[發明專利]裂紋失效模式判定方法及基于該方法的疲勞壽命預測方法

有效

• 申請號: 201710568720.1
• 申請日: 2017-07-13
• 公開（公告）號: CN107389471B
• 公開（公告）日: 2020-08-18
• 發明（設計）人: 朱順鵬;喻正勇;周杰;劉強;柳云瀚;黃洪鐘
• 申請（專利權）人: 電子科技大學
• 主分類號: G01N3/24
• 分類號: G01N3/24
• 代理公司: 成都宏順專利代理事務所(普通合伙) 51227
• 代理人: 周永宏

本發明公開一種裂紋失效模式判定方法及基于該方法的疲勞壽命預測方法，應用于可靠性領域，基于法向應變和剪切應變對疲勞損傷所做的貢獻判定部件裂紋失效模式，結合能量和臨界面法，建立了拉伸主導的失效和剪切主導的失效這兩種模式下的疲勞壽命預測模型，能有效控制材料分散性所導致的預測誤差過大的問題，使得預測壽命不會偏離試驗壽命太遠；并且在模型建立的過程中引入臨界面應力應變曲線關系及相關材料常數，能夠反映平均應力的影響，同時該模型還能預測比例和非比例，對稱與非對稱載荷下的疲勞壽命。

技術領域

本發明屬于可靠性領域，特別涉及一種航空金屬材料或結構部件的疲勞壽命預測技術。

背景技術

航空發動機作為飛機的推力裝置，被譽為飛機的“心臟”，其可靠性與壽命預測對于飛機的安全性具有重要的意義。近年來我國航空領域的機械故障中，80％是由轉動部件的失效而引起的。隨著航空工業的發展，對航空發動機性能要求不斷提高，推重比不斷增加，使得航空渦輪發動機溫度和轉速均不斷提高，導致航空發動機各部件特別是渦輪轉子部件在更加復雜的循環熱載荷和機械載荷下工作的失效問題愈來愈突出。鈦合金與傳統的金屬相比具有更高的強度和剛度，優異的耐腐蝕性和抗蠕變性，高韌性，良好的耐溫性和較低的熱膨脹系數，使其廣泛應用于軍事和航空航天領域。在疲勞研究初期，多軸疲勞一直是一個重要的研究方向，但是由于其方法復雜，在工程應用中常把多軸疲勞簡化為單軸疲勞來處理，其預測結果往往會偏于保守或者不安全。近年來，由于結構設計要求的不斷提高和試驗研究手段的不斷進步，如何更加準確地預測多軸疲勞壽命成了重要的研究方向。

臨界平面方法作為多軸疲勞壽命預測領域中最有前途的一種，已經被人們進行了廣泛地研究。同時結合臨界面法和能量法，考慮兩種裂紋失效模式的疲勞模型，也取得了一些進展。雖然近年來的一些多軸疲勞壽命預測模型都能預測比例和非比例載荷下的多軸疲勞壽命，也能恰當地表征平均應力的影響，但是由于材料的分散性，在缺乏試驗情況下，其裂紋失效模式往往是不確定的，最終導致部分多軸疲勞壽命預測結果并不理想。對于考慮兩種裂紋失效模式的疲勞模型，由于簡單地選擇較低的預測壽命作為最后的預測壽命，易導致其模型預測過于保守，結果不夠精確。

發明內容

本發明為解決上述技術問題，提出了一種裂紋失效判定方法及基于該判定方法的疲勞壽命預測方法，首次提出在缺乏試驗情況下確定材料在多軸疲勞載荷下的裂紋失效的判定方法，基于該裂紋失效判定方法得出疲勞壽命預測，突破了現有預測方法過于保守的局限。

本發明采用的技術方案是：一種裂紋失效模式判定方法，包括：

S1、對試樣的疲勞試驗數據進行有限元分析，確定應力應變分布；

S2、根據步驟S1的應力應變分布，判斷危險區域是否產生塑性應變，若產生塑性則為低周疲勞，執行步驟S3；否則結束；

S3、獲取危險區域中產生塑性應變所在的危險單元的12個應力應變隨時間變化的分量；

S4、將步驟S3獲取的危險單元的12個應力應變隨時間變化的分量作為輸入，采用臨界面法，確定最大剪應變幅及其所在的平面和最大法向應變幅及其垂直的平面；

S5、根據材料的單軸與扭轉疲勞材料常數，確定應變損傷參量比；

S6、若應變損傷參量比與最大法向應變幅之乘積大于最大剪應變幅，則裂紋失效模式為拉伸主導的失效；

若應變損傷參量比與最大法向應變幅之乘積小于或等于最大剪應變幅，則裂紋失效模式為剪切主導的失效。

進一步地，所述步驟S5確定應變損傷參量比的具體公式為：