CN111460583A - 一种针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种针对复杂几何结构件的蠕变‑疲劳寿命设计方法，包括：建立涡轮盘三维实体模型和温度场；确定涡轮盘的材料的本构模型及材料参数；考虑涡轮盘自身的离心力，根据结构件的实际工作中的载荷情况施加离心载荷；分别选取疲劳损伤模型、蠕变损伤模型，并写入子程序UVARM中；将子程序代入，得到总损伤云图，进而得到涡轮盘的寿命分布云图；通过改变涡轮盘的保载阶段温度场及离心载荷，寻求长寿命及高载荷的最优解。本发明的寿命设计方法，模拟中考虑了结构件的温度分布、疲劳损伤及蠕变损伤，可以预测不同服役温度和载荷历史下负载结构件的寿命，具有直观、适用范围广、精确度高的优点。
Description
技术领域
本发明涉及一种针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法，属于材料力学性能有限元数值计算领域。
背景技术
随着我国航空航天领域的快速发展，我们对材料的综合性能有了更高的需求。工业和信息化部于2012年颁布的《高端装备制造业“十二五”发展规划》和国家制造强国建设战略咨询委员会于2015年颁布的《<中国制造2025>重点领域技术路线图》均将航空航天装备列为现阶段高端装备制造业发展的重点方向。其中，航空发动机作为“心脏”对航空航天装备研制的进度和成败具有决定性的影响，对我国国防建设、航空运输以及国民经济有重要的贡献，对建设以发展大型飞机发动机为标志的创新型国家有重要的意义。但是，真正实现这一宏伟目标，需要攻克与总体设计、结构材料、制造技术等相关的十大关键技术，而涡轮盘等高温部件的“长寿命高可靠性结构设计技术”是其中十大关键技术瓶颈之一。
近些年，有限元软件的发展可以很好地满足人们对于复杂应力应变行为的理解以及极端工作环境(高温、高压)的数值实现。ABAQUS有限元商业软件不仅可以分析复杂的固定力学和结构力学系统，还可以通过强大的二次开发接口补充ABAQUS前后处理模块中不完善的功能。基于FORTRAN语言的用户自定义的子程序扩展了ABAQUS在本构方程的应用，并实现了损伤评估、力学性能预测等方面的功能。现有的基于ABAQUS的涡轮盘蠕变-疲劳寿命预测有限元模拟方法的缺点在于，其往往采用恒温温度场，不能反映真实的服役温度场，而且一般只考虑疲劳损伤，对蠕变损伤忽略不计，与试验下超过一定温度后，存在明显的蠕变损伤的客观情况不符。
发明内容
本发明的目的在于提供一种针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法，以实现可视化处理操作，提高结构件的寿命预测的精度和适用性。
为了实现上述目的，本发明提供一种针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法，包括：
S1：建立结构件的三维实体模型，并根据循环对称理论及服役环境进行模型简化和边界条件的施加，得到ABAQUS有限元模型，并把结构件在各个时刻的温度施加到实体单元上形成温度场；
S2：根据高温蠕变、疲劳和蠕变疲劳试验结果，确定结构件的材料在不同温度下的半寿命的应力应变关系、杨氏模量、热膨胀系数、热传导率；
S3：对结构件赋予密度、施加转速以考虑结构件自身的离心力，根据结构件的实际工作中的载荷情况施加离心载荷；
S4：使用ABAQUS进行仿真，得到每个积分点的应力应变张量，从而得到结构件的应力应变云图，取图中的危险点分析其等效应力应变关系的滞回曲线；
S5：分别选取MGSA疲劳损伤模型，MSEDE蠕变损伤模型，并写入子程序UVARM中；
S6：将子程序UVARM代入ABAQUS中，与所述步骤S4中的每个积分点的应力应变张量结合，并对UVARM子程序进行程序调试，得到疲劳损伤云图、蠕变损伤云图和总损伤云图，进而得到结构件的寿命分布云图；
S7：通过改变结构件的保载阶段温度场及离心载荷，观察和分析各个保载阶段温度场及载荷情况下结构件的总损伤云图及寿命分布云图的变化，来寻求长寿命及高载荷的最优解，从而指导结构件设计。
所述结构件为航空涡轮盘、航空汽轮机、发电用汽轮机或航空高温叶片。
所述步骤S1包括：
S11：建立所述结构件的三维实体模型并获取所述结构件在各个时刻的实体温度分布；
S12：根据循环对称理论，根据结构件的榫槽数量N把三维实体模型简化为对应于结构件的1/N的ABAQUS有限元模型，并在ABAQUS建立该ABAQUS有限元模型的圆柱坐标系，分别在结构件的子午面施加环向位移支撑；
S13：根据结构件在保载阶段稳定的温度分布和此时的载荷谱，设置温度边界条件，使用ABAQUS的热分析单元进行结构件的加速温度阶段温度场，保载阶段温度场及卸载停机时刻温度场的计算，同时改变飞机降落后的残余温度水平，以获得结构件的不同的卸载停机时刻温度场。
所述步骤S2进一步包括步骤：
S21：描述材料的循环塑性本构的主控方程，由此确定材料在不同温度下的半寿命时的应力应变关系，所述材料的循环塑性本构的主控方程包括：
以及Chaboche模型：
其中，
为总应变分量，εe为弹性应变分量，εp为非弹性应变分量；E和v分别为杨氏模量和泊松比，s和trσ分别为应力张量和应力张量的迹，I表示二阶单位张量,
为非弹性应变率张量，
为累积非弹性应变率，s为应力张量，α为背应力张量，F表示屈服函数，Q0为初始屈服应力；αi为背应力分量；
为塑性应变率；
为累计塑性应变率，Ci为初始的随动硬化模量，γi为随着塑性变形的增大，初始的随动硬化模量Ci减小的速率。
S22：描述材料的蠕变本构模型，所述材料的蠕变本构模型为：
其中，
为等效蠕变应变率，
为等效蠕变应变，
为等效偏应力，ψ、n和m为温度相关的模型参数。
S23：对结构件的材料进行高温蠕变、疲劳和蠕变疲劳的试验，结合实验结果来确定不同温度下材料的杨氏模量E、热膨胀系数αT、热传导率λ、蠕变本构模型的各个参数以及循环塑性本构的Chaboche模型的参数。
在所述步骤S3中，根据所述结构件的叶片质量及结构件的叶片与旋转轴的距离算出叶片的离心力的大小，把叶片的离心力以压力的方式等效地施加在结构件的叶片的接触面处，作为所述离心载荷。
在所述步骤S4中，在使用ABAQUS进行仿真时，其采用了所述步骤S1中的ABAQUS有限元模型和边界条件、所述步骤S2中的材料参数和所述步骤S3中的离心载荷，基于结构件在各个时刻的载荷谱来设置分析步，并划分模型网格，结合用户子程序CREEP，通过ABAQUS软件得到每个积分点的应力应变张量。
所述步骤S5包括：
S51：描述疲劳损伤，所述疲劳损伤的描述公式为：
其中，τmax和σn,max分别表示一个循环周次内的最大剪应力和最大正应力，△γ/2和△ε/2分别表示剪切应变幅和正应变幅，τ’f和γ′f分别表示剪切疲劳强度和剪切延性强度，σ′f为疲劳强度常数，G表示剪切模量，b0和C0表示两个关于疲劳强度和延性的指数；
S52：描述蠕变损伤，所述蠕变损伤的描述公式为：
其中，
为蠕变损伤，B1和n1分别为材料相关的模型参数，R0为通用气体常数，td为保载时间，QSEDE为SEDE模型激活能，
为保载阶段的非弹性应变能密度耗散率，
是由非弹性应变率以及温度共同决定的失效应变能密度的方程；wCrit(T)为临界高非弹性应变能密度耗散率下的失效应变能密度
的上平台；
S53：描述蠕变疲劳预测总寿命，所述蠕变疲劳预测总寿命的描述公式为：
其中，N为蠕变疲劳预测总寿命，td为保载时间，
为保载阶段的非弹性应变能密度耗散率，
是由非弹性应变率以及温度共同决定的失效应变能密度的方程；Nf表示疲劳对应的寿命周次；
S54：利用ABAQUS的用户子程序UVARM把积分点的温度放入状态变量中，同时把所述蠕变损伤、蠕变损伤和蠕变疲劳预测总寿命的描述公式写入子程序UVARM中。
在所述步骤S6中，所述疲劳损伤云图对应于所述疲劳损伤的描述公式，所述蠕变损伤云图对应于所述蠕变损伤的描述公式，总损伤包括疲劳损伤和蠕变损伤，所述总损伤云图对应于所述蠕变疲劳预测总寿命的描述公式。
在所述步骤S6中，所述疲劳损伤云图、蠕变损伤云图和总损伤云图是通过ABAQUS软件计算分析每个时间点的疲劳损伤和蠕变损伤的变化，并对UVARM子程序进行调试而得到的，其包括每个积分点的疲劳损伤分布、蠕变损伤分布和总损伤分布。
本发明的针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法基于ABAQUS有限元软件，具有很强的直观性，能够直观分析结构件的应力应变集中位置、寿命分布及裂纹萌生位置，并可充分发挥有限元模拟计算的优势，实现复杂的边界加载条件和多样的可视化后处理操作；此外，本发明通过赋予整体模型温度场，并赋予不同温度下不同的材料属性，随温度变化的损伤判断准则来模拟结构件的蠕变-疲劳寿命，很好的考虑了热机载荷交互作用，不仅考虑了结构件不均匀的服役温度场，而且考虑了结构件自转与叶片转动对结构件的离心力的作用，极大地接近了复杂几何结构件的真实的工作状态，具有精度高的优点；再者，本发明可以调节保载阶段温度场和材料参数，从而可以适用于不同材料的涡轮盘、汽轮机、高温叶片，并分别得出其寿命分布，是一套通用的热机疲劳寿命预测方法，具有适用性强的优点。
附图说明
图1为根据本发明的一个实施例的针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法的流程图；
图2为根据本发明的一个实施例的针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法的结构件的三维模型图；
图3为根据本发明的一个实施例的针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法的结构件受到的转速-时间关系曲线图；
图4为根据本发明的一个实施例的针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法的结构件的1/72的ABAQUS有限元模型的网格图；
图5为根据本发明的一个实施例的针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法的结构件在巡航时的温度场图；
图6A-图6B为根据本发明的一个实施例的针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法的结构件刚开始巡航时的结构件及结构件榫槽处的应力应变云图；
图7为根据本发明的一个实施例的针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法的结构件在危险位置循环两次的蠕变损伤云图；
图8A-图8B为根据本发明的一个实施例的针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法的循环一周次的疲劳损伤云图；
图9A-图9B为根据本发明的一个实施例的针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法的循环一周次的结构件的总损伤云图；
图10为根据本发明的一个实施例的针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法的服役温度整体提升后的温度场图；
图11A-图11B为根据本发明的一个实施例的针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法的服役温度提升后循环一周次的疲劳损伤；
图12为根据本发明的一个实施例的针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法的服役温度提升后循环一周次的蠕变损伤；
图13为根据本发明的一个实施例的针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法的服役温度提升后循环一周次的结构件的总损伤云图。
具体实施方式
以下结合具体实施例，对本发明做进一步说明。应理解，以下实施例仅用于说明本发明而非用于限制本发明的范围。
在实际工作状态下，复杂几何结构件如航空涡轮盘除了因离心力导致的疲劳载荷以外，还时刻处在高温高压的严苛环境中，所以蠕变效应在疲劳循环载荷中的作用也极为明显。因此本发明提供一种基于ABAQUS的蠕变疲劳寿命预测模拟方法，该方法考虑热机载荷交互作用，对结构件赋予实际工作的温度和载荷谱，给与不同温度下材料的本构参数，基于稳态应力应变响应的非统一循环本构方程，对某型航空涡轮盘的结构进行拓展应用，从而获得稳态循环周次下的蠕变损伤和疲劳损伤以及确定蠕变-疲劳裂纹萌生的临界位置。
如图1所示为根据本发明的一个实施例的针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法，其中结构件可以是航空涡轮盘、航空汽轮机、发电用汽轮机或航空高温叶片。以一航空涡轮盘为例，所述针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法包括以下步骤：
步骤S1：根据实际结构件如航空涡轮盘，建立结构件的三维实体模型，并根据循环对称理论及工作环境对三维实体模型进行模型简化和边界条件的施加，得到ABAQUS有限元模型，并把节点温度施加到实体单元上形成温度场；由此，建立了简化的ABAQUS有限元模型及温度场。
进一步地，所述步骤S1包括：
步骤S11：建立所述结构件的三维实体模型并获取所述结构件在各个时刻的实体温度分布和载荷谱；
其中，所述各个时刻包括加速温度阶段、保载阶段及卸载停机时刻，因此，所述实体温度分布包括加速温度阶段、保载阶段及卸载停机时刻的温度分布，其由合作单位事先测量提供，所述实体温度分布是结构件所有时刻所有位置的温度，温度不一定处于稳定状态。载荷谱包括加速温度阶段、保载阶段及卸载停机时刻的载荷谱，其同样由合作单位事先测量提供。
步骤S12：根据循环对称理论，根据结构件的榫槽数量N把三维实体模型简化为对应于结构件的1/N的ABAQUS有限元模型，并在ABAQUS建立该ABAQUS有限元模型的圆柱坐标系，分别在结构件的子午面施加环向位移支撑；
步骤S13：根据结构件在保载阶段稳定的温度分布和此时的载荷谱，设置温度边界条件，使用ABAQUS的热分析单元进行结构件在各个时刻的温度场(具体指加速温度阶段温度场，保载阶段温度场及卸载停机时刻温度场)的计算，同时改变飞机降落后的残余温度水平，以获得结构件的不同的卸载停机时刻温度场。
其中，在保载阶段，结构件的温度近似处于稳定状态，结构件在保载阶段稳定的温度分布和此时的载荷谱由合作单位事先测量提供。
步骤S2：确定结构件的材料的本构模型及材料参数，包括：根据已有的高温蠕变、疲劳和蠕变疲劳试验结果，确定结构件的材料在不同温度下的半寿命的应力应变关系、杨氏模量、热膨胀系数、热传导率；
其中，杨氏模量、热膨胀系数、热传导率均为材料参数。
进一步地，所述步骤S2进一步包括步骤：
步骤S21：利用公式(1)-(6)描述材料的循环塑性本构的主控方程，由此确定材料在不同温度下的半寿命时的应力应变关系；
其中，材料的循环塑性本构的主控方程是寿命预测的特有方法，其采用RO(Ramberg-Osgood)模型，由此确定材料在不同温度下的半寿命时的应力应变关系。
所述材料的循环塑性本构的主控方程包括：
以及Chaboche模型：
其中，
为总应变分量，εe为弹性应变分量，εp为非弹性应变分量；E和v分别表示杨氏模量和泊松比，s和trσ分别表示应力张量和应力张量的迹，I表示二阶单位张量,
为非弹性应变率张量，
为累积非弹性应变率，s和α分别表示应力张量和背应力张量，F表示屈服函数，Q0为初始屈服应力，由于本方法基于在保载阶段稳定的数据进行分析，故而不考虑材料的循环软硬化，屈服应力始终为初始屈服区应力；公式(6)为Chaboche随动强化准则(即Chaboche模型)，αi为背应力分量；公式中的符号(:)代表二阶张量的内积，
为塑性应变率；
为累计塑性应变率，Ci和γi分别为材料随动硬化的材料参数，其中，Ci为初始的随动硬化模量，γi为随着塑性变形的增大，初始的随动硬化模量Ci减小的速率。
由此，公式(1)说明总应变分量可分为弹性应变分量和非弹性应变分量；公式(2)的线弹性行为满足胡克定律，公式(6)为Chaboche随动强化准则。
步骤S22：利用公式(7)描述材料的蠕变本构，该蠕变本构用于描述材料在保载阶段的应力应变关系。
其中，
为等效蠕变应变率，单位为s-1，
为等效蠕变应变，
为等效偏应力，ψ、n和m为温度相关的参数。
步骤S23：对结构件的材料进行高温蠕变、疲劳和蠕变疲劳的试验，结合实验结果来确定不同温度下材料的杨氏模量E、热膨胀系数αT、热传导率λ、所述蠕变本构的各个参数以及循环塑性本构的Chaboche模型的参数。
在本实施例中，所述结构件的材料为GH4169合金。
由此，得到了结构件的材料在不同温度下的半寿命的应力应变关系(参见公式(6))、杨氏模量E、热膨胀系数αT、热传导率λ。
步骤S3：对结构件赋予密度、施加转速以考虑结构件自身的离心力，根据结构件的实际工作中的载荷情况施加离心载荷。
在本实施例中，由于所述结构件为航空涡轮盘、航空汽轮机、发电用汽轮机或航空高温叶片，因此均包括叶片，且叶片离心力对结构件其余部分的拉力为主要载荷，因此，根据所述结构件的叶片质量及结构件的叶片与旋转轴的距离算出叶片的离心力的大小，把叶片的离心力以压力的方式等效地均匀施加在结构件的叶片的接触面处(涡轮机存在榫槽与其叶片相接触，在汽轮机、高温叶片等结构件中同样存在凹槽与汽轮机叶片相接触，可采用同样的方式把叶片的离心力施加在涡轮机和汽轮机的叶片与其他结构的接触面上)，作为所述离心载荷。
在所述步骤S3中，考虑结构件的实际工作中的载荷情况，结构件在飞机发动机工作中往往承受以下载荷：a)结构件本身高速旋转出产生的离心力以及结构件的叶片离心力对结构件的拉力；b)结构件的周缘部位与结构件的中心部位温度造成的温度梯度应力；c)结构件的前后端面上的气体压力，以及其叶片传来的气动载荷；d)结构件的叶片及结构件其余部位的振动载荷；e)与结构件连接的零部件处的装配应力。其中，由于a)离心载荷和b)温度载荷对高压的结构件的强度影响较大，其余三类载荷c)、d)、e)影响较小，因此主要考虑离心载荷和温度载荷。这里步骤S3只需要施加盘本身高速旋转出产生的离心力以及叶片离心力对轮盘的拉力，而温度载荷，即温度梯度应力，可以通过温度场施加，在赋予温度场后在运算时由线膨胀系数自动产生，其他载荷较小对结构件的影响可忽略，因此不需要考虑施加其他载荷。离心载荷分为结构件本身的离心载荷及叶片对结构件的离心载荷。结构件本身的离心载荷通过对结构件施加转速来施加，而叶片对结构件产生的离心载荷通过叶片质量及其与旋转轴的距离，算出离心力，然后把叶片的离心力以压力的方式等效的施加在叶片与榫槽的接触面上。
步骤S4：使用ABAQUS进行仿真，得到每个积分点的应力应变张量，从而得到结构件的应力应变云图，取图中的危险点分析其等效应力应变关系的滞回曲线；
其中，在使用ABAQUS进行仿真时，其采用了所述步骤S1中的ABAQUS有限元模型和边界条件、所述步骤S2中的材料参数和所述步骤S3中的离心载荷，基于结构件在各个时刻的载荷谱来设置分析步，并划分模型网格，结合用户子程序CREEP，通过ABAQUS软件得到每个积分点的应力应变张量。由此，可以得到结构件的应力应变云图，找出危险点，并分析其等效应力应变关系的滞回曲线。
步骤S5：分别选取MGSA疲劳损伤模型，MSEDE蠕变损伤模型，并根据文献中已有的参数补充一些不同温度下的模型参数，模型参数如下文的表6所示，根据公式中的符号一一对应，并写入ABAQUS子程序UVARM中。
由此，通过把疲劳蠕变损伤方程写入子程序UVARM中，实现了采用粘性分析步来算蠕变损伤，静力通用分析步形成滞回环的过程，可以看成一个疲劳周次，最后蠕变疲劳损伤按公式(11)进行相加，从而得到总的寿命及最大损伤位置。
进一步地，把疲劳蠕变损伤方程写入FORTRAN脚本中，其步骤包括：
步骤S51：利用公式(8)描述疲劳损伤：
其中，τmax和σn,max分别表示一个循环周次内的最大剪应力和最大正应力，△γ/2和△ε/2分别表示剪切应变幅和正应变幅，τ’f和γ′F分别表示剪切疲劳强度和剪切延性强度，σ′F为疲劳强度常数，G表示剪切模量，b0和C0表示两个关于疲劳强度和延性的指数；
步骤S52：利用公式(9)和(10)描述蠕变损伤；
所述蠕变损伤为：
其中，
为蠕变损伤，B1和n1分别为材料相关的模型参数，R0为通用气体常数，td为保载时间，QSEDE为SEDE模型激活能，
为保载阶段的非弹性应变能密度耗散率，
是由非弹性应变率以及温度共同决定的失效应变能密度的方程；wCRit(T)为临界高非弹性应变能密度耗散率下的失效应变能密度
的上平台，
wCrit(T)]这个值取最小，当保载阶段初期其耗散率
的数值大于临界高非弹性应变能密度耗散率wcrit(T)(即
大于wcrit(T))时，则公式(10)的计算结果为0，蠕变损伤为0，则认为是蠕变损伤为零的“免蠕变损伤阶段”。
步骤S53：利用公式(11)描述蠕变疲劳预测总寿命：
所述蠕变疲劳预测总寿命N为：
其中，N为蠕变疲劳预测总寿命，td为保载时间，
为保载阶段的非弹性应变能密度耗散率，
是由非弹性应变率以及温度共同决定的失效应变能密度的方程；NF表示疲劳对应的寿命周次，这里
就代表疲劳损伤，dt代表对时间进行积分。
步骤S54：利用ABAQUS的用户子程序UVARM把积分点的温度放入状态变量中，把所述蠕变损伤、蠕变损伤和蠕变疲劳预测总寿命的描述公式(8)、(9)、(10)及(11)写入子程序UVARM中。
步骤S6：将子程序UVARM代入ABAQUS中，与所述步骤S4中的每个积分点的应力应变张量结合，并对UVARM子程序进行程序调试，得到疲劳损伤云图、蠕变损伤云图和总损伤云图，进而得到结构件的寿命分布云图。
其中，疲劳损伤云图对应于所述疲劳损伤的描述公式(8)，蠕变损伤云图对应于所述蠕变损伤的描述公式(9)、(10)，总损伤包括疲劳损伤和蠕变损伤，总损伤云图对应于所述蠕变疲劳预测总寿命的描述公式(11)。
在所述步骤S6中，所述疲劳损伤云图、蠕变损伤云图和总损伤云图是通过ABAQUS软件计算分析每个时间点的疲劳损伤和蠕变损伤的变化，并对UVARM子程序进行调试而得到的，其包括每个积分点的疲劳损伤分布、蠕变损伤分布和总损伤分布，可以用于分析危险点的位置(即结构件的损伤位置)及预测寿命。蠕变损伤公式中有保载时间Td，其是积分而得，疲劳损伤方程中是根据应力应变最低最高点的位置计算，由此来分析每个时间点的疲劳损伤和蠕变损伤的变化。
步骤S7：通过改变结构件的保载阶段温度场及离心载荷(如整体温度提升100℃左右)，观察和分析各个保载阶段温度场及载荷情况下结构件的总损伤云图及寿命分布云图的变化，来寻求长寿命及高载荷的最优解，即找到既能保持结构件的长寿命，又能满足其高速服役要求的最优服役载荷谱，从而指导结构件设计。
实验结果
本实施例具体是由国产高温合金GH4169制造的航空涡轮盘。本实施例基于ABAQUS软件平台，并开发了蠕变及输出变量子程序。步骤S1-S4是通非统一材料本构(ABAQUS+CREEP子程序)来描述半寿命时不同温度的应力-应变响应关系实现的，步骤S5是通过输出变量子程序实现，所述步骤S5为一个时间增量步的具体计算内容，所有时间增量步的计算完成后，则实现了涡轮盘蠕变疲劳预测。
在所述步骤S2中，材料循环塑性本构、蠕变本构的参数在ABAQUS软件以特定温度下表1-表5的形式给出，表6则给出了损伤参数。
其中，表1为弹性阶段的杨氏模量，表2表示温度载荷，表3是用来传递温度的使整个模型每个积分点都有温度，表4、表5分别为其余的蠕变本构的参数、循环塑性本构的参数，其余温度下的参数由ABAQUS自动线性插值获得。结合关于GH4169合金的高温蠕变，疲劳和蠕变疲劳的试验结果，确定了不同温度下GH4169合金的杨氏模量E、热膨胀系数αT、热传导率λ、蠕变本构的参数、材料循环塑性本构的Chaboche模型的参数。
表1不同温度下GH4169合金的杨氏模量
表2不同温度下GH4169合金的热膨胀系数
表3不同温度下GH4169合金的热传导率
在蠕变本构中，需要不同温度下ψC、mc以及nc三个模型参数(即温度相关的参数ψ、n和m)；而在循环塑性本构中，需要不同温度下三组反应材料随动硬化的材料参数ζi和ri、初始屈服应力Q0及蠕变疲劳模型的参数，如表4-6所示。
表4不同温度下GH4169合金的蠕变本构模型的参数
表5不同温度下GH4169合金的循环塑性本构的参数
表6GH4169合金在用于多轴疲劳和多轴蠕变损伤模型的模型参数汇总
通过本实施例，能够获得如下结果：
1、根据步骤S1，得到涡轮盘温度场；
2、根据步骤S4，涡轮盘整个工作过程所有单元的应力应变关系。
图6A-图6B是涡轮盘最大速度巡航时的应力应变云图，可以看出涡轮盘在高速巡航时，在形状突变处存在较大的应力，而其余部分处于安全范围之内。
3、根据步骤S6，得到涡轮盘的疲劳损伤结果、蠕变损伤结果、总损伤及最大损伤位置分布。
温度对涡轮盘的蠕变损伤影响巨大，当温度较低时，蠕变损伤量级为10的-5次方；当温度较高时，涡轮盘蠕变损伤约为10的-3次方。
4、根据步骤S7，得到温度变化后涡轮盘的寿命分布云图。
涡轮盘三维模型由合作单位提供，如图2所示；受到简单载荷加载-巡航-卸载的转速-时间关系作用如图3所示，A为加卸载阶段，B为保载巡航阶段(即保载阶段)，巡航转速为1575rad/s时间为3600S；根据循环对称理论设置边界条件把模型简化1/72进行网格划分，通过温度边界条件设置保载阶段温度场，采用六面体分网，数目为14566，如图4所示；涡轮盘巡航时的温度场图如图5所示；通过实验及文献获得不同温度下的材料参数；涡轮盘受到的离心载荷分为涡轮盘自身产生的离心力和叶片对涡轮盘产生的离心力，涡轮盘自身产生的离心力通过赋予密度使用离心载荷赋予，而叶片产生的离心力，均匀的分布在榫槽与叶片的接触面上，算出的最大载荷时的应力应变分布如图6A-图6B所示，其中6A是总体分布，图6B是榫槽处的分布，即本发明实施例的涡轮盘刚开始巡航时的涡轮盘及涡轮盘榫槽处的应力应变云图如图6A-图6B所示；编写包含疲劳(MGSA)-蠕变(MSEDE)损伤的UVARM子程序和ABAQUS软件结合，算出损伤分布，蠕变损伤及分布如图7(对应于子程序UVARM33)，疲劳损伤及其分布如图8A-图8B所示(对应于子程序UVARM35)，总损伤及分布如图9A-图9B所示(对应于子程序UVARM38)。
把涡轮盘整体温度提升100℃，如图10所示。疲劳损伤及其分布如图11A-图11B所示(对应于子程序UVARM35)；蠕变损伤及其分布如图12所示(对应于子程序UVARM33)；总损伤分布如图13所示(对应于子程序UVARM38)。
以上所述的，仅为本发明的较佳实施例，并非用以限定本发明的范围，本发明的上述实施例还可以做出各种变化。凡是依据本发明申请的权利要求书及说明书内容所作的简单、等效变化与修饰，皆落入本发明专利的权利要求保护范围。本发明未详尽描述的均为常规技术内容。
Claims (9)
1.一种针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法，其特征在于，包括：
S1：建立结构件的三维实体模型，并根据循环对称理论及服役环境进行模型简化和边界条件的施加，得到ABAQUS有限元模型，并把结构件在各个时刻的温度施加到实体单元上形成温度场；
S2：根据高温蠕变、疲劳和蠕变疲劳试验结果，确定结构件的材料在不同温度下的半寿命的应力应变关系、杨氏模量、热膨胀系数、热传导率；
S3：对结构件赋予密度、施加转速以考虑结构件自身的离心力，根据结构件的实际工作中的载荷情况施加离心载荷；
S4：使用ABAQUS进行仿真，得到每个积分点的应力应变张量，从而得到结构件的应力应变云图，取图中的危险点分析其等效应力应变关系的滞回曲线；
S5：分别选取MGSA疲劳损伤模型，MSEDE蠕变损伤模型，并写入子程序UVARM中；
S6：将子程序UVARM代入ABAQUS中，与所述步骤S4中的每个积分点的应力应变张量结合，并对UVARM子程序进行程序调试，得到疲劳损伤云图、蠕变损伤云图和总损伤云图，进而得到结构件的寿命分布云图；
S7：通过改变结构件的保载阶段温度场及离心载荷，观察和分析各个保载阶段温度场及载荷情况下结构件的总损伤云图及寿命分布云图的变化，来寻求长寿命及高载荷的最优解，从而指导结构件设计。
2.根据权利要求1所述的针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法，其特征在于，所述结构件为航空涡轮盘、航空汽轮机、发电用汽轮机或航空高温叶片。
3.根据权利要求1所述的针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法，其特征在于，所述步骤S1包括：
S11：建立所述结构件的三维实体模型并获取所述结构件在各个时刻的实体温度分布；
S12：根据循环对称理论，根据结构件的榫槽数量N把三维实体模型简化为对应于结构件的1/N的ABAQUS有限元模型，并在ABAQUS建立该ABAQUS有限元模型的圆柱坐标系，分别在结构件的子午面施加环向位移支撑；
S13：根据结构件在保载阶段稳定的温度分布和此时的载荷谱，设置温度边界条件，使用ABAQUS的热分析单元进行结构件的加速温度阶段温度场，保载阶段温度场及卸载停机时刻温度场的计算，同时改变飞机降落后的残余温度水平，以获得结构件的不同的卸载停机时刻温度场。
4.根据权利要求1所述的针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法，其特征在于，所述步骤S2进一步包括步骤：
S21：描述材料的循环塑性本构的主控方程，由此确定材料在不同温度下的半寿命时的应力应变关系，所述材料的循环塑性本构的主控方程包括：
以及Chaboche模型：
其中，
为总应变分量，εe为弹性应变分量，εp为非弹性应变分量；E和v分别为杨氏模量和泊松比，s和trσ分别为应力张量和应力张量的迹，I表示二阶单位张量，
为非弹性应变率张量，
为累积非弹性应变率，s为应力张量，α为背应力张量，F表示屈服函数，Q0为初始屈服应力；αi为背应力分量；
为塑性应变率；
为累计塑性应变率，Ci为初始的随动硬化模量，γi为随着塑性变形的增大，初始的随动硬化模量Ci减小的速率。
S22：描述材料的蠕变本构模型，所述材料的蠕变本构模型为：
其中，
为等效蠕变应变率，
为等效蠕变应变，
为等效偏应力，ψ、n和m为温度相关的模型参数。
S23：对结构件的材料进行高温蠕变、疲劳和蠕变疲劳的试验，结合实验结果来确定不同温度下材料的杨氏模量E、热膨胀系数αT、热传导率λ、蠕变本构模型的各个参数以及循环塑性本构的Chaboche模型的参数。
5.根据权利要求1所述的一种针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法，其特征在于，在所述步骤S3中，根据所述结构件的叶片质量及结构件的叶片与旋转轴的距离算出叶片的离心力的大小，把叶片的离心力以压力的方式等效地施加在结构件的叶片的接触面处，作为所述离心载荷。
6.根据权利要求1所述的一种针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法，其特征在于，在所述步骤S4中，在使用ABAQUS进行仿真时，其采用了所述步骤S1中的ABAQUS有限元模型和边界条件、所述步骤S2中的材料参数和所述步骤S3中的离心载荷，基于结构件在各个时刻的载荷谱来设置分析步，并划分模型网格，结合用户子程序CREEP，通过ABAQUS软件得到每个积分点的应力应变张量。
7.根据权利要求1所述的一种针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法，其特征在于，所述步骤S5包括：
S51：描述疲劳损伤，所述疲劳损伤的描述公式为：
其中，τmax和σn，max分别表示一个循环周次内的最大剪应力和最大正应力，△y/2和△ε/2分别表示剪切应变幅和正应变幅，τ’f和γ′f分别表示剪切疲劳强度和剪切延性强度，σ′f为疲劳强度常数，G表示剪切模量，b0和c0表示两个关于疲劳强度和延性的指数；
S52：描述蠕变损伤，所述蠕变损伤的描述公式为：
其中，
为蠕变损伤，B1和n1分别为材料相关的模型参数，R0为通用气体常数，td为保载时间，QSEDE为SEDE模型激活能，
为保载阶段的非弹性应变能密度耗散率，
是由非弹性应变率以及温度共同决定的失效应变能密度的方程；wcrit(T)为临界高非弹性应变能密度耗散率下的失效应变能密度
的上平台；
S53：描述蠕变疲劳预测总寿命，所述蠕变疲劳预测总寿命的描述公式为：
其中，N为蠕变疲劳预测总寿命，td为保载时间，
为保载阶段的非弹性应变能密度耗散率，
是由非弹性应变率以及温度共同决定的失效应变能密度的方程，Nf表示疲劳对应的寿命周次；
S54：利用ABAQUS的用户子程序UVARM把积分点的温度放入状态变量中，同时把所述蠕变损伤、蠕变损伤和蠕变疲劳预测总寿命的描述公式写入子程序UVARM中。
8.根据权利要求7所述的一种针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法，其特征在于，在所述步骤S6中，所述疲劳损伤云图对应于所述疲劳损伤的描述公式，所述蠕变损伤云图对应于所述蠕变损伤的描述公式，总损伤包括疲劳损伤和蠕变损伤，所述总损伤云图对应于所述蠕变疲劳预测总寿命的描述公式。
9.根据权利要求1所述的一种针对复杂几何结构件的蠕变-疲劳寿命设计方法，其特征在于，在所述步骤S6中，所述疲劳损伤云图、蠕变损伤云图和总损伤云图是通过ABAQUS软件计算分析每个时间点的疲劳损伤和蠕变损伤的变化，并对UVARM子程序进行调试而得到的，其包括每个积分点的疲劳损伤分布、蠕变损伤分布和总损伤分布。
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Legal Events
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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