[发明专利]一种涡轮榫接结构高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法

说明书

本发明涉及一种涡轮榫接结构高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法，步骤：(1)建立考虑裂纹闭合效应的裂纹扩展模型；(2)确定高周载荷应力强度因子模型；(3)确定低周载荷应力强度因子模型；(4)判断当前循环是否为高周载荷，若是，执行(5)，否则执行(6)；(5)计算复合疲劳下裂纹增量，判断下一循环是否为低周疲劳载荷，若是，获取当前循环最大裂尖张开位移，执行(7)，否则执行(8)；(6)计算低周载荷下裂尖张开位移变化量；(7)根据(5)和(6)输入的结果，计算残余裂尖张开位移及裂纹增量；(8)更新裂纹长度，若最大应力强度因子小于断裂韧度，重复步骤(4)到(7)，否则计算完成，得到裂纹扩展寿命。

技术领域

本发明是一种针对航空发动机涡轮榫接结构高低周复合疲劳裂纹扩展寿命的预测方法，它是一种能够高低周耦合作用、裂纹闭合效应和小时间尺度的计算方法，属于航空航天发动机技术领域。

背景技术

涡轮盘是航空发动机为数不多的关键件之一，涡轮盘普遍采用枞树形榫槽结构与叶片榫头联接。涡轮榫接同时承受叶片离心力、热载荷等构成的低周疲劳载荷和由气动载荷诱发叶片横向振动及自身振动的小幅值、高频率的高周疲劳载荷，即高低周复合疲劳载荷。由于结构和受载的双重复杂性，不仅多型在役航空发动机长期受到涡轮榫接裂纹故障困扰，某些新型发动机也多次发生涡轮榫接裂纹故障，严重威胁飞机的飞行安全。为此，建立可准确预测涡轮盘榫槽高低周复合疲劳裂纹扩展寿命的分析方法研究具有重要意义。

目前对于高低周复合疲劳裂纹扩展寿命的预测方法主要利用传统方法分别计算高周载荷和低周载荷下的应力强度因子，基于线性累积损伤理论对裂纹扩展进行分析，这具有明显的局限性：(1)没有考虑高周载荷与低周载荷的耦合作用，难以保证预测精度；(2)传统方法将高频载荷处理成叠加在低周载荷上的等幅静态载荷，未考虑结构振动特性对高周应力强度因子的影响，未体现结构振动特性随裂纹长度的增加而发生的改变。

现有文献Hu D,Yang Q,Liu H,et al.Crack closure effect and crack growthbehavior in GH2036superalloy plates under combined high and low cycle fatigue[J].Int J Fatigue.2017,95：90-103从试验角度出发研究了GH2036材料高低周复合疲劳行为，并对其裂纹扩展寿命进行了预测，但其研究成果仅针对实验室情况下标准试件，未考虑涡轮榫接部件的结构特征，未对涡轮榫接结构进行瞬态分析，也未考虑载荷历程对高低周复合疲劳裂纹扩展寿命的影响，其结果针对材料较为单一，缺乏一定的应用性。此外，由于涡轮榫接结构在裂纹扩展过程中，会改变榫接的接触状态，造成应力的重新分布，在计算涡轮榫接结构的裂纹扩展寿命时，必须考虑这方面的影响。

发明内容

本发明技术解决方案：克服现有技术的不足，提供一种涡轮榫接结构高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法，考虑裂了纹闭合效应和结构振动特性，保证了预测精度。

本发明技术解决方案：一种涡轮榫接结构高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法，概括起来，主要包括：考虑裂纹闭合效应裂纹扩展寿命模型的建立，高低周复合疲劳裂纹扩展寿命模型的建立。

实现步骤如下：

(1)根据不同应力比下低周疲劳裂纹扩展试验，计算涡轮榫接材料的张开应力强度因子K_op，有效应力强度因子ΔK_eff，并确定残余裂尖张开位移δ_res与张开应力强度因子K_op的关系，并建立考虑裂纹闭合效应的疲劳裂纹扩展寿命模型，为后续计算疲劳载荷下的裂纹扩展增量提供基础；