[發(fā)明專利]一種考慮多部位及多失效模式的渦輪盤損傷容限評估方法

有效

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• 申請日: 2016-12-31
• 公開（公告）號: CN106644784B
• 公開（公告）日: 2018-11-16
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 胡殿印;王榮橋;王西源;毛建興;高曄;劉茜
• 申請（專利權(quán)）人: 北京航空航天大學(xué)
• 主分類號: G01N3/32
• 分類號: G01N3/32;G01M5/00
• 代理公司: 北京科迪生專利代理有限責(zé)任公司 11251
• 代理人: 楊學(xué)明;顧煒

本發(fā)明涉及一種考慮多部位及多失效模式的渦輪盤損傷容限評估方法，步驟：(1)獲取渦輪盤工況條件，包括載荷譜，典型溫度等；(2)確立三種典型失效模式：盤心低循環(huán)疲勞失效、盤緣蠕變\疲勞失效、榫接結(jié)構(gòu)高低周復(fù)合疲勞失效；(3)針對三種失效模式，分別開展宏微觀裂紋擴展實驗，采集材料裂紋擴展性能數(shù)據(jù)；(4)建立描述渦輪盤材料低循環(huán)疲勞、蠕變\疲勞、高低周復(fù)合疲勞典型失效模式的裂紋擴展壽命預(yù)測方法，形成考慮多部位及多失效模式的渦輪盤損傷容限評估方法。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明是一種針對航空發(fā)動機渦輪盤結(jié)構(gòu)強度的損傷容限評估方法，它是一種能夠考慮渦輪盤不同部位材料的分散性，渦輪盤失效模式多樣性的評估方法，屬于航空航天發(fā)動機技術(shù)領(lǐng)域。

航空發(fā)動機是一種極限產(chǎn)品，其關(guān)鍵部件——渦輪盤工作在高溫、高壓、高轉(zhuǎn)速等的復(fù)雜載荷/環(huán)境下；渦輪盤作為限壽件，在航空發(fā)動機的設(shè)計、部件及核心機試驗、地面臺架及飛行試驗以及發(fā)動機維護管理過程之中，要貫穿損傷容限方法。適當(dāng)?shù)膿p傷容限評估，可以避免零件的批準(zhǔn)壽命期內(nèi)，由于材料、制造和使用引起的缺陷導(dǎo)致的潛在失效。

損傷容限評估方法以斷裂力學(xué)為基礎(chǔ)，以裂紋擴展實驗為關(guān)鍵點，而裂紋擴展性能依賴于外界載荷以及材料內(nèi)部微觀組織。對于航空發(fā)動機渦輪盤結(jié)構(gòu)，其不同部位承受的載荷條件差異較大：盤心處以高溫、高應(yīng)力的低循環(huán)為主；盤緣榫接處以大應(yīng)力疊加振動的高低周復(fù)合疲勞為主。同時由于渦輪盤成型工藝及熱處理制度的限制與影響，渦輪盤沿徑向的材料微觀組織結(jié)構(gòu)差異明顯，即不同部位具有相異的裂紋擴展性能。

現(xiàn)有文獻Hu D,Mao J,Song J,et al.Experimental investigation of grainsize effect on fatigue crack growth rate in turbine disc superalloyGH4169under different temperatures[J].Materials Science&Engineering A,2016,669:318-331.中提出了壽命分散因子和考慮壽命分散性的Paris公式的概念，文中從理論上方面利用壽命分散因子分析了裂紋閉合的機制，但并未介紹如何將分散性模型應(yīng)用到渦輪盤裂紋擴展壽命評估中。本發(fā)明將壽命分散因子分布的獲取和考慮壽命分散性的Paris公式的應(yīng)用建立成一套系統(tǒng)的方法，考慮壽命分散性的Paris公式用來預(yù)測渦輪盤低循環(huán)裂紋擴展壽命。

現(xiàn)有文獻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從試驗角度出發(fā)研究了GH2036材料高低周復(fù)合疲勞行為，并對其裂紋擴展壽命進行了預(yù)測，但其研究成果僅針對實驗室情況下標(biāo)準(zhǔn)試件，未考慮渦輪榫接部件的結(jié)構(gòu)特征。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明技術(shù)解決方案：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種考慮多部位及多失效模式的渦輪盤損傷容限評估方法，大大提高了發(fā)動機關(guān)鍵件—渦輪盤的安全性和可靠性。

本發(fā)明技術(shù)解決方案：一種考慮多部位及多失效模式的渦輪盤損傷容限評估方法，通過試驗及模型研究，探索渦輪盤不同取樣部位、不同載荷條件所致的失效模式下的裂紋擴展壽命及規(guī)律，最終建立針對航空發(fā)動機渦輪盤的，工程應(yīng)用迫切需求的損傷容限評估方法。本發(fā)明實現(xiàn)步驟如下：

第一步，獲取渦輪盤工況條件，所述工況條件指渦輪各個位置的機械載荷與熱載荷狀況，由渦輪盤設(shè)計工作狀態(tài)轉(zhuǎn)速、工作狀態(tài)的溫度場分布、外場載荷譜等確定。