式如下：△KCCF,max＝a2a2+b2a+c2其中，a2、b2、c2分别为与材料和温度有关的常数，可通过试验数据或数值模拟结果数据拟合获得，a为裂纹长度；高周载荷下最大裂尖张开位移ΔδCCF,m...

【专利技术属性】
技术研发人员：胡殿印，高晔，杨乾，王荣桥，
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