CN107389471B - 裂纹失效模式判定方法及基于该方法的疲劳寿命预测方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种裂纹失效模式判定方法及基于该方法的疲劳寿命预测方法，应用于可靠性领域，基于法向应变和剪切应变对疲劳损伤所做的贡献判定部件裂纹失效模式，结合能量和临界面法，建立了拉伸主导的失效和剪切主导的失效这两种模式下的疲劳寿命预测模型，能有效控制材料分散性所导致的预测误差过大的问题，使得预测寿命不会偏离试验寿命太远；并且在模型建立的过程中引入临界面应力应变曲线关系及相关材料常数，能够反映平均应力的影响，同时该模型还能预测比例和非比例，对称与非对称载荷下的疲劳寿命。

Description

裂纹失效模式判定方法及基于该方法的疲劳寿命预测方法
技术领域
本发明属于可靠性领域，特别涉及一种航空金属材料或结构部件的疲劳寿命预测技术。
背景技术
航空发动机作为飞机的推力装置，被誉为飞机的“心脏”，其可靠性与寿命预测对于飞机的安全性具有重要的意义。近年来我国航空领域的机械故障中，80％是由转动部件的失效而引起的。随着航空工业的发展，对航空发动机性能要求不断提高，推重比不断增加，使得航空涡轮发动机温度和转速均不断提高，导致航空发动机各部件特别是涡轮转子部件在更加复杂的循环热载荷和机械载荷下工作的失效问题愈来愈突出。钛合金与传统的金属相比具有更高的强度和刚度，优异的耐腐蚀性和抗蠕变性，高韧性，良好的耐温性和较低的热膨胀系数，使其广泛应用于军事和航空航天领域。在疲劳研究初期，多轴疲劳一直是一个重要的研究方向，但是由于其方法复杂，在工程应用中常把多轴疲劳简化为单轴疲劳来处理，其预测结果往往会偏于保守或者不安全。近年来，由于结构设计要求的不断提高和试验研究手段的不断进步，如何更加准确地预测多轴疲劳寿命成了重要的研究方向。
临界平面方法作为多轴疲劳寿命预测领域中最有前途的一种，已经被人们进行了广泛地研究。同时结合临界面法和能量法，考虑两种裂纹失效模式的疲劳模型，也取得了一些进展。虽然近年来的一些多轴疲劳寿命预测模型都能预测比例和非比例载荷下的多轴疲劳寿命，也能恰当地表征平均应力的影响，但是由于材料的分散性，在缺乏试验情况下，其裂纹失效模式往往是不确定的，最终导致部分多轴疲劳寿命预测结果并不理想。对于考虑两种裂纹失效模式的疲劳模型，由于简单地选择较低的预测寿命作为最后的预测寿命，易导致其模型预测过于保守，结果不够精确。
发明内容
本发明为解决上述技术问题，提出了一种裂纹失效判定方法及基于该判定方法的疲劳寿命预测方法，首次提出在缺乏试验情况下确定材料在多轴疲劳载荷下的裂纹失效的判定方法，基于该裂纹失效判定方法得出疲劳寿命预测，突破了现有预测方法过于保守的局限。
本发明采用的技术方案是：一种裂纹失效模式判定方法，包括：
S1、对试样的疲劳试验数据进行有限元分析，确定应力应变分布；
S2、根据步骤S1的应力应变分布，判断危险区域是否产生塑性应变，若产生塑性则为低周疲劳，执行步骤S3；否则结束；
S3、获取危险区域中产生塑性应变所在的危险单元的12个应力应变随时间变化的分量；
S4、将步骤S3获取的危险单元的12个应力应变随时间变化的分量作为输入，采用临界面法，确定最大剪应变幅及其所在的平面和最大法向应变幅及其垂直的平面；
S5、根据材料的单轴与扭转疲劳材料常数，确定应变损伤参量比；
S6、若应变损伤参量比与最大法向应变幅之乘积大于最大剪应变幅，则裂纹失效模式为拉伸主导的失效；
若应变损伤参量比与最大法向应变幅之乘积小于或等于最大剪应变幅，则裂纹失效模式为剪切主导的失效。
进一步地，所述步骤S5确定应变损伤参量比的具体公式为：
Figure BDA0001349052750000021
其中，τ′f表示剪切疲劳强度系数，γ′f表示剪切疲劳延性系数，σ′f表示疲劳强度系数，ε′f表示疲劳延性系数，G表示剪切模量，E表示材料的弹性模量，Nf表示疲劳寿命，b表示疲劳强度指数，c表示疲劳延性指数，b0表示剪切疲劳强度指数，c0表示剪切疲劳延性指数。
本申请的另一技术方案为：基于裂纹失效模式判定的低周疲劳寿命预测方法，当裂纹失效模式为拉伸主导的失效时，则临界面为最大法向应变幅垂直的平面，采用拉伸主导的失效模式下的寿命预测模型；
当裂纹失效模式为剪切主导的失效时，则临界面为最大剪应变平面，采用剪切主导的失效模式下的寿命预测模型。
进一步地，所述拉伸主导的失效模式下的寿命预测模型具体为：
Figure BDA0001349052750000022
其中，K′表示循环强度系数，n′表示循环应变硬化指数，εcon表示单轴拉压疲劳试验数据所拟合出的材料常数，εn,a表示临界面法向应变幅，σ′f表示疲劳强度系数，E表示材料的弹性模量，Nf表示疲劳寿命，ε′f表示疲劳延性系数，b表示疲劳强度指数，c表示疲劳延性指数。
进一步地，所述剪切主导的失效模式下的寿命预测模型具体为：
Figure BDA0001349052750000031
其中，K0′表示剪切循环强度系数，n′0表示剪切应变硬化指数，γcon表示纯扭转疲劳试验数据所拟合出的材料常数，γa表示最大剪应变幅，τ′f表示剪切疲劳强度系数，γ′f表示剪切疲劳延性系数，b0表示剪切疲劳强度指数，c0表示剪切疲劳延性指数，G表示剪切模量。
本发明的有益效果：本发明提出了一种多轴疲劳载荷下的裂纹失效的判定方法，该方法基于法向应变和剪切应变对疲劳损伤所做的贡献判定部件裂纹失效模式，通过引入应变损伤参量比，将法向应变和剪切应变对损伤的贡献量化为应变损伤参量比与最大法向应变幅之乘积和最大剪应变幅，然后比较这二者的值来确定裂纹失效模式；
基于本申请提出的裂纹失效判定方法，结合能量和临界面法，建立了拉伸主导的失效和剪切主导的失效这两种模式下的疲劳寿命预测模型，能有效控制材料分散性所导致的预测误差过大的问题，以至于预测寿命不会偏离试验寿命太远；
在模型建立的过程中引入临界面应力应变曲线关系及相关材料常数，能够反映平均应力的影响，同时该模型还能预测比例和非比例，对称与非对称载荷下的疲劳寿命。
附图说明
图1为本发明的方案流程图；
图2为本发明实施例提供的TC4单轴拉压疲劳试样尺寸；
图3为本发明实施例提供的TC4钛合金薄壁圆筒试样尺寸；
图4为本发明实施例提供的对称载荷下模型的预测寿命与试验寿命比较示图；
图5为本发明实施例提供的非对称载荷下模型的预测寿命与试验寿命比较示图。
具体实施方式
为便于本领域技术人员理解本发明的技术内容，下面结合附图对本发明内容进一步阐释。
本实施例中通过TC4材料的疲劳试验数据对该模型进行了验证，该疲劳试验试验数据分为两个部分，第一部分是对于对称载荷下的疲劳试验数据，包括单轴拉压疲劳，纯扭转疲劳，以及0°比例，45°和90°非比例载荷下的多轴疲劳；第二部分是对于非对称载荷下的疲劳试验数据，包括0°比例和90°非比例载荷下的多轴疲劳。
如图1所示为本发明的方案流程图，本发明的技术方案为：一种裂纹失效判定方法，包括：
S1、对试样的疲劳试验数据进行有限元分析，确定应力应变分布；
在有限元分析软件中添加钛合金TC4的材料参数和对应的Chaboche本构模型，TC4的静态材料参数和疲劳参数如表1，对试样在给定载荷下进行有限元分析，确定应力应变分布，分析其是否为低周疲劳，其中单轴拉压疲劳试样尺寸如图2，纯扭转与多轴疲劳试样尺寸如图3，TC4的对称载荷下的单轴，纯扭转和多轴疲劳试验数据如表2所示，非对称载荷下的多轴疲劳试验数据如表3所示。
表1 TC4的静态材料参数和疲劳参数
Figure BDA0001349052750000041
表2 TC4对称载荷下的单轴，纯扭转和多轴疲劳试验数据
Figure BDA0001349052750000051
表3 TC4非对称载荷下的多轴疲劳试验数据
Figure BDA0001349052750000061
S2、根据步骤S1的应力应变分布，判断危险区域是否产生塑性应变，若产生塑性则为低周疲劳，执行步骤S3；否则结束；
TC4材料试样在危险区域若没有产生塑性应变，为高周疲劳，则结束；否则为低周疲劳，继续执行步骤S3。
S3、获取危险区域中产生塑性应变所在的危险单元的12个应力应变随时间变化的分量；σi(t)、εi(t)，τij(t)、γij(t)；
其中，i＝x,y,z，j＝x,y,z，且i≠j；x,y,z分别表示三维直角坐标系的x轴、y轴、z轴；σi(t)表示某个坐标轴向的应力，比如i＝x时，σx(t)表示x轴向的应力；εi(t)表示某个轴向的应变，比如i＝x时，εx(t)表示x轴向的应变；τij(t)表示某个平面上的剪切应力，比如i＝x,j＝y时，τxy(t)表示x0y平面上的剪切应力；γij(t)表示某个平面上的剪切应变，比如i＝x,j＝y时，γxy(t)表示x0y平面上的剪切应变。
S4、将步骤S3获取的危险单元的12个应力应变随时间变化的分量作为输入，采用临界面法，确定最大剪应变幅及其所在的平面γa和最大法向应变幅εa及其垂直的平面；下标中的a代表amplitude：振幅。
S5、根据材料的单轴与扭转疲劳材料常数，确定应变损伤参量比ω；
Figure BDA0001349052750000071
ω随着寿命Nf的变化而变化，根据单轴与剪切疲劳常数的关系以及弹性模量与剪切模量的关系：
Figure BDA0001349052750000072
对公式(1)中的寿命Nf求极限，可以推导得到：
Figure BDA0001349052750000073
根据不等式(3)，可知ω是一个比较稳定的值，同时根据ω与寿命Nf的曲线关系，得到高寿命区对ω的值较为敏感，因此可以通过选取偏高的寿命Nf计算得出ω，一般Nf在50000～100000之间取值，根据本实施例中采用的TC4材料特性，取值Nf＝105，并将Nf＝105带入(1)式，求出当前的ω＝1.53。
S6、若应变损伤参量比ω＝1.53与最大法向应变幅εa之乘积1.53εa大于最大剪应变幅γa，则裂纹失效模式为拉伸主导的失效；
若应变损伤参量比ω＝1.53与最大法向应变幅εa之乘积1.53εa小于或等于最大剪应变幅γa，则裂纹失效模式为剪切主导的失效。根据步骤S1至步骤S6的方法所预测出的裂纹失效模式如表4所示：
表4TC4试样在不同疲劳试验下裂纹失效模式预测
Figure BDA0001349052750000081
本申请还提出一种基于裂纹失效模式判定的低周疲劳寿命预测方法，当裂纹失效模式为拉伸主导的失效时，则临界面为最大法向应变幅垂直的平面，采用拉伸主导的失效模式下的寿命预测模型：
Figure BDA0001349052750000082
下标con代表constant：常数。
当裂纹失效模式为剪切主导的失效时，则临界面为最大剪应变平面，采用剪切主导的失效模式下的寿命预测模型：
Figure BDA0001349052750000091
拉伸主导的失效模式下的寿命预测模型，推导过程为：
该寿命预测模型考虑到SWT模型对于纯剪切以及剪切主导的失效下的多轴疲劳寿命预测能力的不足，通过法向应力与剪切应力的相互作用影响而建立的。SWT模型公式如下：
Figure BDA0001349052750000092
其中，σn,max表示最大法向应变平面上的最大法向应力；下标中的n代表normal的缩写，normal表示法向。
本实施例通过研究发现材料平面上的法向应力受到剪切行为的影响，临界面上剪切应力越大会导致其最大法向应力变小，因此对于拉伸主导的多轴疲劳失效，SWT的左边的损伤会偏小，寿命预测结果会偏高。为了表征最大法向应变平面上的最大法向应力，可用一个变化的弹性模量乘以最大法向应变幅进行近似表示。根据Ramberg-Osgood公式：
Figure BDA0001349052750000093
其中，εa表示轴向应变幅，εa,e表示轴向弹性应变幅，εa,p表示轴向塑性应变幅，σa表示轴向应力应变幅；
弹性模量E表示为：
Figure BDA0001349052750000094
尽管总应变幅和塑性应变幅在不同载荷下变化，但弹性模量E依然是一个常数，为了让弹性模量E随着总应变幅变化从而能更好地描述最大法向应力σn,max以表征平均应力的影响，将εa,p定义为一个法向塑性应变材料常数εcon，结合式(8)，最大法向应力σn,max可以表示为：
Figure BDA0001349052750000095
将(9)式带入到式(6)中，得到：
Figure BDA0001349052750000101
同理，根据上述推理，剪切主导的失效模式所对应的疲劳模型可以表示为：
Figure BDA0001349052750000102
对称载荷下的试验寿命与预测寿命比较如图4所示，非对称载荷下的试验寿命与预测寿命比较如图5所示；可以看出，采用本发明所提出的基于能量-临界面法多轴低周疲劳寿命预测模型能够很好地预测TC4钛合金材料的对称与非对称载荷下的单轴，扭转与多轴疲劳寿命。图4与图5中出现的factor表示分散因子，unaxial表示单轴，torsion表示扭转，non-proportion表示非比例，proportion表示比例。
本领域的普通技术人员将会意识到，这里所述的实施例是为了帮助读者理解本发明的原理，应被理解为本发明的保护范围并不局限于这样的特别陈述和实施例。对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的权利要求范围之内。

Claims (4)

1.一种裂纹失效模式判定方法，其特征在于，包括：
S1、对试样的疲劳试验数据进行有限元分析，确定应力应变分布；
S2、根据步骤S1的应力应变分布，判断危险区域是否产生塑性应变，若产生塑性则为低周疲劳，执行步骤S3；否则结束；
S3、获取危险区域中产生塑性应变所在的危险单元的12个应力应变随时间变化的分量；
S4、将步骤S3获取的危险单元的12个应力应变随时间变化的分量作为输入，采用临界面法，确定最大剪应变幅及其所在的平面和最大法向应变幅及其垂直的平面；
S5、根据材料的单轴与扭转疲劳材料常数，确定应变损伤参量比；应变损伤参量比的具体公式为：
Figure FDA0002554123170000011
其中，τ′f表示剪切疲劳强度系数，γ′f表示剪切疲劳延性系数，σ′f表示疲劳强度系数，ε′f表示疲劳延性系数，G表示剪切模量，E表示材料的弹性模量，Nf表示疲劳寿命，b表示疲劳强度指数，c表示疲劳延性指数，b0表示剪切疲劳强度指数，c0表示剪切疲劳延性指数；
S6、若应变损伤参量比与最大法向应变幅之乘积大于最大剪应变幅，则裂纹失效模式为拉伸主导的失效；
若应变损伤参量比与最大法向应变幅之乘积小于或等于最大剪应变幅，则裂纹失效模式为剪切主导的失效。
2.一种基于权利要求1所述裂纹失效模式判定方法的低周疲劳寿命预测方法，其特征在于，当裂纹失效模式为拉伸主导的失效时，则临界面为最大法向应变幅垂直的平面，采用拉伸主导的失效模式下的寿命预测模型；
当裂纹失效模式为剪切主导的失效时，则临界面为最大剪应变平面，采用剪切主导的失效模式下的寿命预测模型。
3.根据权利要求2所述的裂纹失效模式判定方法的低周疲劳寿命预测方法，其特征在于，所述拉伸主导的失效模式下的寿命预测模型具体为：
Figure FDA0002554123170000021
其中，K′表示循环强度系数，n′表示循环应变硬化指数，εcon表示单轴拉压疲劳试验数据所拟合出的材料常数，εn,a表示临界面法向应变幅，σ′f表示疲劳强度系数，E表示材料的弹性模量，Nf表示疲劳寿命，ε′f表示疲劳延性系数，b表示疲劳强度指数，c表示疲劳延性指数。
4.根据权利要求2所述的裂纹失效模式判定方法的低周疲劳寿命预测方法，其特征在于，所述剪切主导的失效模式下的寿命预测模型具体为：
Figure FDA0002554123170000022
其中，K′0表示剪切循环强度系数，n′0表示剪切应变硬化指数，γcon表示纯扭转疲劳试验数据所拟合出的材料常数，γa表示最大剪应变幅，τ′f表示剪切疲劳强度系数，γ′f表示剪切疲劳延性系数，b0表示剪切疲劳强度指数，c0表示剪切疲劳延性指数，G表示剪切模量。
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Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108228979B (zh) * 2017-12-15 2021-04-13 上海电气电站设备有限公司 一种用于发电机结构的低周疲劳寿命分析方法
CN108491640B (zh) * 2018-03-26 2021-06-25 东北大学 一种多轴疲劳寿命预测模型
CN108931448B (zh) * 2018-05-07 2021-08-10 华南理工大学 一种高铬钢材料热力学响应及疲劳-蠕变损伤的预测方法
CN108693055B (zh) * 2018-06-19 2020-10-23 西南交通大学 薄片试样的材料疲劳性能获取方法
CN109271655B (zh) * 2018-07-23 2021-05-11 南京航空航天大学 一种基于非对称有限元算法的材料尺度效应分析方法
CN109115479A (zh) * 2018-08-30 2019-01-01 电子科技大学 一种基于临界面的涡轮轴多轴疲劳寿命预测方法
CN109376417A (zh) * 2018-10-15 2019-02-22 中国海洋大学 一种海洋工程结构低周疲劳裂纹扩展速度与方向的预测方法
CN109253924B (zh) * 2018-11-02 2020-06-02 长沙理工大学 一种采用常规试验确定沥青混合料三维强度模型的方法
CN109598079B (zh) * 2018-12-12 2023-04-28 中国北方发动机研究所(天津) 一种气缸盖分区疲劳寿命预估方法
CN110082207B (zh) * 2019-05-05 2022-05-27 中国人民解放军陆军装甲兵学院 检测涂层材料应变失效的方法和装置、系统及存储介质
CN112257300A (zh) * 2019-07-22 2021-01-22 西安工业大学 一种电连接器接触件疲劳寿命计算方法
CN110609052B (zh) * 2019-08-26 2022-06-07 武汉钢铁有限公司 圆柱形金属材料的疲劳寿命预测方法、装置及电子设备
CN110686971B (zh) * 2019-10-14 2020-10-30 中国科学院武汉岩土力学研究所 一种精确判断裂隙岩体起裂应力及裂纹类型的方法
CN110967268B (zh) * 2019-12-23 2022-07-12 北京工业大学 一种考虑加载频率效应的粘弹性多轴循环应力应变关系确定方法
CN111680436B (zh) * 2020-05-09 2023-07-14 清华大学 基于主载荷模式的缺口件疲劳寿命预测方法及预测装置
CN112541284B (zh) * 2020-11-06 2022-10-04 中国石油大学(华东) 一种纤维增强聚合物基复合材料疲劳寿命的计算方法
CN112649282B (zh) * 2020-12-30 2021-12-14 中国科学院武汉岩土力学研究所 一种模拟应力扰动条件下诱发断层或裂缝激活的方法
CN113642169B (zh) * 2021-08-09 2024-03-15 大连理工大学 一种适用于横观各向同性碳纤维的多模式失效判定方法
CN114840944B (zh) * 2022-05-16 2022-12-27 北京航空航天大学 一种基于损伤控制参量一致的裂纹萌生模拟件设计方法
CN116773667B (zh) * 2023-06-15 2024-05-24 上海发电设备成套设计研究院有限责任公司 核电汽轮机的转子叶根槽裂纹安全性监控方法和装置

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6634236B2 (en) * 2000-08-31 2003-10-21 Cooper Technology Services, Llc Method and article of manufacture for estimating material failure due to crack formation and growth
CN103604688B (zh) * 2013-12-01 2014-10-08 北京航空航天大学 一种基于临界面法的塑性金属材料多轴高周疲劳寿命预测方法
CN105956315B (zh) * 2016-05-17 2018-03-09 北京航空航天大学 一种可进行疲劳裂纹扩展速率估算和寿命预测的方法
CN106644784B (zh) * 2016-12-31 2018-11-16 北京航空航天大学 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
CN106886663B (zh) * 2017-03-29 2020-04-03 北京理工大学 齿轮弯曲疲劳寿命预测方法及装置

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