CN112100766A - 一种冷挤压强化孔结构的疲劳寿命预测方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种冷挤压强化孔结构的疲劳寿命预测方法，步骤为：(1)开展标准圆棒试样的低循环疲劳试验，获取材料工况条件下的低循环疲劳寿命数据；(2)基于材料标准光滑圆棒试样低循环疲劳试验数据，建立材料的Smith‑Watson‑Topper(SWT)寿命模型；(3)开展未强化的中心圆孔平板试样工况条件下的低循环疲劳试验，获取试样的低循环疲劳寿命，并进行有限元模拟；(4)结合SWT寿命模型和未强化的中心圆孔平板试样的疲劳寿命，确定临界距离表达式；(5)由多条应力‑寿命(S‑N)曲线，建立考虑残余应力修正的Sines多轴疲劳准则，结合临界距离，对孔结构疲劳寿命进行预测。

Description

一种冷挤压强化孔结构的疲劳寿命预测方法

技术领域

本发明是一种冷挤压强化孔结构的疲劳寿命预测方法，它是一种能够考虑冷挤压强化后残余应力的低循环疲劳寿命评估方法，属于航空航天发动机技术领域。

背景技术

轮盘作为航空发动机重要承力部件，服役时承受高转速引起的离心载荷、热载荷以及振动载荷等共同作用，工作条件恶劣。此外，轮盘及盘环类零件通常由于螺栓连接、通气等功能需要开孔，孔结构存在严重的应力集中，极易诱发疲劳失效，多是轮盘的限寿部位。目前通常采用的表面强化技术包括喷丸强化、激光冲击强化和冷挤压强化等。对于孔结构而言，冷挤压强化工艺具有过程简单、强化效果好等特点，在产生很小的塑性变形量情况下，可实现孔边可控的深层、高残余压应力，且残余应力能够较稳定地保持，因而可作为提高孔结构疲劳寿命的有效方法。目前对于缺口件疲劳寿命的分析方法主要有局部应力应变法、应力梯度法和临界域法，但这些方法均未能有效考虑冷挤压残余应力的影响，利用这些寿命预测方法往往会得到相对保守的寿命结果，不利于提高零部件的经济性。因此需要建立考虑孔挤压强化残余应力的寿命预测模型。

现有文献“Fatemi A.,Zeng Z.,Plaseied A..Fatigue behavior and lifepredictions of notched specimens made of QT and forged microalloyed steels[J].International Journal of Fatigue,2004,26(6):663-672”对不同应力集中系数的缺口试样进行了疲劳试验，与基于局部应力应变法的预测寿命进行对比，发现应力集中系数比较高时，寿命预测结果过于保守。

现有文献“杨兴宇,阎晓军,赵福星,等.某型航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命分析[J].机械强度,2004,26(z1):229-233”根据弹塑性有限元分析和传统的使用平均应力修正的Manson-Coffin公式对高压涡轮盘进行低循环寿命预测，仅用危险点处的应力应变循环数据作为评价依据，结果表明，预测寿命较实际偏低。

总之，现有技术进行低循环疲劳寿命评估时，尚未考虑冷挤压强化后的残余应力的有益影响，也未充分考虑应力集中部位的应力梯度和多轴应力状态对疲劳寿命预测的影响，针对具有航空发动机盘类零件中大量存在的孔结构而言，现有技术的低循环疲劳寿命评估能力有限。

发明内容

本发明要解决的技术问题为：克服现有低循环疲劳寿命评估方法的不足，提供一种综合考虑孔结构特征和冷挤压强化增益效果的低循环疲劳寿命评估方法，实现低循环疲劳寿命的准确评估，并能为冷挤压强化工艺参数优化和寿命评估提供参考。

本发明解决上述技术问题采用的技术方案为：一种冷挤压强化孔结构的疲劳寿命预测方法，包括步骤如下：

(1)开展不同最大应变幅ε_max的标准光滑圆棒试样的低循环疲劳试验，获取材料工况条件下的低循环疲劳寿命数据；所述工况条件包括材料的工作温度和载荷条件；所述低循环疲劳寿命是指通过标准光滑圆棒试样在不同最大应变幅的低循环疲劳试验得到的低循环疲劳寿命；

(2)基于步骤(1)材料标准光滑圆棒试样低循环疲劳试验数据，建立材料的SWT寿命模型，根据试验过程中标准光滑圆棒试样的低循环疲劳寿命，获取SWT寿命模型中的疲劳强度系数σ′_f、疲劳强度指数b、疲劳延性系数ε′_f和疲劳延性指数c，SWT寿命模型的表达式为：

所述疲劳强度系数σ′_f、疲劳强度指数b、疲劳延性系数ε′_f和疲劳延性指数c均是SWT寿命模型中的需要根据试验结果确定的参数；

(3)开展未强化的中心圆孔平板试样工况条件下的低循环疲劳试验，获取中心圆孔平板试样工况条件下的低循环疲劳寿命，并进行有限元模拟；所述中心圆孔平板疲劳试样是指根据轮盘应力集中部位的结构特征而设计的模拟件，并根据轮盘服役条件确定载荷水平和试验温度；

(4)由步骤(2)建立的SWT寿命模型和步骤(3)中未强化的中心圆孔平板试样的低循环疲劳寿命，确定反映中心圆孔平板试样的孔结构特征的临界距离表达式，所述临界距离是指以某点上的有效应力、应变来计算缺口疲劳寿命时，该点与缺口位置的距离，临界距离表示为试样疲劳寿命的函数；

(5)通过不同载荷条件下的S-N曲线，建立考虑残余应力修正的Sines多轴疲劳准则，结合已获取的临界距离的表达式，实现寿命预测；所述不同载荷条件下的S-N曲线是指由试验或查阅材料手册获取的不同最大应力、不同应力比下的应力-寿命曲线；所述Sines多轴疲劳准则是一种适合于金属材料的多轴疲劳准则。

所述步骤(1)中，所述不同最大应变幅ε_max的范围为0.5％～1％，试验温度根据标准光滑圆棒试样的材料在发动机中稳态运行时的环境温度确定。

所述步骤(4)中，确定反映中心圆孔平板试样的孔结构特征的临界距离表达式的具体过程如下所述：

引入临界距离的SWT寿命模型表达为：

式中，σ_max为最大应力，Δε_t为总应变范围，L为临界距离，N_f为疲劳寿命，σ′_f为疲劳强度系数,b为疲劳强度指数,ε′_f为疲劳延性系数,c为疲劳延性指数；

临界距离的表达式为：

式中A和B是材料常数，与具体几何特征无关，对试验前5个循环做有限元模拟，提取临界平面上最大应力和总应变范围数据，代入中心圆孔平板疲劳试样的疲劳寿命，即可拟合得到临界距离的表达式。

所述步骤(5)中，Sines多轴疲劳准则表达为：

σ_VM,a+α_sp_m＝β_s (11)

式中，α_S、β_S为与循环寿命相关的材料参数，可通过S-N曲线获得；σ_VM,a为八面体剪切应力或Von-Mises等效应力幅值；p_m为静水压力均值，表达为：

式中，σ_i,a、σ_i,m分别为主应力方向的主应力幅值和均值，R为应力比。将残余应力修正到Sines疲劳准则中的静水压力均值项中，得到：

式中，σ_i,RS为不同方向的残余应力，以上主应力幅值和均值、Von-Mises等效应力幅值和静水压力均值均取自于临界距离上，通过自洽迭代计算方法得到疲劳寿命的预测值。

本发明与现有技术有益效果在于：

现有文献“Fatemi A.,Zeng Z.,Plaseied A..Fatigue behavior and lifepredictions of notched specimens made of QT and forged microalloyed steels[J].International Journal of Fatigue,2004,26(6):663-672”对不同应力集中系数的缺口试样进行了疲劳试验，与基于局部应力应变法的预测寿命进行对比，发现应力集中系数比较高时，寿命预测结果过于保守。现有文献“杨兴宇,阎晓军,赵福星,等.某型航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命分析[J].机械强度,2004,26(z1):229-233”根据弹塑性有限元分析和传统的使用平均应力修正的Manson-Coffin公式对高压涡轮盘进行低循环寿命预测，仅用危险点处的应力应变循环数据作为评价依据，结果表明，预测寿命较实际偏低。现有文献未能充分考虑应力集中部位剧烈的应力梯度以及复杂的多轴应力状态对疲劳寿命的影响，也没有考虑有益的残余压应力对疲劳寿命的增益效果，因此疲劳寿命预测结果与试验结果有较大差距。

而本发明针对孔结构这一轮盘中主要限寿部位，为考虑孔结构周围应力集中造成的应力梯度，采用了距孔边临界距离上的应力/应变值作为评估的基础，因此能够更加合理地反映孔边的有效载荷；能够考虑冷挤压强化所引入的残余压应力对低循环疲劳寿命的增益效果，预测寿命较以往更为准确；由于孔结构周围存在应力集中现象，孔边周围处于复杂的多轴应力状态，因此选用了Sines多轴疲劳准则为寿命评估的基础，还对已广泛应用的Sines多轴疲劳准则进行了修正，在寿命准则中引入残余应力的修正项，扩展了Sines准则的适用范围；由于能够实现低循环疲劳寿命的准确预测，因此可以为孔挤压工艺参数的优化和寿命评估提供有益参考。

附图说明

图1为本发明冷挤压强化孔结构疲劳寿命的预测方法流程图；

图2为提取σ_max和Δε_t等数据的临界平面；

图3为冷挤压强化机制的示意图；

图4为α_S和β_S关于寿命的曲线；

图5为寿命预测结果。

具体实施方式

下面结合附图，对本发明一种冷挤压强化孔结构疲劳寿命的预测方法的技术方案做进一步说明。

如图1所示，本发明的一种冷挤压强化孔结构的疲劳寿命预测方法，结合冷挤压强化工艺和反映轮盘孔结构特征的中心圆孔平板疲劳试样的低循环疲劳试验结果，以及上述过程的有限元模拟，在孔边引入临界距离，通过SWT寿命确定了临界距离的表达式，最后将挤压强化残余应力、临界距离和Sines多轴疲劳准则结合，建立了考虑冷挤压强化残余应力的孔结构疲劳寿命预测方法，实现步骤如下：

第一步，开展标准圆棒试样的低循环疲劳试验，获取材料工况条件下的低循环疲劳寿命数据。低循环疲劳试验采用轴向应变控制的加载方式，最大应变幅ε_max取值范围为0.5％～1％，试验温度由实际服役环境确定，应变率为0.665～1s^-1。对所有试验件循环加载至其断裂失效，冷却取出并保存断口。试验机自动记录整个过程中的应力峰谷值，并通过高温引伸计获得试验件标距段的轴向应变。

第二步，基于标准光滑圆棒试样低循环疲劳试验数据，建立材料SWT寿命模型。SWT寿命模型表达为：

式中，σ_max为最大应力，Δε_t为总应变范围，N_f为疲劳寿命，σ′_f为疲劳强度系数,b为疲劳强度指数,ε′_f为疲劳延性系数,c为疲劳延性指数。该模型可以分为弹性和塑性两部分，分别为：

对两式取对数，可得：

令y_e＝lg(2N_f)，x_e＝lg(σ_maxΔε_e/2)，a_e＝-lg[(σ'_f)²/E]/2b，b_e＝1/(2b)可得弹性部分的标准线性方程：

y_e＝a_e+b_ex_e (20)

令y_p＝lg(2N_f)，x_p＝lg(σ_maxΔε_p/2)，a_p＝-lg(σ'_fε′_f)/(b+c)，b_p＝1/(b+c)可得塑性部分的标准线性方程：

y_p＝a_p+b_px_p (21)

对两个部分在高周疲劳和低周疲劳条件下分别做回归分析，可获得SWT寿命模型中的各参量。

第三步，开展未强化的中心圆孔平板疲劳试样工况条件下的低循环疲劳试验，获取中心孔平板试样工况条件下的低循环疲劳寿命。中心圆孔平板试样低循环疲劳试验采用应力控制，应力比R＝0.1。试验温度为600℃，最大拉应力σ_max分别为820MPa、744MPa、663MPa，载荷波形为三角波，加载频率为4Hz。

第四步，由建立的SWT寿命模型和中心圆孔平板疲劳试样的疲劳寿命，确定反映孔结构特征的临界距离表达式。临界距离的表达式为：

式中A和B是材料常数，与具体几何特征无关，为待求参数。在SWT寿命模型中引入临界距离：

将中心圆孔平板疲劳试样的疲劳寿命代入，则方程右侧已知。为获取临界距离的表达式，对每个载荷水平的初始5个循环进行有限元模拟，保证孔边的应力/应变分布进入稳定状态，提取临界平面上最大应力σ_max和总应变范围Δε_t等数据，临界平面为图2中孔边的最小截面，在临界平面和一半厚度的平面的交线上找到满足方程的距离。从多个试样的试验数据即可获得临界距离的表达式。

第五步，通过不同载荷条件下的S-N曲线，建立考虑残余应力修正的Sines多轴疲劳准则，结合已获取的临界距离的表达式，实现寿命预测。Sines多轴疲劳准则的表达式为：

σ_VM,a+α_sp_m＝β_s (24)

式中，α_S、β_S为与循环寿命相关的材料参数，σ_VM,a为八面体剪切应力或Von-Mises等效应力幅值；p_m为静水压力均值，表达为：

式中，σ_i,a、σ_i,m分别为主应力方向应力幅值和均值，R为应力比。取多条S-N曲线，在曲线上取点获得载荷和对应的寿命，根据计算σ_VM,a和p_m，则可以得到α_S和β_S关于寿命的曲线。由于孔边存在残余压应力，其强化机制可以解释为残余压应力抵消了一部分工作时的载荷，因此可将残余压应力等效为平均应力，降低了试样上的实际载荷，如图3所示。无残余应力时，试样上作用的载荷为图3中的左半部分，引入残余应力后，试样实际承受的载荷变成图3的右半部分，降低了载荷的幅值和均值。将残余应力的影响修正到p_m项中：

式中，σ_i,RS为不同方向的残余应力，可由挤压过程的有限元模拟获得。将已建立的临界距离引入，采用自洽迭代求解，实现寿命预测。

如图1所示，本发明涉及一种冷挤压强化孔结构的疲劳寿命预测方法，不限于具体某种金属材料，以下以GH4169合金为例阐述具体实现步骤如下：

(1)开展标准圆棒试样的低循环疲劳试验，获取GH4169合金工况条件下的低循环疲劳寿命数据。低循环疲劳寿命在600℃的高温下开展；采用轴向应变控制的加载方式，最大应变幅分别为ε_max＝1％、ε_max＝0.9％、ε_max＝0.8％，ε_max＝0.7％，应变比为R_ε＝0.1，加载波形为正弦波，应变率为0.665～1s^-1。对所有试验件循环加载至其断裂失效，冷却取出并保存断口。试验机自动记录整个过程中的应力峰谷值，并通过高温引伸计获得试验件标距段的轴向应变。

(2)基于材料标准光滑圆棒试样低循环疲劳试验数据，建立材料的SWT寿命模型。SWT寿命模型的表达式为：

式中，σ_max为最大应力，Δε_t为总应变范围，N_f为疲劳寿命，σ′_f为疲劳强度系数,b为疲劳强度指数,ε′_f为疲劳延性系数,c为疲劳延性指数。将该模型可以分为弹性和塑性两部分，两边取对数：

对两个部分结合试验数据做回归分析，即可得到SWT寿命模型中的各参量。

(3)开展未强化的中心圆孔平板试样工况条件下的低循环疲劳试验，获取中心孔平板试样工况条件下的低循环疲劳寿命。试验机最高载荷为100kN，试验机控制器可实现疲劳载荷的应力控制和位移控制。通过高频感应炉及感应线圈对平板试样考核段进行局部加热，平板试样中心孔部位通过三只热电偶进行温度测量并向高频感应炉反馈温度信号，由高频感应炉进行闭环控制，温度波动不超过±3℃。GH4169中心圆孔平板试样低循环疲劳试验采用应力控制，应力比R＝0.1。试验温度为600℃，最大拉应力σ_max分别为820MPa、744MPa、663MPa，加载频率为4Hz。

(4)由建立的SWT寿命模型和中心圆孔平板疲劳试样的疲劳寿命，确定反映孔结构特征的临界距离表达式。临界距离的表达式为：

式中A和B是材料常数，与具体几何特征无关。对每个载荷水平的初始5个循环进行有限元模拟，保证孔边的应力/应变分布进入稳定状态，提取临界平面上σ_max和Δε_t等数据，在建立的SWT寿命模型右端代入中心圆孔平板疲劳试样的寿命，在模拟结果中找到满足方程的点，得到临界距离，由多组数据即可拟合确定临界距离表达式中的A、B常数。

(5)通过不同载荷条件下的S-N曲线，建立考虑残余应力修正的Sines多轴疲劳准则，结合已获取的临界距离的表达式，实现寿命预测。Sines多轴疲劳准则表达为：

σ_VM,a+α_sp_m＝β_s (32)

式中，α_S、β_S为与循环寿命相关的材料参数，σ_VM,a为八面体剪切应力或Von-Mises等效应力幅值，p_m为静水压力均值，σ_i,a、σ_i,m分别为主应力方向应力幅值和均值，R为应力比。将残余应力等效为平均应力修正到静水压力均值p_m项中：

式中，σ_i,RS为不同方向的残余应力。本发明实施例采用600℃，应力比R＝0.1、-1两种条件下GH4169单轴拉-拉疲劳试验数据对α_S、β_S参数进行确定，由于第三步仅考虑了应力比R＝0.1的情况，其他数据来源于《中国高温合金手册》，不同疲劳寿命对应的准则参数α_S、β_S如图4所示。以上各式的应力值均取自临界距离处，结合已建立的临界距离与寿命的函数关系，便可以通过自洽迭代计算方法求得预测寿命。如图5所示，预测精度在3倍分散带内。

提供以上实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 (4)

1.一种冷挤压强化孔结构的疲劳寿命预测方法，其特征在于，包括步骤如下：

(1)开展不同最大应变幅ε_max的标准光滑圆棒试样的低循环疲劳试验，获取材料工况条件下的低循环疲劳寿命数据；所述工况条件包括材料的工作温度和载荷条件；所述低循环疲劳寿命是指通过标准光滑圆棒试样在不同最大应变幅的低循环疲劳试验得到的合金低循环疲劳寿命；

(2)基于步骤(1)材料标准光滑圆棒试样低循环疲劳试验数据，建立材料的SWT寿命模型，根据标准光滑圆棒试样的低循环疲劳寿命试验结果，获取SWT寿命模型中的疲劳强度系数σ′_f、疲劳强度指数b、疲劳延性系数ε′_f和疲劳延性指数c，SWT寿命模型的表达式为：

所述疲劳强度系数σ′_f、疲劳强度指数b、疲劳延性系数ε′_f和疲劳延性指数c均是SWT寿命模型中的需要根据试验结果确定的参数；

(3)开展未强化的中心圆孔平板试样工况条件下的低循环疲劳试验，获取中心圆孔平板试样工况条件下的低循环疲劳寿命，并进行有限元模拟；所述中心圆孔平板疲劳试样是指根据轮盘应力集中部位的结构特征而设计的模拟件，并根据轮盘服役条件确定载荷水平和试验温度；

(4)由步骤(2)建立的SWT寿命模型和步骤(3)中未强化的中心圆孔平板试样的低循环疲劳寿命，确定反映中心圆孔平板试样的孔结构特征的临界距离表达式，所述临界距离是指以某点上的有效应力、应变来计算缺口疲劳寿命时，该点与缺口位置的距离，临界距离表示为试样疲劳寿命的函数；

(5)通过不同载荷条件下的S-N曲线，建立考虑残余应力修正的Sines多轴疲劳准则，结合已获取的临界距离的表达式，实现寿命预测；所述不同载荷条件下的S-N曲线是指由试验或查阅材料手册获取的不同最大应力、不同应力比下的应力-寿命曲线；所述Sines多轴疲劳准则是一种适合于金属材料的多轴疲劳准则。

2.根据权利要求1所述的一种冷挤压强化孔结构的疲劳寿命预测方法，其特征在于：所述步骤(1)中，所述不同最大应变幅ε_max的范围为0.5％～1％，试验温度根据标准光滑圆棒试样的材料在发动机中稳态运行时的环境温度确定。

3.根据权利要求1所述的一种冷挤压强化孔结构的疲劳寿命预测方法，其特征在于：所述步骤(4)中，确定反映中心圆孔平板试样的孔结构特征的临界距离表达式的具体过程如下所述：

引入临界距离的SWT寿命模型表达为：

式中，σ_max为最大应力，Δε_t为总应变范围，L为临界距离，N_f为疲劳寿命，σ′_f为疲劳强度系数,b为疲劳强度指数,ε′_f为疲劳延性系数,c为疲劳延性指数；

临界距离的表达式为：

式中A和B是材料常数，与具体几何特征无关，对试验前5个循环做有限元模拟，提取临界平面上最大应力和总应变范围数据，代入中心圆孔平板疲劳试样的疲劳寿命，即拟合得到临界距离的表达式。

4.根据权利要求1所述的一种冷挤压强化孔结构的疲劳寿命预测方法，其特征在于：所述步骤(5)中，Sines多轴疲劳准则表达为：

σ_VM,a+α_sp_m＝β_s (4)

式中，α_S、β_S为与循环寿命相关的材料参数，可通过S-N曲线获得；σ_VM,a为八面体剪切应力或Von-Mises等效应力幅值；p_m为静水压力均值，表达为：

式中，σ_i,a、σ_i,m分别为主应力方向的主应力幅值和均值，R为应力比。将残余应力修正到Sines疲劳准则中的静水压力均值项中，得到：

式中，σ_i,RS为不同方向的残余应力，以上主应力幅值和均值、Von-Mises等效应力幅值和静水压力均值均取自于临界距离上，通过自洽迭代计算方法得到疲劳寿命的预测值。

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