CN110135006B - 镍基单晶涡轮冷却叶片气膜孔的损伤判定方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种镍基单晶涡轮冷却叶片气膜孔的损伤判定方法，属于发动机技术领域。该镍基单晶涡轮冷却叶片气膜孔的损伤判定方法包括：根据气膜孔的初始尺寸，建立平板气膜孔模型；根据平板气膜孔模型，建立有限元平板气膜孔模型；建立镍基单晶本构方程；进行平板气膜孔模型的蠕变有限元模拟计算；根据蠕变有限元模拟计算的结果，建立气膜孔的尺寸与损伤的对应关系；测量镍基单晶涡轮冷却叶片气膜孔的当前尺寸；根据气膜孔的当前尺寸和气膜孔的尺寸与损伤的对应关系，确定气膜孔的当前损伤。该发明能够通过气膜孔的当前尺寸确定气膜孔的当前损伤，提高气膜孔的损伤判定效率。
Description
技术领域
本发明涉及发动机技术领域，尤其涉及一种镍基单晶涡轮冷却叶片气膜孔的损伤判定方法。
背景技术
发动机叶片一直以来都是航空发动机的关键部件之一，近几年来我国航空事业的迅速发展对国产航空发动机的性能提出了更高的要求。为了提高涡轮进口温度，在叶片上加工冷却气膜孔是现在最为有效也是应用最为广泛的技术，但是密排气膜孔会破坏叶片几何结构的完整性。断裂分析和发动机监测表明，大部分涡轮叶片的断裂故障出现在气膜孔附近。除此之外，现阶段镍基单晶合金材料本构模型并没有完整的考虑加工损伤，加之叶片结构的特殊性，气膜孔周边产生的应力集中导致的气膜孔损伤难以判定。
目前，针对气膜孔涡轮叶片损伤鉴定以及处理方法，国内外主要采用的损伤检测手段分为机上孔探检测和车间分离状态的精确检测。精确检测主要包括：坐标测量系统(CMMS)检测叶身尺寸及超声波和CT检测叶片结构完整性。机上孔探检测由于其检测手段的局限性，只能检测特定区域局部变形而且需要预先在发动机上留孔，而车间分离状态则需要对航空发动机进行繁琐的拆装，可能还需要对涡轮叶片进行切取小试样等破坏损伤检测，会对航空发动机造成二次损伤。
考虑到叶片结构的复杂性以及现有理论和测试技术的不完善，对叶片损伤的演化预测尚存在较大的问题，急需提出高效、可行性高的镍基单晶涡轮冷却叶片气膜孔的损伤判定方法。
所述背景技术部分公开的上述信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此它可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。
发明内容
本发明的目的在于提供一种镍基单晶涡轮冷却叶片气膜孔的损伤判定方法，能够通过气膜孔的当前尺寸确定气膜孔的当前损伤。
为实现上述发明目的，本发明采用如下技术方案：
本发明提供了一种镍基单晶涡轮冷却叶片气膜孔的损伤判定方法，包括：
根据所述镍基单晶涡轮冷却叶片气膜孔的初始尺寸，建立平板气膜孔模型；
根据所述平板气膜孔模型，建立有限元平板气膜孔模型；
建立镍基单晶本构方程；
结合所述有限元平板气膜孔模型和所述镍基单晶本构方程，进行平板气膜孔模型的蠕变有限元模拟计算；
根据所述蠕变有限元模拟计算的结果，建立气膜孔的尺寸与损伤的对应关系；
测量所述镍基单晶涡轮冷却叶片气膜孔的当前尺寸；
根据所述气膜孔的当前尺寸和气膜孔的尺寸与损伤的对应关系，确定所述气膜孔的当前损伤。
在本发明的一实施方式中，建立平板气膜孔模型包括：
根据所述气膜孔的初始尺寸，利用三维建模软件建立1:1的平板气膜孔模型。
在本发明的一实施方式中，建立有限元平板气膜孔模型的方法包括：
将所述平板气膜孔模型导入一有限元计算软件；
采用六面体单元进行网格划分。
在本发明的一实施方式中，建立的镍基单晶本构方程包括：
其中，α为镍基单晶材料的滑移系；
为镍基单晶材料的滑移系α的蠕变剪应变率；
为镍基单晶材料的滑移系α的初始蠕变剪应变率；
为镍基单晶材料的滑移系α的稳态蠕变率；τ(α)为镍基单晶材料的滑移系α的分切应力；A和n为与温度相关的蠕变参数；τc临界分切应力；χ和φ为与温度相关的参数；β为常数；T为绝对温度，R为气体常数；Q为激活能；ω(α)为镍基单晶材料的滑移系α的损伤；
为镍基单晶材料的滑移系α的损伤变化率；
为镍基单晶材料初始损伤；ω为镍基单晶材料损伤，N为镍基单晶材料的滑移系α的总数。
在本发明的一实施方式中，镍基单晶材料的滑移系α的分切应力τ(α)可以通过如下方法获得：
τα＝σ:P(α)；
其中，σ为晶轴系下的应力张量，能由应力张量变化率
获得，且
C为各向异性弹性张量；
为宏观应变率，且
为弹性应变率，
为非弹性应变率，且
P(α)为镍基单晶材料的滑移系α取向因子；且
m(α)为镍基单晶材料的滑移系α的滑移方向，n(α)为镍基单晶材料的滑移系α中滑移面的单位法向量。
在本发明的一实施方式中，结合所述有限元平板气膜孔模型和所述镍基单晶本构方程，进行平板气膜孔模型的蠕变有限元模拟计算包括：
执行循环体，直至达到结束条件；
其中，所述循环体包括：
将当前气膜孔应力参数和当前气膜孔应变参数作为初始条件，求解有限元平板气膜孔模型和镍基单晶本构方程；
获得新的气膜孔应力参数、新的气膜孔应变参数和镍基单晶材料损伤；
根据新的气膜孔应力参数和新的气膜孔应变参数建立McClintock模型，求解气膜孔的形变量；
利用所述新的气膜孔应力参数更新当前气膜孔应力参数；
利用所述新的气膜孔应变参数更新当前气膜孔应变参数；
所述结束条件为所述气膜孔的形变量不小于预设临界值。
在本发明的一实施方式中，所述循环体还包括：
在获得所述气膜孔的形变量后，计算所述气膜孔的尺寸。
在本发明的一实施方式中，根据新的气膜孔应力参数和新的气膜孔应变参数建立McClintock模型，求解气膜孔的形变量包括：
根据新的气膜孔应力参数和新的气膜孔应变参数建立McClintock模型；
根据所述新的气膜孔应力参数求解平板气膜孔模型的应力三轴度；
根据所述平板气膜孔模型的应力三轴度修正所述McClintock模型；
根据修正的McClintock模型求解气膜孔的形变量。
在本发明的一实施方式中，所述修正的McClintock模型为：
其中，a/a0为气膜孔的大半径变形量；b/b0为气膜孔的小半径变形量；
为等效应变；ε1和ε2分别为第一主应变和第二主应变；m为硬化因子；S为应力三轴度。
在本发明的一实施方式中，根据所述蠕变有限元模拟计算的结果，建立气膜孔的尺寸与损伤的对应关系包括：
记录循环体的每一次循环过程中所获得的镍基单晶材料损伤和气膜孔的尺寸；
将镍基单晶材料损伤作为气膜孔的损伤，与同一次循环过程中获得的气膜孔的尺寸之间建立对应关系。
本发明通过将有限元平板气膜孔模型和镍基单晶本构方程关联进行蠕变有限元模拟计算，实现通过基于微观组织演化的晶体塑性理论将镍基单晶合金的力学性能损伤与微观组织相关联。根据蠕变有限元模拟计算的结果，可以建立气膜孔的损伤与气膜孔的尺寸之间的对应关系，进而通过气膜孔的当前尺寸确定气膜孔的当前损伤。该气膜孔的损伤判定方法可以为镍基单晶涡轮冷却叶片力学测试与损伤判断提供参考和指导，可以节省大量经济成本以及时间成本。
附图说明
通过参照附图详细描述其示例实施方式，本发明的上述和其它特征及优点将变得更加明显。
图1是本发明实施方式的镍基单晶涡轮冷却叶片气膜孔的损伤判定方法流程示意图。
图2是本发明实施方式的网格划分后的有限元平板气膜孔模型示意图。
图3是本发明实施方式的进行平板气膜孔模型的蠕变有限元模拟计算的流程示意图。
具体实施方式
现在将参考附图更全面地描述示例实施例。然而，示例实施例能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施例使得本发明将更加全面和完整，并将示例实施例的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本发明的实施例的充分理解。
本发明实施方式中提供一种镍基单晶涡轮冷却叶片气膜孔的损伤判定方法，用于判定气膜孔的损伤以表征镍基单晶涡轮冷却叶片的镍基单晶合金的损伤程度。如图1所示，该损伤判定方法包括：
步骤S110，根据镍基单晶涡轮冷却叶片气膜孔的初始尺寸，建立平板气膜孔模型；
步骤S120，根据平板气膜孔模型，建立有限元平板气膜孔模型；
步骤S130，建立镍基单晶本构方程；
步骤S140，结合有限元平板气膜孔模型和镍基单晶本构方程，进行平板气膜孔模型的蠕变有限元模拟计算；
步骤S150，根据蠕变有限元模拟计算的结果，建立气膜孔的尺寸与损伤的对应关系；
步骤S160，测量镍基单晶涡轮冷却叶片气膜孔的当前尺寸；
步骤S170，根据气膜孔的当前尺寸和气膜孔的尺寸与损伤的对应关系，确定气膜孔的当前损伤。
本发明通过将有限元平板气膜孔模型和镍基单晶本构方程关联进行蠕变有限元模拟计算，实现通过基于微观组织演化的晶体塑性理论将镍基单晶合金的力学性能损伤与微观组织相关联。根据蠕变有限元模拟计算的结果，可以建立气膜孔的损伤与气膜孔的尺寸之间的对应关系，进而通过气膜孔的当前尺寸确定气膜孔的当前损伤。该气膜孔的损伤判定方法可以为镍基单晶涡轮冷却叶片力学测试与损伤判断提供参考和指导，可以节省大量经济成本以及时间成本。
下面结合附图对本发明实施方式提供的镍基单晶涡轮冷却叶片气膜孔的损伤判定方法的各步骤进行详细说明：
在一实施方式中，在步骤S110之前，可以采用高分辨率光学显微镜测量气膜孔试样的初始尺寸，如此可以更为精确的掌握加工过程中气膜孔的初始尺寸以及初始损伤，从而降低理论与实际情况之间的误差。气膜孔的初始尺寸包括气膜孔的初始孔径。当气膜孔横截面为椭圆时，气膜孔的初始孔径可以包括气膜孔的大半径a和小半径b。可选的，还可以通过测量气膜孔的激光进口和激光出口，进一步提高测量的准确性。更进一步地，可以进行多次测量并取平均值，例如可以测量3次。
在步骤S110中，可以根据镍基单晶涡轮冷却叶片气膜孔的初始尺寸，建立平板气膜孔模型。
可以理解的是，平板气膜孔模型为叶片的简化模型，即为设置有气膜孔的平板模型。
在一实施方式中，可以根据气膜孔的初始尺寸，利用三维建模软件建立1:1的平板气膜孔模型。三维建模软件可以采用UG、CAD、solidworks或者其他建模软件，本发明对此不做特殊的限定。根据所采用的建模软件，可以将建立的平板气膜孔模型保存为不同的格式。举例而言，当采用UG建模时，可以将平板气膜孔模型保存为.x_t或.igs格式。
利用三维建模软件，可以更快捷的建立有限元模型，并能确保模型之间的连续性，以及对实际情况的高度还原性，提高了模型建立的效率。
在步骤S120中，可以通过如下方法建立有限元平板气膜孔模型：将平板气膜孔模型导入一有限元计算软件；如图2所示，采用六面体单元(C3D8)进行网格划分。
所导入的有限元计算软件可以为商用的有限元计算软件，例如可以为ABAQUS。当然的，也可以为其他的有限元计算软件。
可以理解的是，建立有限元平板气膜孔模型时，还需要设置边界条件和材料参数。在设置材料参数时，可以将材料参数设置与镍基单晶本构方程关联。举例而言，可以设置材料参数为UMAT用户自定义材料，且在步骤S130中通过镍基单晶本构方程建立UMAT子程序。
在步骤S130中，所建立的镍基单晶本构方程包括：
其中，α为镍基单晶材料的滑移系；
为镍基单晶材料的滑移系α的蠕变剪应变率；
为镍基单晶材料的滑移系α的初始蠕变剪应变率；
为镍基单晶材料的滑移系α的稳态蠕变率；τ(α)为镍基单晶材料的滑移系α的分切应力；A和n为与温度相关的蠕变参数；τc临界分切应力；χ和φ为与温度相关的参数；β为常数；T为绝对温度，R为气体常数；Q为激活能；ω(α)为镍基单晶材料的滑移系α的损伤；
为镍基单晶材料的滑移系α的损伤变化率；
为镍基单晶材料初始损伤；ω为镍基单晶材料损伤，N为镍基单晶材料的滑移系α的总数。
其中，镍基单晶材料的滑移系α的分切应力τ(α)可以通过如下方法获得：
τα＝σ:P(α)；
其中，σ为晶轴系下的应力张量，P(α)为镍基单晶材料的滑移系α取向因子；其中，
m(α)为镍基单晶材料的滑移系α的滑移方向，n(α)为镍基单晶材料的滑移系α中滑移面的单位法向量；
σ可以由应力张量变化率
获得，其中，
C为各向异性弹性张量；
为宏观应变率，
其中，
为弹性应变率，
为非弹性应变率；
各向异性弹性张量C，可用矩阵形式表达：
对于镍基单晶材料，C11,C12和C44为三个独立的弹性常数，与弹性模量E、泊松比μ及剪切模量G相关。由于单晶材料为各向异性材料，弹性张量仅适用于[001]晶轴系，当有限元模型分析所用的坐标系CXYZ不同于[001]晶轴系时，C矩阵要进行坐标转换，可用矩阵运算得到：
CXYZ＝TCTT；
其中，
公式中l,m,n是模型坐标轴O-X-Y-Z轴在晶体轴o-x-y-z中的方向余弦。其中，l1为OX轴在[001]方向(ox轴)上的余弦；l2为OX轴在[010]方向(oy轴)上的余弦；l3为OX轴在[100]方向(oz轴)上的余弦。其中，m1为OY轴在[001]方向(ox轴)上的余弦；m2为OY轴在[010]方向(oy轴)上的余弦；m3为OY轴在[100]方向(oz轴)上的余弦。其中，n1为OZ轴在[001]方向(ox轴)上的余弦；n2为OZ轴在[010]方向(oy轴)上的余弦；n3为OZ轴在[100]方向(oz轴)上的余弦。
在步骤S140中，如图3所示，可以执行循环体，直至达到结束条件，以结合有限元平板气膜孔模型和镍基单晶本构方程，进行平板气膜孔模型的蠕变有限元模拟计算；
其中，循环体包括：
步骤S210，将当前气膜孔应力参数和当前气膜孔应变参数作为初始条件，求解有限元平板气膜孔模型和镍基单晶本构方程；
步骤S220，获得新的气膜孔应力参数、新的气膜孔应变参数和镍基单晶材料损伤；
步骤S230，根据新的气膜孔应力参数和新的气膜孔应变参数建立McClintock模型，求解气膜孔的形变量；
步骤S240，利用新的气膜孔应力参数更新当前气膜孔应力参数；
步骤S250，利用新的气膜孔应变参数更新当前气膜孔应变参数；
结束条件为气膜孔的形变量不小于预设临界值。
在一实施方式中，循环体还包括：
步骤S260，在获得气膜孔的形变量后，计算气膜孔的尺寸。
如此，在该循环体的任一循环过程中，可以在步骤S220中获得有限元平板气膜孔模型进行当次蠕变后的气膜孔应力参数、气膜孔应变参数和镍基单晶材料损伤；且可以在步骤S260中获得气膜孔的尺寸。如此，可以获得气膜孔的尺寸对应的镍基单晶材料损伤；将镍基单晶材料损伤作为气膜孔的损伤以反映镍基单晶涡轮冷却叶片的损伤程度，则可以建立气膜孔的尺寸与损伤的对应关系。
在一实施方式中，在步骤S210中，还可以将当前镍基单晶材料损伤作为初始条件；循环体还包括：步骤S270，利用步骤S220中新获得的镍基单晶材料损伤更新当前镍基单晶材料损伤。
在步骤S220中，气膜孔应力参数包括气膜孔孔边主应力。举例而言，气膜孔应力参数可以包括第一主应力σ1、第二主应力σ2和第三主应力σ3；其中，第一主应力σ1、第二主应力σ2和第三主应力σ3的方向两两垂直。气膜孔应变参数可以包括第一主应变ε1、第二主应变ε2和第三主应变ε3；其中，第一主应变ε1的方向与第一主应力σ1的方向相同；第二主应变ε2的方向与第二主应力σ2的方向相同；第三主应变ε3的方向与第三主应力σ3的方向相同。
在步骤S230中，根据新的气膜孔应力参数和新的气膜孔应变参数建立的McClintock模型为：
其中，模型中a/a0为气膜孔在大半径上的形变量；模型中b/b0为气膜孔在小半径上的形变量；
为等效应变，Y为等效应力，m为硬化因子。
其中，
在步骤S230中，还可以根据新的气膜孔应力参数求解平板气膜孔模型的应力三轴度，并根据平板气膜孔模型的应力三轴度修正McClintock模型；根据修正的McClintock模型求解气膜孔的形变量。
应力三轴度S＝σh/Y；其中，σh为静水压力，且
修正后的McClintock模型为：
在步骤S230中，可以获得每一次循环时的气膜孔的形变量，可以将该形变量与预设临界值进行比较。若气膜孔的形变量小于预设临界值，则执行步骤S240和步骤S250，并进入下一次循环。若气膜孔的形变量不小于预设临界值，则判断气膜孔的形变过大，镍基单晶涡轮冷却叶片失效。
在一实施方式中，预设临界值包括大半径临界值Xa和小半径临界值Xb，若a/a0≥Xa或者b/b0≥Xb，则判断气膜孔的形变量不小于预设临界值。
预设临界值可以通过试验研究总结而获得。举例而言，可以总结镍基单晶涡轮冷却叶片在断裂初始阶段的气膜孔形变量作为预设临界值。
在步骤S150中，根据蠕变有限元模拟计算的结果，建立气膜孔的尺寸与损伤的对应关系的方法为：
记录循环体的每一次循环过程中所获得的镍基单晶材料损伤和气膜孔的尺寸；
将镍基单晶材料损伤作为气膜孔的损伤，与同一次循环过程中获得的气膜孔的尺寸之间建立对应关系。如此，由于气膜孔的损伤与镍基单晶材料损伤相同，因此气膜孔的损伤可以反映镍基单晶涡轮冷却叶片的损伤程度。
可以通过多种不同的形式来表现该对应关系。举例而言，在一实施方式中，可以建立气膜孔的尺寸和损伤一一对应的映射表；如此，可以通过查找气膜孔的尺寸而获得相应的损伤。在另一实施方式中，可以根据气膜孔的尺寸和损伤建立关系曲线，该关系曲线可以为各个数据点(相对应的气膜孔的尺寸和损伤)的连线，也可以为根据各个数据点(相对应的气膜孔的尺寸和损伤)进行拟合而获得的曲线。
在步骤S160中，可以采用高分辨率光学显微镜测量镍基单晶涡轮冷却叶片气膜孔的当前尺寸。可选的，可以通过多次测量并求取平均值的方式获得气膜孔的当前尺寸，以使得测量结果更为准确。
需要说明的是，尽管在附图中以特定顺序描述了本发明中方法的各个步骤，但是，这并非要求或者暗示必须按照该特定顺序来执行这些步骤，或是必须执行全部所示的步骤才能实现期望的结果。附加的或备选的，可以省略某些步骤，将多个步骤合并为一个步骤执行，以及/或者将一个步骤分解为多个步骤执行等，均应视为本发明的一部分。
Claims (10)
1.一种镍基单晶涡轮冷却叶片气膜孔的损伤判定方法，其特征在于，包括：
根据所述镍基单晶涡轮冷却叶片气膜孔的初始尺寸，建立平板气膜孔模型；
根据所述平板气膜孔模型，建立有限元平板气膜孔模型；
建立镍基单晶本构方程；
结合所述有限元平板气膜孔模型和所述镍基单晶本构方程，进行平板气膜孔模型的蠕变有限元模拟计算；
根据所述蠕变有限元模拟计算的结果，建立气膜孔的尺寸与损伤的对应关系；
测量所述镍基单晶涡轮冷却叶片气膜孔的当前尺寸；
根据所述气膜孔的当前尺寸和气膜孔的尺寸与损伤的对应关系，确定所述气膜孔的当前损伤。
2.根据权利要求1所述的损伤判定方法，其特征在于，建立平板气膜孔模型包括：
根据所述气膜孔的初始尺寸，利用三维建模软件建立1:1的平板气膜孔模型。
3.根据权利要求1所述的损伤判定方法，其特征在于，建立有限元平板气膜孔模型的方法包括：
将所述平板气膜孔模型导入一有限元计算软件；
采用六面体单元进行网格划分。
4.根据权利要求1所述的损伤判定方法，其特征在于，建立的镍基单晶本构方程包括：
其中，α为镍基单晶材料的滑移系；
为镍基单晶材料的滑移系α的蠕变剪应变率；
为镍基单晶材料的滑移系α的初始蠕变剪应变率；
为镍基单晶材料的滑移系α的稳态蠕变率；τ(α)为镍基单晶材料的滑移系α的分切应力；A和n为与温度相关的蠕变参数；τc临界分切应力；χ和φ为与温度相关的参数；β为常数；T为绝对温度，R为气体常数；Q为激活能；ω(α)为镍基单晶材料的滑移系α的损伤；
为镍基单晶材料的滑移系α的损伤变化率；
为镍基单晶材料初始损伤；ω为镍基单晶材料损伤，N为镍基单晶材料的滑移系α的总数。
5.根据权利要求4所述的损伤判定方法，其特征在于，镍基单晶材料的滑移系α的分切应力τ(α)通过如下方法获得：
τα＝σ:P(α)；
其中，σ为晶轴系下的应力张量，能由应力张量变化率
获得，且
C为各向异性弹性张量；
为宏观应变率，且
为弹性应变率，
为非弹性应变率，且
P(α)为镍基单晶材料的滑移系α取向因子；且
m(α)为镍基单晶材料的滑移系α的滑移方向，n(α)为镍基单晶材料的滑移系α中滑移面的单位法向量。
6.根据权利要求1所述的损伤判定方法，其特征在于，结合所述有限元平板气膜孔模型和所述镍基单晶本构方程，进行平板气膜孔模型的蠕变有限元模拟计算包括：
执行循环体，直至达到结束条件；
其中，所述循环体包括：
将当前气膜孔应力参数和当前气膜孔应变参数作为初始条件，求解有限元平板气膜孔模型和镍基单晶本构方程；
获得新的气膜孔应力参数、新的气膜孔应变参数和镍基单晶材料损伤；
根据新的气膜孔应力参数和新的气膜孔应变参数建立McClintock模型，求解气膜孔的形变量；
利用所述新的气膜孔应力参数更新当前气膜孔应力参数；
利用所述新的气膜孔应变参数更新当前气膜孔应变参数；
所述结束条件为所述气膜孔的形变量不小于预设临界值。
7.根据权利要求6所述的损伤判定方法，其特征在于，所述循环体还包括：
在获得所述气膜孔的形变量后，计算所述气膜孔的尺寸。
8.根据权利要求6所述的损伤判定方法，其特征在于，根据新的气膜孔应力参数和新的气膜孔应变参数建立McClintock模型，求解气膜孔的形变量包括：
根据新的气膜孔应力参数和新的气膜孔应变参数建立McClintock模型；
根据所述新的气膜孔应力参数求解平板气膜孔模型的应力三轴度；
根据所述平板气膜孔模型的应力三轴度修正所述McClintock模型；
根据修正的McClintock模型求解气膜孔的形变量。
9.根据权利要求8所述的损伤判定方法，其特征在于，所述修正的McClintock模型为：
其中，a/a0为气膜孔的大半径变形量；b/b0为气膜孔的小半径变形量；
为等效应变；ε1和ε2分别为第一主应变和第二主应变；m为硬化因子；S为应力三轴度。
10.根据权利要求6所述的损伤判定方法，其特征在于，根据所述蠕变有限元模拟计算的结果，建立气膜孔的尺寸与损伤的对应关系包括：
记录循环体的每一次循环过程中所获得的镍基单晶材料损伤和气膜孔的尺寸；
将镍基单晶材料损伤作为气膜孔的损伤，与同一次循环过程中获得的气膜孔的尺寸之间建立对应关系。
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| DD6单晶合金气膜孔薄壁平板高温持久性能;胡春燕等;《失效分析与预防》;20170210(第01期);全文 * |
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