一种基于涡轮盘低循环疲劳裂纹扩展寿命预测方法与流程

本发明是一种针对航空发动机涡轮/盘结构低循环疲劳裂纹扩展寿命预测方法，它是一种能够考虑不同取样部位晶粒尺寸等因素分散性的涡轮盘裂纹扩展寿命预测方法，属于航空航天发动机技术领域。

背景技术：

航空发动机是一种极限产品，工作在高温、高压、高转速等的复杂载荷/环境下；发动机性能及安全性指标的提高，要求发动机重量轻、长寿命、高可靠性(如，安全飞行对发动机结构件则要求低的破坏概率，可达10^-5-10^-7次/飞行小时)。传统低循环疲劳裂纹扩展寿命预测时，未考虑涡轮盘不同部位晶粒尺寸的分散性以及其对裂纹扩展速率的影响，而本发明考虑晶体尺寸对裂纹扩展寿命的影响，可以得到具有一定可靠度的低循环疲劳裂纹扩展寿命，可以用于涡轮盘损伤容限评估。

现有文献Hu D,Mao J,Song J,et al.Experimental investigation of grain size effect on fatigue crack growth rate in turbine disc superalloy GH4169under different temperatures[J].Materials Science&Engineering A,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，但并未介绍如何从微观到宏观采集数据计算寿命分散因子的分布；同时在得到考虑寿命分散性的Paris公式后，没有进一步介绍利用该公式预测涡轮盘裂纹扩展寿命的方法。本发明补充发展了该文献的不足，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，首先通过微观到宏观的实验观察采集数据，然后利用数据计算寿命分散因子的分布，最后利用考虑寿命分散性的Paris公式用来预测涡轮盘低循环裂纹扩展寿命。

技术实现要素：

本发明技术解决方案：克服现有技术无法考虑涡轮盘不同部位晶粒尺寸的分散性以及其对裂纹扩展速率影响的不足，提供一种涡轮盘结构低循环疲劳裂纹扩展寿命预测方法，能够准确预测裂纹扩展寿命，并得到满足一定可靠性的寿命，量化结构的失效风险。

本发明技术解决方案：一种基于涡轮盘低循环疲劳裂纹扩展寿命预测方法，概括起来，主要包括：微观数据采集、宏观数据采集、裂纹扩展分析方法、低循环疲劳裂纹扩展寿命预测方法四个部分。从晶粒、强化相/二次相分布等微观组织的角度出发研究低循环疲劳裂纹扩展的物理机制，通过引入寿命分散因子量化表征晶粒尺寸对裂纹扩展行为的影响规律，建立了基于平均晶粒尺寸的低循环疲劳裂纹扩展模型，用于预测低循环裂纹扩展寿命。

实现步骤如下：

(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d_A，d_B，d_D，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；

(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d_A，d_B，d_D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X_L，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a_i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a_i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。

所述步骤(3)中得到寿命分散因子分布的方法为：首先对(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。

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a_i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。

所述步骤(1)中多次采样次数为5-10次。

所述步骤(3)中的统计学方法为最小二乘法。

本发明与现有技术有益效果在于：

(1)现有文献1Hu D,Mao J,Song J,et al.Experimental investigation of grain size effect on fatigue crack growth rate in turbine disc superalloy GH4169under different temperatures[J].Materials Science&Engineering A,2016,669:318-331.仅从理论上方面利用寿命分散因子分析了裂纹闭合的机制，但并未介绍如何从微观到宏观采集数据计算寿命分散因子的分布；同时在得到考虑寿命分散性的Paris公式后，没有进一步介绍利用该公式预测涡轮盘裂纹扩展寿命的方法。本发明补充发展了该文献的不足，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，首先通过微观到宏观的实验观察采集数据，然后利用数据计算寿命分散因子的分布，最后利用考虑寿命分散性的Paris公式用来预测涡轮盘低循环裂纹扩展寿命，并可以得到满足一定可靠性的裂纹扩展寿命。

(2)现有技术(如文献2冯引利,吴长波,郜伟强,等.FGH96涡轮盘低循环疲劳寿命分析技术与试验[J].航空动力学报,2012,27(3):628-634.中仅使用宏观试验方法，文献3万宏强,高刚,丁锋.基于贝叶斯评估的航空发动机涡轮盘疲劳寿命可靠性研究[J].机械制造与自动化,2016(5).中仅考虑了宏观温度及试验测量等的分散性)在预测疲劳寿命时未考虑微观平均晶粒尺寸在涡轮盘中分布的差异性及其对疲劳寿命的影响，导致无法解释微观结构对疲劳寿命的影响，而本发明从微观晶粒、强化相/二次相分布等微观组织的角度出发得到低循环裂纹扩展的分析方法，在低循环疲劳寿命预测过程中加入与平均晶粒尺寸相关的寿命分散因子的分散性，能够从解释微观结构对宏观疲劳寿命的影响，对寿命预测更加准确。

附图说明

图1为本发明的方法流程图；

图2为本发明的CT试验试件的主视图和左视图；

图3为本发明的实验预测结果对比图。

具体实施方式

下面结合附图，对本发明涡轮盘基于平均晶粒尺寸的低循环疲劳裂纹扩展寿命预测研究方法做进一步说明。

从晶粒尺寸、强化相/二次相分布等微观组织的角度出发，结合宏观裂纹闭合观察，通过引入寿命分散因子量化表征晶粒尺寸对裂纹扩展行为的影响规律，本发明提出基于平均晶粒尺寸的低循环裂纹扩展研究方法，其流程见图1。

(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三个典型位置处分别多次采样，取样次数为5-10次，利用扫描电镜观察微观组织特征，包括晶粒、二次相/强化相的分布，观察时测量并记录涡轮盘盘缘A、盘心B和安装边D三个不同位置处晶粒尺寸d_A，d_B，d_D，三处的平均晶粒尺寸取平均值计算涡轮盘平均晶粒尺寸

(2)宏观裂纹扩展数据采集：对盘缘A、盘心B和安装边D三处部位取样，每处取5-10件标准紧凑拉伸试件，即CT试件如图2所示，图2中W，B和a₀为试件几何参数，由使用者自己确定，本发明示例中取W＝6.25mm，B＝3.75mm，a₀＝5mm，进行不同应力比、不同温度的载荷条件下低循环疲劳裂纹扩展试验；低循环疲劳裂纹扩展实验中控制实验中最大应力超过涡轮盘材料的屈服极限，试件失效时应力循环次数一般低于为10³～10⁴；低循环疲劳裂纹扩展实验中应力比，即最小应力与最大应力比值，由涡轮盘工作时载荷谱上应力值计算得到，一般可取0.1,0.5,0.75，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；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；DIC方法具体实施过程为，在试验过程中拍摄一组载荷取平均值时刻的连续图像，并将其中的某一时刻的一张图像作为参考图像，通过对比在其余图像与参考图像之间的差异，从而得到参考图像上各点在其余图像拍摄时刻对应的位移a。图像上的各点通过对参考图像的网格划分而获得；

(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d_A，d_B，d_D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，首先对(2)中所有CT试件统一使用最小二乘法拟合Paris公式得到公式中与涡轮盘材料有关的材料常数C和n；再将材料常数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利用最小二乘法拟合得到每个CT试件的考虑寿命分散性的Paris公式中的寿命分散因子X_L，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，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)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，对于涡轮盘而言，失效形式多为偏析孔处裂纹及榫槽槽低裂纹，裂纹类型为孔边裂纹；确定危险点位置后，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计算得到应力强度因子范围△K，将△K和步骤(3)得到的该某处寿命分散因子X_L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a_i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a_i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。利用此关系计算裂纹扩展寿命时，一方面可以利用Monte Carlo模拟方法对寿命分散因子的分布进行抽样，得到裂纹扩展寿命的概率分布，最终计算得到满足一定可靠性的低循环疲劳裂纹扩展寿命，可靠性要求越高裂纹扩展寿命越短；另一方面可以选择50％置信度对应的寿命分散因子分布的中值作为寿命分散因子，代入裂纹扩展寿命与裂纹长度的关系式计算得到裂纹扩展寿命。

根据本发明所述的裂纹扩展寿命预测方法进行了某涡轮盘低循环疲劳裂纹扩展寿命预测计算，对实验过程中的三处裂纹扩展寿命进行预测，结果如图3所示，空心圆点横坐标对应实验实际测量得到的该涡轮盘低循环疲劳裂纹扩展寿命，纵坐标对应利用本发明所述方法计算得到的该涡轮盘低循环疲劳裂纹扩展寿命，空心圆点位于对角线处说明试验结果与利用本发明方法计算结果完全相同，对角线上下两条直线为±1.4倍寿命线，可以发现预测结果在1.4倍分散带内，说明本发明在考虑了微观晶粒尺寸对裂纹扩展寿命的影响后，用来预测低循环疲劳裂纹扩展寿命具有精度较高，更接近实际情况。

提供以上实施例仅仅是为了描述本发明的目的，而并非要限制本发明的范围。本发明的范围由所附权利要求限定。不脱离本发明的精神和原理而做出的各种等同替换和修改，均应涵盖在本发明的范围之内。