基于材料微观损伤演化的涡轮叶片寿命评估方法及系统技术方案

本发明专利技术公开了一种基于材料微观损伤演化的涡轮叶片寿命评估方法及系统，该方法先基于外场转速载荷谱生成试验力载荷谱，以便于进行蠕变疲劳试验，然后基于生成的试验力载荷谱先后进行材料级蠕变疲劳试验和模拟件级蠕变疲劳试验，以构建材料级蠕变微观损伤演化模型和模拟件级蠕变微观损伤演化模型，以逐级递进的方式对蠕变疲劳试验的微观结构演化进行了定量描述，建立了蠕变损伤和微观结构演化之间的关系，实现了涡轮叶片蠕变寿命的精准预测，从而为航空发动机的翻修与叶片更换提供技术参考。考。考。

【技术实现步骤摘要】
基于材料微观损伤演化的涡轮叶片寿命评估方法及系统


[0001]本专利技术涉及叶片剩余寿命评估
，特别地，涉及一种基于材料微观损伤演化的涡轮叶片寿命评估方法及系统。

技术介绍

[0002]现有的航空发动机涡轮叶片寿命评估方法主要基于发动机叶片的服役时间，将叶片设计使用寿命减去服役时间从而得到叶片的剩余寿命，从而确定航空发动机叶片的替换时间间隔。而发动机关键构件在经历严苛的服役环境考核后，其材料微观组织将发生变化，例如单晶涡轮叶片的筏化等，材料的微观损伤特性记录了其所经历过的服役历程，对于分析其剩余寿命具有很大的指导意义。但是，现有评估方法没有考虑航空发动机服役过程中的巡航、加速等不同的工作环境对材料造成的损伤，无法获取镍基单晶材料实时的使用状态，对于材质劣化的预估非常不精确，寿命评估准确度差，增加了航空发动机叶片的使用风险，降低航空发动机使用的可靠性，同时也可能造成材料的浪费，增加发动机维修成本。

技术实现思路

[0003]本专利技术提供了一种基于材料微观损伤演化的涡轮叶片寿命评估方法及系统，以解决现有涡轮叶片寿命评估方法存在的评估准确性差的技术问题。
[0004]根据本专利技术的一个方面，提供一种基于材料微观损伤演化的涡轮叶片寿命评估方法，包括以下内容：
[0005]获取外场转速载荷谱并生成试验力载荷谱；
[0006]基于试验力载荷谱进行材料级蠕变疲劳试验，并基于试验结果构建材料级蠕变微观损伤演化模型；
[0007]基于试验力载荷谱进行模拟件级蠕变疲劳试验，并基于试验结果和材料级蠕变微观损伤演化模型构建得到模拟件级蠕变微观损伤演化模型；
[0008]利用模拟件级蠕变微观损伤演化模型预测涡轮叶片的蠕变寿命。
[0009]进一步地，还包括以下内容：
[0010]基于模拟件级蠕变微观损伤演化模型进行真实叶片的蠕变微观损伤预测分析，并根据预测分析结果确定真实叶片的工作时间取样方案，对样品切片后进行微观测试试验，并将微观测试试验结果与蠕变微观损伤预测分析结果进行比对，当两个结果相差较大时，对模拟件级蠕变微观损伤演化模型进行修正。
[0011]进一步地，所述生成试验力载荷谱的过程包括以下内容：
[0012]采用雨流计数法对外场转速载荷谱进行标准化，得到标准转速载荷谱；
[0013]采用蠕变损伤等效的方式缩短标准转速载荷谱的试验时间以形成蠕变试验加速载荷谱；
[0014]将蠕变试验加速载荷谱等效为试验力载荷谱。
[0015]进一步地，在进行材料级蠕变疲劳试验之前还包括以下内容：
[0016]测试得到材料级试验件的蠕变疲劳寿命和材料蠕变曲线，基于蠕变疲劳寿命和材料蠕变曲线将载荷持续时间分配为0、t/4、t/2、0.9t和t，t表示蠕变疲劳寿命。
[0017]进一步地，所述材料级蠕变微观损伤演化模型为：
[0018][0019]其中，表示蠕变损伤率，表示初始蠕变损伤率，ξ、φ、β均是温度相关常数，τ
c
表示屈服应力，r
s
表示各向同性硬化应力，表示稳态蠕变率，τ
s
表示硬化应力，表示第s个八面体滑移系上的分切应变率，d
s
表示蠕变损伤因子，χ
s
表示随动硬化应力，K、n
′
是温度相关常数，sign()表示符号函数，<>表示屈服条件，当|τ
s
‑
χ
s
|
‑
r
s
＜0时，不满足滑移系开动条件，此时仅发生弹性变形而不会被计入到中，d0表示初始蠕变损伤变量，d0＝η1d1+η2d2+η3d3，η1、η2、η3表示权重系数，η1+η2+η3＝1，d1表示通道宽度粗化所表征的蠕变损伤变量，d2表示由孔洞生成所表征的蠕变损伤变量，d3表示TCP相析出所表征的蠕变损伤变量。
[0020]进一步地，所述模拟件级蠕变微观损伤演化模型为：
[0021][0022][0023]其中，表示蠕变影响区内的分切应变率场强度，Ω表示蠕变影响区，S表示蠕变影响区的大小，表示权函数，表示蠕变影响区内位置为(i，j)的节点的分切应变率。
[0024]进一步地，修正后的模拟件级蠕变微观损伤演化模型为：
[0025][0026][0027][0028]其中，和分别为考虑结构修正的节点分切应变率以及蠕变影响区内的分切应变率场强度，为修正后的分切应变率，k1表示结构影响系数。
[0029]进一步地，所述基于模拟件级蠕变微观损伤演化模型进行真实叶片的蠕变微观损伤预测分析，并根据预测分析结果确定真实叶片的工作时间取样方案的过程具体为：
[0030]利用模拟件级蠕变微观损伤演化模型进行真实叶片的蠕变微观损伤预测分析，得到基体通道宽度的粗化随时间变化的曲线、孔洞的生成随时间变化的曲线、TCP相的析出随时间变化的曲线，确定三条曲线均变化明显的工作时间区间，以该工作时间区间作为真实叶片的工作时间取样方案。
[0031]进一步地，所述模拟件级试验件的几何、材料、温度和蠕变过程中的损失控制参量均与真实叶片保持一致。
[0032]另外，本专利技术还提供一种基于材料微观损伤演化的涡轮叶片寿命评估系统，采用如上所述的方法，包括：
[0033]载荷谱生成模块，用于获取外场转速载荷谱并生成试验力载荷谱；
[0034]第一模型构建模块，用于基于试验力载荷谱进行材料级蠕变疲劳试验，并基于试验结果构建材料级蠕变微观损伤演化模型；
[0035]第二模型构建模块，用于基于试验力载荷谱进行模拟件级蠕变疲劳试验，并基于试验结果和材料级蠕变微观损伤演化模型构建得到模拟件级蠕变微观损伤演化模型；
[0036]预测模块，用于利用模拟件级蠕变微观损伤演化模型预测涡轮叶片的蠕变寿命。
[0037]本专利技术具有以下效果：
[0038]本专利技术的基于材料微观损伤演化的涡轮叶片寿命评估方法，先基于外场转速载荷谱生成试验力载荷谱，以便于进行蠕变疲劳试验，然后基于生成的试验力载荷谱先后进行材料级蠕变疲劳试验和模拟件级蠕变疲劳试验，以构建材料级蠕变微观损伤演化模型和模拟件级蠕变微观损伤演化模型，以逐级递进的方式对蠕变疲劳试验的微观结构演化进行了定量描述，建立了蠕变损伤和微观结构演化之间的关系，实现了涡轮叶片蠕变寿命的精准预测，从而为航空发动机的翻修与叶片更换提供技术参考。
[0039]另外，本专利技术的基于材料微观损伤演化的涡轮叶片寿命评估系统同样具有上述优点。
[0040]除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本专利技术还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本专利技术作进一步详细的说明。
附图说明
[0041]构成本申请的一部分的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。在附图中：
[0042]图1是本专利技术优选实施例的基于材料微本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于材料微观损伤演化的涡轮叶片寿命评估方法，其特征在于，包括以下内容：获取外场转速载荷谱并生成试验力载荷谱；基于试验力载荷谱进行材料级蠕变疲劳试验，并基于试验结果构建材料级蠕变微观损伤演化模型；基于试验力载荷谱进行模拟件级蠕变疲劳试验，并基于试验结果和材料级蠕变微观损伤演化模型构建得到模拟件级蠕变微观损伤演化模型；利用模拟件级蠕变微观损伤演化模型预测涡轮叶片的蠕变寿命。2.如权利要求1所述的基于材料微观损伤演化的涡轮叶片寿命评估方法，其特征在于，还包括以下内容：基于模拟件级蠕变微观损伤演化模型进行真实叶片的蠕变微观损伤预测分析，并根据预测分析结果确定真实叶片的工作时间取样方案，对样品切片后进行微观测试试验，并将微观测试试验结果与蠕变微观损伤预测分析结果进行比对，当两个结果相差较大时，对模拟件级蠕变微观损伤演化模型进行修正。3.如权利要求1所述的基于材料微观损伤演化的涡轮叶片寿命评估方法，其特征在于，所述生成试验力载荷谱的过程包括以下内容：采用雨流计数法对外场转速载荷谱进行标准化，得到标准转速载荷谱；采用蠕变损伤等效的方式缩短标准转速载荷谱的试验时间以形成蠕变试验加速载荷谱；将蠕变试验加速载荷谱等效为试验力载荷谱。4.如权利要求1所述的基于材料微观损伤演化的涡轮叶片寿命评估方法，其特征在于，在进行材料级蠕变疲劳试验之前还包括以下内容：测试得到材料级试验件的蠕变疲劳寿命和材料蠕变曲线，基于蠕变疲劳寿命和材料蠕变曲线将载荷持续时间分配为0、t/4、t/2、0.9t和t，t表示蠕变疲劳寿命。5.如权利要求1所述的基于材料微观损伤演化的涡轮叶片寿命评估方法，其特征在于，所述材料级蠕变微观损伤演化模型为：其中，表示蠕变损伤率，表示初始蠕变损伤率，ξ、φ、β均是温度相关常数，τ
c
表示屈服应力，r
s
表示各向同性硬化应力，表示稳态蠕变率，τ
s
表示硬化应力，表示第s个八面体滑移系上的分切应变率，d
s
表示蠕变损伤因子，χ
s
表示随动硬化应力，K、n
′
是温度相关常数，sign()表示符号函数，< >表示屈服条件，当|τ
s
‑
χ
s
|
‑
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＜0时...

【专利技术属性】
技术研发人员：艾兴，王阁，杨旭峰，汪全中，米栋，李坚，宋双文，梅庆，
申请(专利权)人：中国航发湖南动力机械研究所，
类型：发明
国别省市：