本發(fā)明屬于航空發(fā)動機領域，具體涉及一種考慮殘余應力松弛影響的輪盤疲勞壽命預測方法。

背景技術：

1、隨著國內(nèi)航空發(fā)動機技術的不斷提升和創(chuàng)新，對于發(fā)動機壽命的研究與預測技術也在不斷的提高，而航空發(fā)動機關鍵零部件的壽命直接影響著發(fā)動機的使用壽命和安全性，輪盤作為發(fā)動機的關鍵部件，對于其壽命的預測也是目前該領域的研究熱點。目前對航空發(fā)動機輪盤的壽命預測的方法有晶粒尺寸修正法、低周疲勞壽命分析體方法等。

2、如公開號為cn107451377b的專利文件涉及一種面向航空發(fā)動機輪盤結構壽命分析的晶粒尺寸修正方法，針對不同部位取樣的標準試樣開展金相分析，引入平均晶粒尺寸對現(xiàn)有的確定性壽命模型進行修正以提升預測精度；針對標準試樣試驗數(shù)據(jù)，建立概率壽命模型，定量描述材料性能的分散性；最后將確定性模型的損傷參數(shù)與概率模型相結合，建立晶粒尺寸修正的概率壽命模型。以疲勞壽命模型為基礎，引入平均晶粒尺寸對壽命模型進行修正，明顯提高了壽命模型的預測精度。進一步對確定性的晶粒尺寸修正壽命模型進行了概率化，可保證確定性壽命預測結果精度的同時，實現(xiàn)了對壽命數(shù)據(jù)分散性的定量描述。

3、如公開號為cn117473841a的專利文件提供一種考慮疲勞體積效應的輪盤低周疲勞壽命分析體方法及系統(tǒng)，針對輪盤結構，引入包含危險體積信息的“體方法”進行輪盤應變疲勞可靠性分析，解決目前局部應力/應變法針對大體積、高應力梯度輪盤疲勞壽命預測誤差大、甚至偏危險的不足。

4、但上述現(xiàn)有技術均未考慮殘余應力松弛對輪盤疲勞壽命的影響。航空發(fā)動機輪盤超速預旋轉能夠在輪盤應力集中部位形成一定塑性變形，從而在卸載后導致有較大殘余壓應力，起到了降低應力集中部位平均應力水平，提高低循環(huán)疲勞壽命的作用。但是由于殘余應力在高溫條件下，會隨保載試件、循環(huán)次數(shù)增加而出現(xiàn)殘余應力松弛的現(xiàn)象，殘余壓應力水平逐漸下降，因此在輪盤超速預旋轉后疲勞壽命預測時必須考慮殘余應力松弛的影響，而現(xiàn)有技術中還未有對考慮殘余應力松弛影響下的輪盤疲勞壽命預測的有效技術方案。

技術實現(xiàn)思路

1、為解決以上技術問題，本申請?zhí)峁┝艘环N考慮殘余應力松弛影響的輪盤疲勞壽命預測方法，包括以下步驟：

2、獲取輪盤各考核部位疲勞載荷及缺口試棒不同凈截面應力載荷下的應力分布si，獲取缺口試棒在不同凈截面應力載荷下的試驗疲勞壽命nj；

3、基于應力分布si，獲取加、卸載條件下應力比為0時輪盤危險部位及缺口試棒的應力幅值δsi；

4、通過應力幅值δsi，計算應力比為0時，輪盤的危險部位疲勞壽命n計算及缺口試棒計算疲勞壽命ni；

5、基于輪盤的危險部位疲勞壽命n計算、缺口試棒計算疲勞壽命ni及缺口試棒試驗疲勞壽命nj，獲取殘余應力松弛壽命評估系數(shù)fa和考慮殘余應力衰減的應力松弛疲勞壽命na。

6、進一步的，所述輪盤各考核部位疲勞載荷的應力分布si通過有限元彈性計算分析獲取；所述缺口試棒不同凈截面應力載荷下的應力分布si是通過使缺口試棒在不同凈截面應力載荷作用下進行疲勞壽命試驗獲取。

7、進一步的，所述應力幅值δsi是利用goodman修正方法獲得，表示為：δsi＝[δs1,δs2,δs3,…]。

8、進一步的，獲得所述加、卸載條件下應力比為0時輪盤危險部位的應力幅值δsi時，將輪盤危險部位疲勞載荷轉化為應力比r＝0的疲勞載荷，從而獲取此時輪盤危險部位的應力幅值δsi及最大應力smax。

9、進一步的，所述加、卸載條件下應力比為0時缺口試棒的應力幅值δsi時，將不同應力比下缺口試棒的應力分布結果si，轉換成應力比r＝0下缺口試棒的應力幅值δsi。

10、進一步的，所述n計算的計算方法如下：

11、利用光滑試棒在給定不同應力水平預拉伸應力條件下進行高溫低循環(huán)疲勞試驗，得到不同應力比條件下的預拉伸應力與壽命關系：nf＝s拉伸(smax,r,t,c)，進而確定最佳預拉伸應力s拉伸，其中，nf為拉伸疲勞壽命，smax為最大應力，r為應力比，t為疲勞試驗溫度，其單位為℃，c為材料相關常數(shù)；

12、通過公式σture＝σengineering(1+ε)，將工程應力轉換成應力比r＝0時光滑試棒的真實應力，進行不同應力水平下疲勞試驗，將試驗結果，代入材料s-n曲線，得到光滑試棒應力比r＝0下的s-n曲線，計算出應力比r＝0時輪盤危險部位的疲勞壽命n計算，其中，σture為真實應力，σengineering為工程應力，ε為工程應變。

13、進一步的，所述ni的計算方法為通過將應力比為0時缺口試棒的應力幅值δsi代入應力比r＝0下光滑試棒s-n曲線，計算出不同凈截面應力載荷下應力比r＝0時缺口試棒疲勞壽命ni。

14、進一步的，所述殘余應力松弛壽命評估系數(shù)fa為缺口試棒的試驗疲勞壽命nj與應力比r＝0時缺口試棒的計算疲勞壽命ni之比，fa＝nj/ni，其中，fa為殘余應力松弛壽命評估系數(shù)，nj為試驗疲勞壽命，ni為計算疲勞壽命。

15、進一步的，所述缺口試棒的試驗疲勞壽命nj通過缺口試棒在不同凈截面應力載荷下的疲勞試驗獲取。

16、進一步的，所述應力松弛疲勞壽命na通過引入殘余應力松弛壽命評估系數(shù)fa對應力比r＝0時的輪盤疲勞壽命計算值n計算進行修正獲取，na＝n計算·fa，其中，na為考慮殘余應力衰減的應力松弛疲勞壽命。

17、本發(fā)明的有益效果在于，以疲勞壽命試驗為基礎，利用goodman公式進行修正，引入殘余應力松弛壽命評估系數(shù)對輪盤疲勞壽命進行修正，以獲取考慮殘余應力衰減的輪盤疲勞壽命，有效的預測航空發(fā)動機輪盤疲勞壽命；此預測方法更為可靠，可提高預測的準確性，是航空發(fā)動機輪盤壽命預測研究的新方向及關鍵點；并且本發(fā)明的預測方法同樣適用于航空發(fā)動機其他關鍵部件或者整機的壽命預測，以及其他有壽命預測需求的部件，適用范圍廣。

技術特征：

1.一種考慮殘余應力松弛影響的輪盤疲勞壽命預測方法，其特征在于包括以下步驟：

2.如權利要求1所述考慮殘余應力松弛影響的輪盤疲勞壽命預測方法，其特征在于：所述輪盤各考核部位疲勞載荷的應力分布si通過有限元彈性計算分析獲取；所述缺口試棒不同凈截面應力載荷下的應力分布si是通過在高溫條件下缺口試棒在不同凈截面應力載荷作用下進行疲勞壽命試驗獲取。

3.如權利要求1所述考慮殘余應力松弛影響的輪盤疲勞壽命預測方法，其特征在于：所述應力幅值δsi是利用goodman修正方法獲得，表示為：δsi＝[δs1,δs2,δs3,…]。

4.如權利要求1所述考慮殘余應力松弛影響的輪盤疲勞壽命預測方法，其特征在于：獲得所述加、卸載條件下應力比為0時輪盤危險部位的應力幅值δsi時，將輪盤危險部位疲勞載荷轉化為應力比r＝0的疲勞載荷，從而獲取此時輪盤危險部位的應力幅值δsi及最大應力smax。

5.如權利要求1所述考慮殘余應力松弛影響的輪盤疲勞壽命預測方法，其特征在于：獲得所述加、卸載條件下應力比為0時缺口試棒的應力幅值δsi時，將不同應力比下缺口試棒的應力分布結果si，轉換成應力比r＝0下缺口試棒的應力幅值δsi。

6.如權利要求1所述考慮殘余應力松弛影響的輪盤疲勞壽命預測方法，其特征在于：所述n計算的計算方法如下：

7.如權利要求1所述考慮殘余應力松弛影響的輪盤疲勞壽命預測方法，其特征在于：所述ni的計算方法為通過將應力比為0時缺口試棒的應力幅值δsi代入應力比r＝0下光滑試棒s-n曲線，計算出不同凈截面應力載荷下應力比r＝0時缺口試棒疲勞壽命ni。

8.如權利要求1所述考慮殘余應力松弛影響的輪盤疲勞壽命預測方法，其特征在于：所述殘余應力松弛壽命評估系數(shù)fa為缺口試棒的試驗疲勞壽命nj與應力比r＝0時缺口試棒的計算疲勞壽命ni之比，fa＝nj/ni，其中，fa為殘余應力松弛壽命評估系數(shù)，nj為試驗疲勞壽命，ni為計算疲勞壽命。

9.如權利要求1或8所述考慮殘余應力松弛影響的輪盤疲勞壽命預測方法，其特征在于：所述缺口試棒的試驗疲勞壽命nj通過缺口試棒在不同凈截面應力載荷下的疲勞試驗獲取。

10.如權利要求1所述考慮殘余應力松弛影響的輪盤疲勞壽命預測方法，其特征在于：所述應力松弛疲勞壽命na通過引入殘余應力松弛壽命評估系數(shù)fa對應力比r＝0時的輪盤疲勞壽命計算值n計算進行修正獲取，na＝n計算·fa，其中，na為考慮殘余應力衰減的應力松弛疲勞壽命。

技術總結
一種考慮殘余應力松弛影響的輪盤疲勞壽命預測方法，包括以下步驟：獲取輪盤各考核部位疲勞載荷及缺口試棒不同凈截面應力載荷下的應力分布S<subgt;i</subgt;，獲取缺口試棒在不同凈截面應力載荷下的試驗疲勞壽命N<subgt;j</subgt;；基于應力分布S<subgt;i</subgt;，獲取加、卸載條件下應力比為0時輪盤危險部位及缺口試棒的應力幅值ΔS<subgt;i</subgt;；通過應力幅值ΔS<subgt;i</subgt;，計算應力比為0時，輪盤的危險部位疲勞壽命N<subgt;計算</subgt;及缺口試棒計算疲勞壽命N<subgt;i</subgt;；引入殘余應力松弛壽命評估系數(shù)f<subgt;a</subgt;，獲取考慮殘余應力衰減的應力松弛疲勞壽命N<subgt;a</subgt;。通過引入殘余應力松弛壽命評估系數(shù)對輪盤疲勞壽命進行修正，提高了航空發(fā)動機輪盤疲勞壽命預測的準確性，也進一步提高了航空發(fā)動機輪盤結構設計上的可靠性。

技術研發(fā)人員：高俊,毛賀,高陽,常浩,畢育才,楊進飛
受保護的技術使用者：中國航發(fā)貴陽發(fā)動機設計研究所
技術研發(fā)日：
技術公布日：2024/12/19