CN114840944A - 一种基于损伤控制参量一致的裂纹萌生模拟件设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种基于损伤控制参量一致的裂纹萌生模拟件设计方法，步骤为：基于结构载荷及环境特点开展静强度分析，确定危险部位及其失效模式；依据材料级疲劳试验结果，确定考核失效模式的损伤控制参量；依据真实结构有限元计算结果，确定真实结构危险部位及临界平面，并提取临界平面上临界距离范围内的损伤控制参量分布规律；提取真实结构上影响危险部位临界平面损伤控制参量分布的关键几何尺寸，在保证其不变的前提下初步设计模拟件考核部位几何形状；通过添加开槽、开口等辅助特征调整危险部位临界平面上的损伤控制参量分布，在临界距离范围内使之与真实结构趋于一致；设计模拟件加持段，在考核载荷、环境下进行强度校核。

Description

一种基于损伤控制参量一致的裂纹萌生模拟件设计方法

技术领域

本发明属于结构力学试验技术领域，具体涉及一种基于损伤控制参量一致的裂纹萌生模拟件设计方法。

背景技术

以航空发动机为代表的复杂机械系统具有载荷和结构的双重复杂性，其关键承力结构，如航空发动机的叶/盘结构，在循环载荷作用下发生疲劳失效，且其失效部位通常为具有显著应力梯度的应力集中部位，是工程设计人员所面临的主要挑战之一。通过试验测试确定承力结构疲劳寿命是工程中普遍采用的定寿方法，也是相关标准、规章的规定内容。然而，整机试验成本高、周期长，难以在设计初期开展，而基于标准试件的材料级试验又难以反映结构特征对疲劳寿命的影响。因此，基于模拟件的寿命考核被认为是在设计初期充分暴露问题、加速方案迭代的有效手段。

随着结构强度设计技术的不断发展，在该技术领域已形成部分初步成果，但仍存在以下问题：1)失效模式多以低周疲劳单一失效模式为主，不能反映承力结构特定关键部位呈现的复合疲劳失效模式；2)通常采用应力作为主要影响疲劳寿命的损伤控制参量，但对于高温结构的疲劳失效，采用应力-寿命理论计算疲劳寿命通常误差较大；3)在量化结构特征影响方面缺乏理论依据，导致模拟件疲劳寿命与真实构件相比误差过大；4)多为仅适用于特定对象的案例式，设计方法的通用性低。例如：

现有中国发明专利CN 201710255317.3《一种叶片结构模拟件的试验方法》公开了一种基于损伤部位形状相同、应力及应力分布相同或近似的叶片叶身模拟件设计方法，该方法通过施加叶片危险截面处载荷、温度，以实现涡轮叶片蠕变、疲劳寿命考核。而已有研究表明，对于高温疲劳失效，采用应力作为损伤控制参量的预测模型往往存在较大偏差，采用应变或能量的预测模型更加准确。

现有中国发明专利CN 201811469878.4《基于有限元模拟分析的部件级模拟试验件设计验证方法》公开了一种针对飞机部件级承力结构的模拟件设计方法，该方法以部件应力、应变和变形量为设计依据。由于飞机承力结构多为桁架结构，其应力、应变分布的非均匀特征并不明显，因而在设计中无需考虑应力、应变的非均匀分布特征。而对于航空发动机叶/盘结构，由于开孔、圆角等过渡特征处的应力集中，结构呈现非均匀应力、应变分布，采用均匀应力、应变作为设计依据往往难以保证模拟件与真实结构疲劳寿命的一致性。

现有中国发明专利CN 201911263823.2《一种基于局部应力分布加权系数的模拟件设计方法》公开了一种针对飞机结构寿命评定的模拟件设计方法，该方法通过应力分析确定结构危险点，并选定三个方向提取应力分布，在0～3mm内引入应力分布加权系数，而作为设计依据。由于未能给出“0～3mm”范围及加权系数的理论依据，限制了设计方法的应用范围。

现有中国发明专利CN 201910930227.9《一种基于应力及场强分析的优化设计轮盘模拟件的方法》公开了一种针对航空发动机低压压气机轮盘缺口特征的模拟件设计方法，该方法将真实结构的三向主应力转化为模拟件的单向主应力，并引入主应力拟合偏差系数以量化拟合精度。然而，该方法以主应力作为设计依据，在压气机轮盘等冷端部件可行，而对于热端部件往往误差较大；设计方法并未区分不同失效模式。

现有中国发明专利CN 202010860211.8《一种涡轮叶片振动疲劳模拟件及其设计方法》公开了一种涡轮叶片振动疲劳模拟件及其设计方法，该方法通过结构尺寸调节，使得振动应力比与涡轮叶片振动模态分析危险点振动应力比相等，涡轮叶片振动疲劳模拟件的一阶弯曲固有频率与设计的涡轮叶片模型的一阶弯曲固有频率相同。该方法以振动应力比、固有频率为设计依据，仅针对振动所致高周疲劳失效模式，不能推广应用于其它失效模式。

发明内容

为了克服现有技术在疲劳裂纹萌生模拟件设计中通用性不足问题，本发明提供一种基于损伤控制参量一致的裂纹萌生模拟件设计方法，该方法在低周疲劳、高周疲劳、蠕变-疲劳、高低周复合疲劳、微动疲劳等失效模式下具有统一的设计思路，通用性强，可用于不同失效模式下裂纹萌生模拟件设计。实现步骤如下：

第一步，依据真实结构载荷及环境特点，确定危险部位及典型失效模式，所述典型失效模式通常包括低周疲劳、高周疲劳、蠕变-疲劳、高低周复合疲劳和微动疲劳；

第二步，依据材料级疲劳试验结果，确定典型失效模式的损伤控制参量，其中低周疲劳为SWT参数，高周疲劳为第一主应力，蠕变-疲劳为非弹性应变幅，热机械疲劳为非弹性应变幅和最大应力，高低周复合疲劳为应力幅值和平均值和微动疲劳为FS参数；

第三步，依据真实结构有限元计算结果，确定真实结构危险部位及临界平面，并提取临界平面上临界距离范围内的损伤控制参量分布规律；

第四步，提取真实结构上影响危险部位临界平面损伤控制参量分布的关键几何尺寸，在保证其不变的前提下初步设计模拟件考核部位几何形状；

第五步，通过添加开槽特征或开孔特征调整危险部位临界平面上的损伤控制参量分布，在临界距离范围内使之与真实结构趋于一致；

第六步，设计模拟件夹持段为螺纹、销钉孔或楔形，在考核载荷、环境下进行强度校核，夹持段相对于考核段具有足够的强度储备。

进一步地，所述步骤(3)中的所述危险部位为损伤控制参量最大值所在的局部位置，所述临界平面为危险部位处与第一主应力方向垂直的平面，所述临界距离为采用临界距离理论中的点法或线法所确定的有效损伤区尺寸。

进一步地，所述步骤(5)中，平行于加载方向的开槽特征用于提高损伤控制参量梯度，垂直于加载方向的开槽特征或开孔特征用于降低损伤控制参量梯度。

进一步地，所述步骤(6)中足够的强度储备指采用临界距离理论进行寿命预测，夹持段疲劳寿命预测值为考核段的2倍以上。

本发明与现有技术相比的有效增益在于：现有中国发明专利CN 201710255317.3《一种叶片结构模拟件的试验方法》、CN 201811469878.4《基于有限元模拟分析的部件级模拟试验件设计验证方法》、CN 201911263823.2《一种基于局部应力分布加权系数的模拟件设计方法》、CN 201811469878.4《基于有限元模拟分析的部件级模拟试验件设计验证方法》、CN 201910930227.9《一种基于应力及场强分析的优化设计轮盘模拟件的方法》、CN202010860211.8《一种涡轮叶片振动疲劳模拟件及其设计方法》分别提出了针对单一结构特征、单一失效模式的裂纹萌生模拟件设计方法，方法在保证几何形状相似的同时，通常采用应力分量及其空间作为设计依据。然而，由于航空发动机叶盘具有载荷、结构的双重复杂性，其失效模式通常包括低周疲劳、高周疲劳、蠕变-疲劳、高低周复合疲劳、微动疲劳等失效模式，且其损伤行为不单纯取决于应力，特别是对于高温部件通常采用应变、应变能等作为损伤控制参量。本发明从疲劳失效的物理机制出发，提出采用典型失效模式对应的损伤控制参量作为裂纹萌生模拟件的设计依据，应用及实用价值更高，能够用于对复杂机械系统关键承力结构(如航空发动机叶/盘结构)开展危险部位寿命考核及设计验证，及时发现和暴露结构初步设计存在的强度寿命问题，有助于缩短设计迭代周期，降低设计成本。

附图说明

图1为本发明的一种基于损伤控制参量一致的裂纹萌生模拟件设计方法实施流程图；

图2为航空发动机压气机及涡轮叶盘典型结构特征及失效模式。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

下面结合附图，通过实施例，对本发明一种基于损伤控制参量一致的裂纹萌生模拟件设计方法的技术方案做进一步说明。如图1所示，本发明具体实现步骤如下：

第一步，依据真实结构载荷及环境特点，确定典型失效模式，所述典型失效模式通常包括低周疲劳、高周疲劳、蠕变-疲劳、高低周复合疲劳、微动疲劳等。对于航空发动机压气机及涡轮叶盘，典型结构特征及失效模式如图2所示。

第二步，依据材料级疲劳试验结果，确定典型失效模式的损伤控制参量，如低周疲劳为第一主应变或SWT参数，高周疲劳为应力幅，蠕变-疲劳为非弹性应变幅，热机械疲劳为非弹性应变幅和最大应力，高低周复合疲劳为应力幅值和平均值，微动疲劳为FS参数。

第三步，依据真实结构有限元计算结果，确定真实结构危险部位及临界平面，并提取临界平面上临界距离范围内的损伤控制参量分布规律；所述危险部位为损伤控制参量最大值所在的局部位置，所述临界平面为危险部位处与第一主应力垂直的平面，所述临界距离为采用临界距离理论中的点法或线法所确定的有效损伤区尺寸。其中，第一主应力定义为

式中，σ_x、σ_y为二维直角坐标系中的正应力分量，τ_xy为二维直角坐标系中的切应力分量。

临界距离理论认为对于含应力梯度的结构而言，其疲劳损伤取决于缺口附近一定范围内的应力水平，并将该范围称作有效损伤区。此时，各失效模式下的疲劳寿命模型可表示为如下统一形式：

w(σ,ε)|_r＝L＝f(N_f,θ) (2)

式中，w(σ,ε)为根据应力、应变求得的各失效模式下的损伤控制参量，r为建立在缺口处、临界平面上指向结构内部的局部坐标轴，L为有效损伤区尺寸(即临界距离)，N_f为结构疲劳寿命，θ为疲劳寿命模型中的拟合参数。不同失效模式下的疲劳寿命模型可举例为：

低周疲劳：

式中，SWT为低周疲劳损伤控制参量，σ_max为最大应力，△ε_t为总应变幅，E为弹性模量，N_f为疲劳寿命，σ'_f、ε'_f、b、c为拟合参数(即θ)。

高周疲劳：

△σ＝A(N_f)^-m (4)

式中，△σ为高周疲劳损伤控制参量(应力幅)，A、m为拟合参数(即θ)。

蠕变-疲劳：

△ε_in(t_c+t_ht)^-m(k-1)＝A(N_f)^-m (5)

式中，△ε_in(t_c+t_ht)^-m(k-1)为蠕变-疲劳损伤控制参量，△ε_in为非弹性应变幅，t_c为循环加载时间，t_ht为保载加载时间，A、m为拟合参数(即θ)。

热机械疲劳：

△ε_inσ_max＝A(N_f)^-m (6)

式中，△ε_inσ_max为热机械疲劳损伤控制参量，σ_max为最大应力，A、m为拟合参数(即θ)。

高低周复合疲劳：

式中，

为高低周复合疲劳损伤控制参量，σ_a为应力幅值，σ_max为最大应力，

为平均应力，σ_f为与

有关的疲劳极限，σ_u为抗拉强度，N_f为疲劳寿命，α、β、b为拟合参数(即θ)。

微动疲劳：

式中，FS为低周疲劳损伤控制参量，△ε为应变幅，σ_max为最大应力，σ_y为屈服应力，G为剪切模量，N_f为疲劳寿命，σ'_f、γ'_f、a、b、c为拟合参数(即θ)。

为确定式(1)中的拟合参数θ，开展圆棒、平板等光滑试验件疲劳试验，并采用疲劳寿命模型的原有形式进行参数拟合

w(σ,ε)＝f(N_f,θ) (9)

为确定式(1)中临界距离L的表达式，开展覆盖目标结构应力梯度范围的缺口疲劳试验，采用点法或线法确定L与N_f的关联形式。通常采用幂函数的描述形式

式中，A、B为材料参数。上述点法采用L处的损伤控制参量作为疲劳寿命计算依据，线法采用L范围内的损伤控制参量平均值作为疲劳寿命计算依据，L的定义应在本步骤和第四、五、六步中保持一致。

第四步，提取真实结构上影响危险部位临界平面损伤控制参量分布的关键几何尺寸，在保证其不变的前提下初步设计模拟件考核部位几何形状。

第五步，通过添加开槽、开孔等辅助特征调整危险部位临界平面上的损伤控制参量分布，在临界距离范围内使之与真实结构趋于一致。平行于加载方向的开槽特征用于提高损伤控制参量梯度，垂直于加载方向的开槽特征、开孔特征用于降低损伤控制参量梯度。

第六步，设计模拟件夹持段为螺纹、销钉孔或楔形，在考核载荷、环境下进行强度校核，夹持段相对于考核段具有足够的强度储备，即采用临界距离理论进行寿命预测，夹持段疲劳寿命预测值为考核段的2倍以上。

以上实施例仅为提供本发明的具体实施方式描述，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)

1.一种基于损伤控制参量一致的裂纹萌生模拟件设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤(1)：基于结构载荷及环境特点开展静强度分析，确定危险部位及典型失效模式，所述典型失效模式包括低周疲劳、高周疲劳、蠕变-疲劳、热机械疲劳、高低周复合疲劳和微动疲劳；

步骤(2)：依据材料级疲劳试验结果，确定典型失效模式的损伤控制参量，其中低周疲劳为SWT参数，高周疲劳为应力幅，蠕变-疲劳为非弹性应变幅，热机械疲劳为非弹性应变幅和最大应力，高低周复合疲劳为应力幅值和平均值和微动疲劳为FS参数；

步骤(3)：依据真实结构有限元计算结果，确定真实结构危险部位及临界平面，并提取临界平面上临界距离范围内的损伤控制参量分布规律；

步骤(4)：提取真实结构上影响危险部位临界平面损伤控制参量分布的关键几何尺寸，在保证其不变的前提下初步设计模拟件考核部位几何形状；

步骤(5)：通过添加开槽特征或开孔特征调整危险部位临界平面上的损伤控制参量分布，在临界距离范围内使之与真实结构趋于一致；

步骤(6)：设计模拟件夹持段为螺纹、销钉孔或楔形，在考核载荷、环境下进行强度校核，夹持段相对于考核段具有足够的强度储备。

2.根据权利要求1所述的一种基于损伤控制参量一致的裂纹萌生模拟件设计方法，其特征在于：所述步骤(3)中的所述危险部位为损伤控制参量最大值所在的局部位置，所述临界平面为危险部位处与第一主应力方向垂直的平面，所述临界距离为采用临界距离理论中的点法或线法所确定的有效损伤区尺寸。

3.根据权利要求1所述的一种基于损伤控制参量一致的裂纹萌生模拟件设计方法，其特征在于：所述步骤(5)中，平行于加载方向的开槽特征用于提高损伤控制参量梯度，垂直于加载方向的开槽特征或开孔特征用于降低损伤控制参量梯度。

4.根据权利要求1所述的一种基于损伤控制参量一致的裂纹萌生模拟件设计方法，其特征在于：所述步骤(6)中足够的强度储备指采用临界距离理论进行寿命预测，夹持段疲劳寿命预测值为考核段的2倍以上。

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