[发明专利]裂纹失效模式判定方法及基于该方法的疲劳寿命预测方法

说明书

本发明公开一种裂纹失效模式判定方法及基于该方法的疲劳寿命预测方法，应用于可靠性领域，基于法向应变和剪切应变对疲劳损伤所做的贡献判定部件裂纹失效模式，结合能量和临界面法，建立了拉伸主导的失效和剪切主导的失效这两种模式下的疲劳寿命预测模型，能有效控制材料分散性所导致的预测误差过大的问题，使得预测寿命不会偏离试验寿命太远；并且在模型建立的过程中引入临界面应力应变曲线关系及相关材料常数，能够反映平均应力的影响，同时该模型还能预测比例和非比例，对称与非对称载荷下的疲劳寿命。

技术领域

本发明属于可靠性领域，特别涉及一种航空金属材料或结构部件的疲劳寿命预测技术。

背景技术

航空发动机作为飞机的推力装置，被誉为飞机的“心脏”，其可靠性与寿命预测对于飞机的安全性具有重要的意义。近年来我国航空领域的机械故障中，80％是由转动部件的失效而引起的。随着航空工业的发展，对航空发动机性能要求不断提高，推重比不断增加，使得航空涡轮发动机温度和转速均不断提高，导致航空发动机各部件特别是涡轮转子部件在更加复杂的循环热载荷和机械载荷下工作的失效问题愈来愈突出。钛合金与传统的金属相比具有更高的强度和刚度，优异的耐腐蚀性和抗蠕变性，高韧性，良好的耐温性和较低的热膨胀系数，使其广泛应用于军事和航空航天领域。在疲劳研究初期，多轴疲劳一直是一个重要的研究方向，但是由于其方法复杂，在工程应用中常把多轴疲劳简化为单轴疲劳来处理，其预测结果往往会偏于保守或者不安全。近年来，由于结构设计要求的不断提高和试验研究手段的不断进步，如何更加准确地预测多轴疲劳寿命成了重要的研究方向。

临界平面方法作为多轴疲劳寿命预测领域中最有前途的一种，已经被人们进行了广泛地研究。同时结合临界面法和能量法，考虑两种裂纹失效模式的疲劳模型，也取得了一些进展。虽然近年来的一些多轴疲劳寿命预测模型都能预测比例和非比例载荷下的多轴疲劳寿命，也能恰当地表征平均应力的影响，但是由于材料的分散性，在缺乏试验情况下，其裂纹失效模式往往是不确定的，最终导致部分多轴疲劳寿命预测结果并不理想。对于考虑两种裂纹失效模式的疲劳模型，由于简单地选择较低的预测寿命作为最后的预测寿命，易导致其模型预测过于保守，结果不够精确。

发明内容

本发明为解决上述技术问题，提出了一种裂纹失效判定方法及基于该判定方法的疲劳寿命预测方法，首次提出在缺乏试验情况下确定材料在多轴疲劳载荷下的裂纹失效的判定方法，基于该裂纹失效判定方法得出疲劳寿命预测，突破了现有预测方法过于保守的局限。

本发明采用的技术方案是：一种裂纹失效模式判定方法，包括：

S1、对试样的疲劳试验数据进行有限元分析，确定应力应变分布；

S2、根据步骤S1的应力应变分布，判断危险区域是否产生塑性应变，若产生塑性则为低周疲劳，执行步骤S3；否则结束；

S3、获取危险区域中产生塑性应变所在的危险单元的12个应力应变随时间变化的分量；

S4、将步骤S3获取的危险单元的12个应力应变随时间变化的分量作为输入，采用临界面法，确定最大剪应变幅及其所在的平面和最大法向应变幅及其垂直的平面；

S5、根据材料的单轴与扭转疲劳材料常数，确定应变损伤参量比；

S6、若应变损伤参量比与最大法向应变幅之乘积大于最大剪应变幅，则裂纹失效模式为拉伸主导的失效；

若应变损伤参量比与最大法向应变幅之乘积小于或等于最大剪应变幅，则裂纹失效模式为剪切主导的失效。

进一步地，所述步骤S5确定应变损伤参量比的具体公式为：