CN114999594A - 考虑数据分散性的eifs疲劳全寿命的预测方法 - Google Patents

考虑数据分散性的eifs疲劳全寿命的预测方法 Download PDF

Info

Publication number
CN114999594A
CN114999594A CN202210540618.1A CN202210540618A CN114999594A CN 114999594 A CN114999594 A CN 114999594A CN 202210540618 A CN202210540618 A CN 202210540618A CN 114999594 A CN114999594 A CN 114999594A
Authority
CN
China
Prior art keywords
test piece
crack
fatigue
crack propagation
threshold value
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202210540618.1A
Other languages
English (en)
Inventor
李飞
温志勋
吴子燕
李振威
裴海清
岳珠峰
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Northwestern Polytechnical University
Original Assignee
Northwestern Polytechnical University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Northwestern Polytechnical University filed Critical Northwestern Polytechnical University
Priority to CN202210540618.1A priority Critical patent/CN114999594A/zh
Publication of CN114999594A publication Critical patent/CN114999594A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G16—INFORMATION AND COMMUNICATION TECHNOLOGY [ICT] SPECIALLY ADAPTED FOR SPECIFIC APPLICATION FIELDS
    • G16C—COMPUTATIONAL CHEMISTRY; CHEMOINFORMATICS; COMPUTATIONAL MATERIALS SCIENCE
    • G16C60/00—Computational materials science, i.e. ICT specially adapted for investigating the physical or chemical properties of materials or phenomena associated with their design, synthesis, processing, characterisation or utilisation
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N3/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N3/32—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress by applying repeated or pulsating forces
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F17/00—Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions
    • G06F17/10—Complex mathematical operations
    • G06F17/11—Complex mathematical operations for solving equations, e.g. nonlinear equations, general mathematical optimization problems
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F17/00—Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions
    • G06F17/10—Complex mathematical operations
    • G06F17/18—Complex mathematical operations for evaluating statistical data, e.g. average values, frequency distributions, probability functions, regression analysis
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/23—Design optimisation, verification or simulation using finite element methods [FEM] or finite difference methods [FDM]
    • G—PHYSICS
    • G16—INFORMATION AND COMMUNICATION TECHNOLOGY [ICT] SPECIALLY ADAPTED FOR SPECIFIC APPLICATION FIELDS
    • G16C—COMPUTATIONAL CHEMISTRY; CHEMOINFORMATICS; COMPUTATIONAL MATERIALS SCIENCE
    • G16C10/00—Computational theoretical chemistry, i.e. ICT specially adapted for theoretical aspects of quantum chemistry, molecular mechanics, molecular dynamics or the like
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/0001—Type of application of the stress
    • G01N2203/0005—Repeated or cyclic
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/0058—Kind of property studied
    • G01N2203/006—Crack, flaws, fracture or rupture
    • G01N2203/0062—Crack or flaws
    • G01N2203/0066—Propagation of crack
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/0058—Kind of property studied
    • G01N2203/006—Crack, flaws, fracture or rupture
    • G01N2203/0067—Fracture or rupture
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/0058—Kind of property studied
    • G01N2203/0069—Fatigue, creep, strain-stress relations or elastic constants
    • G01N2203/0073—Fatigue
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/02—Details not specific for a particular testing method
    • G01N2203/06—Indicating or recording means; Sensing means
    • G01N2203/067—Parameter measured for estimating the property
    • G01N2203/0676—Force, weight, load, energy, speed or acceleration
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
    • G06F2111/08—Probabilistic or stochastic CAD
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02P—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES IN THE PRODUCTION OR PROCESSING OF GOODS
    • Y02P90/00—Enabling technologies with a potential contribution to greenhouse gas [GHG] emissions mitigation
    • Y02P90/30—Computing systems specially adapted for manufacturing

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Data Mining & Analysis (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Computing Systems (AREA)
  • Bioinformatics & Cheminformatics (AREA)
  • Bioinformatics & Computational Biology (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Algebra (AREA)
  • Operations Research (AREA)
  • Software Systems (AREA)
  • Databases & Information Systems (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Immunology (AREA)
  • Evolutionary Biology (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Probability & Statistics with Applications (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Pathology (AREA)
  • Biochemistry (AREA)
  • Analytical Chemistry (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Spectroscopy & Molecular Physics (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)

Abstract

本公开提供一种考虑数据分散性的EIFS疲劳全寿命的预测方法，属于疲劳寿命预测技术领域，包括：对试件进行裂纹扩展试验，获取所述试件考虑概率分布的长裂纹扩展门槛值和疲劳极限；根据所述试件的材料特性获取所述试件的本征裂纹扩展门槛值；根据所述本征裂纹扩展门槛值和所述疲劳极限，并结合与所述试件材料属性有关的修正，获得所述试件的当量初始裂纹长度待积分值；结合所述长裂纹扩展门槛值和所述本征裂纹扩展门槛值，获取与所述当量初始裂纹长度相关的疲劳裂纹扩展率；根据所述当量初始裂纹长度待积分值、所述疲劳极限和所述疲劳裂纹扩展率，获取所述试件的疲劳全寿命。该方法能有效提高疲劳寿命预测的精度。

Description

考虑数据分散性的EIFS疲劳全寿命的预测方法
技术领域
本公开涉及疲劳寿命预测技术领域，具体涉及一种考虑数据分散性的EIFS疲劳全寿命的预测方法和装置。
背景技术
众所周知，疲劳断裂是工程结构在实际服役过程中经常出现的问题，其在循环载荷的作用下萌生裂纹，最终导致失效断裂。实践证明，由于作用在结构上的外载荷随机性，以及结构材质、工艺的不均匀性，导致结构的疲劳寿命相差数倍之多，存在很大的分散性。
面向航空发动机叶片，部件上有很多典型的应力集中部位，如气膜孔。气膜冷却作为一种有效的冷却手段，许多先进型号发动机的单晶冷却叶片在叶身表面上特别是在进气边都开有密布气膜冷却孔，以便形成冷却气膜保护叶片。然而，气膜孔的引入也会破坏结构完整性，造成大多数涡轮单晶叶片从气膜孔处开裂。与此同时，不同制孔工艺造成叶片的寿命分散性进一步加大。
因此，需要建议一种考虑数据分散性的疲劳寿命的预测方法。
所述背景技术部分公开的上述信息仅用于加强对本公开的背景的理解，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
本公开的目的在于提供一种考虑数据分散性的EIFS疲劳全寿命的预测方法和装置，该方法可有效地避免传统疲劳寿命预测结果不准等问题，提高预测精度。
为实现上述发明目的，本公开采用如下技术方案：
根据本公开的第一个方面，提供一种考虑数据分散性的EIFS疲劳全寿命的预测方法，包括：
对试件进行裂纹扩展试验，获取所述试件考虑概率分布的长裂纹扩展门槛值和疲劳极限；
根据所述试件的材料特性获取所述试件的本征裂纹扩展门槛值；
根据所述本征裂纹扩展门槛值和所述疲劳极限，并结合与所述试件材料属性有关的修正，获得所述试件的当量初始裂纹长度待积分值；
结合所述长裂纹扩展门槛值和所述本征裂纹扩展门槛值，获取与所述当量初始裂纹长度相关的疲劳裂纹扩展率；
根据所述当量初始裂纹长度待积分值、所述疲劳极限和所述疲劳裂纹扩展率，获取所述试件的疲劳全寿命。
在本公开的一种示例性实施例中，所述本征裂纹扩展门槛值与长裂纹扩展门槛值满足如下关系式：
Figure BDA0003648105800000021
其中，Z(R)为裂纹张开描述方程，R为应力比，A和B通过拟合得到。
在本公开的一种示例性实施例中，所述本征裂纹扩展门槛值与所述弹性模量满足如下关系式：
Figure BDA0003648105800000022
其中，ΔKth,eff(P)表示满足一定概率分布的本征裂纹扩展门槛值，E表示所述试件满足一定概率分布的的弹性模量，|b|表示所述试件的伯氏矢量。
在本公开的一种示例性实施例中，根据所述本征裂纹扩展门槛值和所述疲劳极限，并结合与所述试件材料属性有关的修正，获得所述试件的当量初始裂纹长度待积分值包括：
根据所述本征裂纹扩展门槛值和所述疲劳极限，并结合与所述试件材料属性有关的修正，获得所述试件的所述当量初始裂纹长度的分布；
根据所述当量初始裂纹长度的分布，获得满足95％存活率和95％置信度的当量初始裂纹长度值确定为所述当量初始裂纹长度待积分值。
在本公开的一种示例性实施例中，与所述试件有关的修正满足如下关系式：
Figure BDA0003648105800000031
a表示测量裂纹长度，
Figure BDA0003648105800000032
表示计算裂纹长度；rp表示所述试件的裂纹尖端塑性区的长度；η表示与所述试件材料属性有关的修正。
在本公开的一种示例性实施例中，所述试件的当量初始裂纹长度的分布满足如下关系式：
Figure BDA0003648105800000033
其中，EIFSmod(P)表示同一工艺下所述试件的当量初始裂纹长度的分布，ΔKth，eff(P)表示同一工艺下所述试件的本征裂纹扩展门槛值的分布，Δσe(P)表示同一工艺下所述试件的疲劳极限的分布；
Figure BDA0003648105800000034
表示几何修正因子。
在本公开的一种示例性实施例中，所述疲劳裂纹扩展率满足如下关系式：
Figure BDA0003648105800000035
其中，
Figure BDA0003648105800000036
a为测量裂纹长度，N为应力循环次数，
Figure BDA0003648105800000037
为疲劳裂纹扩展率，m和C通过拟合得到，ΔKeq为等效应力强度因子的变化范围，ΔKth为裂纹扩展门槛值；
ΔKth，l为长裂纹扩展门槛值，ΔKth，eff为本征裂纹扩展门槛值。
在本公开的一种示例性实施例中，使用韦布尔分布描述ΔKth，l的离散情况，ΔKth，l满足如下关系式：
Figure BDA0003648105800000038
其中，P表示满足韦布尔分布的存活概率，α，β和γ为拟合参数。
在本公开的一种示例性实施例中，对试件进行裂纹扩展试验，获取所述试件的长裂纹扩展门槛值和疲劳极限包括：
对所述试件进行裂纹扩展试验，获得所述试件存活率-应力幅-寿命曲线，根据存活率-应力幅-寿命曲线获得所述疲劳极限，
对所述试件进行裂纹扩展试验，获得所述试件的
Figure BDA0003648105800000041
曲线，ΔKeq为等效应力强度因子的变化范围，a为测量裂纹长度，N为应力循环次数，
Figure BDA0003648105800000042
为a-N曲线的斜率；
根据
Figure BDA0003648105800000043
曲线获得所述长裂纹扩展门槛值。
根据本公开的第二个方面，提供一种考虑数据分散性试件的疲劳全寿命的预测装置，包括：
第一获取模块，用于对试件进行裂纹扩展试验，获取所述试件的长裂纹扩展门槛值和疲劳极限；
第二获取模块，用于根据所述试件的材料特性获取所述试件的本征裂纹扩展门槛值；
第三获取模块，用于根据所述本征裂纹扩展门槛值和所述疲劳极限，并结合与所述试件材料属性有关的修正，获得所述试件的当量初始裂纹长度待积分值；
第四获取模块，用于结合所述长裂纹扩展门槛值和所述本征裂纹扩展门槛值，获取与所述当量初始裂纹长度相关的疲劳裂纹扩展率；
第五获取模块，用于根据所述当量初始裂纹长度待积分值、所述疲劳极限和所述疲劳裂纹扩展率，获取所述试件的疲劳全寿命。
本公开提供的考虑数据分散性的EIFS疲劳全寿命的预测方法可用于预测不同工艺下试件的疲劳全寿命，本公开采用与试件的材料特性密切相关的本征裂纹扩展门槛值，并结合长裂纹扩展门槛值和本征裂纹扩展门槛值，获取与当量初始裂纹长度相关的疲劳裂纹扩展率，该方法可有效地避免传统疲劳寿命预测结果不准等问题，提高预测精度。
附图说明
通过参照附图详细描述其示例实施方式，本公开的上述和其它特征及优点将变得更加明显。
图1是本公开示例性实施例中考虑数据分散性的EIFS疲劳全寿命的预测方法流程示意图；
图2是本公开示例性实施例中试件疲劳全寿命预测原理图；
图3是本公开示例性实施例中试件结构示意图；
图4是本公开示例性实施例中不同工艺下的P-S-N曲线；
图5是本公开示例性实施例中裂纹扩展简化模型图；
图6是本公开示例性实施例中不同工艺下的da/dN-ΔKeq关系图；
图7是本公开示例性实施例中不同工艺的EIFS值；
图8是Chapetti修正模型对实验数据拟合参数分布情况；
图9是本公开示例性实施例中疲劳全寿命预测图；
图10是本公开示例性实施例中考虑数据分散性的试件疲劳全寿命的预测装置结构示意图。
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公开将更加全面和完整，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公开的实施例的充分理解。
在图中，为了清晰，可能夸大了区域和层的厚度。在图中相同的附图标记表示相同或类似的结构，因而将省略它们的详细描述。
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公开的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本公开的技术方案而没有所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、材料等。在其它情况下，不详细示出或描述公知结构、材料或者操作以避免模糊本公开的主要技术创意。
当某结构在其它结构“上”时，有可能是指某结构一体形成于其它结构上，或指某结构“直接”设置在其它结构上，或指某结构通过另一结构“间接”设置在其它结构上。
用语“一个”、“一”、“所述”用以表示存在一个或多个要素/组成部分/等；用语“包括”和“具有”用以表示开放式的包括在内的意思并且是指除了列出的要素/组成部分/等之外还可存在另外的要素/组成部分/等。用语“第一”和“第二”等仅作为标记使用，不是对其对象的数量限制。
疲劳寿命预测一般可以分为四大类：安全寿命评估法、裂纹扩展法、微观力学法和损伤力学法。
安全寿命评估法，即通过恒幅加载方式，关联驱动因素(如，应力、应变、能量等)与疲劳寿命之间的联系，最为典型的是S-N曲线(应力幅-寿命曲线)，当然它可以通过适当改进用于含应力集中部位和非恒幅加载形式。这一方法需要大量试验件，增大工程成本，对带应力集中部位的构件预测精度较低。
裂纹扩展法，即断裂力学法，主要是通过分析裂纹扩展率，疲劳寿命通过将起始裂纹长度到临界裂纹长度用裂纹扩展率积分得到，但是裂纹萌生阶段(或小裂纹阶段)裂纹扩展率不便描述，一般只能预测长裂纹扩展寿命。
微观力学方法，考虑材料的属性，如晶粒等。通过有限元、晶体塑性模型、近场动力学来获取的局部应力/应变响应，然后结合寿命预测模型得到疲劳寿命。目前，考虑应力集中部位的疲劳寿命预测方法主要有名义应力法、局部应力应变法、应力场强法以及临界距离法。以上的这些模型无一例外都是应用连续介质力学和塑性理论：例如晶体塑性理论。
损伤力学法，通过局部损伤累积演化方程(如miner累积和非线性累积)，结合以上三种方法来预测疲劳寿命。
目前而言，以上的几种传统方法在应力集中部位的疲劳全寿命的预测中的精准度难以可控，误差较大。与此同时，对于实际测试中疲劳数据的分散性也不能很好的囊括。
相关技术中，预测疲劳全寿命的方法有多种，然而，常规的预测模型没有考虑构件的初始损伤。即认为初始损伤对裂纹的形核与扩展可以忽略不计。实际上，光滑试件裂纹的形核与扩展对试件的形核寿命占总寿命比例接近60％-80％，这与材料的微观组织结构密切相关。相对于存在典型应力集中部位的结构件而言，应力集中部位局部损伤区域的微观组织性能加剧了裂纹的形核，进而影响疲劳全寿命。其次，相关技术中，裂纹扩展率的描述十分困难。初始裂纹长度，它对寿命影响很大，一般由无损检测测得。由于测量和取样困难，通常很难准确测得初始裂纹长度。此外，一些金属结构的初始缺陷尺寸可能很小，在初始阶段会进入小裂纹扩展阶段。在这种情况下，小裂纹的扩展速率和机理与大裂纹完全不同，基于长裂纹扩展物理的理论此时并不适用。一般认为计算寿命由裂纹萌生和扩展两阶段组成，但这两阶段的裂纹分界长度不便确定，且萌生阶段没有合适的统一描述公式。此外，典型的应力集中部位，如航空发动机涡轮叶片气膜孔结构，不同打孔成型过程引入的气膜孔表面完整性的差异将对涡轮叶片安全服役造成极大的隐患。不同制孔工艺的表面质量主要反映在三个方面：(1)几何表面条件的影响,包括几何圆度,锥度和表面粗糙度等；(2)冶金状态的影响,包括变质层的冶金特性,如重铸层,显微组织,热影响区，微裂纹和再结晶；(3)气膜孔孔边力学特性。目前的研究主要是考虑单一因素，结合实验现象，观察不同表面状态下力学行为和微观组织的差异。只能解释单一因素或者有限因素耦合的结果,实际疲劳失效大部分从微观缺陷开始,如再铸层的微裂纹,材料的微孔洞等与此同时,这些因素很难在上述疲劳寿命预测模型中综合考虑。
如图1所示，本公开实施方式中提供一种考虑数据分散性的预测疲劳全寿命的方法，包括以下步骤：
步骤S100，对试件进行裂纹扩展试验，获取所述试件考虑概率分布的长裂纹扩展门槛值和疲劳极限；
步骤S200，根据所述试件的材料特性获取所述试件的本征裂纹扩展门槛值；
步骤S300，根据所述本征裂纹扩展门槛值和所述疲劳极限，并结合与所述试件材料属性有关的修正，获得所述试件的当量初始裂纹长度待积分值；
步骤S400，结合所述长裂纹扩展门槛值和所述本征裂纹扩展门槛值，获取与所述当量初始裂纹长度相关的疲劳裂纹扩展率；
步骤S500，根据所述当量初始裂纹长度待积分值、所述疲劳极限和所述疲劳裂纹扩展率，获取所述试件的疲劳全寿命。
本公开提供的考虑数据分散性的EIFS疲劳全寿命的预测方法可用于预测不同工艺下试件的疲劳全寿命，本公开采用与试件的材料特性密切相关的本征裂纹扩展门槛值，并结合长裂纹扩展门槛值和本征裂纹扩展门槛值，获取与当量初始裂纹长度相关的疲劳裂纹扩展率，该方法可有效地避免传统疲劳寿命预测结果不准等问题，提高预测精度。
下面将结合附图，对本公开提供的考虑数据分散性的EIFS疲劳全寿命的预测方法的各步骤进行详细说明。
在步骤S100中，对试件进行裂纹扩展试验，获取所述试件考虑概率分布的长裂纹扩展门槛值和疲劳极限。
长裂纹扩展门槛值也称应力强度因子门槛值，本公开用ΔKth,l表示。应力强度因子变化范围ΔK低于ΔKth,l时，带裂纹的构件的疲劳扩展速率几乎为0，疲劳裂纹基本上不发生扩展。
疲劳极限用来表征材料构件对载荷的承受能力。在裂纹扩展试验中，应力交变循环大致无限次而试样仍不破损时的最大应力叫疲劳极限，本公开用Δσe表示。本申请的无限次可以为n×107循环，n取值为0.1-10的任意数值。
在本公开中，疲劳全寿命的预测方法可用于预测不同工艺下试件的疲劳全寿命。本公开可对同一工艺下的多个试件进行裂纹扩展试验。
裂纹扩展门槛值和疲劳极限可通过裂纹扩展试验获得，在本公开示例性实施例中，结合国内标准《金属材料平面应变断裂韧度KIC试验方法》(GBT4161-2007)、《金属材料疲劳裂纹扩展速率试验方法》(GBT6398-2017)、《金属材料高温疲劳裂纹扩展速率试验方法》(HB7680-2000)，国际标准ASTM-E466-15、ASTM-E399-19和ASTM-E647-15开展裂纹扩展试验。具体包括如下步骤：
步骤S110，对试件进行裂纹扩展试验，获得试件的存活率-应力幅-寿命曲线，根据存活率-应力幅-寿命曲线获得疲劳极限
存活率-应力幅-寿命曲线，即P-S-N曲线。同一组试件在同样的条件下进行试验，它们的疲劳寿命N并不一样，但却具有一定的分布规律，即与概率有关。P-S-N曲线指的是考虑到疲劳寿命的分散性而绘制的对应于不同存活率P的S-N曲线。S-N曲线即应力幅-寿命曲线。
在本公开一些实施例中，假定在相同应力水平下的疲劳寿命满足正态分布，使用三种常用的存活率(survial rate)：0.01％，50％and 99.99％。拟合方程采用指数形式：
Figure BDA0003648105800000091
其中参数m0和C0通过拟合得到。Δσ表示疲劳极限幅值，N表示应力循环次数，将拟合曲线扩展至107循环次数，可以得到满足不同保证率的疲劳极限Δσe。
步骤S120，对试件进行裂纹扩展试验，获得试件的
Figure BDA0003648105800000092
曲线，ΔKeq为等效应力强度因子的变化范围，a为裂纹长度，N为应力循环次数，
Figure BDA0003648105800000093
为a-N曲线的斜率。
不同试件可对应不同的断裂模式和裂纹扩展路径，也可对应不同的等效应力强度因子的变化范围ΔKeq。
在本公开一些实施例中，步骤S120可包括以下步骤：
(1)确定试件的断裂模式和裂纹扩展路径。
根据试件的自身的材料及性质，确定试件的断裂模式和裂纹扩展路径。在实际应用中，可适应性简化试件的断裂模式，具体本公开不做限定。
举例而言，典型的镍基单晶高温合金具有FCC晶格结构。在镍基单晶高温合金中可以激活三种滑移族，即具有12个滑移系的八面体滑移族、具有12个滑移系的十二面体滑移族和具有6个滑移系的六面体滑移族。在常温时只考虑八面体滑移族。
(2)根据试件的断裂模式和裂纹扩展路径，获取等效应力强度因子的变化范围。
举例而言，对于典型的镍基单晶高温合金，根据各向异性的应力强度因子三维模拟结果，三维裂尖的应力场为
Figure BDA0003648105800000094
在这个关系中，σij(r，θ)代表试样几何坐标系中的应力张量；fij(θ)，gij(θ)和hij(θ)几何函数定义应力场的几何角度相关性；KI、KII、KIII为纯I型(拉伸)、II型(剪切)和III型(撕裂)应力强度因子。应力张量取决于在裂纹尖端的局部的极坐标r和θ。通过计算应力强度因子，将纯I型(拉伸)裂纹、II型(剪切)裂纹和III型(撕裂)裂纹尖端的应力场叠加，得到三维斜裂纹尖端的应力场。那么八面体滑移面上的净驱动力是两个驱动力的组合，关系式可能是：
Figure BDA0003648105800000101
需要理解的是，转换后的晶体坐标系中y'轴平行于任意滑移平面的法线。除此之外，裂纹扩展平面与裂纹扩展方向所成角度为零度，因此Krss、Krns和Keq可以重写为：
Figure BDA0003648105800000102
裂尖局部三维坐标系x-y-z，τ表示切应力，τx'y'表示x'y'平面的切应力，其他类推。
σ表示正应力，σy'y'是平行y’轴上的正应力，或者是垂直于x'z'的正应力。
求解的方式可以为：建立的ABAQUS有限元模型，采用围线积分计算应力强度因子，裂尖采用36个节点的1/4坍塌的二阶楔形单元。应力加载轴为[001],裂纹平面为{111}的4个主滑移面,具体滑移平面根据实际裂纹而定。
步骤S130，根据
Figure BDA0003648105800000103
曲线获得长裂纹扩展门槛值；
在该步骤中，通过线性拟合等方法获得长裂纹扩展门槛值ΔKth,l，长裂纹扩展门槛值的确定应用标准ASTM E466和ASTM E647。实际上，通过这些标准评估出的长裂纹扩展门槛值一般满足一定的概率分布。为了建立基于概率的统计模型，在该步骤中，可将不同应力条件下长裂纹扩展率满足10-7-10-6mm/cycle的数据进行拟合。不同存活率下得到的长裂纹扩展门槛值满足特定的Weibull概率分布。
在步骤S200中，根据所述试件的材料特性获取所述试件的本征裂纹扩展门槛值。
一般来说，本征裂纹扩展门槛值ΔKth,eff也同样可以通过裂纹扩展试验循环压裂程序获得，但是这一步骤实施难度较大。最近的研究表明，
本征裂纹扩展门槛值与长裂纹扩展门槛值满足如下关系式：
Figure BDA0003648105800000111
其中，Z(R)为裂纹张开描述方程，R为应力比，A和B通过拟合得到。A也可以为纽曼(Newman)系数。A和B用来描述裂纹的闭合状态。
Figure BDA0003648105800000112
其中，
Figure BDA0003648105800000113
σmax为试验最大应力，σy为材料的屈服强度，σst为材料的极限拉伸强度，均为材料常数。α为材料拟合参数，取值范围为1～3。
对于镍基单晶高温合金，所述本征裂纹扩展门槛值与所述弹性模量满足如下关系式：
Figure BDA0003648105800000114
其中ΔKth,eff(P)表示满足一定概率分布的本征裂纹扩展门槛值，E表示所述试件满足一定概率分布的的弹性模量，|b|表示所述试件的伯氏矢量。
在步骤S300中，根据所述本征裂纹扩展门槛值和所述疲劳极限，并结合与所述试件材料属性有关的修正，获得所述试件的当量初始裂纹长度待积分值。
(1)根据所述本征裂纹扩展门槛值和所述疲劳极限，并结合与所述试件材料属性有关的修正，获得所述试件的所述当量初始裂纹长度的分布。
图2(a)中描述了裂纹从萌生到扩展阶段的全过程。图2(b)表明裂纹想要不断扩展必须克服材料和结构固有的本征裂纹扩展门槛值ΔKth,eff，随后进入小裂纹区域的第二阶段。裂纹在小裂纹区域扩展时，塑性区尺寸较大，往往不能忽略。对于小裂纹，此时的塑性区已经在弹性应力场中起到了不可忽视的作用。当裂纹进行到宏观长裂纹时，裂纹尖端的塑性区已经不足以对裂纹应力场造成较大影响。在三个裂纹的裂纹长度分界点分别为a0和al，在a0和al上引入应力强度因子，分别为本征裂纹扩展门槛值ΔKth，eff和长裂纹扩展门槛值ΔKth，l。
传统的EIFS的计算可以表示为
Figure BDA0003648105800000121
本公开引入本征裂纹扩展门槛值ΔKth，eff，典型的应力强度因子范围表示为
Figure BDA0003648105800000122
Figure BDA0003648105800000123
Figure BDA0003648105800000124
当裂纹长度a＝a0，则ΔK(a，lR)＝ΔKth，l，(8)式可以重写为
Figure BDA0003648105800000125
因此，可以将ΔKth，eff所对应的最大缺陷或者“假想裂纹长度”视作EIFS，当探测到的缺陷尺寸(或根据Murakami公式计算得出的)大于EIFS，在疲劳极限作用下即不能满足服役要求。
EIFS值区域的求解涉及到小裂纹的塑性区域。小裂纹的闭合水平虽然比长裂纹的闭合水平低，但是由于自身尺寸的限制，裂纹尖端塑性变形区域的大小rp相当于小裂纹的长度，所以可以忽略不计。假定计算裂纹长度为
Figure BDA0003648105800000126
η表示与试件材料属性有关的修正；(12)式可以修正为：
Figure BDA0003648105800000127
裂尖塑性区大小一般可以通过实验和数值计算得到，如DIC测量技术和有限元分析。但目前普遍接受的是通过裂尖应力解析解来求得，然而，各向同性材料和各向异性材料的裂尖塑性区大小有很大不同，各向异性材料一般为混合断裂模式，此时的裂纹驱动受KI、KII和KIII共同影响。本实施例中，基于数值解析解方法，忽略部分沿厚度方向的剪应力，将von Mises屈服准则推广到正交各向异性材料的Hill屈服准则，二次型可以表示为：
Figure BDA0003648105800000131
式中F、G、H表示各向异性材料主坐标下的拉应力，L，M，N表示各向异性材料主坐标下的压应力。在各向异性材料中，拉剪耦合和剪切耦合对材料的屈服特性都有很大影响。考虑这些因素的影响，将原Hill屈服准则做出修正，则：
Figure BDA0003648105800000132
根据表1列出晶轴取向和夹角大小，其中晶体取向和晶轴[010]方向夹角记为
Figure BDA0003648105800000133
(度)，与[100]方向夹角记为θ(度)。等效应力分量的表达式为：
Figure BDA0003648105800000134
其中，S为名义应力，即施加的应力。
只考虑I型裂纹对裂尖塑性区的影响，其裂尖应力场可以简单用2D方式表示为：
Figure BDA0003648105800000135
表1晶体取向与晶轴夹角
Figure BDA0003648105800000136
考虑平面应力状态，则有σ33＝σ23＝σ31，将式(17)带入式(15)根据Rice公式，塑性区rp大小为：
Figure BDA0003648105800000141
其中，F、L、U为各向异性系数，不同材料的各项异性参数可不同，由此可获得与试件材料属性有关的修正η。
(2)根据所述当量初始裂纹长度的分布，获得满足95％存活率和95％置信度的当量初始裂纹长度值确定为所述当量初始裂纹长度待积分值。
式(12)中EIFS的表达式中仍然存在几个与试验结果相关的变量，这些变量的影响因素主要归纳为三类：即测试结果误差、拟合误差、评估方法误差。考虑了这些误差之后，进一步求解得到满足95％存活率和95％置信度下的“双95”EIFS值EIFS95/95，该EIFS95/95即为当量初始裂纹长度待积分值。
在此需说明的是，本公开提供疲劳全寿命的预测方法可用于预测不同工艺下试件的疲劳全寿命。确定量初始裂纹长度待积分值有利于比较不同工艺下试件的疲劳全寿命，否则就是一个分布，不便于比较。
在步骤S400中，结合所述长裂纹扩展门槛值和所述本征裂纹扩展门槛值，获取与所述当量初始裂纹长度相关的疲劳裂纹扩展率。
线弹性控制的应力强度因子会有明显的小裂纹效应，即在裂纹很小的区域，疲劳裂纹扩展率较大。疲劳裂纹扩展率表示为：
Figure BDA0003648105800000142
为了能充分体现小裂纹和宏观裂纹阶段，在上述模型的基础上做出了部分修正，如(18)式所示
Figure BDA0003648105800000143
a为裂纹长度，N为应力循环次数，
Figure BDA0003648105800000144
为疲劳裂纹扩展率，m和C通过拟合得到，ΔKeq为等效应力强度因子的变化范围，ΔKth为裂纹扩展门槛值；
ΔKth，l为应力强度因子门槛值，ΔKth，eff为本征裂纹扩展门槛值。
需要注意的是，疲劳断裂实验不能直接测出ΔKth，1，只能根据(20)式中ΔKth，l和ΔKth，eff进行间接求解。The ΔKth，l的具体算法可以根据ASTM E399和ISO 12108-2018获得。
在步骤S500中，根据所述当量初始裂纹长度待积分值、所述疲劳极限和所述疲劳裂纹扩展率，获取所述试件的疲劳全寿命。
由于试验过程中不可控因素，使用韦布尔(Weibull)分布描述ΔKth,l的离散情况。Weibull分布的出现概率P是通过从基本总体中减去累积分布函数(CDF)给出的，如(21)式所示，其中三个拟合参数α，β和γ分别定义分布函数的形状、范围和分布的位置。
Figure BDA0003648105800000151
式(19)可以很容易地转化为
Figure BDA0003648105800000152
此时，在图2中第(II)阶段随裂纹长度增加而变化的疲劳极限大小可以表示为：
Figure BDA0003648105800000153
同理，Chapetti修正模型对实验数据的拟合参数也存在某一概率分布如图8所示。
同样地，当a＝EIFS时，即Δa＝0，此时Δσe(P)仅与长裂纹阶段的ΔKth，l(P)相关，Δσe(P)可由P-S-N曲线确定，ΔKth，l(P)可由试验测得的裂纹扩展曲线获得，需要注意的是：这两个参数虽然有对应关系，但是不能通过已知一个变量来确定另一个参数，因为变量a也满足某一种不确定的概率分布。式(12)可以进一步重写成为式(24)：
Figure BDA0003648105800000154
其中，ΔKth，eff(P)要根据实际孔边弹性模量进行综合评估，参数
Figure BDA0003648105800000155
是与裂纹长度a密切相关，且在求解EIFS时，可以近似将
Figure BDA0003648105800000156
进行隐函数求解得到。
因此，疲劳全寿命可以表示为式(25)，如图2所示。
Figure BDA0003648105800000161
其中，ac为极限裂纹长度,ai为实际初始裂纹长度,ac为检测到最小裂纹长度。
下面结合具体实施例详细说明本公开提供的考虑数据分散性的EIFS疲劳全寿命的预测方法。
在本公开具体实施例中，针对航空发动机常用材料—第二代镍基单晶DD6，测试其采用两种不同制孔工艺制成的带孔的平板试件的疲劳全寿命，两种工艺分别为采用激光制孔(LDM)和电火花制孔(EDM)工艺。
步骤一、对两种不同制孔工艺制成的带孔的平板试件进行裂纹扩展试验，获取试件的长裂纹扩展门槛值和疲劳极限。
在该实施例中，制成的试样及裂纹扩展试验具体如下表2所示：
表2试样及裂纹扩展试验
Figure BDA0003648105800000162
试件的尺寸大致为长70mm、宽7.5mm、孔的直径0.8mm、厚度为0.8mm。
试件的材料化学成分如表3所示：
表3化学成分(Wt.％)
元素 C Cr Hf Co W Mo Al
质量分数/％ 0.015 4.0 1.0 9.0 8.0 2.0 5.7
元素 Ti Ta Re Nb B Si Ni
质量分数/％ ≤0.10 7.0 2.2 1.0 ≤0.02 ≤0.20 Bal.
(1)根据P-S-N曲线获得疲劳极限
传统的S-N曲线无法考虑数据离散性，因此，本公开使用P-S-N曲线来进行求得。假定在相同应力水平下的疲劳寿命满足正态分布，使用三种常用的存活率，0.01％，50％and99.99％。拟合方程采用指数形式：ΔσmN＝C,其中参数m和C通过拟合得到。Δσ表示疲劳极限幅值，N表示应力循环次数。不同工艺下拟合的P-S-N曲线如图4所示，其中图4(a)是电火花制孔工艺下试件的P-S-N曲线，图4(b)是激光制孔工艺下试件的P-S-N曲线。
将拟合曲线扩展至107循环次数，可以得到满足不同存活率的疲劳极限Δσe。如表4所示。
表4 P-S-N曲线拟合参数
Figure BDA0003648105800000171
在相同存活率下，电火花制孔的疲劳极限高于激光制孔，在99.99％存活率、95％置信度下电火花制孔和激光制孔的疲劳极限分别为55.113MPa和47.0MPa，这将使测试数据变得保守。
从图4中可以基本看出，激光制孔试件总体寿命比电火花试件疲偏小，在相同应力水平下激光制孔疲劳寿命仅仅为电火花的70-80％左右。同样地，疲劳极限也反映了这一趋势。
根据表3中参数拟合的方法，可以得到不同存活率下的疲劳极限。此时存活率Ps与疲劳极限Δσe的对应关系可以通过直线拟合得到。
(2)断裂模式和裂纹扩展路径分析
典型的镍基单晶高温合金具有FCC晶格结构。在镍基单晶高温合金中可以激活三种滑移族，即具有12个滑移系的八面体滑移族、具有12个滑移系的十二面体滑移族和具有6个滑移系的六面体滑移族。在常温时只考虑八面体滑移族。裂纹在大的应力集中作用下会发生极为剧烈的滑移，直至最后断裂。典型的裂纹扩展路径、断口形貌和断裂面简化后主要表现为如图5的断裂模式，I型为孔两侧典型的断裂模式，滑移面分别为(111),
Figure BDA0003648105800000181
和
Figure BDA0003648105800000182
结合国内外已有成果，这个断裂模式可以用晶体塑性理论来解释。这里一般采用Zikry本构方程加以验证，参数分别为：
在晶体坐标系下，SX高温合金的弹性本构关系为:
Figure BDA0003648105800000183
其中，方程中的三个变量是D11,D12 and D44使用的参数分别为205719、107877、155070。
根据晶体滑移的最大主滑移应力面，求解可以得到4个主滑移系
Figure BDA0003648105800000184
和
Figure BDA0003648105800000185
这几个滑移系将用于后续的应力强度因子求解。
(3)应力强度因子求解
该步骤具体可根据式(1)至式(3)进行求解。在该步骤中可做以下处理：
(a)由于试件的几何对称性，只模拟了试件的半宽度。同时这也假定，裂纹从气膜孔两侧对称扩展。
(b)为了保证单滑移面，进行了减小厚度操作。模型的厚度是原来设计尺寸的3/4。
(c)不考虑制孔损伤引起的孔边几何、冶金和力学性能差异，只用理想圆孔，因为这些因素已经综合体现在裂纹扩展率中。
(d)不考虑裂纹几何形状差异。不考虑孔边几何、冶金差异和残余应力的影响。这主要是因为真实孔边的差异对裂纹的萌生有很大影响，但是随着裂纹变长这种差异逐渐减小。比如，已经证实随着裂纹的产生，孔边残余应力将会发生松弛。
(4)确定长裂纹扩展门槛值
通过裂纹扩展试验，获得试件的裂纹长度a，确定试件的a-N曲线，N为应力循环次数。根据建立起的3D各向异性线弹性模型，由步骤(3)可以获得两种制孔工艺下的da/dN-ΔKeq关系，具体如图6所示。
长裂纹扩展门槛值的确定应用标准ASTM E466和ASTM E647.。实际上，通过这些标准评估出的长裂纹扩展门槛值一般满足一定的概率分布。为了建立基于概率的统计模型，将不同应力条件下裂纹扩展率满足10-7-10-6mm/cycle的数据进行拟合。不同存活率下得到的长裂纹扩展门槛值满足特定的Weibull概率分布。由
Figure BDA0003648105800000191
拟合得到的三参数Weibull分布的概率分布参数α,β和γ,如表5所示。
表5长裂纹门槛值ΔKth.l
Figure BDA0003648105800000192
步骤二、根据试件的材料特性获取试件的本征裂纹扩展门槛值。
一般来说，本征裂纹扩展门槛值ΔKth,eff也同样可以通过裂纹扩展试验循环压裂程序获得，但是这一步骤实施难度较大。本申请中可通过式(4)或式(7)获取本征裂纹扩展门槛值ΔKth,eff。
对于镍基单晶高温合金，一种基于伯氏矢量的表达式可能更为适用，具体如式(7)所示。
步骤三、根据本征裂纹扩展门槛值和疲劳极限，并结合与试件材料属性有关的修正，获得试件的当量初始裂纹长度待积分值。
不考虑实际制孔过程中产生的孔边几何尺寸的差异，平面应力状态下半径为c中心圆孔、宽度为W的试样，初始状态的I型应力强度因子(ΔKI)可以在应力强度因子手册中获得,Y(a)由下式计算,其中l＝a+c.
Figure BDA0003648105800000201
与相关研究假定Y(a)为某一固定的数值所不同的是，裂纹的几何形状因子会随着裂纹长度发生变化。需要注意的是，这也包括当量初始裂纹长度(EIFS)。在真实裂纹起裂后，裂纹尖端的塑性区也随之出现，根据修正Hill屈服准则和八面体计算斜裂纹尖端塑性区可以证实，裂纹尖端塑性区大小大部分受ΔKI作用。
由前述内容可知，塑性区rp大小为：
Figure BDA0003648105800000202
在该实施例中，对于镍基单晶材料[001]、[111]和[011]方向的屈服应力分别S[001],S[111]和S[011]，此时的各向异性系数F、L、U可以表示为：
Figure BDA0003648105800000203
取镍基单晶合金材料S[001],S[011]和S[111]数值分别为930MPa,1030MPa，1180MPa.
由有限元计算结果，相对于直裂纹纯平面应力状态，真实的裂纹塑性区不呈现以裂纹为对称轴的完全对称形状，但塑性区仍然可以近似为主要受KI影响，且以裂纹为镜像面的蝴蝶形。直裂尖应力场约为斜裂纹的1.1倍左右。因此，{001}裂纹面斜裂纹可以近似等效成垂直于加载轴的直裂纹产生的对称蝴蝶形，以与裂纹几何参数Y(a)进行匹配。需要理解的是，裂纹长
Figure BDA0003648105800000204
由上式得到
Figure BDA0003648105800000205
为了考虑平面应变三轴应力影响以及疲劳裂尖应力松弛后塑性区尺寸变化，实际的塑性区大小根据Dugdale模型可表示为：
Figure BDA0003648105800000211
此时，
Figure BDA0003648105800000212
结合式(13)得到当量初始裂纹长度。如图7所示，电火花制孔和激光制孔这两种不同制孔工艺的EIFS值差别较大，考虑到测试数据的不同存活率，电火花制孔的EIFS值位于0.0188-0.0273mm之间，而激光制孔的EIFS值位于0.0423-0.0530mm之间，如图7所示。需要说明的是这一数值区间是包括了全部测试数据且涵盖了全部的存活率范围，在同一应力水平下这一区间范围将进一步缩小。比如在200MPa应力水平下激光制孔计算出的EIFS值范围为0.0423-0.0521mm，区间大小仅为0.009mm，激光制孔则更小一点，约为0.008mm。当然，可以进一步得出，当考虑三种应力水平(应力水平变化约20％)时，EIFS的区间峰值仅扩大了2％左右，相对于常见的EIFS数值与应力大小密切相关的计算方式，这种变化趋势可以忽略不计。与此同时，相同存活率下激光制孔大约为电火花制孔的2倍，在50％存活率下，电火花制孔的EIFS数值约为0.022mm，而激光制孔约为0.047mm，且在同种制孔工艺的同一应力水平下，EIFS数值大小与疲劳极限存活率完全满足线性关系，这对于实际的工程应用更具有参考价值。
将结合式(8)和(27)式两式视为原始的K-T图法，当然这也进行了部分修正，并非真正的“原始”。考虑不同存活率下的ΔKth.l计算出的电火花制孔和激光制孔的EIFS数值区间分别为0.0422-0.0795mm和0.0762-0.181mm范围内，50％存活率ΔKth.l下的EIFS计算数值分别为0.0584mm和0.1182mm，这大致为修正K-T法计算结果的2.5倍。值得肯定的是，这一计算方法仍然可以使得同种工艺下的EIFS基本不受载荷的影响
根据求得的95％置信度和可靠度为95％的EIFS值与最大许用EIFS值(EIFSallow)做对比，且一般假定EIFS服从三参数Weibull分布。对于计算出电火花制孔和激光制孔的EIFS值分布，可用Weibull相容分布函数表示,其中xmax为EIFS上界,n为试件数，
Figure BDA0003648105800000221
为卡方分布：
Figure BDA0003648105800000222
由上式拟合求解出的电火花制孔和激光制孔的EIFS95/95值如表6所示。
表6电火花制孔和激光制孔的EIFS95/95拟合计算结果
Figure BDA0003648105800000223
不可避免的是，疲劳数据有着明显的分散性，即使在相同应力水平下疲劳寿命呈现出接近两倍左右的误差，实际裂纹极限长度ac也有着20％左右的分散性。为了将同种工艺下不同应力裂纹扩展数据进行统一，仅将EIFS95/95的计算结果作为同种制孔工艺下裂纹扩展率中的EIFSmod参数，也即当量初始裂纹长度待积分值。
步骤四和五、根据所述当量初始裂纹长度待积分值、所述疲劳极限和所述疲劳裂纹扩展率，获取所述试件的疲劳全寿命，结合所述长裂纹扩展门槛值和所述本征裂纹扩展门槛值，获取与所述当量初始裂纹长度相关的疲劳裂纹扩展率。
考虑长裂纹门槛值ΔKth.l的不同存活率，根据式(21)-(23)将疲劳裂纹扩展率与ΔKeq-ΔKth在对数坐标下进行线性拟合。
进一步地，由于ΔKeq直接根据有限元计算得到，无法用具体的函数表达式反映，直接建立ΔKeq-ΔKth与裂纹长度a之间的关系，将计算出的结果用指数函数拟合。考虑同种工艺的不同应力状态考虑不同ΔKth.l存活率，拟合结果如表8所示，可以看出拟合优度非常高，这个函数可以直接用来计算疲劳全寿命。众多的研究表明式(25)中的积分上限对预测结果不能产生显著影响，因此极限裂纹长度ac根据全部测试件直接确定其平均值，当然这个也可以通过断裂韧度求得，这里不加额外考虑。
表7不同的存活率下电火花制孔和激光制孔拟合参数
Figure BDA0003648105800000231
结合在表7中拟合数据，根据式(25)得到原始和修正的K-T图的预测疲劳寿命如图9所示。从图9中可以看到，本公开修正的K-T图法计算出的2倍误差带范围，与此同时，修正的K-T图法完全解决了这一问题，相同应力水平下，ΔKth.l的存活率没有对预测数值造成决定性影响，这样有效地避免了传统的EIFS计算方法的分散性高、疲劳寿命预测结果不准等问题，并且预测精度更高。
如图10所示，本公开还提供一种考虑数据分散性试件的疲劳全寿命的预测装置100，包括：
第一获取模块110，用于对试件进行裂纹扩展试验，获取所述试件考虑概率分布的长裂纹扩展门槛值和疲劳极限；
第二获取模块120，用于根据所述试件的材料特性获取所述试件的本征裂纹扩展门槛值；
第三获取模块130，用于根据所述本征裂纹扩展门槛值和所述疲劳极限，并结合与所述试件材料属性有关的修正，获得所述试件的当量初始裂纹长度待积分值；
第四获取模块140，用于结合所述长裂纹扩展门槛值和所述本征裂纹扩展门槛值，获取与所述当量初始裂纹长度相关的疲劳裂纹扩展率；
第五获取模块150，用于根据所述当量初始裂纹长度待积分值、所述疲劳极限和所述疲劳裂纹扩展率，获取所述试件的疲劳全寿命。
需要说明的是，尽管在附图中以特定顺序描述了本公开中方法的各个步骤，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，均应视为本公开的一部分。
应可理解的是，本公开不将其应用限制到本说明书提出的部件的详细结构和布置方式。本公开能够具有其他实施方式，并且能够以多种方式实现并且执行。前述变形形式和修改形式落在本公开的范围内。应可理解的是，本说明书公开和限定的本公开延伸到文中和/或附图中提到或明显的两个或两个以上单独特征的所有可替代组合。所有这些不同的组合构成本公开的多个可替代方面。本说明书的实施方式说明了已知用于实现本公开的最佳方式，并且将使本领域技术人员能够利用本公开。

Claims (10)

1.一种考虑数据分散性的EIFS疲劳全寿命的预测方法，其特征在于，包括：
对试件进行裂纹扩展试验，获取所述试件考虑概率分布的长裂纹扩展门槛值和疲劳极限；
根据所述试件的材料特性获取所述试件的本征裂纹扩展门槛值；
根据所述本征裂纹扩展门槛值和所述疲劳极限，并结合与所述试件材料属性有关的修正，获得所述试件的当量初始裂纹长度待积分值；
结合所述长裂纹扩展门槛值和所述本征裂纹扩展门槛值，获取与所述当量初始裂纹长度相关的疲劳裂纹扩展率；
根据所述当量初始裂纹长度待积分值、所述疲劳极限和所述疲劳裂纹扩展率，获取所述试件的疲劳全寿命。
2.根据权利要求1所述的预测方法，其特征在于，所述本征裂纹扩展门槛值与长裂纹扩展门槛值满足如下关系式：
Figure FDA0003648105790000011
其中，Z(R)为裂纹张开描述方程，R为应力比，A和B通过拟合得到。
3.根据权利要求1所述的预测方法，其特征在于，所述本征裂纹扩展门槛值与所述弹性模量满足如下关系式：
Figure FDA0003648105790000012
其中，ΔKth,eff(P)表示满足一定概率分布的本征裂纹扩展门槛值，E表示所述试件满足一定概率分布的的弹性模量，|b|表示所述试件的伯氏矢量。
4.根据权利要求1所述的预测方法，其特征在于，根据所述本征裂纹扩展门槛值和所述疲劳极限，并结合与所述试件材料属性有关的修正，获得所述试件的当量初始裂纹长度待积分值包括：
根据所述本征裂纹扩展门槛值和所述疲劳极限，并结合与所述试件材料属性有关的修正，获得所述试件的所述当量初始裂纹长度的分布；
根据所述当量初始裂纹长度的分布，获得满足95％存活率和95％置信度的当量初始裂纹长度值确定为所述当量初始裂纹长度待积分值。
5.根据权利要求4所述的预测方法，其特征在于，与所述试件有关的修正满足如下关系式：
Figure FDA0003648105790000021
a表示测量裂纹长度，
Figure FDA0003648105790000022
表示计算裂纹长度；rp表示所述试件的裂纹尖端塑性区的长度；η表示与所述试件材料属性有关的修正。
6.根据权利要求5所述的预测方法，其特征在于，所述试件的当量初始裂纹长度的分布满足如下关系式：
Figure FDA0003648105790000023
其中，EIFSmod(P)表示同一工艺下所述试件的当量初始裂纹长度的分布，ΔKth,eff(P)表示同一工艺下所述试件的本征裂纹扩展门槛值的分布，Δσe(P)表示同一工艺下所述试件的疲劳极限的分布；
Figure FDA0003648105790000028
表示几何修正因子。
7.根据权利要求1所述的预测方法，其特征在于，所述疲劳裂纹扩展率满足如下关系式：
Figure FDA0003648105790000024
其中，
Figure FDA0003648105790000025
a为测量裂纹长度，N为应力循环次数，
Figure FDA0003648105790000026
为疲劳裂纹扩展率，m和C通过拟合得到，ΔKeq为等效应力强度因子的变化范围，ΔKth为裂纹扩展门槛值；
Δkth,l为长裂纹扩展门槛值，ΔKth,eff为本征裂纹扩展门槛值。
8.根据权利要求7所述的预测方法，其特征在于，使用韦布尔分布描述ΔKth,l的离散情况，ΔKth,l满足如下关系式：
Figure FDA0003648105790000027
其中，P表示满足韦布尔分布的存活概率，α，β和γ为拟合参数。
9.根据权利要求1所述的预测方法，其特征在于，对试件进行裂纹扩展试验，获取所述试件的长裂纹扩展门槛值和疲劳极限包括：
对所述试件进行裂纹扩展试验，获得所述试件存活率-应力幅-寿命曲线，根据存活率-应力幅-寿命曲线获得所述疲劳极限，
对所述试件进行裂纹扩展试验，获得所述试件的
Figure FDA0003648105790000031
曲线，ΔKeq为等效应力强度因子的变化范围，a为测量裂纹长度，N为应力循环次数，
Figure FDA0003648105790000032
为a-N曲线的斜率；
根据
Figure FDA0003648105790000033
曲线获得所述长裂纹扩展门槛值。
10.一种考虑数据分散性试件的疲劳全寿命的预测装置，其特征在于，包括：
第一获取模块，用于对试件进行裂纹扩展试验，获取所述试件的长裂纹扩展门槛值和疲劳极限；
第二获取模块，用于根据所述试件的材料特性获取所述试件的本征裂纹扩展门槛值；
第三获取模块，用于根据所述本征裂纹扩展门槛值和所述疲劳极限，并结合与所述试件材料属性有关的修正，获得所述试件的当量初始裂纹长度待积分值；
第四获取模块，用于结合所述长裂纹扩展门槛值和所述本征裂纹扩展门槛值，获取与所述当量初始裂纹长度相关的疲劳裂纹扩展率；
第五获取模块，用于根据所述当量初始裂纹长度待积分值、所述疲劳极限和所述疲劳裂纹扩展率，获取所述试件的疲劳全寿命。
CN202210540618.1A 2022-05-17 2022-05-17 考虑数据分散性的eifs疲劳全寿命的预测方法 Pending CN114999594A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210540618.1A CN114999594A (zh) 2022-05-17 2022-05-17 考虑数据分散性的eifs疲劳全寿命的预测方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210540618.1A CN114999594A (zh) 2022-05-17 2022-05-17 考虑数据分散性的eifs疲劳全寿命的预测方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN114999594A true CN114999594A (zh) 2022-09-02

Family

ID=83026756

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210540618.1A Pending CN114999594A (zh) 2022-05-17 2022-05-17 考虑数据分散性的eifs疲劳全寿命的预测方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114999594A (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116049922A (zh) * 2023-01-12 2023-05-02 中国工程物理研究院研究生院 应力强度因子门槛值概率建模的金属结构疲劳可靠性预测方法
CN117494421A (zh) * 2023-11-01 2024-02-02 北京航空航天大学 一种激光沉积成形钛合金疲劳寿命预测方法
CN116773374B (zh) * 2023-06-15 2024-05-31 上海发电设备成套设计研究院有限责任公司 核电汽轮机的汽缸应力腐蚀与低周疲劳长寿命监控方法

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116049922A (zh) * 2023-01-12 2023-05-02 中国工程物理研究院研究生院 应力强度因子门槛值概率建模的金属结构疲劳可靠性预测方法
CN116049922B (zh) * 2023-01-12 2023-08-22 中国工程物理研究院研究生院 应力强度因子门槛值概率建模的金属结构疲劳可靠性预测方法
CN116773374B (zh) * 2023-06-15 2024-05-31 上海发电设备成套设计研究院有限责任公司 核电汽轮机的汽缸应力腐蚀与低周疲劳长寿命监控方法
CN117494421A (zh) * 2023-11-01 2024-02-02 北京航空航天大学 一种激光沉积成形钛合金疲劳寿命预测方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Niu et al. Defect tolerant fatigue assessment of AM materials: Size effect and probabilistic prospects
Luo et al. Pore-affected fatigue life scattering and prediction of additively manufactured Inconel 718: An investigation based on miniature specimen testing and machine learning approach
Parkins et al. Stress corrosion cracking characteristics of a range of pipeline steels in carbonate-bicarbonate solution
CN114999594A (zh) 考虑数据分散性的eifs疲劳全寿命的预测方法
Sunder Unraveling the science of variable amplitude fatigue
CN108897946B (zh) 基于球、锥一体压头的材料等效应力-应变关系预测方法
CN109388878A (zh) 一种综合考虑喷丸强化效果的疲劳寿命预测方法
Xu et al. Characterizing crack growth behavior and damage evolution in P92 steel under creep-fatigue conditions
Newman Jr et al. Fatigue and crack-growth behavior in a titanium alloy under constant-amplitude and spectrum loading
Le et al. On multiaxial creep–fatigue considering the non-proportional loading effect: Constitutive modeling, deformation mechanism, and life prediction
Shirani et al. Casting defects and fatigue behaviour of ductile cast iron for wind turbine components: A comprehensive study
Xu et al. High cycle fatigue characterization of a nickel-based superalloy based on a novel temperature-dependent regression method
McMurtrey et al. The effect of pit size and density on the fatigue behaviour of a pre‐corroded martensitic stainless steel
Li et al. A safe fracture fatigue life prediction based on equivalent initial flaw size
Shlyannikov et al. Size effect in creep–fatigue crack growth interaction in P2M steel
Li et al. Evaluation of different drilling quality and fatigue life prediction of nickel-based superalloy using equivalent initial flaw size
Lu et al. Effect of orientation deviation on random vibration fatigue behavior of nickel based single crystal superalloy
Tao et al. Notch fatigue life prediction considering nonproportionality of local loading path under multiaxial cyclic loading
Yang et al. A microstructure‐based homogenization model for predicting the low‐cycle fatigue initiation life of GH4169 superalloy
Li et al. Fatigue life assessment of nickel-based single crystals considering equivalent initial flaw size model and anisotropy
Liu et al. Method for predicting crack initiation life of notched specimen based on damage mechanics
CN115979804A (zh) 一种增材制造材料寿命预测方法
Cheng et al. Geometric discontinuity effect on creep-fatigue behaviors in a nickel-based superalloy hole structure considering ratcheting deformation
Guillal et al. Sensitivity of reliability-based fatigue analysis to crack shape development in cracked pipeline
Neely Correlation of stress intensity range with deviation of the crack front from the primary crack plane in both hand and die forged aluminum 7085-T7452

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination