CN106644784A - 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 - Google Patents

Abstract

本发明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。

Description

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

技术领域

本发明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技术领域。

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Hu D,Mao J,Song J,et al.Experimental investigation of grainsize effect on fatigue crack growth rate in turbine disc superalloyGH4169under 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，但并未介绍如何将分散性模型应用到涡轮盘裂纹扩展寿命评估中。本发明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Hu D,Yang Q,Liu H,et al.Crack closure effect and crack growthbehavior in GH2036superalloy plates under combined high and low cycle fatigue[J].Int J Fatigue.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。

发明内容

本发明技术解决方案：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。

本发明技术解决方案：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。本发明实现步骤如下：

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；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。

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K_op，有效应力强度因子ΔK_eff，并确定残余裂尖张开位移δ_res与张开应力强度因子K_op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ΔK_CCF,max＝f(a)，和最大裂尖张开位移Δδ_CCF,max与高周最大应力强度因子ΔK_CCF,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K_LCF,max＝f(a)，和最大裂尖张开位移δ_LCF,max与低周最大应力强度因子K_LCF,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a_n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a_n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ΔK_CCF,max，计算高低周复合载荷下的裂纹增量Δa_n，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δ_CCF,max，残余裂尖张开位移δ_CCF,res，张开应力强度因子K_op,CCF，执行步骤(7)，否则执行步骤(8)；

(6)由该榫齿裂纹长度a_n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K_LCF及卸载过程中裂尖张开位移的变化量Δδ；

(7)根据步骤(3)计算的复合疲劳载荷下最大裂尖张开位移δ_CCF,max和步骤(4)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δ_LCF,res＝δ_CCF,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Δa_n；

(8)更新该榫齿裂纹长度a_n+1＝a_n+Δa_n，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δ_res与张开应力强度因子K_op的关系为：

K_op＝(a₁×R+b₁)δ_res+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；ΔK_eff为有效应力强度因子幅值，且ΔK_eff＝K_max-K_op，K_max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ΔK_CCF,max＝K_CCF,max-K_LCF,max，其中K_CCF,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ΔK_CCF,max＝f(a)形式如下：

△K_CCF,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Δδ_CCF,max与高周最大应力强度因子ΔK_CCF,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K_LCF,max＝f(a)形式如下：

K_LCF,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δ_LCF,max与低周最大应力强度因子K_LCF,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Δa_n时，采用以下方法：

其中，ΔK_CCF,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；

计算当前循环复合疲劳载荷下最大裂尖张开位移δ_CCF,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，

δ_CCF,max＝δ_LCF,max+△δ_CCF,max；

计算当前循环下复合疲劳载荷下残余裂尖张开位移δ_CCF,res，采用以下方法：

其中，K_CCF,max，K_CCF,min为本循环最大和最小复合疲劳载荷应力强度因子；K_op,pre为上一循环张开应力强度因子；C₁，n₁由步骤(2)确定；

计算当前循环下复合疲劳载荷下张开应力强度因子K_op,CCF，应基于步骤(1)建立的残余裂尖张开位移δ_res与张开应力强度因子K_op的关系：

K_op,CCF＝(a₁×R_CCF+b₁)δ_res,CCF+c₁×R_CCF+d₁

其中，R_CCF为复合疲劳载荷下应力比，R_CCF＝K_CCF,min/K_CCF,max。

所述步骤(6)中，计算低周载荷卸载过程中裂尖张开位移的变化量Δδ，采用以下方法：

其中，K_CCF,max,pre为上一循环最大复合疲劳载荷下应力强度因子；K_LCF,min为当前循环低周最小应力强度因子；K_op,CCF,pre为上一循环复合疲劳载荷下张开应力强度因子；C₁，n₁由步骤(2)确定。

所述步骤(7)中，首先根据低周载荷下残余裂尖张开位移δ_LCF,res＝δ_CCF,max-Δδ，和步骤(1)建立的残余裂尖张开位移δ_res与张开应力强度因子K_op的关系，计算低周载荷下张开应力强度因子K_op,LCF：

K_op,LCF＝(a₁×R_LCF+b₁)δ_LCF,res+c₁×R_LCF+d₁

其中，R_LCF为低周载荷下应力比，R_LCF＝K_LCF,min/K_LCF,max，

然后采用以下方法计算低周载荷下裂纹增量Δa_n：

其中，ΔK_eff＝K_LCF,max–K_op,LCF，K_LCF,max为低周最大应力强度因子；C₀，n₀由步骤(1)确定。

所述第三步中，蠕变\疲劳失效扩展寿命预测方法如下：

(1)对于蠕变\疲劳裂纹扩展，采用标准紧凑拉伸试样，开展裂纹扩展实验，研究材料蠕变/疲劳裂纹扩展基本性能。试验温度由盘缘温度确定；选取典型保载时间，覆盖涡轮盘载荷谱保载时间。

(2)选取能够同时描述疲劳、蠕变效应的双项方程对步骤(1)中获得的实验数据进行描述，其公式如下：

其中，

式中da/dN为裂纹扩展速率，ΔK为应力强度因子范围，t_h为保载时间，R为载荷应力比，即最小载荷值比最大载荷值，C’、n’、b’和p’为材料常数，对同一温度下的蠕变\疲劳实验数据使用最小二乘法拟合公式参数。确定参数后该式可表示裂纹扩展速率与应力强度因子范围的关系，令应力强度因子范围ΔK值等于材料的断裂韧度值，将给定裂纹长度a₀和ΔK值达到材料断裂韧度时对应的最终裂纹长度a_i分别作为积分下限和上限，积分上式可算得裂纹扩展寿命。

本发明与现有技术有益效果在于：

(1)现有文献赵荣国,刘亚风,蒋永洲,等.航空发动机涡轮盘用GH4133B合金疲劳裂纹扩展寿命概率预测[J].机械工程学报,2015,51(18):71-82.仅考虑了常温下低循环载荷条件，建立了裂纹扩展寿命预测方法，但未涉及到高温蠕变\疲劳失效、高低周复合疲劳失效等涡轮盘常见失效模式下的裂纹扩展寿命评估。而本发明中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寿命模型研究，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，最终建立了针对航空发动机涡轮整盘的裂纹扩展评估方法，可按不同起裂位置对涡轮盘裂纹扩展寿命进行预测，并可以得到满足一定误差要求的裂纹扩展预测寿命。

(2)现有文献1Hu D,Mao J,Song J,et al.Experimental investigation ofgrain size effect on fatigue crack growth rate in turbine disc superalloyGH4169under 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。本发明中的低循环疲劳裂纹扩展寿命预测方法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。

(3)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，而本发明中低循环疲劳裂纹扩展寿命预测方法从微观晶粒、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。

(4)本发明中的高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法从高低周复合疲劳裂纹扩展机理出发：a.高周载荷的叠加，增加了裂纹扩展损伤，导致裂纹扩展加速；b.高周载荷的存在，残余裂尖张开位移增大，使裂纹闭合水平增加，对裂纹扩展抑制。考虑了裂纹闭合效应对裂纹扩展速率的影响，只有当复合疲劳载荷强度因子大于张开应力强度因子时，裂纹才会扩展，否则不扩展；

(5)传统复合疲劳裂纹扩展计算方法，将高周与低周割裂开来，线性叠加求得复合疲劳裂纹扩展量，本发明中的高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法引入了小时间尺度概念，对每个循环内裂纹扩展进行分析计算，考虑了时间历程对裂纹扩展的影响，计算结果更加准确；

(6)本发明的高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法基于瞬态动力学分析对高周载荷下榫接结构振动特性进行了分析，可准确模拟高周载荷应力强度因子，从而提高裂纹扩展预测的精度。

(7)现有文献Hu D,Yang Q,Liu H,et al.Crack closure effect and crackgrowth behavior in GH2036 superalloy plates under combined high and low cyclefatigue[J].Int J Fatigue.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。本发明高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法补充了该文献的不足，发展了文献提出的方法，首先针对涡轮榫接结构材料开展低周不同应力比下裂纹扩展试验，得到考虑裂纹闭合效应的裂纹扩展模型；在此基础上，对不同裂纹长度下的涡轮榫接结构进行瞬态分析或静力分析，确定榫接结构接触状态对裂纹扩展规律的影响，考虑载荷时间历程的影响，计算涡轮榫接结构高低周裂纹扩展寿命。本发明中的高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法将文献方法发展成一种可应用于涡轮榫接结构，且适用于多种材料的复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法。

附图说明

图1为本发明的方法流程图；

图2为本发明中低循环疲劳裂纹扩展寿命预测方法流程图；

图3为本发明中低循环疲劳裂纹扩展寿命预测方法中的CT试验试件的主视图和左视图；

图4为本发明中的低循环疲劳裂纹扩展寿命预测方法的实验预测结果对比图；

图5为本发明中的高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法流程图；

图6为本发明中的涡轮榫接结构有限元模型示意图；

图7为本发明中的涡轮榫接结构高低周复合疲劳载荷示意图；

图8为本发明的涡轮盘预制裂纹示意图；

图9某涡轮榫接结构高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测结果与试验结果对比。

具体实施方式

下面结合附图，对本发明考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法做进一步说明。

考虑涡轮盘不同部位材料的分散性、失效模式多样性，本发明提出的多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法，其流程见图1。

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：

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2。

(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3所示，图3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4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。

对于蠕变\疲劳失效模式：

(1)采用标准紧凑拉伸试样，开展裂纹扩展实验，研究材料蠕变/疲劳裂纹扩展基本性能。试验温度由盘缘温度确定；选取典型保载时间，覆盖涡轮盘载荷谱保载时间。

(2)选取能够同时描述疲劳、蠕变效应的双项方程对步骤(1)中获得的实验数据进行描述，其公式如下：

其中，

式中da/dN为裂纹扩展速率，ΔK为应力强度因子范围，t_h为保载时间，C’、n’、b’和p’为材料常数，对同一温度下的蠕变\疲劳实验数据使用最小二乘法拟合公式参数。确定参数后该式可表示裂纹扩展速率与应力强度因子范围的关系，令应力强度因子范围ΔK值等于材料的断裂韧度值，将给定裂纹长度a₀和ΔK值达到材料断裂韧度时对应的最终裂纹长度a_i分别作为积分下限和上限，积分上式可算得裂纹扩展寿命。

对于高低周复合疲劳失效模式，涡轮榫接结构高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法具体如下如图5所示。

(1)开展涡轮榫接材料带缺口平板试件低周裂纹扩展试验，根据试验结果计算张开应力强度因子K_op、有效应力强度因子K_eff，确定残余裂尖张开位移δ_res与张开应力强度因子K_op的关系：

K_op＝(a₁×R+b₁)δ_res+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；

并建立考虑裂纹闭合效应的疲劳裂纹扩展寿命模型：

其中，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；ΔK_eff为有效应力强度因子幅值，且ΔK_eff＝K_max-K_op，K_max为最大应力强度因子。为后续计算疲劳载荷下的裂纹扩展增量提供基础；

(2)如图6所示，为带裂纹涡轮榫接结构有限元数值模型示意图，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：

△K_CCF,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。

最大裂尖张开位移Δδ_CCF,max与高周最大应力强度因子ΔK_CCF,max关系模型:

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。

(3)如图6所示，为带裂纹涡轮榫接结构有限元数值模型示意图，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：

K_LCF,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。

最大裂尖张开位移δ_LCF,max与低周最大应力强度因子K_LCF,max模型:

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。

(4)如图7所示，为本发明的涡轮榫接结构高低周复合疲劳载荷示意图，假设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下a_n，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(3)，否则执行步骤(4)；

(5)由该榫齿裂纹长度a_n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ΔK_CCF,max，计算高低周复合载荷下的裂纹增量Δa_n:

其中，ΔK_CCF,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；

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，计算当前循环复合疲劳载荷下最大裂尖张开位移δ_CCF,max，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：

δ_CCF,max＝δ_LCF,max+△δ_CCF,max；

计算残余裂尖张开位移δ_CCF,res：

其中，K_CCF,max，K_CCF,min为本循环最大和最小复合疲劳载荷应力强度因子；K_op,pre为上一循环张开应力强度因子；C₁，n₁由步骤(2)确定；

计算张开应力强度因子K_op,CCF：

K_op,CCF＝(a₁×R_CCF+b₁)δ_res,CCF+c₁×R_CCF+d₁

其中R_CCF为复合疲劳载荷下应力比，R_CCF＝K_CCF,min/K_CCF,max。

然后执行步骤(7)；

否则，下一循环状态不是低周疲劳载荷，执行步骤(8)；

(6)由该榫齿裂纹长度a_n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K_LCF及卸载过程中裂尖张开位移的变化量Δδ：

其中，K_CCF,max,pre为上一循环最大复合疲劳载荷下应力强度因子；K_LCF,min为当前循环下低周最小应力强度因子K_LCF,min；K_op,CCF,pre为上一循环复合疲劳载荷下张开应力强度因子；C₁，n₁由步骤(2)确定。

(7)根据步骤(5)计算的复合疲劳载荷下最大裂尖张开位移δ_CCF,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：

δ_LCF,res＝δ_CCF,max-Δδ

将该值带入步骤(1)建立的残余裂尖张开位移δ_res与张开应力强度因子K_op的关系，计算低周载荷下张开应力强度因子K_op,LCF：

K_op,LCF＝(a₁×R_LCF+b₁)δ_LCF,res+c₁×R_LCF+d₁

其中，R_LCF为低周载荷下应力比，R_LCF＝K_LCF,min/K_LCF,max。

然后计算低周载荷下裂纹增量Δa_n：

其中，ΔK_eff＝K_LCF,max–K_op,LCF，K_LCF,max为低周最大应力强度因子，C₀，n₀由步骤(1)确定；

(8)更新该榫齿裂纹长度a_n+1＝a_n+Δa_n，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。

根据本发明所述的预测方法进行了某涡轮榫接结构高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测，其预测结果如图8所示，其中横坐标代表通过试验方法获得的涡轮榫接结构裂纹扩展寿命，纵坐标代表通过本发明获得的涡轮榫接结构预测寿命。通过对比可以发现，本发明建立的预测方法预测精度在2.2倍分散带内。本发明首先针对不同裂纹长度涡轮榫接结构进行瞬态分析，然后考虑裂纹闭合效应和载荷历程影响，发展了一种可应用于涡轮榫接结构，且适用于多种材料的复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法，具有较强的应用价值。

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。

根据本发明所述的损伤容限评估方法，进行了某涡轮盘整盘试验裂纹扩展寿命预测。经静强度分析中确定的危险部位为偏心孔，对应的考核温度为偏心孔位置的特征温度430℃。为在试验件考核部位上获取有效的裂纹长度试验数据，分别在各处偏心孔预制裂纹，如图9所示。对A、B、C三处预制裂纹的裂纹扩展行为进行预测，预测结果如表1所示，表1为对涡轮盘整盘实验中的三处裂纹扩展寿命预测结果。

表1

初始裂纹为整盘试验进行过程中，在一定时间间隔下检出的各偏心孔处初始裂纹，最终裂纹长度为涡轮盘破裂前一阶段测得的裂纹尺寸，预测寿命是针对裂纹从检出到轮盘破裂之间阶段的裂纹扩展寿命，结果显示，基于多部位多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法所得的裂纹扩展寿命，相对误差在30％以内，对于裂纹扩展寿命在10³量级的低循环疲劳失效情况，属于较高精度。

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。

Claims (12)

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。

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。

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K_op，有效应力强度因子ΔK_eff，并确定残余裂尖张开位移δ_res与张开应力强度因子K_op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ΔK_CCF,max＝f(a)，和最大裂尖张开位移Δδ_CCF,max与高周最大应力强度因子ΔK_CCF,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K_LCF,max＝f(a)，和最大裂尖张开位移δ_LCF,max与低周最大应力强度因子K_LCF,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a_n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a_n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ΔK_CCF,max，计算高低周复合载荷下的裂纹增量Δa_n，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δ_CCF,max，残余裂尖张开位移δ_CCF,res，张开应力强度因子K_op,CCF，执行步骤(7)，否则执行步骤(8)；

(6)由该榫齿裂纹长度a_n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K_LCF及卸载过程中裂尖张开位移的变化量Δδ；

(7)根据步骤(3)计算的复合疲劳载荷下最大裂尖张开位移δ_CCF,max和步骤(4)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δ_LCF,res＝δ_CCF,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Δa_n；

(8)更新该榫齿裂纹长度a_n+1＝a_n+Δa_n，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。

6.根据权利要求5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(1)中，残余裂尖张开位移δ_res与张开应力强度因子K_op的关系为：

K_op＝(a₁×R+b₁)δ_res+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：

$da/dN=C_0{\left({\mathrm{\ΔK}}_{eff}\right)}^{n_0}$

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；ΔK_eff为有效应力强度因子幅值，且ΔK_eff＝K_max-K_op，K_max为最大应力强度因子。

7.根据权利要求5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(2)中，高周载荷应力强度因子ΔK_CCF,max＝K_CCF,max-K_LCF,max，其中K_CCF,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ΔK_CCF,max＝f(a)形式如下：

△K_CCF,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Δδ_CCF,max与高周最大应力强度因子ΔK_CCF,max的关系模型为：

${\mathrm{\Δ\δ}}_{CCF,max}=C_1{\mathrm{\ΔK}}_{CCF,max}^{n_1}$

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。

8.根据权利要求5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，拟合得到的低周载荷应力强度因子模型K_LCF,max＝f(a)形式如下：

K_LCF,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δ_LCF,max与低周最大应力强度因子K_LCF,max的关系模型为：

${\mathrm{\δ}}_{LCF,max}=C_2{K}_{LCF,max}^{n_2}$

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。

9.根据权利要求5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(5)中，计算高低周复合疲劳载荷下裂纹增量Δa_n时，采用以下方法：

${\mathrm{\Δa}}_n=C_0{\left({\mathrm{\ΔK}}_{CCF,max}\right)}^{n_0}$

其中，ΔK_CCF,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；

计算当前循环复合疲劳载荷下最大裂尖张开位移δ_CCF,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，

δ_CCF,max＝δ_LCF,max+△δ_CCF,max；

计算当前循环下复合疲劳载荷下残余裂尖张开位移δ_CCF,res，采用以下方法：

${\mathrm{\δ}}_{CCF,res}={\mathrm{\δ}}_{CCF,max,pre}-\frac{1}{2}{C}_1{(K_{CCF,max}-max(K_{CCF,min},K_{op,pre}\left)\right)}^{n_1}$

其中，K_CCF,max，K_CCF,min为本循环最大和最小复合疲劳载荷应力强度因子；K_op,pre为上一循环张开应力强度因子；C₁，n₁由步骤(2)确定；

计算当前循环下复合疲劳载荷下张开应力强度因子K_op,CCF，应基于步骤(1)建立的残余裂尖张开位移δ_res与张开应力强度因子K_op的关系：

K_op,CCF＝(a₁×R_CCF+b₁)δ_res,CCF+c₁×R_CCF+d₁

其中，R_CCF为复合疲劳载荷下应力比，R_CCF＝K_CCF,min/K_CCF,max。

10.根据权利要求5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(6)中，计算低周载荷卸载过程中裂尖张开位移的变化量Δδ，采用以下方法：

$\mathrm{\Δ}\mathrm{\δ}=\frac{1}{2}{C}_1{(K_{CCF,max,pre}-max(K_{LCF,min},K_{op,CCF,pre}\left)\right)}^{n_1}$

其中，K_CCF,max,pre为上一循环最大复合疲劳载荷下应力强度因子；K_LCF,min为当前循环低周最小应力强度因子；K_op,CCF,pre为上一循环复合疲劳载荷下张开应力强度因子；C₁，n₁由步骤(2)确定。

11.根据权利要求5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(7)中，

首先根据低周载荷下残余裂尖张开位移δ_LCF,res＝δ_CCF,max-Δδ，和步骤(1)建立的残余裂尖张开位移δ_res与张开应力强度因子K_op的关系，计算低周载荷下张开应力强度因子K_op,LCF：

K_op,LCF＝(a₁×R_LCF+b₁)δ_LCF,res+c₁×R_LCF+d₁

其中，R_LCF为低周载荷下应力比，R_LCF＝K_LCF,min/K_LCF,max，

然后采用以下方法计算低周载荷下裂纹增量Δa_n：

${\mathrm{\Δa}}_n=C_0{\left({\mathrm{\ΔK}}_{eff}\right)}^{n_0}$

其中，ΔK_eff＝K_LCF,max–K_op,LCF，K_LCF,max为低周最大应力强度因子；C₀，n₀由步骤(1)确定。

12.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，蠕变\疲劳失效扩展寿命预测方法如下：

(1)对于蠕变\疲劳裂纹扩展，采用标准紧凑拉伸试样，开展裂纹扩展实验，研究材料蠕变/疲劳裂纹扩展基本性能。试验温度由盘缘温度确定；选取典型保载时间，覆盖涡轮盘载荷谱保载时间；

(2)选取能够同时描述疲劳、蠕变效应的双项方程对步骤(1)中获得的实验数据进行描述，其公式如下：

其中，

式中da/dN为裂纹扩展速率，ΔK为应力强度因子范围，t_h为保载时间，R为载荷应力比，即最小载荷值比最大载荷值；C’、n’、b’和p’为材料常数，对同一温度下的蠕变\疲劳实验数据使用最小二乘法拟合公式参数，确定参数后，该式表示裂纹扩展速率与应力强度因子范围的关系，令应力强度因子范围ΔK值等于材料的断裂韧度值，将给定裂纹长度a₀和ΔK值达到材料断裂韧度时对应的最终裂纹长度a_i分别作为积分下限和上限，积分上式可算得裂纹扩展寿命。