【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于陶瓷基复合材料结构力学性能预测，尤其涉及一种cmc结构热梯度环境下的力学性能预测方法。
技术介绍
1、纤维增强陶瓷基复合材料(ceramic matrix composite，简称cmc)具有耐高温、质量轻、强度高及耐腐蚀等诸多优点，是新一代先进航空发动机高温部件的关键材料。采用cmc制造的航空发动机热端部件在持续高温环境中的工作表现优秀，可减轻航空发动机的整体重量，提高发动机推重比，进一步提升航空发动机的性能。
2、由于航空发动机cmc结构通常服役于复杂高温环境，其温度分布存在较大梯度，长期服役工作下会出现热应力损伤。目前针对cmc的高温环境力学性能研究工作大多只考虑均匀环境温度(cn110686967a)。然而，针对均匀环境温度建立的模型难以准确预测温度梯度环境下cmc结构的真实损伤情况，导致计算获得的cmc结构力学性能与真实情况偏差较大，难以准确评估处于热梯度环境下的cmc结构的使用寿命，影响了cmc结构的服役可靠性。
3、因此，有必要提出一种能够计算热梯度环境下cmc结构力学性能的方法，并预测不同热梯度环境下cmc结构的力学响应，以便作为航空发动机cmc结构结构设计及服役可靠性评估的参考。
技术实现思路
1、本专利技术所要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，提供一种cmc结构热梯度环境下的力学性能预测方法。
2、为实现上述技术目的，本专利技术采取的技术方案为：
3、一种cmc结构热梯度环境下的力学性能预测方法
4、步骤一、采用x射线计算机断层成像法获得cmc结构内部细观形貌的三维模型，得到cmc细观结构几何参数数据；
5、步骤二、根据几何参数数据，建立具有cmc结构转角及曲面特征的路径参数方程；
6、步骤三、根据路径参数方程，确定cmc结构最小周期性重复单元，将cmc结构最小周期性重复单元的力学行为视为cmc结构整体的力学行为，以cmc结构最小周期性重复单元作为cmc细观模型，
7、步骤四、对cmc细观模型施加热梯度边界条件，计算cmc细观模型温度场及热变形，标记并更新模型损伤单元，直至累计损伤单元数量不再增加，得到热应力损伤充分发展的cmc细观模型；
8、步骤五、对热应力损伤充分发展的cmc细观模型施加位移载荷并进行有限元计算，获得对应载荷状态下的cmc应力-应变响应结果，cmc应力-应变响应结果即为cmc结构热梯度环境下的力学性能。
9、为优化上述技术方案，采取的具体措施还包括：
10、步骤二中，具有cmc结构转角及曲面特征的路径参数方程为：
11、
12、
13、
14、其中ra与rb为cmc结构弯曲部位单个周期内振幅相反的两种类型纱线a、b的路径参数方程，xa与xb分别为对应两类纱线路径的x坐标，ya与yb分别为对应两类纱线路径的y坐标；a为振幅，为纱线路径相位函数，θ为函数定义域，ω为函数频率，为函数相位，η为弯曲部位曲率圆心位置系数，r为弯曲部位曲率半径，k为弯曲部位细观结构单层厚度，n为弯曲部位细观结构层数，p为cmc弯曲结构坐标常数一，q为弯曲结构坐标常数二，λ为cmc结构弯曲曲率相关参数一，μ为cmc结构弯曲曲率相关参数二，λ与μ由cmc结构整体弯曲程度决定。
15、步骤四的具体方法为：(1)假设cmc细观模型所处热梯度温度场恒定，cmc细观模型中的热应力损伤分布不受其他载荷影响，对cmc细观模型施加热梯度温度边界条件，设置渐进损伤计算迭代次数上限；(2)有限元计算后遍历cmc细观模型所有纱线单元应力，对满足各向异性失效准则判据的cmc纱线单元进行退化，认为其已失效并不再具备承载能力，并统计失效单元累计数目，对于cmc细观模型其他未失效单元，依据cmc纱线本构关系对模型结构刚度进行退化，模拟cmc结构在出现热应力损伤后承载能力的衰减过程，重复上述过程(2)过程直至累计失效单元数量不再增加或者达到预设迭代次数上限，得到热应力损伤充分发展的cmc细观模型。
16、步骤五的具体方法为：划分合适的载荷步长，对热应力损伤充分发展的cmc细观模型施加位移载荷并进行损伤计算，以获得对应载荷状态下的cmc应力-应变响应结果，若热应力损伤充分发展的cmc细观模型未达到失效载荷，则对热应力损伤充分发展的cmc细观模型整体损伤状态进行判断：本次计算若热应力损伤充分发展的cmc细观模型出现损伤，则对损伤单元进行标记，对cmc细观模型整体刚度进行退化，更新模型材料参数后重新进行损伤计算；若热应力损伤充分发展的cmc细观模型未出现损伤，则增加位移载荷进入下一个载荷步的计算，重复上述施加位移载荷并进行损伤计算的过程直至热应力损伤充分发展的cmc细观模型达到失效载荷，最终获得cmc结构热梯度环境下的力学性能。
17、失效准则为：
18、
19、其中，t为纱线单元所处环境温度，σmax(t)为热梯度环境下温度相关纱线单元失效应力，为纱线单元残余热应力，σth(t)为温度相关cmc纱线断裂强度，通过开展不同高温环境下cmc静强度拉伸试验获得，γ为cmc结构编织结构相关参数，tp为cmc结构的制备温度，当cmc细观结构单元应力σ≥σmax(t)时，认为cmc纱线单元失效。
20、本专利技术具有以下优点：
21、1、本专利技术提出了针对cmc结构复杂结构的细观模型建立方法，该方法建立的模型能够反应热梯度环境下cmc结构的热应力损伤分布特征，提高了工程应用中cmc结构的力学性能预测精度；
22、2、本专利技术建立cmc结构细观模型的方法具有通用性，适用于建立诸如航空发动机火焰筒、涡轮导叶、尾喷管调节片等多种热端部件的细观模型，提高了研究人员的设计效率；
23、3、本专利技术提出的针对热梯度环境下cmc结构的渐进损伤计算方法，能够预测工程中复杂高温环境下cmc结构刚度退化，通过修改失效判据及模型边界条件等，可应用于不同种类航空发动机cmc结构的力学性能计算，适用范围广、计算精度高，为航空发动机热端部件结构设计提供参考。
本文档来自技高网...【技术保护点】
1.一种CMC结构热梯度环境下的力学性能预测方法，其特征是：包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种CMC结构热梯度环境下的力学性能预测方法，其特征是：步骤二中，具有CMC结构转角及曲面特征的路径参数方程为：
3.根据权利要求1所述的一种CMC结构热梯度环境下的力学性能预测方法，其特征是：步骤四的具体方法为：(1)假设CMC细观模型所处热梯度温度场恒定，CMC细观模型中的热应力损伤分布不受其他载荷影响，对CMC细观模型施加热梯度温度边界条件，设置渐进损伤计算迭代次数上限；(2)有限元计算后遍历CMC细观模型所有纱线单元应力，对满足各向异性失效准则判据的CMC纱线单元进行退化，认为其已失效并不再具备承载能力，并统计失效单元累计数目，对于CMC细观模型其他未失效单元，依据CMC纱线本构关系对模型结构刚度进行退化，模拟CMC结构在出现热应力损伤后承载能力的衰减过程；重复(2)过程直至累计失效单元数量不再增加或者达到预设迭代次数上限，得到热应力损伤充分发展的CMC细观模型。
4.根据权利要求3所述的一种CMC结构热梯度环境下的力学性能预测方法，其特
5.根据权利要求3所述的一种CMC结构热梯度环境下的力学性能预测方法，其特征是：失效准则为：
...【技术特征摘要】
1.一种cmc结构热梯度环境下的力学性能预测方法，其特征是：包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种cmc结构热梯度环境下的力学性能预测方法，其特征是：步骤二中，具有cmc结构转角及曲面特征的路径参数方程为：
3.根据权利要求1所述的一种cmc结构热梯度环境下的力学性能预测方法，其特征是：步骤四的具体方法为：(1)假设cmc细观模型所处热梯度温度场恒定，cmc细观模型中的热应力损伤分布不受其他载荷影响，对cmc细观模型施加热梯度温度边界条件，设置渐进损伤计算迭代次数上限；(2)有限元计算后遍历cmc细观模型所有纱线单元应力，对满足各向异性失效准则判据的cmc纱线单元进行退化，认为其已失效并不再具备承载能力，并统计失效单元累计数目，对于cmc细观模型其他未失效单元，依据cmc纱线本构关系对模型结构刚度进行退化，模拟cmc结构在出现热应力损伤后承载能力的衰减过程；重复(2)过程直至累计失效单元数量不再增加或者达到预设迭代次数上限，得...
【专利技术属性】
技术研发人员：于国强，倪政，马文兵，隋正卿，何元辉，高希光，宋迎东，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。